本發(fā)明涉及基于角速度跟蹤的變軌姿態(tài)保持控制方法，具體涉及一種大推力變軌期間利用陀螺信息的姿態(tài)跟蹤控制方法。

背景技術(shù)：

由于運載能力受限，無法直接將衛(wèi)星送入預(yù)定軌道。尤其是高軌衛(wèi)星一般需要依靠自身變軌進入目標軌道。轉(zhuǎn)移段變軌控制是一般高軌衛(wèi)星一個過程，變軌期間的姿態(tài)控制是實現(xiàn)成功變軌的基礎(chǔ)。

目前國內(nèi)常用的方法是采用地球敏感器和太陽敏感器分別確定地球和太陽的指向，聯(lián)合確定在變軌期間衛(wèi)星的姿態(tài)指向。該方法突出的矛盾是其一對太陽、地球、衛(wèi)星三者的關(guān)系約束強，導(dǎo)致衛(wèi)星的發(fā)射窗口大大受限；其二，部分衛(wèi)星變軌姿態(tài)下使用的地球敏感器在進入目標軌道后的正常姿態(tài)下地球是不可見的，引起的很大的資源浪費。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是提供一種基于角速度跟蹤的變軌姿態(tài)保持控制方法，通過充分利用星上資源，解決高軌衛(wèi)星變軌期間的姿態(tài)控制問題，實現(xiàn)高精度高可靠控制。

為了實現(xiàn)以上目的，本發(fā)明通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)：

一種基于角速度跟蹤的變軌姿態(tài)保持控制方法，包含以下過程：根據(jù)變軌策略地面仿真模擬變軌過程，計算整個變軌過程中衛(wèi)星x、y與z三軸姿態(tài)角速度。通過二次曲線擬合理論計算變軌期間的三軸慣性姿態(tài)角速度，并上注二次曲線系數(shù)。在實施過程中，根據(jù)星敏和陀螺信息建立初始變軌指向姿態(tài)。在變軌期間利用陀螺信息連續(xù)跟蹤理論變軌期間理論慣性姿態(tài)。

優(yōu)選地，所述計算整個變軌過程中衛(wèi)星x、y與z三軸姿態(tài)慣性角速度進一步為地面根據(jù)精度需求建立推力器模型和軌道動力學(xué)模型，并根據(jù)變軌策略確定的變軌開始時間、時間長度仿真模擬變軌過程計算得到。

優(yōu)選地，根據(jù)上述整個變軌過程中衛(wèi)星x、y與z三軸姿態(tài)慣性角速度，

采用二次曲線擬合依次計算變軌期間的理論三軸慣性姿態(tài)角速度，擬合算法如下：需要擬合的參數(shù)y，需要擬合的時間為[t0,tf]，擬合的原始數(shù)據(jù)記為yi(ti∈[t0,tf])。

二次多項式擬合的系數(shù)陣進行估計：

其中，

得到三軸慣性姿態(tài)角速度系數(shù)并上注二次曲線系數(shù)。

優(yōu)選地，根據(jù)上述中擬合的二次曲線系數(shù)，在變軌期間利用陀螺信息連續(xù)跟蹤理論變軌期間理論慣性姿態(tài)進一步包含以下過程：

采集陀螺數(shù)據(jù)，進行數(shù)據(jù)有效性診斷；在數(shù)據(jù)有效的情況下，將陀螺測量到角速度扣除跟蹤角速度作為角速度偏差，利用該角速度偏差的積分作為姿態(tài)偏差，進行衛(wèi)星姿態(tài)控制；其中跟蹤角速度計算如下：

當前時間記為t，則三軸的跟蹤角速度分別為x軸姿態(tài)角速度為y軸姿態(tài)角速度為z軸姿態(tài)角速度為

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有以下優(yōu)點：

本發(fā)明利用陀螺信息，實現(xiàn)變軌姿態(tài)的連續(xù)跟蹤，無需對使用條件和發(fā)射窗口進行約束，同時不需要變軌期間軌道預(yù)報進行預(yù)報，有助于提升衛(wèi)星平臺控制能力。對太陽光照、敏感器視場均無約束，具有精度高，適應(yīng)性強的特點。

