[发明专利]一种航天器的初始姿态捕获控制方法及系统

说明书

本发明提供一种航天器的初始姿态捕获控制方法及系统，所述航天器的初始姿态捕获控制方法包括：利用三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加控制磁矩，实现速率阻尼阶段控制；利用反作用轮组起旋，根据所述航天器的姿态信息对所述航天器施加三轴轮控，同时卸载所述三轴磁力矩器对所述航天器施加的控制磁矩，实现太阳捕获阶段控制。本发明不仅在姿态控制部件上只采用了反作用轮和磁力矩器，考虑了星箭分离偏差过大的应对措施，首先施加了速率阻尼，以反作用轮不致于饱和为前提条件，同时在太阳捕获阶段，仅依靠磁强计信息和太阳敏感器信息，施加三轴轮控，即可完成初始捕获控制。

技术领域

本发明涉及一种卫星控制技术领域，特别是涉及一种航天器的初始姿态捕获控制方法及系统。

背景技术

卫星由于其特殊性，在轨飞行时，一旦出现故障，往往难以像其他地面产品那样通过维修进行弥补，因此在卫星研制中，如何保证卫星在轨安全可靠完成任务，成为其首要工作。卫星在轨的安全性分两个阶段：第一阶段是入轨初始的正常安全捕获；第二阶段是正常安全保障任务的完成。第一阶段的入轨初始的正常安全捕获，即卫星入轨初期，如何消除星箭分离带来的姿态偏差，安全、可靠地实现初始捕获太阳，满足卫星能源供应。这一阶段是保证卫星第二阶段安全可靠在轨运行完成任务的首要阶段。

目前卫星姿控系统初始捕获方法绝大部分都是采用推进系统进行阻尼，再施以反作用轮和磁力矩器控制，即“推进系统+反作用轮+磁力矩器”。推进系统因其控制效率高，而成为卫星初始捕获的主要控制手段，但是推进系统由于其推进剂本身存在着易燃、易爆、有毒性这些风险因素，使其对安装结构的要求和相关操作都较复杂，同时推进系统工作是以消耗推进剂为代价的。因此，卫星一旦安装推进系统以后，不仅重量增加，资源消耗加大，而且系统变得更加复杂。卫星系统一旦变复杂，其可靠性、安全性也大大降低。据以往飞行经验统计，卫星在轨故障有百分之七八十都与推进系统有关。

鉴于此，如何找到一种更安全可靠的卫星初始姿态捕获的方案就成了本领域技术人员亟待解决的问题。

发明内容

鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种航天器的初始姿态捕获控制方法及系统，用于解决现有技术中航天器入轨初始捕获时需要推进系统导致安装结构复杂、安全性低的问题。

为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供一种航天器的初始姿态捕获控制方法，所述航天器的初始姿态捕获控制方法包括：利用三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加控制磁矩，实现速率阻尼阶段控制；利用反作用轮组起旋，根据所述航天器的姿态信息对所述航天器施加三轴轮控，同时卸载所述三轴磁力矩器对所述航天器施加的控制磁矩，实现太阳捕获阶段控制。

于本发明的一实施例中，所述三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加的一种控制磁矩为：

M＝-k·B_dot，即

其中，Mx，My，Mz分别为所述三轴磁力矩器在X、Y、Z方向对所述航天器施加的控制磁矩；Bx_dot，By_dot，Bz_dot分别为地磁在星体的变化率B_dot在X、Y、Z方向的变化率分量；k₁,k₂,k₃分别为X、Y、Z方向的控制系数。

于本发明的一实施例中，所述三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加的另一种控制磁矩为：