一种GEO卫星角动量自动管理的控制方法与装置与流程

一种geo卫星角动量自动管理的控制方法与装置
技术领域
1.本发明涉及卫星姿态控制的技术领域，尤其是涉及一种geo卫星角动量自动管理的控制方法与装置。


背景技术：

2.geo(the geostationary orbit，地球静止轨道)卫星一般是三轴稳定对地卫星，由于受太阳光压干扰力矩等的影响，整星角动量会随时间不断累积，影响卫星姿态稳定，如果不对干扰力矩进行消除，将导致卫星不能实现对地指向，因此必须通过外力矩(推力器)对卫星的滚动和偏航角动量进行控制，即进行角动量管理。
3.geo卫星通过安装在星上的可转动载荷实时对准高动态目标，建立通信链路并开展业务。为了确保准确指向目标，geo卫星需要保持较高的俯仰、滚动、偏航姿态精度，同时在进行通信业务时会自动禁止推力器工作，避免因推力器工作使卫星姿态出现震荡。也就是说，只有在空闲时才会使用推力器进行角动量卸载，如果长时间连续开展通信业务，将可能导致推力器不能工作而使整星角动量超限，进而导致卫星偏航姿态出现较大偏差，影响对目标的准确指向。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种geo卫星角动量自动管理的控制方法与装置，以缓解现有技术中的geo卫星角动量卸载方法存在的无法保障卫星姿态稳定的技术问题。
5.第一方面，本发明提供一种geo卫星角动量自动管理的控制方法，包括：获取待管理geo卫星的实际偏航角、实际动量轮转速和实际卫星角动量，以及，获取上一次对所述待管理geo卫星进行角动量卸载的控制效率；基于预设角动量管理阈值分别判断所述实际偏航角、所述实际动量轮转速和所述实际卫星角动量是否超限；其中，所述预设角动量管理阈值包括：偏航角阈值、动量轮转速阈值、卫星角动量阈值；在确定目标参数超限的情况下，基于所述控制效率、所述目标参数的实际值和相应的阈值确定待控制的目标角动量；其中，所述目标参数包括以下其中一种：偏航角、动量轮转速和卫星角动量；基于所述目标参数和所述目标角动量在预设推力器选择对照表中确定用于执行角动量卸载的目标推力器，以及，基于所述目标角动量确定所述目标推力器执行角动量卸载时的点火脉宽和点火次数；控制所述目标推力器在所述待管理geo卫星的通信业务结束时的状态恢复时间，按照所述点火脉宽和所述点火次数执行角动量卸载。
6.在可选的实施方式中，在确定偏航角超限的情况下，基于所述控制效率、所述目标参数的实际值和相应的阈值确定待控制的目标角动量，包括：获取卫星本体坐标系中所述待管理geo卫星在y轴上的角动量；基于所述y轴上的角动量、所述实际偏航角和所述偏航角阈值，计算卫星本体坐标系中所述待管理geo卫星在x轴上待控制的角动量；基于所述控制效率修正所述x轴上待控制的角动量，得到所述目标角动量。
7.在可选的实施方式中，在确定动量轮转速超限的情况下，基于所述控制效率、所述
目标参数的实际值和相应的阈值确定待控制的目标角动量，包括：获取所述待管理geo卫星的动量轮基准角动量和卫星本体坐标系中所述待管理geo卫星的动量轮与z轴的夹角；基于所述动量轮基准角动量、所述动量轮与z轴的夹角、所述实际动量轮转速和所述动量轮转速阈值，计算卫星本体坐标系中所述待管理geo卫星在y轴上待控制的角动量；基于所述控制效率修正所述y轴上待控制的角动量，得到所述目标角动量。
8.在可选的实施方式中，在确定卫星角动量超限的情况下，基于所述控制效率、所述目标参数的实际值和相应的阈值确定待控制的目标角动量，包括：基于所述实际卫星角动量和所述卫星角动量阈值，计算卫星本体坐标系中所述待管理geo卫星在z轴上待控制的角动量；基于所述控制效率修正所述z轴上待控制的角动量，得到所述目标角动量。
9.在可选的实施方式中，基于所述目标参数和所述目标角动量在预设推力器选择对照表中确定用于执行角动量卸载的目标推力器，包括：基于所述目标参数和所述目标角动量的正负属性，确定所述目标角动量在卫星本体坐标系中的方向；利用所述目标角动量在卫星本体坐标系中的方向在预设推力器选择对照表中匹配所述目标推力器。
10.在可选的实施方式中，基于所述目标角动量确定所述目标推力器执行角动量卸载时的点火脉宽和点火次数，包括：获取所述目标推力器的推力和力臂长度；基于所述目标角动量、所述推力和所述力臂长度计算所述目标推力器待控制的点火总脉宽；计算所述点火总脉宽与指定点火脉宽的余数，并将余数最小的预设点火脉宽作为所述目标推力器执行角动量卸载时的点火脉宽；其中，所述指定点火脉宽表示若干预设点火脉宽中的任一点火脉宽；基于所述点火总脉宽和所述点火脉宽计算所述目标推力器执行角动量卸载时的点火次数。
11.在可选的实施方式中，在控制所述目标推力器在所述待管理geo卫星的通信业务结束时的状态恢复时间，按照所述点火脉宽和所述点火次数执行角动量卸载之后，所述方法还包括：获取所述待管理geo卫星在完成角动量卸载之后所述目标参数的更新值；基于所述目标参数的更新值和执行角动量卸载之前所述目标参数的实际值，计算所述目标推力器实际卸载的角动量；基于所述实际卸载的角动量和执行角动量卸载之前所确定的待控制的目标角动量，计算本次对所述待管理geo卫星进行角动量卸载的控制效率。