附圖說明

圖1為本發(fā)明基于角速度跟蹤的變軌姿態(tài)保持控制方法的流程圖。

具體實施方式

以下結(jié)合附圖，通過詳細說明一個較佳的具體實施例，對本發(fā)明做進一步闡述。

如圖1所示，本發(fā)明一種基于角速度跟蹤的變軌姿態(tài)保持控制方法，包含以下過程：

s1、根據(jù)變軌策略地面仿真模擬變軌過程，計算整個變軌過程中衛(wèi)星三軸姿態(tài)角速度。

s2、二次曲線擬合理論變軌期間的三軸慣性姿態(tài)角速度，并上注二次曲線系數(shù)。

s3、在實施過程中根據(jù)星敏和陀螺信息建立初始變軌指向姿態(tài)。

s4、在變軌期間利用陀螺信息連續(xù)跟蹤理論變軌期間理論慣性姿態(tài)。

關(guān)于步驟s1進一步包含以下過程，地面根據(jù)精度需求建立推力器模型和軌道動力學(xué)模型，并根據(jù)變軌策略確定的變軌開始時間、時間長度仿真模擬變軌過程，計算整個變軌過程中衛(wèi)星三軸姿態(tài)慣性角速度。

關(guān)于步驟s2進一步包含以下過程，利用二次曲線擬合理論變軌期間的三軸慣性角速度，并上注二次曲線系數(shù)；其中，

二次多項式擬合的算法：

需要擬合的參數(shù)y，需要擬合的時間為[t0,tf]，擬合的原始數(shù)據(jù)記為yi(ti∈[t0,tf])。

對二次多項式擬合的系數(shù)陣進行估計：

式中，

依次對變軌開始時刻到變軌結(jié)束時刻的衛(wèi)星x、y、z三軸慣性姿態(tài)角速度擬合，得到二次曲線系數(shù)將變軌初始時刻和生成注數(shù)包并上注。

關(guān)于步驟s3進一步包含以下過程，在實施過程中變軌開始時刻前，星上姿軌控分系統(tǒng)完成根據(jù)星敏和陀螺信息建立初始變軌指向姿態(tài)。

關(guān)于步驟s4進一步包含以下過程，在變軌期間利用陀螺信息連續(xù)跟蹤理論變軌期間理論慣性姿態(tài)。采集陀螺數(shù)據(jù)，進行數(shù)據(jù)有效性診斷。在數(shù)據(jù)有效的情況下，將陀螺測量到角速度扣除跟蹤角速度作為角速度偏差，利用該角速度偏差的積分作為姿態(tài)偏差，進行衛(wèi)星姿態(tài)控制。其中跟蹤角速度計算如下：

當前時間記為t，則衛(wèi)星x、y、z三軸的跟蹤角速度分別為x軸姿態(tài)角速度為y軸姿態(tài)角速度為z軸姿態(tài)角速度為

綜上所述，本發(fā)明利用全陀螺信息實現(xiàn)變軌，無需對使用條件和發(fā)射窗口進行約束，同時不需要變軌期間軌道預(yù)報進行預(yù)報，有助于提升衛(wèi)星平臺控制能力。

盡管本發(fā)明的內(nèi)容已經(jīng)通過上述優(yōu)選實施例作了詳細介紹，但應(yīng)當認識到上述的描述不應(yīng)被認為是對本發(fā)明的限制。在本領(lǐng)域技術(shù)人員閱讀了上述內(nèi)容后，對于本發(fā)明的多種修改和替代都將是顯而易見的。因此，本發(fā)明的保護范圍應(yīng)由所附的權(quán)利要求來限定。