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    重庆时时彩最新开奖号码查询结果: 东西位置保持与角动量卸载联合控制方法.pdf

    关 键 词:
    东西 位置 保持 角动量 卸载 联合 控制 方法
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    摘要
    申请专利号:

    CN201410181553.1

    申请日:

    2014.04.30

    公开号:

    CN103941749A

    公开日:

    2014.07.23

    当前法律状态:

    授权

    有效性:

    有权

    法律详情: 授权|||实质审查的生效IPC(主分类):G05D 1/10申请日:20140430|||公开
    IPC分类号: G05D1/10 主分类号: G05D1/10
    申请人: 北京控制工程研究所
    发明人: 汤亮; 陈守磊; 刘一武; 胡少春; 郭廷荣
    地址: 100080 北京市海淀区北京2729信箱
    优先权:
    专利代理机构: 中国航天科技专利中心 11009 代理人: 安丽
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    法律状态
    申请(专利)号:

    CN201410181553.1

    授权公告号:

    ||||||

    法律状态公告日:

    2016.11.30|||2014.08.20|||2014.07.23

    法律状态类型:

    授权|||实质审查的生效|||公开

    摘要

    东西位置保持与角动量卸载联合控制方法,首先分析静止轨道卫星受到的地球非球形摄动、太阳光压摄动等对卫星轨道的影响,同时,估计角动量卸载对卫星轨道的影响;然后,比较地球非球形摄动和角动量卸载对平经度漂移率的影响,确定卸载时刻;并考虑对偏心率的影响,排除卸载时刻的多解可能性,确定最优卸载时刻,即有利于东西位置保持,又使得偏心率尽可能小。本发明所述方法适用于需要使用推力器集中卸载角动量的静止轨道卫星。使用本发明所述方法,有助于减少东西位置保持次数、节省推进剂,增加卫星任务时间,延长卫星寿命。

    权利要求书

    权利要求书
    1.  东西位置保持与角动量卸载联合控制方法,其特征在于步骤如下:
    (1)根据卫星定点位置,确定卫星受到的地球非球形摄动,进一步确定地球摄动引起的平经度漂移率日变化量ΔDE;
    (2)根据卫星结构、质量,确定卫星受到的太阳光压摄动,得到偏心率变化率向量在地心惯性坐标系X和Y方向上的分量
    (3)根据卫星结构、质量,确定卫星赤经l和太阳幅角us的关系式,其中,为在轨道平面内需卸载的角动量与卫星本体Z轴夹角;
    (4)计算角动量卸载产生的平经度漂移率ΔD,角动量卸载引起的偏心率变化量在地心惯性坐标系X和Y方向上的分量Δex和Δey;
    (5)比较地球摄动引起的平经度漂移率日变化量ΔDE与平经度漂移率ΔD的大小,进而确定的值;
    (6)联合太阳光压和角动量卸载对卫星偏心率的影响,排除(5)中的多解,确定唯一值;
    (7)根据的值,结合角动量矢量与太阳矢量的关系,确定卸载时太阳在轨道平面内与轨道Z轴夹角θ,根据θ即获得卫星星下点地方时;
    (8)在所述步骤(7)得到的卫星星下点地方时进行角动量卸载,从而实现东西位置保持。

    2.  根据权利要求1所述的东西位置保持与角动量卸载联合控制方法,其特征在于:所述步骤(3)中,l、us的关系式为:
    角动量矢量滞后太阳矢量90°时,角动量矢量超前太阳矢量90°,

    3.  根据权利要求1所述的东西位置保持与角动量卸载联合控制方法,其特征在于:所述步骤(4)中,计算ΔD、Δex、Δey具体为:

    当角动量矢量滞后太阳矢量90°时,


    当角动量矢量超前太阳矢量90°时,


    其中,ΔH为每天需要卸载的角动量,Tt为X向推力器工作的卸载力矩,Ft为X向推力器工作的作用力,Tr为Z向推力器工作的卸载力矩,Fr为Z向推力器工作的作用力,m为卫星质量,Vs为地球同步轨道速度。

    4.  根据权利要求1所述的东西位置保持与角动量卸载联合控制方法,其特征在于:所述步骤(5)中,值的确定:
    如果|ΔD|≤|ΔDE|,或
    如果|ΔD|>|ΔDE|,求反余弦即得的值,为地球摄动引起的平经度摄动加速度。

    5.  根据权利要求1所述的东西位置保持与角动量卸载联合控制方法,其特征在于:所述步骤(6)中,排除的多解具体为:
    对下式进行计算,考虑太阳光压与角动量卸载联合作用下,寻找对应偏心率最小的的解,确定的唯一值:
    当角动量矢量滞后太阳矢量90°时,