12.第二方面，本发明提供一种geo卫星角动量自动管理的控制装置，包括：第一获取模块，用于获取待管理geo卫星的实际偏航角、实际动量轮转速和实际卫星角动量，以及，获取上一次对所述待管理geo卫星进行角动量卸载的控制效率；判断模块，用于基于预设角动量管理阈值分别判断所述实际偏航角、所述实际动量轮转速和所述实际卫星角动量是否超限；其中，所述预设角动量管理阈值包括：偏航角阈值、动量轮转速阈值、卫星角动量阈值；第一确定模块，用于在确定目标参数超限的情况下，基于所述控制效率、所述目标参数的实际值和相应的阈值确定待控制的目标角动量；其中，所述目标参数包括以下其中一种：偏航角、动量轮转速和卫星角动量；第二确定模块，用于基于所述目标参数和所述目标角动量在预设推力器选择对照表中确定用于执行角动量卸载的目标推力器，以及，基于所述目标角动量确定所述目标推力器执行角动量卸载时的点火脉宽和点火次数；控制模块，用于控制所述目标推力器在所述待管理geo卫星的通信业务结束时的状态恢复时间，按照所述点火脉宽和所述点火次数执行角动量卸载。
13.第三方面，本发明提供一种电子设备，包括存储器、处理器，所述存储器上存储有
可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现前述实施方式中任一项所述的geo卫星角动量自动管理的控制方法的步骤。
14.第四方面，本发明提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令被处理器执行时实现前述实施方式中任一项所述的geo卫星角动量自动管理的控制方法。
15.本发明提供的geo卫星角动量自动管理的控制方法实现了角动量管理和开展通信业务的有机结合，充分利用了通信业务结束时的状态恢复时间来完成角动量管理，与现有方法相比极大地缩短了角动量卸载的执行间隔，从而提高了卫星姿态保持精度，进而提高了卫星对目标的瞄准精度，有效地缓解了现有技术中的geo卫星角动量卸载方法存在的无法保障卫星姿态稳定的技术问题。并且还引入了后续控制的理念，避免了随着卫星运行时间的不断增长，推力器的性能出现较大变化，从而导致的控制误差较大的技术问题。
附图说明
16.为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
17.图1为本发明实施例提供的一种geo卫星角动量自动管理的控制方法的流程图；
18.图2为本发明实施例提供的动量轮安装示意图；
19.图3为本发明实施例提供的卫星推力器安装示意图；
20.图4为本发明实施例提供的另一种卫星角动量自动管理的控制方法的流程示意图；
21.图5为本发明实施例提供的一种geo卫星角动量自动管理的控制装置的功能模块图；
22.图6为本发明实施例提供的一种电子设备的示意图。
具体实施方式
23.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
24.因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
25.下面结合附图，对本发明的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
26.geo卫星一般是三轴稳定对地卫星，由于受太阳光压干扰力矩等的影响，整星角动量会随时间不断累积，影响卫星姿态稳定，如果不对干扰力矩进行消除，将导致卫星不能实
现对地指向，因动量轮适合吸收周期性干扰的影响，同时也能吸收外部干扰力矩，通常采用动量轮控制和角动量管理相结合的方式来实现卫星三轴姿态稳定，早期geo卫星姿态控制通常采用v型轮方案，将控制动量方向设置在偏航轴上，可以获得较好的滚动控制精度。但是在太阳光压干扰力矩的作用下，轮控系统滚动和偏航姿态误差将会不断增大，而单自由度偏置动量系统对长周期运动不能控，卫星的姿态运动中始终存在着不衰减的振荡成分，在太阳光压干扰力矩轨道周期项的作用下逐渐增大，偏航姿态误差将难以满足任务使用要求，因此必须通过外力矩(推力器)对卫星的滚动和偏航角动量进行控制，即进行角动量管理。
27.geo卫星通过安装在星上的可转动载荷实时对准高动态目标，建立通信链路并开展业务。为了确保准确指向目标，geo卫星需要保持较高的俯仰、滚动、偏航姿态精度，同时在进行通信业务时会自动禁止推力器工作，避免因推力器工作使卫星姿态出现震荡，只有在空闲时才会使用推力器进行角动量卸载，如果长时间连续开展通信业务，将可能导致推力器不能工作而使整星角动量超限，进而导致卫星偏航姿态出现较大偏差，影响对目标的准确指向。
28.现有控制模式下，一是因为卫星长时间高强度执行任务，将可能导致推力器没有时间窗口工作，从而使整星角动量超限，以及卫星偏航姿态出现较大偏差，影响卫星对目标的捕获跟踪；二是星上偏航角测量采用偏航估计方式获得，通过偏航角动量估计来推算偏航角的值，存在一定的估计误差；三是现有模式下，没有对控制效果进行分析评估，也没有引入后续控制，随着卫星运行时间的不断增长，推力器的性能可能出现较大变化，从而导致控制误差较大。有鉴于此，本发明实施例提供了一种geo卫星角动量自动管理的控制方法，用以缓解上文中所提出的技术问题。
29.实施例一
30.图1为本发明实施例提供的一种geo卫星角动量自动管理的控制方法的流程图，如图1所示，该方法具体包括如下步骤：
31.步骤s102，获取待管理geo卫星的实际偏航角、实际动量轮转速和实际卫星角动量，以及，获取上一次对待管理geo卫星进行角动量卸载的控制效率。
32.现有技术中，geo卫星进行角动量卸载时所使用的偏航角是星上通过偏航估计的方式获得的，为了避免偏航估计导致的误差，本发明方法提出：实时监视待管理geo卫星的姿态数据、动量轮转速、卫星角动量变化情况，然后由地面运控系统根据接收的遥测数据进行分析计算，得到准确的待管理geo卫星的实际偏航角、实际动量轮转速和实际卫星角动量。
