[发明专利]一种全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统

权利要求书

1.一种全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，其特征在于，包括：卫星轨道控制系统、卫星姿态控制系统、电推进系统、控制力矩陀螺系统、反作用飞轮系统和卫星测量与反馈系统；电推进系统、控制力矩陀螺系统和反作用飞轮系统为卫星姿态和轨道控制的执行机构，它们在卫星姿态控制系统和卫星轨道控制系统的控制下执行相应的推力和力矩输出指令；执行机构分别由以下部分组成：4套电推进器、4个控制力矩陀螺和2个反作用飞轮；其工作模式包含轨道转移模式、GEO位置保持模式和姿态调整/机动模式；电推进系统包括4套电推进器和相应的4个推力器指向调整机构；4套电推进器安装平面平行于参考坐标系xoy平面，指向机构可在一定范围内调整每个推力器的推力的指向；在轨道转移模式和姿态调整/机动模式下，电推进器羽流方向平行z轴；在GEO位置保持模式下，电推进器羽流方向通过卫星的质心，呈四棱锥构型。

2.如权利要求1所述的全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，其特征在于，控制力矩陀螺系统采用4个相同的单框架控制力矩陀螺，其安装平面为参考坐标系xoy平面，其中各个框架轴方向向上，呈金字塔构型，安装倾角为β。

3.如权利要求1所述的全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，其特征在于，2个反作用飞轮分别安装在卫星参考坐标系x和y轴方向，飞轮转轴沿坐标轴方向。

4.如权利要求1所述的全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，其特征在于，轨道转移模式的步骤为：

(1)由卫星测量与反馈系统确定卫星当前时刻T₀姿态E₀以及各个执行机构的状态；

(2)根据当前的位置，星载计算机预测和求解最佳轨道机动时刻T，及卫星轨道机动能量最优的推力F_min及推力器工作的时间；同时，求解最小推力时卫星的期望姿态E_T；

(3)根据当前的卫星姿态，由星载计算机预测和求解以后某一时刻T₁作为姿态调整时刻，并求解该时刻的卫星姿态E₁；

(4)根据卫星调整时刻姿态E₁和期望姿态E_T，由星载计算机和控制器确定卫星姿态机动力矩指令序列T_c，卫星进入姿态调整/机动工作模式，并完成姿态调整/机动任务；

(5)卫星完成姿态机动任务后，由RW对卫星姿态进行保持，至轨道机动时刻；同时，由指向机构调整推力方向平行于z轴；

(6)将卫星轨道机动阶段分为n个阶段，在每个阶段中监测卫星的姿态及推力器系统的状态，当在某个阶段内由于轨道变换而导致姿态无法配合推力器工作时，由CMG和RW系统进行姿态精确调整，以保证推力器输出最优的推力；

(7)将推力指令分配至各个推进器，在T时刻电推进系统持续输出相应的推力，抬高卫星轨道高度并改变轨道倾角，并监测卫星姿态，使得卫星完成一个任务周期内的变轨工作；

(8)在轨道机动过程中，由卫星测量与反馈系统确定当前的卫星姿态和推力器系统的状态，当卫星完成轨道机动任务后，并由反作用飞轮系统对卫星姿态进行修正，克服推力器工作对卫星姿态造成的影响；

(9)当卫星完成轨道机动任务后，卫星测量与反馈系统确定当前的卫星状态，并由反作用飞轮系统对卫星姿态进行修正，克服推力器工作对卫星姿态造成的影响。

5.如权利要求1所述的全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统，其特征在于，控制力矩陀螺系统和反作用飞轮系统的状态确定包括如下步骤：

(1)由卫星测量与反馈系统确定各个反作用飞轮的角速度大小Ω和控制力矩陀螺系统当前框架角δ；

(2)求解以下反作用飞轮饱和与控制力矩陀螺奇异衡量函数，确定当前状态，

其中σ_i为控制力矩陀螺雅可比矩阵的奇异值，I_RW为反作用飞轮系统的转动惯量矩阵，而Ω_max为反作用飞轮的角速度饱和值。