对地三轴稳定卫星推力器姿控对轨道的影响分析2006(说明推力器安装偏差对轨道摄动很小)

全国第十二届空间及运动体控制技术学术年会论文
（2）轨道摄动变化无固定的增大或减小规律，与该过程推力器如何动作有关； （3）在利用推力器进行姿态控制、调整和变轨姿控时，其对轨道的摄动影响在短期内可以忽略； （4）初始姿态变差，姿控推力器对轨道的摄动影响增大；推力器安装误差变大，轨道摄动量增
大；控制器采样时间的变化对轨道摄动影响不明显； （5）变轨效果与理想情况下基本相当。
30′
30′
在上述仿真条件下，得到仿真结果如表 3.4 所示。
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表 3.4 姿控推力器对轨道摄动影响结果
组数 推力器喷气时间 半长轴摄动量 偏心率摄动量 轨道倾角摄动量 升交点赤经摄动量
近地点幅角摄动量
1 4.4s +126.5m
&#×10−5 +4.93466 ×10−7
-0.2826
由表 3.4 可以看出姿控推力器对轨道摄动影响可以忽略。控制器采样时间的改变对轨道摄动
影响产生的变化不明显。初始姿态变差，会使轨道根数的摄动量增大；并且其变化规律是不同的，
这表明初始姿态对姿控推力器调姿过程影响较大，而随着姿控推力器动作的不同，对轨道的摄动
变化影响将不同。摄动仿真曲线的波动较大，这表明与自然摄动力相比，姿控推力器对轨道摄动
Di = (cosαi , cos βi , cosγ i ) ，则 n 个推力器作用在星体上的总推力和总推力矩分别为
n
∑ Fc = Fi ⋅ Di , i =1
n
∑ Tc = Pi × Fi ⋅ Di i =1
(2-3)
2.2 轨道动力学模型
卫星在轨运行时主要受到地球质心引力和其他一些摄动力（包括地球非球形引力、大气阻力、 日月引力、太阳光压等自然摄动力，以及姿控推力器摄动力）的作用[2]。在中心引力场和有限推
表 3.2 自然摄动力对轨道摄动影响结果
半长轴摄动量 偏心率摄动量 轨道倾角摄动量
周期变化，变化范围为 17046.92m 周期变化，变化范围为 0.00191 周期变化，变化范围为 0.01348
升交点赤经摄动量 近地点幅角摄动量
+0.18696 周期变化，变化范围为 229.9713
在 16000s 的仿真时间内，地球非球形引力、大气阻力、日月引力、太阳光压对卫星轨道半 长轴、偏心率、倾角、近地点幅角均为周期性摄动影响；其对升交点赤经的摄动影响为增大的规 律。并且仿真曲线摄动变化的分布较均匀，这表明自然摄动力对轨道影响比较有规律、比较均匀。
影响的随机性更为明显。
3.3 调姿过程中推力器对轨道的摄动影响分析
卫星变轨前需进行姿态调整，使用推力器作为执行机构，采用的控制方案是：相平面控制， 推力器排列组合方案。分析此过程中姿控推力器对轨道的摄动影响，具体仿真条件参见表 3.5。
表 3.5 调姿过程中推力器对轨道摄动影响的仿真分析条件
组数
1
2
器。机组安装在星体-Z 面上的底板上，推力器位于 OYZ 面上，推力器的安装位置及方向如图 2.1
和图 2.2 所示。
对于理想的喷气执行机构，控制器给出的指令喷气时间等于等效的推力脉宽。但是由于实际
上电磁阀存在开启和关闭时延，等效的推力方波宽度 Td 为
Td = Tn + ∆T
(2-1)
式中，Tn 为指令喷气时间； ∆T = TD − TR ，其中 TD = TSD + T fd 、TR = TSR + T fr 分别为喷气执
表 3.7 变轨姿控过程的仿真分析条件
仿真时间 600s
采样时间 0.25s
初始条件
角度精度
1.5
角速度精度
0.15 / s
表 3.8 变轨姿控过程的仿真结果
推力器安装误差
30′
喷气时间
半长轴改变量
本体系z轴方向速度改变量
（Vzb 改变量）
本体系速度改变量
（Vb 改变量）
半长轴摄动量 偏心率摄动量
实际变轨 理想变轨 实际变轨 理想变轨 实际变轨 理想变轨
+1.1169
3
13.02s +197.31m
+2.84046 ×10−5 +1.97111 ×10−5 +1.01393 ×10−6
不是单调变化，变化范 围是0.75921
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由表 3.6 的仿真数据可以看出，在变轨前姿态调整过程中姿控推力器对轨道的摄动影响可以 忽略。初始条件精度较差，摄动影响一般较大；推力器安装误差变大，轨道摄动量增大；喷气时 间对摄动量没有明显的影响规律。此外，摄动仿真曲线波动较大，且变化量分布不均匀，表中给 出的“+、-”号仅代表曲线总的变化趋势。