33.另外，本发明实施例还需获取上一次对待管理geo卫星进行角动量卸载的控制效率，以根据该控制效率对本次待控制的角动量进行调整，也即，引入后续控制的理念，以避免随着卫星运行时间的不断增长，推力器的性能出现较大变化，从而导致控制误差较大的技术问题。需要说明的是，如果是首次进行角动量卸载，则上述控制效率取值为100％。
34.步骤s104，基于预设角动量管理阈值分别判断实际偏航角、实际动量轮转速和实际卫星角动量是否超限。
35.其中，预设角动量管理阈值包括：偏航角阈值、动量轮转速阈值、卫星角动量阈值。
36.由于无论偏航角、动量轮转速和卫星角动量其中哪一种参数超出相应的管理阈值
均会影响卫星姿态，因此，本发明实施例针对偏航角、动量轮转速和卫星角动量分别设置了相应的管理阈值，分别为：偏航角阈值、动量轮转速阈值、卫星角动量阈值，在获取到待管理geo卫星的实际偏航角、实际动量轮转速和实际卫星角动量之后，分别利用相应的阈值进行比较判断，以确认是否存在超限的情况。本发明实施例不对偏航角阈值、动量轮转速阈值、卫星角动量阈值的取值进行具体限定，用户应根据实际情况进行设置，例如，动量轮转速超2000转/分钟(也即，2000转/分钟为控制目标转速)时，需要进行角动量管理；卫星实际偏航角相对控制目标偏航角的偏航姿态超过0.5度时，需要进行角动量管理。
37.步骤s106，在确定目标参数超限的情况下，基于控制效率、目标参数的实际值和相应的阈值确定待控制的目标角动量。
38.如果实际偏航角、实际动量轮转速和实际卫星角动量均未超出相应的管理阈值，则代表无需对待管理geo卫星进行角动量卸载；但是只要实际偏航角、实际动量轮转速和实际卫星角动量其中之一存在超限的情况，则应根据控制效率、目标参数的实际值和相应的阈值确定待控制的目标角动量。其中，目标参数包括以下其中一种：偏航角、动量轮转速和卫星角动量。
39.需要说明的是，如果偏航角、动量轮转速和卫星角动量中存在多个参数超限的情况，那么需要分别针对每个参数计算相应的待控制的目标角动量，然后再按照指定顺序执行角动量卸载。例如，如果确定当前的偏航角和动量轮转速均超限，那么一方面需要基于控制效率、实际偏航角和偏航角阈值确定因偏航角超限引发的第一待控制的目标角动量，另一方面还需要基于控制效率、实际动量轮转速和动量轮转速阈值确定因动量轮转速超限引发的第二待控制的目标角动量，然后再分别完成第一待控制的目标角动量的卸载和第二待控制的目标角动量的卸载。本发明实施例以执行单次角动量卸载为例，对确定出待控制的目标角动量之后的步骤进行具体说明。
40.步骤s108，基于目标参数和目标角动量在预设推力器选择对照表中确定用于执行角动量卸载的目标推力器，以及，基于目标角动量确定目标推力器执行角动量卸载时的点火脉宽和点火次数。
41.确定出目标角动量之后，首先根据目标参数的具体类别(偏航角/动量轮转速/卫星角动量)和目标角动量的具体取值确定出待控制的目标角动量在卫星本体坐标系中的方向，然后通过查询预设推力器选择对照表，确定用于执行角动量卸载的目标推力器，其中，预设推力器选择对照表是推力器编号与角动量在卫星本体坐标系中的方向之间的对照表，本发明实施例中，推力器的数量为6，分别用于控制x轴、y轴、z轴，-x轴、-y轴和-z轴的角动量。确定出目标推力器之后，接下来进一步还需根据目标推力器待控制的目标角动量计算其在执行角动量卸载时所对应的点火脉宽和点火次数。
42.步骤s110，控制目标推力器在待管理geo卫星的通信业务结束时的状态恢复时间，按照点火脉宽和点火次数执行角动量卸载。
43.确定出目标推力器及其点火脉宽和点火次数之后，地面运控系统需要将上述参数转化为卫星遥控指令序列，通过地面遥控发令软件发送至卫星执行。与现有技术中使用专用时间窗口执行角动量卸载相比，本发明实施例提出了控制目标推力器在待管理geo卫星的通信业务结束时的状态恢复时间，按照点火脉宽和点火次数执行角动量卸载的技术方案，提高了角动量卸载时间窗口的灵活性，从而缩短了角动量卸载的执行间隔，进而提高了
卫星姿态保持精度。
44.本发明实施例所提供的geo卫星角动量自动管理的控制方法实现了角动量管理和开展通信业务的有机结合，充分利用了通信业务结束时的状态恢复时间来完成角动量管理，与现有方法相比极大地缩短了角动量卸载的执行间隔，从而提高了卫星姿态保持精度，进而提高了卫星对目标的瞄准精度，有效地缓解了现有技术中的geo卫星角动量卸载方法存在的无法保障卫星姿态稳定的技术问题。并且还引入了后续控制的理念，避免了随着卫星运行时间的不断增长，推力器的性能出现较大变化，从而导致的控制误差较大的技术问题。
45.在一个可选的实施方式中，在确定偏航角超限的情况下，上述步骤s106中，基于控制效率、目标参数的实际值和相应的阈值确定待控制的目标角动量，具体包括如下步骤：
46.步骤s1061，获取卫星本体坐标系中待管理geo卫星在y轴上的角动量。
47.步骤s1062，基于y轴上的角动量、实际偏航角和偏航角阈值，计算卫星本体坐标系中待管理geo卫星在x轴上待控制的角动量。
48.当待管理geo卫星的偏航角超限时，则需要实施偏航角控制，在本发明实施例中，具体为在卫星本体坐标系的x轴或-x轴方向上实施角动量卸载，因此，需要计算出x轴上待控制的角动量。