    当角动量矢量超前太阳矢量90°时


    其中,ex(t)、ey(t)为t时刻偏心率在地心惯性坐标系X和Y方向上的分量,ex(t0)、ey(t0)为t0时刻偏心率在地心惯性坐标系X和Y方向上的分量,A=TYear·ΔH86400·2π·Vs·m,]]>TYear为一年的秒数,k是太阳光压常数,Aeff为卫星太阳辐射的有效面积,is为卫星黄赤夹角。

    6.  根据权利要求1所述的东西位置保持与角动量卸载联合控制方法,其特征在于:所述步骤(7)中卫星星下点地方时即为角动量卸载时刻:
    当角动量矢量滞后太阳矢量90°时,对θ在0°到360°之间取主值,则的值,即为卫星星下点地方时;
    当角动量矢量超前太阳矢量90°时,对θ在0°到360°之间取主值,则的值,即为卫星星下点地方时。

    说明书

    说明书东西位置保持与角动量卸载联合控制方法
    技术领域
    本发明涉及东西位置保持与角动量卸载联合控制方法,属于静止轨道卫星轨道维持技术领域。
    背景技术
    大多数静止轨道卫星,特别是通信卫星,根据动量轮转速测量,检测到角动量超过一定阈值时,随即进行喷气卸载。静止轨道导航卫星、对地观测卫星,对喷气有严格限制。这类卫星使用动量轮吸收太阳光压等干扰产生的角动量,在允许卸载或达到角动量最大包络时,进行集中卸载。
    以外的静止轨道卫星轨道维持设计,较少考虑角动量卸载对卫星轨道的影响,没有利用角动量卸载产生的冲量进行东西位置保持的设计。
    对于角动量集中卸载的卫星,特别是帆板安装不对称或带有大型附件的卫星,角动量积累较多,喷气卸载对卫星轨道的影响不能忽略。如果不综合考虑地球非球形摄动、太阳光压摄动、角动量卸载的影响,不合理选择卸载时刻、合理选择推力器,为克服角动量卸载对卫星轨道的影响,需要消耗更多的推进剂进行卫星轨道维持,并更多的占用任务时间。
    发明内容
    本发明的技术解决问题是:针对角动量卸载对卫星轨道的影响,合理选择推力器,设计卸载时刻,充分利用角动量卸载产生的冲量进行东西位置保持。这样可有效节省推进剂,同时减少东西位置保持次数,增加任务时间。
    本发明的技术解决方案是:
    东西位置保持与角动量卸载联合控制方法,步骤如下:
    (1)根据卫星定点位置,确定卫星受到的地球非球形摄动,进一步确定地球摄动引起的平经度漂移率日变化量ΔDE;
    (2)根据卫星结构、质量,确定卫星受到的太阳光压摄动,得到偏心率变化率向量在地心惯性坐标系X和Y方向上的分量
    (3)根据卫星结构、质量,确定卫星赤经l和太阳幅角us的关系式,其中,为在轨道平面内需卸载的角动量与卫星本体Z轴夹角;
    (4)计算角动量卸载产生的平经度漂移率ΔD,角动量卸载引起的偏心率变化量在地心惯性坐标系X和Y方向上的分量Δex和Δey;
    (5)比较地球摄动引起的平经度漂移率日变化量ΔDE与平经度漂移率ΔD的大小,进而确定的值;
    (6)联合太阳光压和角动量卸载对卫星偏心率的影响,排除(5)中的多解,确定唯一值;
    (7)根据的值,结合角动量矢量与太阳矢量的关系,确定卸载时太阳在轨道平面内与轨道Z轴夹角θ,根据θ即获得卫星星下点地方时;
    (8)在所述步骤(7)得到的卫星星下点地方时进行角动量卸载,从而实现东西位置保持。
    所述步骤(3)中,l、us的关系式为:
    角动量矢量滞后太阳矢量90°时,角动量矢量超前太阳矢量90°,
    所述步骤(4)中,计算ΔD、Δex、Δey具体为:

    当角动量矢量滞后太阳矢量90°时,


    当角动量矢量超前太阳矢量90°时,


    其中,ΔH为每天需要卸载的角动量,Tt为X向推力器工作的卸载力矩,Ft为X向推力器工作的作用力,Tr为Z向推力器工作的卸载力矩,Fr为Z向推力器工作的作用力,m为卫星质量,Vs为地球同步轨道速度。
    所述步骤(5)中,值的确定:
    如果|ΔD|≤ΔDE|,或
    如果|ΔD|>|ΔDE|,求反余弦即得的值,为地球摄动引起的平经度摄动加速度。
    所述步骤(6)中,排除的多解具体为:
    对下式进行计算,考虑太阳光压与角动量卸载联合作用下,寻找对应偏心率最小的的解,确定的唯一值:
    当角动量矢量滞后太阳矢量90°时,