组数 喷气时间 半长轴摄动量 偏心率摄动量 轨道倾角摄动量 升交点赤经摄动量
近地点幅角摄动量
1
5.18s +118.87m
+1.64995 ×10−5 +1.05247 ×10−5 +1.00265 ×10−6
+0.2498
2
14.72s +240.14m
+3.54036 ×10−5 -1.31529 ×10−4 -2.35229 ×10−6
-0.27635
2
12.16s
-164.05m
-2.1928 ×10−5 -9.15495 ×10−4 -2.12872 ×10−5
总的趋势+，有向下的波 动，变化范围是 0.55043
3 4.48s +129.2m
+1.69806 ×10−5 +4.78164 ×10−5 +5.22929 ×10−7
1 概述
在对地三轴稳定卫星的飞行过程中，需对姿态进行控制和调整。若执行机构采用推力器，则 由于安装方式、安装误差和推力大小的不对称性，会对轨道产生摄动。所以推力器姿控系统的设 计必须要考虑对轨道可能产生的影响，要分析和控制所施加的力偶可能产生的对质心的推力。
本文通过数学仿真，分析了不同采样时间、初始姿态、推力器安装误差等仿真条件下姿控 推力器对轨道的摄动影响以及变轨过程中姿控推力器对变轨效果的影响，总结了变化规律，给出 结论。从轨道摄动变化的角度验证了推力器安装方式和控制方法的可行性，对控制系统设计和轨 道分析有一定的参考价值。
3
仿真时间
200s
200s
200s
采样时间
0.25s
0.25s
0.25s
角度精度
0.1
10
初始条件
角速度精度 0.001 / s
1 /s
0.1 0.001 / s
推力器安装误差
15′
15′
30′
在上述仿真条件下，得到的仿真结果如表 3.6 所示。
表 3.6 变轨前姿态调整过程中姿控推力器对轨道摄动影响的仿真结果
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表 3.1 自然摄动力对轨道摄动影响仿真分析条件
仿真起始时刻 仿真时间 卫星质量
卫星有效日照面积
地球引力场阶数
2007 年 1 月 1 日 12 时 48 分 48 秒 16000s 600kg
7.5 m2 21× 21
轨道初始条件
半长轴：(1200+6378.136)km 偏心率：0.001 轨道倾角：100 升交点赤经：0 近地点幅角：0
2 数学建模
介绍对地三轴稳定卫星所采用的推力器安装方式；建立脉冲推力模型；并以此为基础建立用 卫星位置、速度矢量表示的轨道动力学方程。 2.1 推力器的安装及模型[1]
推进系统采用单组元无水肼（N2H4）喷气推力器组，采取脉冲工作方式。假设共有 8 台 5N 推力器，分成 4 个两两相对的双机机组，每个机组包含 1 个直喷管推力器和 1 个 45°折角推力
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对地三轴稳定卫星推力器姿控对轨道的 影响分析
刘 伟 赵黎平 中国科学院光电研究院 100080
摘要：由于推力器的安装方式、安装误差和推力大小的不对称性，使得推力器在进行姿态控 制的过程中对轨道产生摄动，本文通过数学仿真，分析了姿控推力器对轨道的影响，总结变 化规律，给出了结论。文章从轨道摄动变化的角度验证了推力器安装方式和控制方法的可行 性。整个仿真过程和结果对控制系统设计和轨道分析有一定的参考价值。 关键词：轨道摄动 姿控推力器 控制
参考文献
[1] 屠善澄，卫星姿态动力学与控制（2），北京，宇航出版社，1998，165-186 [2] 杨嘉墀，航天器轨道动力学与控制（上），北京，宇航出版社，1995，79-152
作者简介
刘伟：女；1978 年 11 月；助理工程师；专业和研究方向：导航、制导和控制；通讯地址： 北京市海淀区中关村南二条 1 号 8701 信箱 133 分箱，100080；E-mail：liuwei2008@； 联系电话：62582819；传真：62573094。
仿真时间 采样时间 姿态角(°)
200s
0.25s
(1.5 90 3.0)
200s
0.25s
(−180 1.5 −30.0)
200s
0.05s
(1.5 90 3.0)
姿态 姿态角速率(°/s) (1.5 1.2 −2.0) (2.0 −5.0 3.0) (1.5 1.2 −2.0)
推力器安装误差
30′
21.46s 37888.65803m 37440m 15.62115m/s 15.64 m/s
15.77481m/s 15.65 m/s +449.62m
+6.05439 ×10−5
轨道倾角摄动量 升交点赤经摄动量