49.地面运控中心在接收到遥测数据之后，能够精确的计算出卫星偏航角ψ和卫星本体坐标系中待管理geo卫星在y轴上的角动量hy，根据姿态动力学建立偏航角与卫星角动量的关系，偏航角ψ对应的角动量为：h
x
＝hy*sinψ，其中，角动量h
x
的方向在卫星本体的x轴上，ψ大于0时在+x轴方向，ψ小于0时在-x轴方向。
50.因此，在已知待管理geo卫星的控制目标偏航角ψe，获取到待管理geo卫星的实际偏航角ψs，且确定实际偏航角超限之后，卫星本体坐标系中，待管理geo卫星在x轴上待控制的角动量根据下式进行计算：δh
x
＝hy*(sinψ
e-sinψs)。
51.步骤s1063，基于控制效率修正x轴上待控制的角动量，得到目标角动量。
52.通过上文中的描述可知，为了缓解控制误差累积的问题，本发明实施例提供的控制方法引入了后续控制的理念，具体的，在确定了待管理geo卫星在x轴上待控制的角动量δh
x
之后，进一步根据上一次对待管理geo卫星进行角动量卸载的控制效率η进行角动量修正，具体为：利用算式计算出目标角动量δh
x
′
。
53.在一个可选的实施方式中，在确定动量轮转速超限的情况下，上述步骤s106中，基于控制效率、目标参数的实际值和相应的阈值确定待控制的目标角动量，具体包括如下步骤：
54.步骤s106a，获取待管理geo卫星的动量轮基准角动量和卫星本体坐标系中待管理geo卫星的动量轮与z轴的夹角。
55.图2为本发明实施例提供的动量轮安装示意图，待管理geo卫星的动量轮基准角动量h
imw
和卫星本体坐标系中待管理geo卫星的(两个)动量轮与z轴的夹角α均是安装动量轮之后的已知量。
56.步骤s106b，基于动量轮基准角动量、动量轮与z轴的夹角、实际动量轮转速和动量轮转速阈值，计算卫星本体坐标系中待管理geo卫星在y轴上待控制的角动量。
57.当待管理geo卫星的动量轮转速超限时，则需要实施动量轮转速控制，在本发明实施例中，具体为在卫星本体坐标系的y轴或-y轴方向上实施角动量卸载，因此，需要计算出y轴上待控制的角动量。
58.地面运控中心在已知动量轮基准角动量h
imw
和动量轮与z轴的夹角α，获取到两个动量轮的转速υ
mw1
，υ
mw2
之后，即可计算出卫星本体坐标系中待管理geo卫星在y轴上的角动量hy，其中，hy＝(υ
mw1
*sinα+υ
mw2
*sinα)*h
imw
。
59.因此，在已知待管理geo卫星两个动量轮的控制目标转速(也即，动量轮转速阈值)υ
emw1
和υ
emw2
，获取到待管理geo卫星的实际动量轮转速υ
smw1
和υ
smw2
，且确定动量轮转速超限之后，卫星本体坐标系中，待管理geo卫星在y轴上待控制的角动量根据下式进行计算：δhy＝(υ
emw1-υ
smw1
+υ
emw2-υ
smw2
)*sinα*h
imw
。
60.步骤s106c，基于控制效率修正y轴上待控制的角动量，得到目标角动量。
61.同上述步骤s1061，在确定了待管理geo卫星在y轴上待控制的角动量δhy之后，进一步需要根据上一次对待管理geo卫星进行角动量卸载的控制效率η进行角动量修正，具体为：利用算式计算出目标角动量δhy′
。
62.在一个可选的实施方式中，在确定卫星角动量超限的情况下，上述步骤s106中，基于控制效率、目标参数的实际值和相应的阈值确定待控制的目标角动量，具体包括如下步骤：
63.步骤s106a，基于实际卫星角动量和卫星角动量阈值，计算卫星本体坐标系中待管理geo卫星在z轴上待控制的角动量。
64.当待管理geo卫星的卫星角动量超限时，则需要实施卫星角动量控制，在本发明实施例中，具体为在卫星本体坐标系的z轴或-z轴方向上实施角动量卸载，因此，需要计算出z轴上待控制的角动量。
65.地面运控中心在获取到实际卫星角动量hzs和控制目标角动量(也即，卫星角动量阈值)，且确定卫星角动量超限之后，卫星本体坐标系中，待管理geo卫星在z轴上待控制的角动量根据下式进行计算：
66.步骤s106b，基于控制效率修正z轴上待控制的角动量，得到目标角动量。
67.同上述步骤s1061，在确定了待管理geo卫星在z轴上待控制的角动量δhz之后，进一步需要根据上一次对待管理geo卫星进行角动量卸载的控制效率η进行角动量修正，具体为：利用算式计算出目标角动量δhz′
。
68.在一个可选的实施方式中，上述步骤s108中，基于目标参数和目标角动量在预设推力器选择对照表中确定用于执行角动量卸载的目标推力器，具体包括如下步骤：
69.步骤s108a，基于目标参数和目标角动量的正负属性，确定目标角动量在卫星本体坐标系中的方向。
70.具体的，根据上文中的描述可知，本发明实施例涉及到实施偏航角控制、动量轮转速控制和卫星角动量控制三种方式，每种控制方式下，待控制的角动量在卫星本体坐标系中的方向需要根据目标参数和目标角动量的正负属性来确定，具体的，偏航角超限时，需要
根据目标角动量δh
x
′
的正负来确定其在卫星本体坐标系中的方向，δh
x
′
大于0时方向在x轴，δh
x
′
小于0时方向在-x轴；动量轮转速超限时，需要根据目标角动量δhy′
的正负来确定其在卫星本体坐标系中的方向，δhy′
大于0时方向在y轴，δhy′
小于0时方向在-y轴；卫星角动量超限时，需要根据目标角动量δhz′
的正负来确定其在卫星本体坐标系中的方向，δhz′
大于0时方向在z轴，δhz′
小于0时方向在-z轴。
71.步骤s108b，利用目标角动量在卫星本体坐标系中的方向在预设推力器选择对照表中匹配目标推力器。
