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原文传递一种非对称构型卫星角动量的卸载方法和装置

专利名称：	一种非对称构型卫星角动量的卸载方法和装置
摘要：	本发明公开一种非对称构型卫星角动量的卸载方法和装置，该方法包括：通过太阳敏感器获取卫星本体系下的太阳矢量，并将太阳矢量转换为轨道系下的太阳矢量；计算所述轨道系下的太阳矢量与轨道面的夹角β，并根据所述轨道系下的太阳矢量与轨道面的夹角β设置太阳翼转动轴的转动角度和偏置轴的偏置预设角度；计算飞轮系统的角动量并将其转换为卫星本体系下的角动量；根据卫星待卸载角动量的模值与预设卸载阈值进行比较，根据比较结果判断是否需要开启磁力矩器卸载，并根据比较结果输出磁力矩器的控制指令。本发明有效减少了角动量累积及空间力矩累积；具有节省燃料、功耗要求低和姿态稳定度高等优点，为弱磁场行星探测器的角动量卸载提供了理论依据。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	湖北;42
申请人：	航天科工空间工程发展有限公司
发明人：	金震;辛星;程春晓;黄丽雅;王鹏飞
专利状态：	有效
申请日期：	2023-08-30T00:00:00+0800
发布日期：	2023-11-17T00:00:00+0800
申请号：	CN202311123799.9
公开号：	CN117068395A
代理机构：	北京正理专利代理有限公司
代理人：	毛唯鸣
分类号：	B64G1/24;B64G1/36;B;B64;B64G;B64G1;B64G1/24;B64G1/36
申请人地址：	431400 湖北省武汉市新洲区双柳街学林路特1号
主权项：	1.一种非对称构型卫星角动量的卸载方法，其特征在于，该方法包括：通过太阳敏感器获取卫星本体系下的太阳矢量，并将所述卫星本体系下的太阳矢量转换为轨道系下的太阳矢量；计算所述轨道系下的太阳矢量与轨道面的夹角β，并根据所述轨道系下的太阳矢量与轨道面的夹角β设置太阳翼转动轴的转动角度和偏置轴的偏置预设角度；计算飞轮系统的角动量并将其转换为卫星本体系下的角动量；根据卫星待卸载角动量的模值与预设卸载阈值进行比较，根据比较结果判断是否需要开启磁力矩器卸载，并根据比较结果输出磁力矩器的控制指令。 2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述轨道系下的太阳矢量与轨道面的夹角β设置太阳翼转动轴的转动角度和偏置轴的偏置预设角度包括比较所述夹角β和预设夹角阈值：若所述轨道系下的太阳矢量与轨道面的夹角β的绝对值小于预设夹角阈值，则设置太阳翼转动轴的第一转动角度，使太阳翼法向指向卫星本体系坐标系的X轴，并设置太阳翼偏置轴为第一偏置预设角度；若所述轨道系下的太阳矢量与轨道面的夹角β的绝对值大于等于预设夹角阈值，则计算轨道系下的太阳矢量与轨道法向的夹角θ，根据所述夹角θ与预设角进行比较，并设置太阳翼转动轴的转动角度和偏置轴的偏置预设角度。 3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据所述夹角θ与预设角进行比较，并设置太阳翼转动轴的转动角度和偏置轴的偏置预设角度包括：若所述轨道系下的太阳矢量与轨道法向的夹角θ小于预设角，则设置太阳翼转动轴的第二转动角度，使太阳翼法向指向卫星本体系坐标系的-Y轴，并设置太阳翼偏置轴为第二偏置预设角度；若所述轨道系下的太阳矢量与轨道法向的夹角θ大于等于预设角，则设置太阳翼转动轴的第三转动角度，使太阳翼法向指向卫星本体系坐标系的Y轴，并设置太阳翼偏置轴为第三偏置预设角度。 4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述飞轮系统的角动量包括飞轮系统中各飞轮的角动量，其中，飞轮系统中第i个飞轮的角动量的计算公式为 Hwh,i＝Jwh,i*Ωwh,i，其中，Hwh,i为飞轮系统中第i个飞轮的角动量，Jwh,i为飞轮系统中第i个飞轮的转动惯量，i＝1,2,…,N，N为飞轮个数，Ωwh,i为飞轮系统中第i个飞轮的实时转速；将飞轮系统的角动量转换为卫星本体系下的角动量的公式为其中，为卫星本体系下的角动量，C为飞轮系统的安装矩阵。 5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述飞轮系统的角动量还包括飞轮系统的标称角动量，所述飞轮系统标称角动量的计算公式为其中，[Hstd,x Hstd,y Hstd,z]为飞轮系统的标称角动量，为卫星本体系下的转动惯量，ωb为卫星本体系下的标称角速度。 6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，该方法还包括根据所述卫星本体系下的角动量与飞轮系统的标称角动量获得卫星待卸载角动量，所述卫星待卸载角动量的计算公式为 [dHwhx dHwhy dHwhz]＝[Hwhx-Hstd,x Hwhy-Hstd,y Hwhz-Hstd,z]，其中，[dHwhx dHwhy dHwhz]为卫星待卸载角动量。 7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述根据卫星待卸载角动量的模值与预设卸载阈值进行比较，根据比较结果判断是否需要开启磁力矩器卸载，并根据比较结果输出磁力矩器的控制指令包括：若所述卫星待卸载角动量的模值小于预设卸载阈值，则不开启磁力矩器卸载，并将磁力矩器的输出指令置0；若所述卫星待卸载角动量的模值大于等于预设卸载阈值，则开启磁力矩器卸载，并根据卫星待卸载角动量获得磁卸载所需的卫星磁矩Mb，输出与所述卫星磁矩对应的磁力矩器的控制指令，所述卫星磁矩的计算公式如下：其中，Mb为磁卸载所需的卫星磁矩，Bbx、Bby和Bbz分别为地磁场在卫星本体系下的三轴分量，Mb为所需的卫星磁矩，k为比例系数，表示向量积。 8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述太阳翼转动轴和偏置轴的旋转方向正交，太阳翼偏置轴位于转动轴的延长杆上。 9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述太阳翼偏置轴的偏置预设角度产生的重力梯度矩与太阳光压力矩和气动力矩的方向相反。 10.一种非对称构型卫星角动量的卸载装置，其特征在于，该装置包括：获取模块，用于通过太阳敏感器获取卫星本体系下的太阳矢量，并将所述卫星本体系下的太阳矢量转换为轨道系下的太阳矢量；设置模块，用于计算所述轨道系下的太阳矢量与轨道面的夹角β，并根据所述轨道系下的太阳矢量与轨道面的夹角β设置太阳翼转动轴的转动角度和偏置轴的偏置预设角度；计算模块，用于计算飞轮系统的角动量并将其转换为卫星本体系下的角动量；比较模块，用于根据卫星待卸载角动量的模值与预设卸载阈值进行比较，根据比较结果判断是否需要开启磁力矩器卸载，并根据比较结果输出磁力矩器的控制指令。