技术领域
[0001] 本
发明涉及一种小型动量轮的角动量卸载方法，属于卫星
姿态控制领域。
背景技术
[0002] 动量轮是卫星姿态控制的常用执行机构，随着微卫星、纳卫星等
小卫星的发展，小型化动量轮得到了研制应用。XX-9B卫星除了卫星平台自身配置的动量
轮作为控制部件之外，也配置了国产小型动量轮，在轨对小型动量轮的控制能
力做了测试，即把小型动量轮引入系统控制中，以小型动量轮为执行机构进行姿态控制。由于小型动量轮的有效角动量变化范围有限，当磁卸载不能满足卸载能力时，会出现角动量饱和现象，需要进行角动量卸载。目前国内没有利用卫星平台动量轮卸载小型动量轮的方法。
发明内容
[0003] 本发明解决的技术问题为：克服
现有技术不足，提供一种小型动量轮角动量卸载方法，针对具备多种角动量装置的
航天器，最大限度利用角动量装置对星体角动量的吸收能力。
[0004] 本发明解决的技术方案为：
[0005] 一种小型动量轮的角动量卸载方法，在基于动量轮控制的卫星平台上固定安装有小型动量轮以及卫星平台动量轮；
[0006] 所述小型动量轮角动量卸载方法步骤如下：
[0007] (1)在小型动量轮的正常控制期间，采用卫星上的磁力矩器进行小型动量轮的角动量卸载；所述小型动量轮的正常控制期间是指卫星通过小型动量轮进行姿态控制，且小型动量轮的角动量未饱和；
[0008] (2)若小型动量轮的角动量达到饱和，则利用卫星平台动量轮卸载吸收该小型动量轮多余的角动量，即令小型动量轮恢复到其标称角动量，小型动量轮的标称角动量与其饱和角动量之间的角动量差值由所述卫星平台动量轮提供，且任一时刻小型动量轮和卫星平台动量轮的角动量总和守恒；
[0009] (3)若卫星平台动量轮也达到饱和，则通过卫星上的推力器，利用喷气方式进行角动量卸载。
[0010] 所述小型动量轮是指最大角动量小于等于1Nms的动量轮，所述卫星平台动量轮是指最大角动量大于等于4Nms的动量轮。
[0011] 本发明与现有技术的优点在于
[0012] 利用本发明的小型动量轮角动量卸载方法，当小型动量轮达到饱和之后，首先由卫星平台动量轮对小型动量轮进行卸载吸收，待卫星平台动量轮也达到饱和之后，才使用推力器进行喷气卸载角动量。通过本发明方法可以大大减少喷气卸载的次数，使得卫星上能够节约
燃料。
附图说明
[0013] 图1为小型动量轮控制及卸载过程中的卫星姿态角；
[0014] 图2为小型动量轮控制及卸载过程中的卫星姿态
角速度；
[0015] 图3为小型动量轮的角动量；
[0016] 图4为卫星平台Y轴动量轮的角动量；
具体实施方式
[0018] 本发明针对小型动量轮的卸载需求，设计了利用卫星平台动量轮吸收小型动量轮的多余角动量的方法，完成了对小型动量轮的卸载，可满足卫星对小型动量轮卸载的需求。该方法在小型动量轮发生角动量饱和时，优先利用卫星平台动量轮对小型动量轮进行卸载，尽量减少推力器的使用。该方法可以有效地减少喷气卸载，节省燃料。本
专利可以推广应用到于同时具备多种角动量装置的航天器中，最大限度利用角动量装置对星体角动量的吸收能力，节约卫星上能够携带的有限燃料。
[0019] 本发明方法具体步骤如下，如图5所示：
[0020] (1)在小型动量轮的正常控制期间，利用卫星上的磁力矩器与地
磁场相互作用，产生卸载力矩，对小型动量轮进行卸载角动量卸载；所述小型动量轮的正常控制期间是指卫星通过小型动量轮进行姿态控制，且小型动量轮的角动量未饱和；本发明方法的实现是基于动量轮控制的卫星平台上固定安装有小型动量轮以及卫星平台动量轮。
[0021] (2)若小型动量轮的角动量达到饱和，则利用卫星平台动量轮卸载吸收该小型动量轮多余的角动量，即令小型动量轮恢复到其标称角动量，小型动量轮的标称角动量与其饱和角动量之间的角动量差值由所述卫星平台动量轮提供，且任一时刻小型动量轮和卫星平台动量轮的角动量总和守恒；所述小型动量轮是指最大角动量小于等于1Nms的动量轮，所述卫星平台动量轮是指最大角动量大于等于4Nms的动量轮。
[0022] (3)若卫星平台动量轮也达到饱和，则通过卫星上的推力器产生力矩，对卫星平台动量轮进行角动量卸载，使得卫星平台动量轮恢复到其标称角动量。
[0023] 以一个轨道高度为790km的太阳同步轨道卫星为例，轨道倾角为98°；卫星平台配置了4个动量轮，以3+1S方式安装，每个动量轮的最大角动量为4Nms；在Y轴配置了1个小型动量轮，最大角动量位0.5Nms。卫星利用小型动量轮控制，保持
俯仰轴偏置在-15度，从仿真时刻1000秒开始，在卫星Y轴上间歇性的加单向干扰力矩，发生喷气卸载后停止施加干扰。
[0024] 按照本发明的卸载方法，小动量轮的角动量首先由平台Y轴动量轮卸载，使得卫星Y轴动量轮的角动量逐渐增大，在星时2218秒时，平台Y轴动量轮达到饱和值，卫星进行喷气卸载。
[0025] 附图给出了在此期间卫星主要参数曲线图。
[0026] 由图1和图2可以看出，卫星在Y轴作了两次俯仰机动，首先俯仰角从+15度机动到-15度，并保持俯仰轴偏置在-15度的状态约2500秒，之后又进行第二次俯仰机动，由俯仰角从-15度机动到+15度。对小型动量轮的控制、卸载等仿真均集中在俯仰角偏置在-15度的这段时间。由于在仿真2218秒发生了喷气卸载，可以看出此时的卫星姿态角、角速度均有较大变化。
[0027] 由图3和图4可以看出，从1000秒开始在Y轴施加的干扰力矩，首先使得小型动量轮的角动量快速增大，一旦小型动量轮达到饱和(0.4Nms)，则卫星平台的Y轴动量轮就开始吸收小型动量轮的角动量，同时小型动量轮的角动量就恢复到标称值(0.2Nms)；随着时间推移，Y轴干扰力矩使得小型动量轮达到饱和、卫星平台的Y轴动量轮卸载小型动量轮、小型动量轮角动量恢复标称值这个过程反复连续发生，于是干扰力矩积累的角动量逐渐累加到卫星平台动量轮。直到仿真第2218秒，卫星平台动量轮也达到了饱和值，于是推力器开始工作，利用喷气力矩卸载卫星平台动量轮，卫星平台动量轮恢复到标称值；此后由于不再施加干扰力矩，小型动量轮和卫星平台动量轮的角动量均保持稳定，卫星姿态角和角速度也稳定。
[0028] 可以看出在整个仿真期间，小型动量轮发生了多次卸载，但都由卫星平台动量轮进行了卸载，表明本发明可以有效地减少喷气卸载，节约卫星燃料。
[0029] 本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。