72.图3为本发明实施例提供的卫星推力器安装示意图，如图3所示，卫星本体坐标系下x、y、z、-x、-y、-z六个方向的角动量控制分别对应6个推力器，推力器1控制-z轴角动量，推力器2控制z轴角动量，推力器3控制x轴角动量，推力器4控制-x轴角动量，推力器5控制y轴角动量，推力器6控制-y轴角动量。上述推力器编号与角动量在卫星本体坐标系中的方向之间的对应关系预存于预设推力器选择对照表中。
73.因此，在确定出目标角动量在卫星本体坐标系中的方向之后，根据预设推力器选择对照表即可匹配出需要执行角动量卸载的目标推力器。假设待控制的目标角动量在卫星本体坐标系中的方向为-z轴，则确定推力器1为目标推力器。
74.在一个可选的实施方式中，上述步骤s108中，基于目标角动量确定目标推力器执行角动量卸载时的点火脉宽和点火次数，具体包括如下步骤：
75.步骤s1081，获取目标推力器的推力和力臂长度。
76.步骤s1082，基于目标角动量、推力和力臂长度计算目标推力器待控制的点火总脉宽。
77.在本发明实施例中，目标推力器待控制的点火总脉宽δt的算式为：其中，f0表示目标推力器的推力，l0表示目标推力器的力臂长度，δh
′
表示目标角动量，当待管理geo卫星的偏航角超限时，δh
′
＝δh
x
′
；当待管理geo卫星的动量轮转速超限时，δh
′
＝δhy′
；当待管理geo卫星的卫星角动量超限时，δh
′
＝δhz′
。
78.步骤s1083，计算点火总脉宽与指定点火脉宽的余数，并将余数最小的预设点火脉宽作为目标推力器执行角动量卸载时的点火脉宽。
79.其中，指定点火脉宽表示若干预设点火脉宽中的任一点火脉宽。
80.步骤s1084，基于点火总脉宽和点火脉宽计算目标推力器执行角动量卸载时的点火次数。
81.在一种可选的实施例中，推力器的预设点火脉宽设置为n*8ms(毫秒)的整数，最大不超过32ms，也即，预设点火脉宽包括以下4种时长：8ms，16ms，24ms，32ms。那么在计算得到点火总脉宽δt之后，首先计算选择不同点火脉宽时的余数：r1＝δt％8，r2＝δt％16，r3＝δt％24，r4＝δt％32。
82.然后将余数最小的预设点火脉宽作为目标推力器执行角动量卸载时的点火脉宽r，也即，r＝min(r1,r2,r3,r4)。假设r＝r2，则确定点火脉宽为16ms，目标推力器执行角动量卸载时的点火次数为：
83.或者，还可以先计算出选择不同点火脉宽时，点火次数、点火脉宽、余数的多种组
合关系：(n1,8,r1)，(n2,16,r2)，(n3,24,r3)，(n4,32,r4)。其中，不同脉宽时所需要的点火次数为(取整数)：次数为(取整数)：然后再比较不同组合对应的余数大小，选取余数最小的组合作为最终控制量。如果r＝r2，则选取(n2,16,r2)，最终确定的点火次数为n2，点火脉宽为16ms。
84.在一个可选的实施方式中，在执行完步骤s110：控制目标推力器在待管理geo卫星的通信业务结束时的状态恢复时间，按照点火脉宽和点火次数执行角动量卸载之后，本发明方法还包括如下步骤：
85.步骤s201，获取待管理geo卫星在完成角动量卸载之后目标参数的更新值。
86.步骤s202，基于目标参数的更新值和执行角动量卸载之前目标参数的实际值，计算目标推力器实际卸载的角动量。
87.步骤s203，基于实际卸载的角动量和执行角动量卸载之前所确定的待控制的目标角动量，计算本次对待管理geo卫星进行角动量卸载的控制效率。
88.图4为本发明实施例提供的另一种卫星角动量自动管理的控制方法的流程示意图，如图4所示，每次角动量控制完成后，可以再次获取遥测数据，并对遥测数据进行分析评估，以根据卫星偏航角姿态/动量轮转速/卫星角动量实际变化情况，对控制量重新调整，不断迭代优化。
89.如果本次实施的是偏航角控制，那么评估时首先获取待管理geo卫星在完成角动量卸载之后的偏航角更新值ψs′
，然后结合执行角动量卸载之前待管理geo卫星的实际偏航角ψs，利用计算δh
x
的计算方式来计算目标推力器实际卸载的角动量δh
x
″
，也即，δh
x
″
＝hy*(sinψs′‑
sinψs)。已知执行角动量卸载之前所确定的待控制的目标角动量为δh
x
′
，则本次对待管理geo卫星进行角动量卸载的控制效率为：
90.如果本次实施的是动量轮转速控制，那么评估时首先获取待管理geo卫星在完成角动量卸载之后的动量轮转速更新值υ
smw1
′
和υ
smw2
′
，然后结合执行角动量卸载之前待管理geo卫星的实际动量轮转速υ
smw1
和υ
smw2
，利用计算δhy的计算方式来计算目标推力器实际卸载的角动量δhy″
，也即，δhy″
＝(υ
smw1
′‑
υ
smw1
+υ
smw2
′‑
υ
smw2
)*sinα*h
imw
。已知执行角动量卸载之前所确定的待控制的目标角动量为δhy′
，则本次对待管理geo卫星进行角动量卸载的控制效率为：
91.如果本次实施的是卫星角动量控制，那么评估时首先获取待管理geo卫星在完成角动量卸载之后的卫星角动量更新值然后结合执行角动量卸载之前待管理geo卫星的实际卫星角动量利用计算δhz的计算方式来计算目标推力器实际卸载的角动量δhz″
，也即，已知执行角动量卸载之前所确定的待控制的目标角动量为δhz′
，则本次对待管理geo卫星进行角动量卸载的控制效率为：
92.本发明实施例所提供的geo卫星角动量自动管理的控制方法建立了各种控制方式
