基于等倾角进动的自旋卫星姿态控制方法

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1、第31卷第4期2012年8月飞行器测控学报JournalofSpacecraftTT&CTechnologyV01．31No．4Aug．2012基于等倾角进动的自旋卫星姿态控制方法‘王恒，郭力兵，李永刚，胡上成(中国卫星海上测控部·江苏江阴·214431)摘要：姿态控制是自旋稳定卫星控制的基本任务之一，其控制方法有多种，本文主要针对等倾角法进行研究。首先介绍等倾角法姿态控制的基本原理，然后详细地给出姿态控制前需确定的理论执行角、实际执行次数和时延等控制量的具体计算方法，最后进行了姿态机动仿真控制。仿真结果表明，控制量的计算结果准确，控制过程的预测结果与实际控制过程一致。此方法已在多颗

2、自旋卫星发射中得到应用和验证。关键词：自旋稳定卫星；姿态控制；等倾角进动；理论执行角；执行次数中图分类号：V556．8文献标志码：A文章编号：1674—5620(2012)04—0020—05AttitudeControlMethodforSpin—StabilizedSatellitesBasedonEquiangularPrecessionWANGHeng，GUOLibing，LIYonggang，HUShangcheng(ChinaSatelliteMaritimeTrackingandContr01Department，Jiangyin，JiangsuPr。vince2144

3、31)Abstl‘act：AttitudecontrolisanessentiaItaskincontroIofaspin—stabi“zedsateI工iteandtherearemanymethodsforattitudecontr01．Thispaperfocusesonequiangularprecessionmethod．First，thebasicprincipleofequiangularpre—cessionmethodisintroduced．Then，calculationprocessesaregivenforattitudecontrolquantitiesi

4、ncludingtheoreti—calexecutionangIe，executiontimesandtimedelay．Finally，attitudemaneuverprocessissimulated．Thesimulationresultshowsthatthecomputedresultofattitudecontrolquantityiscorrectandtheforecastresultofthecontrolprocessisconsistentwiththatoftheactualcontrolprocess．Themethodhasbeenusedin1aun

5、chofseveralspin—sta—biliz甜satellites．1(eywords：spin—stabilizedsatellite；attitudecontrol；equiangularprecession；theoreticalexecutionangle；executiontimes0引言由于工程需要，自旋稳定卫星需要建立某种预定的自旋轴方位，这就要求对自旋轴在空间的方位进行控制。依据姿态机动过程中自旋轴方向在天球上投影的轨迹，可分为等倾角法、大圆弧法和经纬度法口]，控制方式都是自旋同步。由于一个脉冲的冲量很小，在姿态机动过程中，星体的自旋轴方向同角动量方向基本一致。

6、大圆弧法是控制路径最短，燃料最省的最优控制，但喷气相位值与实时姿态有关，每次喷气前都必须重新计算相位角，因此实施起来比较复杂。采用等倾角进动进行自旋卫星姿态控制则是最便于工程实现的一种方法。1姿态控制的基本原理和方法1．1基本概念和原理自旋卫星的姿态控制是指在控制坐标系中采用合适的控制规律，使卫星的姿态从某初始姿态进动到要求的终了姿态。姿态的控制方法，实际上就是喷气相位和弧长的计算方法。等倾角进动中，发动机每次喷气的相位(相对参考基准脉冲)为常数，在姿态天球(图1)上对应的轨迹方向与经线(SA)的夹角p为恒值。所以在自旋卫星等倾角姿态控制前须确定执行脉冲宽度，通过计算获得地面理论执行

7、角(即实际发动机喷气推力中心相对参考脉冲的执行角)、脉冲执行次数、总时延量等姿态控制参数(称为姿控量)。*收稿日期：2012—03—13；修回日期：2012—05—10第一作者简介：王恒(1969一)，男，硕士，高级工程师，主要从事海上测控软件数学模型及软件设计；E—mail：wh3326@sohu．com第4期王恒，等：基于等倾角进动的自旋卫星姿态控制方法21S图1姿态天球Fig．1Attitudecelestialsphere控制坐标系有太阳参考系、地