一种使用磁力矩器管理双自旋航天器角动量的方法

相对转动使得相机能够覆盖垂直于星下点轨迹的条 带状区域，相比于传统的遥感卫星，极大的提高了成 像覆盖特性。卫星的飞行姿态及组成将在下一节中 进行详细的介绍。
由于旋转载荷旋转过程中轴承摩擦力矩引起旋 转载荷角动量累积，在平台和旋转载荷上均形成不 断增大的偏置角动量。对于机械轴承摩擦力矩范围 为 10 － 3 ～ 10 － 2 Nm，磁悬浮轴承为 10 － 4 ～ 10 － 3 Nm， 低轨航天器的轨道周期约为 90 min，则一个轨道周 期累积的偏置角动量将达到 5 ～ 50 Nms（ 机械轴承） 和 0． 5 ～ 5 Nms（ 磁悬浮轴承） 。由于双自旋航天器 的特殊性，需要平台和旋转载荷分别对各自的偏置
CAO Xi-bin，WU Fan，WANG Feng
（ School of Astronautics，Harbin Institute of Technology，Harbin 150001，China）
Abstract： For a new kind of dual-spin spacecraft mission which is used for earth-observation，a method to manage the rotor’s angular momentum with magnetic torquers is introduced in this paper． Three magnetic torquers fixed on the rotor part produce periodic magnetic momentum which contracts with Earth’s magnetic field，balancing the angular momentum caused by friction of bearing while no angular momentum accumulation is caused to the other two axes． This method is applicable in engineering． Simulation shows that the total angular momentum of rotor converges to the desired value and does not accumulate over time．
第 40 卷第 3 期 2019 年 3 月
宇航学报
Journal of AstronaLeabharlann Baidutics
Vol． 40 No． 3 March 2019
一种使用磁力矩器管理双自旋航天器角动量的方法
曹喜滨，吴 凡，王 峰
（ 哈尔滨工业大学航天学院，哈尔滨 150001）
摘 要： 针对一种新型采用双自旋设计进行对地遥感任务的航天器，提出了一种使用磁力矩器对旋转载荷角
Key words： Dual-spin spacecraft； Angular momentum management； Magnetic torquers
0引言
常规的双自旋航天器将旋转轴置于轨道负法 向，任务大多为地球通信、信号转发和气象观测等， 对姿态指向精度、稳定度要求不高。因此传统的航 天器一般将航天器自旋轴指向轨道负法向，通过设 计航天器的阻尼特性和平台与转子转动惯量相对关 系，使航天器满足双自旋稳定条件［1 － 4］，并使用推力 器或磁力矩器对章动进行周期性维持。而对于一种 新提出的使用双自旋设计进行光学遥感任务的航天 器［5 － 6］，要求其自旋轴方向指向速度方向或地心方 向进行长期飞行。卫星在飞行过程中，通过载荷的
中图分类号： V448. 22
文献标识码： A
文章编号： 1000-1328（ 2019） 03-0327-07
DOI： 10． 3873 / j． issn． 1000-1328． 2019． 03． 010
A Method of Managing Dual-Spin Spacecraft’s Angular Momentum With Magnetic Torquers
动量进行管理的方法。使用旋转载荷固连正交安装的三只磁力矩器，在旋转过程中连续输出周期性变化的磁矩，
使自转一周过程中产生的合角动量方向仅沿自转轴方向，避免在其他两轴方向产生角动量累积。该方法在工程上
可行性好，仿真结果表明旋转载荷角动量持续保持在期望值附近，不随时间累加。
关键词： 双自旋航天器； 角动量管理； 磁力矩器
收稿日期： 2018-09-30； 修回日期： 2018-12-28 基金项目： 国家自然科学基金（ 91638301，91438202）
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宇航学报
第 40 卷
角动量进行管理。磁力矩器具有寿命长、对姿态冲 击小的特点，已广泛应用于卫星姿态控制和角动量 管理［7 － 17］。平 台 部 分 具 有 三 轴 飞 轮，控 制 能 力 较 强，因此卸载残余角动量对系统稳定性影响不大，可 采用文献［10 － 11］中介绍的一种工程上常用的使 用磁力矩器卸载的方法。该卸载策略算法简便、仅 依赖于本体坐标系下的计算磁场或测量磁场即可实 现。但该方法的卸载效率取决于目标角动量与磁场 矢量的夹角，同时会引起在其他两轴上的角动量变 化，即无法对自转轴方向角动量进行独立管理。目 标角动量与磁场矢量正交方向偏差越大，卸载效率 越低，引起 其 他 两 轴 方 向 上 的 偏 差 角 动 量 也 越 大。 旋转载荷只具备沿自转轴方向安装的一只反作用飞 轮，卸载过程需要对其余两轴由于卸载引起的的偏 差角动量进行严格的约束，因此使用该方法进行旋 转载荷角动量管理实用性较差。文献［12 － 14］提 出通过对圆轨道地磁场强度的变化规律分析，以航 天器绕轨道运行一周为卸载周期进行磁力矩器输出 磁矩的设计。文献［15 － 17］研究使用磁力矩器对 自旋卫星自旋轴方向与自旋角速度进行控制，结合 卫星自旋稳定的动力学特性，通过磁力矩器调整其 章动角。本文提出以自转一周为周期设计控制律， 每一周期内产生的合角动量仅沿期望卸载方向，自 转一周即完成一次卸载。相比于文献［12 － 17］列 出的自旋卫星和对地稳定零动量卫星的角动量管理 方法，周期内累积的角动量更小，对自旋稳定性影响 更小； 同时对卫星是否具有偏置角动量没有要求，即 对依赖偏置角动量稳定的自旋卫星和带有大型旋转 载荷的零动量双自旋卫星均适应。