下的数学模型，能够达到较好的角动量控制效果，使得卫星姿态保持精度、动量轮转速、角动量变化在正常范围内，对卫星平台的安全影响较小。并且，针对卫星运行时间增长出现的推力器性能下降问题，本发明方法通过引入后续控制的方式来不断修正控制误差。该方法还实现了角动量管理和开展通信业务的有机结合，充分利用了通信业务结束时的状态恢复时间来完成角动量管理，与现有方法相比极大地缩短了角动量卸载的执行间隔，从而提高了卫星姿态保持精度，进而提高了卫星对用户的瞄准精度。
93.实施例二
94.本发明实施例还提供了一种geo卫星角动量自动管理的控制装置，该geo卫星角动量自动管理的控制装置主要用于执行上述实施例一所提供的geo卫星角动量自动管理的控制方法，以下对本发明实施例提供的geo卫星角动量自动管理的控制装置做具体介绍。
95.图5是本发明实施例提供的一种geo卫星角动量自动管理的控制装置的功能模块图，如图5所示，该装置主要包括：第一获取模块10，判断模块20，第一确定模块30，第二确定模块40，控制模块50，其中：
96.第一获取模块10，用于获取待管理geo卫星的实际偏航角、实际动量轮转速和实际卫星角动量，以及，获取上一次对待管理geo卫星进行角动量卸载的控制效率。
97.判断模块20，用于基于预设角动量管理阈值分别判断实际偏航角、实际动量轮转速和实际卫星角动量是否超限；其中，预设角动量管理阈值包括：偏航角阈值、动量轮转速阈值、卫星角动量阈值。
98.第一确定模块30，用于在确定目标参数超限的情况下，基于控制效率、目标参数的实际值和相应的阈值确定待控制的目标角动量；其中，目标参数包括以下其中一种：偏航角、动量轮转速和卫星角动量。
99.第二确定模块40，用于基于目标参数和目标角动量在预设推力器选择对照表中确定用于执行角动量卸载的目标推力器，以及，基于目标角动量确定目标推力器执行角动量卸载时的点火脉宽和点火次数。
100.控制模块50，用于控制目标推力器在待管理geo卫星的通信业务结束时的状态恢复时间，按照点火脉宽和点火次数执行角动量卸载。
101.本发明实施例所提供的geo卫星角动量自动管理的控制装置实现了角动量管理和开展通信业务的有机结合，充分利用了通信业务结束时的状态恢复时间来完成角动量管理，与现有方法相比极大地缩短了角动量卸载的执行间隔，从而提高了卫星姿态保持精度，进而提高了卫星对目标的瞄准精度，有效地缓解了现有技术中的geo卫星角动量卸载方法存在的无法保障卫星姿态稳定的技术问题。并且还引入了后续控制的理念，避免了随着卫星运行时间的不断增长，推力器的性能出现较大变化，从而导致的控制误差较大的技术问题。
102.可选地，在确定偏航角超限的情况下，第一确定模块30具体用于：
103.获取卫星本体坐标系中待管理geo卫星在y轴上的角动量。
104.基于y轴上的角动量、实际偏航角和偏航角阈值，计算卫星本体坐标系中待管理geo卫星在x轴上待控制的角动量。
105.基于控制效率修正x轴上待控制的角动量，得到目标角动量。
106.可选地，在确定动量轮转速超限的情况下，第一确定模块30具体用于：
107.获取待管理geo卫星的动量轮基准角动量和卫星本体坐标系中待管理geo卫星的动量轮与z轴的夹角。
108.基于动量轮基准角动量、动量轮与z轴的夹角、实际动量轮转速和动量轮转速阈值，计算卫星本体坐标系中待管理geo卫星在y轴上待控制的角动量。
109.基于控制效率修正y轴上待控制的角动量，得到目标角动量。
110.可选地，在确定卫星角动量超限的情况下，第一确定模块30具体用于：
111.基于实际卫星角动量和卫星角动量阈值，计算卫星本体坐标系中待管理geo卫星在z轴上待控制的角动量。
112.基于控制效率修正z轴上待控制的角动量，得到目标角动量。
113.可选地，第二确定模块40具体用于：
114.基于目标参数和目标角动量的正负属性，确定目标角动量在卫星本体坐标系中的方向。
115.利用目标角动量在卫星本体坐标系中的方向在预设推力器选择对照表中匹配目标推力器。
116.可选地，第二确定模块40具体用于：
117.获取目标推力器的推力和力臂长度。
118.基于目标角动量、推力和力臂长度计算目标推力器待控制的点火总脉宽。
119.计算点火总脉宽与指定点火脉宽的余数，并将余数最小的预设点火脉宽作为目标推力器执行角动量卸载时的点火脉宽；其中，指定点火脉宽表示若干预设点火脉宽中的任一点火脉宽。
120.基于点火总脉宽和点火脉宽计算目标推力器执行角动量卸载时的点火次数。
121.可选地，该装置还包括：
122.第二获取模块，用于获取待管理geo卫星在完成角动量卸载之后目标参数的更新值。
123.第一计算模块，用于基于目标参数的更新值和执行角动量卸载之前目标参数的实际值，计算目标推力器实际卸载的角动量。
124.第二计算模块，用于基于实际卸载的角动量和执行角动量卸载之前所确定的待控制的目标角动量，计算本次对待管理geo卫星进行角动量卸载的控制效率。
125.实施例三
126.参见图6，本发明实施例提供了一种电子设备，该电子设备包括：处理器60，存储器61，总线62和通信接口63，所述处理器60、通信接口63和存储器61通过总线62连接；处理器60用于执行存储器61中存储的可执行模块，例如计算机程序。
127.其中，存储器61可能包含高速随机存取存储器(ram，random access memory)，也可能还包括非易失性存储器(non-volatile memory)，例如至少一个磁盘存储器。通过至少一个通信接口63(可以是有线或者无线)实现该系统网元与至少一个其他网元之间的通信连接，可以使用互联网，广域网，本地网，城域网等。