    当角动量矢量超前太阳矢量90°时


    其中,ex(t)、ey(t)为t时刻偏心率在地心惯性坐标系X和Y方向上的分量,ex(t0)、ey(t0)为t0时刻偏心率在地心惯性坐标系X和Y方向上的分量,A=TYear·ΔH86400·2π·Vs·m,]]>TYear为一年的秒数,k是太阳光压常数,Aeff为卫星太阳辐射的有效面积,is为卫星黄赤夹角。
    所述步骤(7)中卫星星下点地方时即为角动量卸载时刻:
    当角动量矢量滞后太阳矢量90°时,对θ在0°到360°之间取主值,则的值,即为卫星星下点地方时;
    当角动量矢量超前太阳矢量90°时,对θ在0°到360°之间取主值,则的值,即为卫星星下点地方时。
    本发明与现有技术相比的有益效果是:
    采用本发明方法,可以充分利用角动量卸载产生的冲量,进行卫星轨道维持,能够实现东西位置保持,节省推进剂,增加卫星任务时间。
    附图说明
    图1为本发明流程图;
    图2为太阳光压和角动量卸载喷气共同作用的偏心率一年变化值,其中横坐标为偏心率在地心惯性坐标系X方向上的分量,纵坐标为偏心率在地心惯性坐标系Y方向上的分量。
    具体实施方式
    下面结合附图,对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。
    如图1所示,本发明提供了东西位置保持与角动量卸载联合控制方法,步骤为:
    (1)根据卫星定点位置,确定卫星受到的地球非球形摄动,进一步确定地球摄动引起的平经度漂移率日变化量ΔDE;
    ΔDE的值具体通过如下方式确定:
    ΔDE=32·λ··E540]]>
    其中,为地球摄动引起的平经度摄动加速度(的值与定点经度的关系,参见《地球静止轨道手册》第248页,国防工业出版社,1999年)。
    (2)根据卫星结构、质量,确定卫星受到的太阳光压摄动,得到偏心率变化率向量在地心惯性坐标系X和Y方向上的分量
    的值具体通过如下方式确定:
    e·x=-3Aeffk2Vsmsinuscosis]]>
    e·y=-3Aeffk2Vsmcosus]]>
    其中,m是卫星质量,k是太阳光压常数,Aeff为卫星太阳辐射的有效面积,Vs为同步轨道速度,us为太阳幅角,is为卫星黄赤夹角。
    (3)根据卫星结构、质量,确定卫星赤经l和太阳幅角us的关系式,其中,为在轨道平面内需卸载的角动量与卫星本体Z轴夹角;
    l、us的关系式具体通过如下方式确定:
    太阳照射卫星表面,因太阳帆板不对称,或者只有一个太阳帆板,产生的干扰力矩,作用卫星上在轨道平面内积累的角动量矢量,与太阳矢量夹角为90°。若卫星+Y面受到的因太阳光压产生的干扰力大于-Y面,则角动量矢量滞后太阳矢量90°;反之,则角动量矢量超前太阳矢量90°。即,角动量矢量滞后太阳矢量90°时,角动量矢量超前太阳矢量90°,
    (4)计算角动量卸载产生的平经度漂移率ΔD,角动量卸载引起的偏心率变化量在地心惯性坐标系X和Y方向上的分量Δex和Δey;
    ΔD、Δex、Δey具体通过如下方式确定:
    单位质量在静止轨道脉冲控制的轨道要素增量方程为(参见章仁为著《卫星轨道姿态动力学与控制》,北京航空航天大学出版社,1998年)
    ΔD=-3VsΔVt]]>
    Δex=1Vs(-ΔVrsiml+2ΔVtcosl)]]>
    Δey=1Vs(ΔVrcosl+2ΔVtsinl)]]>
    式中,ΔVt、ΔVr分别为轨道切向、径向的脉冲速度增量,l是轨道脉冲作用时的卫星赤经。ΔD为角动量卸载产生的平经度漂移率;Δex、Δey为角动量卸载引起的偏心率变化量在地心惯性坐标系X和Y方向上的分量,Vs为同步轨道速度。
    设每天需要卸载的角动量为ΔH,卸载的力矩为T,卸载时产生力为F,位置质量为m,则,卸载产生的速度增量为
    卸载时,需卸载的角动量与卫星本体Z轴夹角为,X向推力器工作,卸载的力矩为Tt,卸载时产生力为Ft,Z向推力器工作,卸载的力矩为Tr,卸载时产生力为Fr,卫星质量为m,则,一次卸载产生的速度增量为

