技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種用于偏航機動的控制力矩陀螺角動量管理方法，實現(xiàn)了偏航機動期間的角動量隨動管理，主要在傾斜軌道(非太陽同步軌道)的航天器上使用。

背景技術(shù)

在外干擾力矩(一般為空間環(huán)境力矩)的作用下，控制力矩陀螺系統(tǒng)角動量將不斷積累，當系統(tǒng)角動量積累達到其飽和容量時，控制力矩陀螺系統(tǒng)不能產(chǎn)生期望的輸出力矩，失去姿態(tài)控制能力，因此必須對控制力矩陀螺系統(tǒng)進行角動量管理。一般采用噴氣卸載、磁力矩器卸載等來減小角動量的積累。噴氣卸載雖然簡單有效，但其中工作燃料的消耗及對航天器帶來的污染卻是不可忽視的，而且航天器上攜帶的推進劑也十分有限，因此應(yīng)盡量避免采用噴氣卸載。磁力矩器卸載是一種較為經(jīng)濟的卸載方式，是航天器卸載的一種常用方式。

傳統(tǒng)的角動量管理方法是，將動量輪(或控制力矩陀螺)系統(tǒng)的角動量卸載至零附近，即實現(xiàn)角動量的完全卸載。將動量輪(或控制力矩陀螺)系統(tǒng)的角動量大小作為磁卸載的輸入，進行角動量卸載。在衛(wèi)星三軸對地穩(wěn)定運行期間，該方法能夠有效進行角動量的卸載。在偏航機動期間，由于偏航姿態(tài)動態(tài)變化，即衛(wèi)星姿態(tài)處于動態(tài)運行過程中，采用控制力矩陀螺進行姿態(tài)控制時，即使沒有外界的干擾力矩，控制力矩陀螺系統(tǒng)的角動量也會隨之波動。如果仍需將系統(tǒng)的角動量卸載至零附近，必須具備兩點：

(1)選擇超大容量的磁力矩器，提供必要的磁力距；

(2)頻繁進行磁卸載。

由于衛(wèi)星姿態(tài)處于動態(tài)變化過程中，星體偏航角速度變化較快，即星體角動量變化較快，采用控制力矩陀螺進行姿態(tài)控制時，星體角速度的變化全由控制力矩陀螺實現(xiàn)，對應(yīng)的系統(tǒng)角動量積累速度很快，而磁場強度大小是一定的，因此只有大幅增加磁力矩器的磁距容量才能實現(xiàn)卸載，對于大型航天器而言，正常對地模式就需要較大容量的磁力矩器，偏航機動模式將大幅增加磁力矩器的磁距容量，這將大大增加磁力矩器的重量和功耗，增加超大型磁力矩器的研制難度。

另一方面，由于控制力矩陀螺系統(tǒng)的角動量動態(tài)變化，以此為卸載目標，則磁力矩器始終工作，消耗大量電能，縮短磁力矩器的工作壽命。由于星體角速度在一個軌道周期內(nèi)周期變化，前后半個軌道周期角速度反向變化。若采用傳統(tǒng)的角動量管理辦法，則在前后半個軌道周期內(nèi)，磁卸載朝相反的方向?qū)刂屏赝勇菹到y(tǒng)角動量進行卸載，在沒有外界干擾力矩的情況下白白消耗大量電能。在存在外界干擾力矩的情況下，由于并不以干擾力矩積累的角動量作為卸載目標，而是以星體角速度變化和外界干擾力矩作用的合成結(jié)果作為卸載對象，因此可能起到相反的作用，加上磁卸載存在滯后效應(yīng)，將導(dǎo)致某些時段系統(tǒng)角動量峰值過大，超出控制力矩系統(tǒng)角動量容量范圍，從而轉(zhuǎn)噴氣控制，靠噴氣卸載才能完成系統(tǒng)角動量的卸載，消耗推進劑。

根據(jù)以上分析，在偏航機動期間，采用以往的角動量管理技術(shù)，既占用衛(wèi)星資源(增加磁力矩器的重量、功耗)，又達不到角動量管理目的，可能存在角動量飽和情況，消耗推進劑。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種用于偏航機動的控制力矩陀螺角動量管理方法，實現(xiàn)了偏航機動期間控制力矩陀螺系統(tǒng)角動量的卸載，大大提高磁卸載的效率，有效卸載外干擾力矩積累的角動量，最大程度避免偏航機動期間控制力矩陀螺系統(tǒng)角動量飽和。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：

一種用于偏航機動的控制力矩陀螺角動量管理方法，步驟如下：

計算控制力矩陀螺系統(tǒng)角動量；

計算星體標稱角動量；

根據(jù)所述控制力矩陀螺系統(tǒng)角動量和星體標稱角動量計算磁卸載目標角動量，根據(jù)所述磁卸載目標角動量進行磁卸載。

所述控制力矩陀螺系統(tǒng)角動量計算公式如下：

H_cmg＝h₀(Asinσ+Bcosσ)E

其中H_cmg為控制力矩陀螺系統(tǒng)角動量，h₀為控制力矩陀螺轉(zhuǎn)子標稱角動量，A、B為控制力矩陀螺的安裝矩陣；σ為控制力矩陀螺框架角，sinσ、cosσ為框架角正、余弦對角陣：E為單位矢量。

所述的星體標稱角動量計算公式如下：

H_sat＝Iω_bi＝I(C_boω_oi+ω_bo)