128.总线62可以是isa总线、pci总线或eisa总线等。所述总线可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图6中仅用一个双向箭头表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。
129.其中，存储器61用于存储程序，所述处理器60在接收到执行指令后，执行所述程序，前述本发明实施例任一实施例揭示的过程定义的装置所执行的方法可以应用于处理器60中，或者由处理器60实现。
130.处理器60可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，上述方法的各步骤可以通过处理器60中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器60可以是通用处理器，包括中央处理器(central processing unit，简称cpu)、网络处理器(network processor，简称np)等；还可以是数字信号处理器(digital signal processing，简称dsp)、专用集成电路(application specific integrated circuit，简称asic)、现成可编程门阵列(field-programmable gate array，简称fpga)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。可以实现或者执行本发明实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。结合本发明实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。软件模块可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器61，处理器60读取存储器61中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。
131.本发明实施例所提供的一种geo卫星角动量自动管理的控制方法与装置的计算机程序产品，包括存储了处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读存储介质，所述程序代码包括的指令可用于执行前面方法实施例中所述的方法，具体实现可参见方法实施例，在此不再赘述。
132.另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。
133.所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个处理器可执行的非易失的计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：u盘、移动硬盘、只读存储器(rom，read-only memory)、随机存取存储器(ram，random access memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
134.应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
135.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
136.此外，术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而
是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。
137.在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
138.最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

技术特征：
1.一种geo卫星角动量自动管理的控制方法，其特征在于，包括：获取待管理geo卫星的实际偏航角、实际动量轮转速和实际卫星角动量，以及，获取上一次对所述待管理geo卫星进行角动量卸载的控制效率；基于预设角动量管理阈值分别判断所述实际偏航角、所述实际动量轮转速和所述实际卫星角动量是否超限；其中，所述预设角动量管理阈值包括：偏航角阈值、动量轮转速阈值、卫星角动量阈值；在确定目标参数超限的情况下，基于所述控制效率、所述目标参数的实际值和相应的阈值确定待控制的目标角动量；其中，所述目标参数包括以下其中一种：偏航角、动量轮转速和卫星角动量；基于所述目标参数和所述目标角动量在预设推力器选择对照表中确定用于执行角动量卸载的目标推力器，以及，基于所述目标角动量确定所述目标推力器执行角动量卸载时的点火脉宽和点火次数；控制所述目标推力器在所述待管理geo卫星的通信业务结束时的状态恢复时间，按照所述点火脉宽和所述点火次数执行角动量卸载。2.根据权利要求1所述的geo卫星角动量自动管理的控制方法，其特征在于，在确定偏航角超限的情况下，基于所述控制效率、所述目标参数的实际值和相应的阈值确定待控制的目标角动量，包括：获取卫星本体坐标系中所述待管理geo卫星在y轴上的角动量；基于所述y轴上的角动量、所述实际偏航角和所述偏航角阈值，计算卫星本体坐标系中所述待管理geo卫星在x轴上待控制的角动量；基于所述控制效率修正所述x轴上待控制的角动量，得到所述目标角动量。