一種適于GEO衛(wèi)星姿軌控結(jié)合的正常模式東西控制方法

胡文靜，聶琨坤，王學(xué)梅

（北京空間信息中繼傳輸技術(shù)研究中心，北京 100094）

0 引言

GEO衛(wèi)星在軌始終受地球形狀攝動、日月攝動、太陽光壓攝動等三種主要攝動力的作用，在東西（經(jīng)度）、南北（緯度）方向漂移。定點(diǎn)位置保持就是克服這三種攝動的影響，使衛(wèi)星始終保持在定點(diǎn)位置東西和南北方向誤差在保持環(huán)范圍內(nèi)。在GEO衛(wèi)星的東西位置保持控制過程中，通過安裝在星上的10N推力器產(chǎn)生向東或向西的作用力，完成平經(jīng)度和偏心率的協(xié)同控制。文獻(xiàn)［1-2］對GEO通信衛(wèi)星位置保持原理及實施策略進(jìn)行了闡述；文獻(xiàn)［3］提出了一種偏置動量衛(wèi)星東西位置保持策略優(yōu)化方法，可有效延長東西位置保持周期；文獻(xiàn)［4］提出了GEO衛(wèi)星連續(xù)式等間隔脈沖推力東西位置保持策略，可長期有效地控制衛(wèi)星平經(jīng)度在漂移環(huán)范圍內(nèi)，利于控制過程的組織實施。

某DFH-3平臺GEO衛(wèi)星（以下簡稱A星）正常模式東西位置保持控制時，使用動量輪作為主要的控制器件。因東西向安裝的推力器存在不對稱性，為確?？刂破陂g動量輪轉(zhuǎn)速、轉(zhuǎn)速差保持在正常值范圍內(nèi)，采取先進(jìn)行動量輪轉(zhuǎn)速控制而后進(jìn)行正式點(diǎn)火的控制策略。其直接影響是：每次東西控制時間變長，整個控制時長約3h，其中動量輪轉(zhuǎn)速控制近2h，正式點(diǎn)火1h多；控制效率低，位保點(diǎn)火過程中因姿態(tài)或動量輪轉(zhuǎn)速超限而多次暫?？刂疲瑬|西控制量并不大，但點(diǎn)火時間耗費(fèi)1h。

為提高控制效率，縮短控制時間，同時盡量減少手動操作，需對控制過程進(jìn)行改進(jìn)，研究更高效、可靠的控制實施方法。本文對一種適于GEO衛(wèi)星姿軌控結(jié)合的正常模式東西控制方法進(jìn)行了研究。

1 原因分析

1.1 東西位置保持原理

由于地球是不規(guī)則的扁球體，產(chǎn)生的切向攝動使GEO衛(wèi)星星下點(diǎn)在東西向漂移。為保持衛(wèi)星的定點(diǎn)精度，須進(jìn)行東西方向的位置保持，一般將星下點(diǎn)控制在定點(diǎn)位置保持環(huán)范圍內(nèi)。在實施東西位置保持期間，由于采用對稱推力器產(chǎn)生X向速度，改變衛(wèi)星軌道半長軸，從而改變衛(wèi)星星下點(diǎn)。東西位置保持的控制要素包括經(jīng)度、半長軸和偏心率，通過設(shè)計合適的保持環(huán)控制這些要素。如圖1所示，保持環(huán)的橫坐標(biāo)為經(jīng)度差，縱坐標(biāo)為半長軸與同步軌道半徑差，在漂移加速度作用下，衛(wèi)星由保持環(huán)左下方的初始位置點(diǎn)A向西漂移至點(diǎn)B后逐漸返回漂移至點(diǎn)C，在C處進(jìn)行位置保持，降低半長軸至點(diǎn)A，重復(fù)新一輪漂移周期。東西保持環(huán)可分成以下區(qū)域：

a）軌道漂移率控制所需的保持環(huán)半寬度Δld（3區(qū)）；

b）軌道偏心率造成的平經(jīng)度日振蕩Δle（2區(qū)）；

c）軌道確定、軌道／姿態(tài)控制及短周期項攝動造成的平經(jīng)度誤差Δlm（1區(qū)）。

東西位置保持控制主要通過控制星上推力器產(chǎn)生向西或向東的推力脈沖，其總的效果是完成平經(jīng)度、平經(jīng)度漂移率和偏心率的控制。在東西位置保持實施前，要精確測軌定軌，以計算準(zhǔn)確的位置保持控制參數(shù)（主要包括推力器選擇，工作脈寬、周期和次數(shù)，點(diǎn)火啟控時刻及偏航確定系數(shù)等）；在位置保持期間，因衛(wèi)星成對推力器的推力差別、推力偏斜及安裝誤差等形成對星體的干擾力矩，故在每次東西位?？刂坪螅瑧?yīng)計算位?？刂茣r的干擾力矩，并在下次同類型（姿控模式、推力方向、推進(jìn)分支、關(guān)調(diào)制占空比等相同）軌控中予以補(bǔ)償；軌控結(jié)束后，也應(yīng)進(jìn)行精確測軌定軌，對軌控推力和干擾力矩進(jìn)行標(biāo)定。但對DFH-3平臺的三軸穩(wěn)定衛(wèi)星，正常模式下進(jìn)行東西位置保持控制時，推力器并不參與衛(wèi)星姿態(tài)控制，動量輪是主要的姿控設(shè)備。

