[发明专利]亚轨道卫星全被动稳定姿控系统及方法

说明书

本发明提供的亚轨道卫星全被动稳定姿控系统及方法，本发明提供的亚轨道卫星全被动稳定姿控系统包括：三轴磁强计、三轴磁力矩器和偏置动量轮；所述三轴磁强计测量卫星本体坐标系下磁场强度，经计算磁控阻尼磁矩值，i＝x,y,z，P_0i为三轴磁力矩器所能提供的i方向最大磁矩，B_bi为卫星本体坐标系下磁场强度的i分量，将计算得到的磁控阻尼磁矩值输入到三轴磁力矩器，所述三轴磁力矩器产生磁控阻尼磁矩，所述磁控阻尼磁矩与地磁场作用产生电磁力矩，所述偏置动量轮用于耦合滚动和偏航姿态。

技术领域

本发明涉及航天技术领域，特别涉及亚轨道卫星全被动稳定姿控系统及方法。

背景技术

在现有技术中，卫星姿态控制系统的设计，多数将气动力矩作为干扰力矩进行主动姿态控制，由于亚轨道气动力极大，需要大量的主动控制资源才能实现姿态控制和稳定，这势必造成资源浪费，对卫星降低成本、小型化、低成本方面是极其不利的，而且主动控制资源的耗费也使得卫星的寿命有限。

亚轨道卫星是比以往所研究的超低轨道卫星的轨道更低的卫星，其运行轨道大约在120km左右，目前对该轨道高度上的卫星姿控系统设计研究甚少，采用气动辅助姿态控制的研究多数都停留在理论研究范畴。哈尔滨工业大学硕士学位论文《气动力矩在超低轨道卫星姿态控制方面的应用研究》一文中采用气动辅助控制卫星姿态，需要气动陀等执行机构，对卫星小型化低成本不利。

发明内容

本发明解决的问题是现有亚轨道卫姿态控制需要增加气动舵，不利于卫星小型化低成本；未解决所述问题，本发明提供亚轨道卫星全被动稳定姿控系统及方法。

本发明提供的亚轨道卫星全被动稳定姿控系统包括：三轴磁强计、三轴磁力矩器和偏置动量轮；所述三轴磁强计测量卫星本体坐标系下磁场强度，经计算磁控阻尼磁矩值，i＝x,y,z，P_0i为三轴磁力矩器所能提供的i方向最大磁矩，B_bi为卫星本体坐标系下磁场强度的i分量，将计算得到的磁控阻尼磁矩值输入到三轴磁力矩器，所述三轴磁力矩器产生磁控阻尼磁矩，所述磁控阻尼磁矩与地磁场作用产生电磁力矩，所述偏置动量轮用于耦合滚动和偏航姿态。

本发明还提供亚轨道卫星全被动稳定姿控方法，包括：

步骤一、建立亚轨道卫星姿态运动描述模型：

其中：θ(t)、ψ(t)、分别为俯仰角、偏航角、滚动角；

为卫星惯量矩阵，L_p＝[l_x l_y l_z]^T为本体坐标系下卫星质心到压心的矢径，θ₀为初始时刻俯仰角，ω_y0为初始时刻俯仰角速度；ψ₀为初始时刻偏航角，ω_z0为初始时刻偏航角速度；为初始时刻滚动角，ω_x0为初始时刻滚动角速度，α为来流方向与飞行器内法向的夹角；

步骤二、三轴磁强计测量卫星本体坐标系下磁场强度，经计算磁控阻尼磁矩值，i＝x,y,z，P_0i为三轴磁力矩器所能提供的i方向最大磁矩，B_bi为卫星本体坐标系下磁场强度的i分量，将计算得到的磁控阻尼磁矩值输入到三轴磁力矩器，所述三轴磁力矩器产生磁控阻尼磁矩，所述磁控阻尼磁矩与地磁场作用产生电磁力矩，所述电磁力矩对俯仰方向和偏航方向简谐运动产生阻尼；

步骤三、在卫星上配置偏置动量轮，所述偏置动量轮用于耦合滚动和偏航姿态。

进一步，所述步骤一包括：