3.根据权利要求1所述的geo卫星角动量自动管理的控制方法，其特征在于，在确定动量轮转速超限的情况下，基于所述控制效率、所述目标参数的实际值和相应的阈值确定待控制的目标角动量，包括：获取所述待管理geo卫星的动量轮基准角动量和卫星本体坐标系中所述待管理geo卫星的动量轮与z轴的夹角；基于所述动量轮基准角动量、所述动量轮与z轴的夹角、所述实际动量轮转速和所述动量轮转速阈值，计算卫星本体坐标系中所述待管理geo卫星在y轴上待控制的角动量；基于所述控制效率修正所述y轴上待控制的角动量，得到所述目标角动量。4.根据权利要求1所述的geo卫星角动量自动管理的控制方法，其特征在于，在确定卫星角动量超限的情况下，基于所述控制效率、所述目标参数的实际值和相应的阈值确定待控制的目标角动量，包括：基于所述实际卫星角动量和所述卫星角动量阈值，计算卫星本体坐标系中所述待管理geo卫星在z轴上待控制的角动量；基于所述控制效率修正所述z轴上待控制的角动量，得到所述目标角动量。5.根据权利要求1所述的geo卫星角动量自动管理的控制方法，其特征在于，基于所述目标参数和所述目标角动量在预设推力器选择对照表中确定用于执行角动量卸载的目标推力器，包括：基于所述目标参数和所述目标角动量的正负属性，确定所述目标角动量在卫星本体坐
标系中的方向；利用所述目标角动量在卫星本体坐标系中的方向在预设推力器选择对照表中匹配所述目标推力器。6.根据权利要求1所述的geo卫星角动量自动管理的控制方法，其特征在于，基于所述目标角动量确定所述目标推力器执行角动量卸载时的点火脉宽和点火次数，包括：获取所述目标推力器的推力和力臂长度；基于所述目标角动量、所述推力和所述力臂长度计算所述目标推力器待控制的点火总脉宽；计算所述点火总脉宽与指定点火脉宽的余数，并将余数最小的预设点火脉宽作为所述目标推力器执行角动量卸载时的点火脉宽；其中，所述指定点火脉宽表示若干预设点火脉宽中的任一点火脉宽；基于所述点火总脉宽和所述点火脉宽计算所述目标推力器执行角动量卸载时的点火次数。7.根据权利要求1所述的geo卫星角动量自动管理的控制方法，其特征在于，在控制所述目标推力器在所述待管理geo卫星的通信业务结束时的状态恢复时间，按照所述点火脉宽和所述点火次数执行角动量卸载之后，所述方法还包括：获取所述待管理geo卫星在完成角动量卸载之后所述目标参数的更新值；基于所述目标参数的更新值和执行角动量卸载之前所述目标参数的实际值，计算所述目标推力器实际卸载的角动量；基于所述实际卸载的角动量和执行角动量卸载之前所确定的待控制的目标角动量，计算本次对所述待管理geo卫星进行角动量卸载的控制效率。8.一种geo卫星角动量自动管理的控制装置，其特征在于，包括：第一获取模块，用于获取待管理geo卫星的实际偏航角、实际动量轮转速和实际卫星角动量，以及，获取上一次对所述待管理geo卫星进行角动量卸载的控制效率；判断模块，用于基于预设角动量管理阈值分别判断所述实际偏航角、所述实际动量轮转速和所述实际卫星角动量是否超限；其中，所述预设角动量管理阈值包括：偏航角阈值、动量轮转速阈值、卫星角动量阈值；第一确定模块，用于在确定目标参数超限的情况下，基于所述控制效率、所述目标参数的实际值和相应的阈值确定待控制的目标角动量；其中，所述目标参数包括以下其中一种：偏航角、动量轮转速和卫星角动量；第二确定模块，用于基于所述目标参数和所述目标角动量在预设推力器选择对照表中确定用于执行角动量卸载的目标推力器，以及，基于所述目标角动量确定所述目标推力器执行角动量卸载时的点火脉宽和点火次数；控制模块，用于控制所述目标推力器在所述待管理geo卫星的通信业务结束时的状态恢复时间，按照所述点火脉宽和所述点火次数执行角动量卸载。9.一种电子设备，包括存储器、处理器，所述存储器上存储有可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述权利要求1至7中任一项所述的geo卫星角动量自动管理的控制方法的步骤。10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有计算机指
令，所述计算机指令被处理器执行时实现上述权利要求1至7中任一项所述的geo卫星角动量自动管理的控制方法。

技术总结
本发明提供了一种GEO卫星角动量自动管理的控制方法与装置，涉及卫星姿态控制技术领域，包括：获取待管理GEO卫星的实际偏航角、实际动量轮转速、实际卫星角动量和上一次对待管理GEO卫星进行角动量卸载的控制效率；分别判断实际偏航角、实际动量轮转速和实际卫星角动量是否超限；若目标参数超限，则基于控制效率、目标参数的实际值和相应的阈值确定待控制的目标角动量；确定用于执行角动量卸载的目标推力器和执行角动量卸载时的点火脉宽和次数；控制目标推力器在待管理GEO卫星的通信业务结束时的状态恢复时间按照点火脉宽和次数执行角动量卸载。缓解了现有技术中的GEO卫星角动量卸载方法存在的无法保障卫星姿态稳定的技术问题。问题。问题。


技术研发人员：李志涛 王学梅 王桢 赵斌 郭磊 刘准 黄霄腾 韩宝玲 张文雅 付伟 郭蕴欣 胡文静 钟福贵 商贺
受保护的技术使用者：中国人民解放军32039部队
技术研发日：2023.04.27
技术公布日：2023/6/27