圖1 東西方向位置誤差分配Fig.1 V-configuration wheels fixing

1.2 動量輪姿態(tài)控制原理

動量輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)工作原理基于動量矩守恒，即衛(wèi)星的總動量矩矢量對時間的導(dǎo)數(shù)等于作用在衛(wèi)星上外力矩矢量之和［5］。因動量輪是以內(nèi)力矩作為控制力矩，故當(dāng)外力矩矢量之和為零時，衛(wèi)星總動量矩守恒。通過改變動量輪的動量矩矢量，就可吸收衛(wèi)星多余的動量矩，從而實現(xiàn)對姿態(tài)的控制。

A星安裝的V型動量輪，構(gòu)型結(jié)構(gòu)如圖2所示。動量輪1（MW1）和動量輪2（MW2）為角動量相同的偏置動量輪（RW）在y-z平面構(gòu)成V型安裝，每個輪子角動量與－y軸的夾角均為β，另一個備份反作用輪RW安裝在z軸上。該構(gòu)型提供了偏置角動量三種組合模式：主份工作模式，MW1，MW2組成V型；＋L型備份，MW1，RW組成；－L型備份，MW2，RW組成。當(dāng) MW1或 MW2失效時，可切換至＋L型或－L型備份模式，可靠性較高［6］。通過力矩分配，V，L型輪在俯仰軸和偏航軸上均能產(chǎn)生連續(xù)的控制力矩分量，分別控制衛(wèi)星俯仰姿態(tài)、滾動姿態(tài)。正常模式下，A星姿態(tài)控制采用輪控和角動量管理結(jié)合的方法。V型動量輪主份工作時，將控制動量方向設(shè)置在偏航軸上，以獲得較好的滾動控制精度。當(dāng)有俯仰姿態(tài)誤差時，可用地敏測量，通過由MW1，MW2在－y軸上合成的角動量附近同時增加或減小轉(zhuǎn)速，實現(xiàn)俯仰姿態(tài)的連續(xù)控制。

圖2 單自由度V型偏置動量系統(tǒng)構(gòu)型Fig.2 V-configuration wheels fixing with single freedoom

A星滾動控制為角動量控制，通過調(diào)整動量輪在偏航軸上的角動量大小控制衛(wèi)星的滾動姿態(tài)角。滾動控制器先根據(jù)敏感器測量值給出控制角動量，再基于動量輪的偏航角動量測量值，將控制角動量轉(zhuǎn)換為滾動控制力矩，然后與俯仰控制力矩經(jīng)力矩分配計算，獲得每個動量輪的控制力矩電壓。

定性分析滾動輪控變化時，不考慮章動時有簡化角動量公式

Hz＝－Hyφ＋hz. （1）

式中：Hz為偏航軸角動量；Hy為俯仰軸動量偏置；φ為滾動角；hz為動量輪在偏航軸向產(chǎn)生的角動量變化量。A星進(jìn)行東西位置保持時，由推力器2、3共同噴氣，推力器2產(chǎn)生＋X、－Z向力矩，推力器3產(chǎn)生＋X、＋Z向力矩。理論上，推力器2、3同時點(diǎn)火時偏航方向力矩應(yīng)相互抵消，但由于推力器2、3噴氣效率、安裝角度不同，造成了Z向力矩不均衡，形成偏航方向的干擾力矩。對A星來說，推力器3產(chǎn)生＋Z向的力矩要大于推力器2產(chǎn)生的－Z向力矩。當(dāng)干擾力矩使姿態(tài)發(fā)生正向滾動偏差（φ＞0）時，動量裝置應(yīng)在偏航軸的負(fù)方向產(chǎn)生角動量變化量（hz＜0），以吸收擾動角動量。上述狀態(tài)對MW1、MW2轉(zhuǎn)速影響的直接結(jié)果為：MW1的轉(zhuǎn)速減小，MW2的轉(zhuǎn)速增大，兩動量輪轉(zhuǎn)速差增大。

因此，在東西控制前先控制動量輪轉(zhuǎn)速至標(biāo)稱轉(zhuǎn)速，再將動量輪1的轉(zhuǎn)速控制到下限轉(zhuǎn)速附近，將動量輪2的轉(zhuǎn)速控制到上限轉(zhuǎn)速附近，如圖3所示?？刂破陂g動量輪轉(zhuǎn)速差變化最大達(dá)到1 200r／min。

1.3 正常模式東西控制流程

圖3 東西控制期間動量輪轉(zhuǎn)速Fig.3 Rotation rate change of momentum wheel during east-west maneuver