    把上式代入增量方程并考虑卸载时刻与卫星赤经的关系,则

    当角动量矢量滞后太阳矢量90°时,


    当角动量矢量超前太阳矢量90°时,


    (5)比较地球摄动引起的平经度漂移率日变化量ΔDE与平经度漂移率ΔD 的大小,进而确定的值;
    的值具体通过如下方式确定:
    比较地球非球形摄动ΔDE与角动量卸载对轨道平经度影响ΔD,
    如果|ΔD|≤|ΔDE|,或
    如果|ΔD|>|ΔDE|,令则

    求反余弦即得的值。的值,有四个解。
    (6)联合太阳光压和角动量卸载对卫星偏心率的影响,排除(5)中的多解,确定唯一值;
    排除的多解,具体通过如下方式确定:
    对下式进行计算,寻找对应偏心率最小的的解,确定的唯一值;
    当角动量矢量滞后太阳矢量90°时,


    当角动量矢量超前太阳矢量90°时


    其中,ex(t)、ey(t)为t时刻偏心率在地心惯性坐标系X和Y方向上的分量,ex(t0)、ey(t0)为t0时刻偏心率在地心惯性坐标系X和Y方向上的分量,A=TYear·ΔH86400·2π·Vs·m,]]>TYear为一年的秒数。
    (7)根据的值,结合角动量矢量与太阳矢量的关系,确定卸载时太阳在轨道平面内与轨道Z轴夹角θ,根据θ即获得卫星星下点地方时;
    所述卫星星下点地方时具体通过如下方式确定:
    当角动量矢量滞后太阳矢量90°时,对θ在0°到360°之间取主值,则的值,即为卫星星下点地方时;
    当角动量矢量超前太阳矢量90°时,对θ在0°到360°之间取主值,则的值,即为卫星星下点地方时。
    (8)在所述步骤(7)得到的卫星星下点地方时进行角动量卸载,从而实现东西位置保持。
    实施例
    某一卫星,卫星质量m=2366.1kg,卫星太阳辐射的有效面积Aeff=26.335m2,定点于东经112°,卫星+Y面受到的因太阳光压产生的干扰力小于-Y面,每天积累的角动量ΔH=30.4Nms。
    (1)根据卫星定点位置,确定卫星受到的地球非球形摄动,进一步确定地球摄动引起的平经度漂移率日变化量ΔDE=-0.0020°/d;
    (2)根据卫星结构、质量,确定卫星受到的太阳光压摄动,得到偏心率变化率向量在地心惯性坐标系X和Y方向上的分量
    e·x=-2.2707×10-11·sinus]]>
    e·y=-2.4760×10-11·cosus]]>
    其中,太阳光压常数k=4.56×10-6N/m2。
    (3)根据卫星结构、质量,确定卫星赤经l和太阳幅角us的关系式;
    卫星+Y面受到的因太阳光压产生的干扰力小于-Y面,角动量矢量超前太阳矢量90°。则卫星赤经l、太阳幅角us的关系为

    根据太阳幅角us与卫星赤经l的关系,可以确定卸载的卫星星下点地方时。
    (4)计算角动量卸载产生的平经度漂移率ΔD,角动量卸载引起的偏心率变化量在地心惯性坐标系X和Y方向上的分量Δex和Δey;
    由于定点位置为东经112°,卫星受到地球向东的摄动,则卸载时,需要X向推力器提供-X向推力。令,卸载的力矩为Tt=15Nm,卸载时产生力为Ft=-9.40N,Z向推力器工作,卸载的力矩为Tr=19Nm,卸载时产生力为Fr=8.66N,则,一次卸载产生的速度增量为

    把上式代入增量方程并考虑卸载时刻与卫星赤经的关系,则
    ΔD=0.0028°/d


    (5)比较地球摄动引起的平经度漂移率日变化量ΔDE与平经度漂移率ΔD的大小,进而确定的值;
    由于|ΔD|>|ΔDE|,则

    在(-180°180°]之间,的值可取-133.86°、-46.14°、46.14°、133.86°。
    (6)联合太阳光压和角动量卸载对卫星偏心率的影响,排除(5)中的多解,确定唯一值;
    卸载与太阳光压对偏心率的共同影响为


    起始时,令ex(t0)、ey(t0)为零,根据上式计算偏心率如图2。由图2可知,时,太阳光压和角动量卸载喷气共同作用下,偏心率变化范围最小。则选择卸载。
    (7)根据的值,结合角动量矢量与太阳矢量的关系,确定卸载时太阳在 轨道平面内与轨道Z轴夹角θ,根据θ即获得卫星星下点地方时;
    时,考虑到角动量矢量超前太阳矢量90°,则卸载时太阳在轨道平面内与轨道Z轴夹角为316.14°,对应卫星星下点地方时21.076时。即,卫星星下点地方时21时4分33.6秒前后。
    (8)在所述步骤(7)得到的卫星星下点地方时进行角动量卸载,从而实现东西位置保持。
    本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

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