實際長常模式東西位置保持衛(wèi)星控制時，正式點(diǎn)火開始后，需根據(jù)衛(wèi)星姿態(tài)和動量輪轉(zhuǎn)速的變化控制衛(wèi)星點(diǎn)火進(jìn)度。正常模式下，使用偏置動量輪進(jìn)行衛(wèi)星姿態(tài)控制，如衛(wèi)星姿態(tài)超過正常模式姿控門限、動量輪轉(zhuǎn)速超出正常范圍內(nèi)時，應(yīng)立即停止推力器點(diǎn)火，否則可能造成衛(wèi)星姿態(tài)異常。正常模式東西控制流程如圖4所示。

圖4 改進(jìn)前正常模式東西控制流程Fig.4 Formal flowchart of normal mode east-west maneuver

實際控制期間星上地敏俯仰角、滾動角如圖5所示。因軌控期間推力器的不對稱性，衛(wèi)星姿態(tài)變化較明顯，滾動角在（－0.38°～0.51°）范圍內(nèi)變化，控制過程中不得不暫停點(diǎn)火過程，待衛(wèi)星姿態(tài)穩(wěn)定后再繼續(xù)點(diǎn)火控制。因此，造成了實際點(diǎn)火時間較長（約80min）。

2 姿軌控結(jié)合東西控制方法

圖5 東西控制期間滾動和俯仰角Fig.5 Rolling angle and pitching angle during east-west maneuver

由于2A／3A推力器存在不對稱性，根據(jù)A星的在軌管理經(jīng)驗，為避免姿態(tài)出現(xiàn)超差，位保點(diǎn)火過程中通常需進(jìn)行一定的姿態(tài)控制。參考干擾力矩估計與補(bǔ)償計算結(jié)果，推力器標(biāo)定系數(shù)為0.91，因此是采用5∶1的比例關(guān)系交替進(jìn)行軌道和姿態(tài)控制：每進(jìn)行5次推力器2、3點(diǎn)火，進(jìn)行1次推力器2點(diǎn)火。為提高控制效率，縮短控制時間，同時也盡量減少手動操作，采取5次推力器2、3位保點(diǎn)火后，實施1次2A點(diǎn)火動量輪轉(zhuǎn)速控制，以便更好地控制衛(wèi)星姿態(tài)及動量輪轉(zhuǎn)速變化，減少在位保點(diǎn)火過程中因姿態(tài)或動量輪轉(zhuǎn)速超限而暫停的次數(shù)。軌控和姿控結(jié)合的正常模式東西位置保持衛(wèi)星控制流程如圖6所示。

圖6 姿控和軌控結(jié)合的東西控制流程Fig.6 Flowchart of attitude control and orbit control east-west maneuver

為比較在改進(jìn)東西控制方法前后的控制效率，同樣在正常模式下，對A星實施東西位置保持控制。為確保東西控制期間動量輪轉(zhuǎn)速、轉(zhuǎn)速差保持在正常值范圍內(nèi)，在控前用時0.5h實施動量輪轉(zhuǎn)速控制，將動量輪控制到標(biāo)稱轉(zhuǎn)速左右。正式控制開始后，按軌控和姿控相結(jié)合的控制策略，進(jìn)行5次2A／3A位保點(diǎn)火后，進(jìn)行1次2A點(diǎn)火實施動量輪轉(zhuǎn)速控制，以更好地自動控制衛(wèi)星姿態(tài)及動量輪轉(zhuǎn)速變化，減少在位保點(diǎn)火過程中因姿態(tài)或動量輪轉(zhuǎn)速超限而暫停的次數(shù)。

東西位?？刂破陂g星上地敏俯仰角和滾動角如圖7所示。由圖可知：衛(wèi)星姿態(tài)角變化范圍為－0.23°～0.1°，滿足正常模式姿控要求?？刂七^程中動量輪轉(zhuǎn)速如圖8所示。由圖可知：因控制過程中采用了軌控與姿控結(jié)合的控制策略，2A推力器的單獨(dú)點(diǎn)火補(bǔ)償了推力器不對稱性引起的動量輪轉(zhuǎn)速變化，控制過程中動量輪轉(zhuǎn)速差變化約400r／min；控制結(jié)束后，動量輪轉(zhuǎn)速保持在標(biāo)稱轉(zhuǎn)速附近。點(diǎn)火期間，衛(wèi)星姿態(tài)穩(wěn)定、動量輪轉(zhuǎn)速未超限，實際控制的整個正式點(diǎn)火過程耗時約30min。

圖7 東西控制期間滾動和俯仰角Fig.7 Rolling angle and pitching angle during east-west maneuver

圖8 東西控制期間動量輪轉(zhuǎn)速變化Fig.8 Rotation rate of momentum wheel during east-west maneuver

3 結(jié)束語

本文基于實際東西控制效率低的原因分析，提出了在軌控過程中進(jìn)行角動量主動補(bǔ)償控制（即姿軌控結(jié)合的東西控制）方法，并在實際任務(wù)中得到了驗證。結(jié)果表明：該法減小了控制過程中姿態(tài)及動量輪轉(zhuǎn)速變化，顯著減少了控制時間。這種控制方法可推廣應(yīng)用到推力器對稱性較差的GEO衛(wèi)星正常模式下東西位置保持控制中。

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