一种太阳帆板偏置安装时的卫星对日定向控制方法及卫星

文档序号：1036068 发布日期：2020-10-30 浏览：1次 >En<

阅读说明：本技术 一种太阳帆板偏置安装时的卫星对日定向控制方法及卫星 (Satellite sun-facing directional control method during offset installation of solar sailboard and satellite ) 是由杜宁王世耀陈文晖徐家国查理孙杰吕若宁高四宏王同辉于 2020-08-06 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种太阳帆板偏置安装时的卫星对日定向控制方法,包括:根据太阳帆板偏置安装角度构建对日定向参考坐标系,以保证对日定向轴为对日定向参考坐标系内的一主轴；求取星体相对卫星本体坐标系角速度在对日定向参考坐标系下投影<Image he="71" wi="96" file="DDA0002621420310000011.GIF" imgContent="drawing" imgFormat="GIF" orientation="portrait" inline="no"></Image>对日定向方法,控制卫星某主轴对日定向,无法保证太阳帆板垂直受照,且只有一个星体表面可以接受太阳光照。本方法不需改变常规的执行机构安装方式和卫星本体坐标系定义,即不影响载荷工作期间姿态控制,且能允许太阳帆板以任意固定姿态安装在星体上；在对日定向期间,保证太阳帆板受到太阳垂直受照,且星体有三个面可接受太阳照射。因此该方法简洁有效,易于工程实现。(The invention discloses a satellite sun-facing orientation control method during offset installation of a solar sailboard, which comprises the steps of constructing a sun-facing orientation reference coordinate system according to an offset installation angle of the solar sailboard so as to ensure that a sun-facing orientation axis is a main shaft in the sun-facing orientation reference coordinate system; projection of angular velocity of star relative to coordinate system of satellite body under sun-facing directional reference coordinate system The sun-facing orientation method controls a certain main shaft of the satellite to orient the sun, so that the solar sailboard cannot be ensured to be vertically illuminated, and only one surface of the satellite can receive the illumination of the sun. The method does not need to change the conventional installation mode of the actuating mechanism and the coordinate system definition of the satellite body, namely does not influence the attitude control during the load working period, and can allow the solar sailboard to be installed on the satellite body in any fixed attitude; during the sun orientation, the sun sailboard is ensured to be vertically irradiated by the sun, and three surfaces of the star body can be irradiated by the sun. Therefore, the method is simpleAnd the method is effective and easy to realize engineering.)

技术领域

本发明涉及航空技术领域，具体涉及一种太阳帆板偏置安装时的卫星对日定向控制方法及卫星。

背景技术

对于现代小卫星，主载荷通常沿卫星某主轴正交安装，例如星载相机光轴平行于卫星+Zb轴，星间激光通信载荷光轴平行于卫星+Xb轴等，为便于载荷工作期间姿态控制，常用执行机构如反作用飞轮、磁力矩器等均平行于卫星主轴安装，且太阳电池阵法线也平行于卫星某主轴。然而对于某些运行在倾斜轨道上的小卫星，太阳帆板自身无驱动机构，为保证卫星能源，需设计对日定向工作模式，且为避免舱内单机工作温度过低，对日定向期间需保证星体多个面受太阳光照，这就要求帆板相对星体偏置安装，即太阳帆板法线不再平行于星体主轴，可能为任意固定方向。常规的对日定向方法，控制卫星某主轴对日定向，无法保证太阳帆板垂直受照，且只有一个星体表面可以接受太阳光照。因此本发明设计了适用于太阳帆板偏置安装时的卫星对日定向控制方法，保证卫星对日定向模式下，偏置安装的太阳帆板能受到太阳垂直受照，且星体有三个面可接受太阳照射。该方法适用于倾斜轨道卫星对日定向控制。

对于倾斜轨道卫星，太阳随时间变化将出现在轨道面不同方位，因此通常安装帆板驱动机构。现代小卫星受重量限制，一般不再安装太阳帆板驱动机构，而是通过卫星对日定向控制，保证太阳帆板垂直受照，在此基础上进行短期对地定向等任务模式姿态控制。主载荷通常沿卫星某主轴正交安装，例如星载相机光轴平行于卫星+Zb轴，星间激光通信载荷光轴平行于卫星+Xb轴等，为便于载荷工作期间姿态控制，常用执行机构如反作用飞轮、磁力矩器等均平行于卫星主轴安装。为便于姿态控制，太阳电池阵法线通常也平行于卫星某主轴，对日定向模式只需令星体某主轴平行于太阳方向即可，此时可保证帆板初值受照。

然而对于某些运行在倾斜轨道上的小卫星，为避免舱内单机工作温度过低，对日定向期间需保证星体多个面受太阳光照，这就要求帆板相对星体偏置安装，即太阳帆板法线不再平行于星体主轴，可能为任意固定方向。常规的对日定向方法，控制卫星某主轴对日定向，无法保证太阳帆板垂直受照，且只有一个星体表面可以接受太阳光照。

综上，有必要设计一种适用于太阳帆板偏置安装时的卫星对日定向控制方法，保证卫星对日定向模式下，偏置安装的太阳帆板能受到太阳垂直受照，且星体有三个面可接受太阳照射。该方法适用于任意轨道、任意帆板偏置安装角度情况下的卫星对日定向控制。

发明内容

本发明的目的在于提供一种卫星对日定向控制方法，适用于倾斜轨道的卫星对日定向控制，本方法能保证卫星对日定向模式下，偏置安装的太阳帆板能受到太阳垂直受照，且星体至少有三个面可接受太阳照射。

为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种卫星对日定向控制方法，应用于偏置安装有太阳帆板的卫星，所述方法包括:

获取所述卫星在卫星本体坐标系下的角速度；

计算所述角速度在对日定向参考坐标系下的投影，其中，所述投影作为角速度控制误差，所述对日定向参考坐标系根据所述太阳帆板的偏置安装角度构建而成；

获取二维太阳角，其中，所述二维太阳角作为姿态控制误差；

根据所述角速度控制误差和所述姿态控制误差计算得出在所述对日定向参考坐标系下所需的三轴控制角动量；

通过姿态转换，得到在卫星本体坐标系下所需的三轴控制角动量，其中，可根据所述卫星本体坐标系下所需的三轴控制角动量计算得出飞轮指令和磁卸载指令。

可选地，所述卫星为运行在倾斜轨道上的小卫星。

可选地，所述方法还包括：

根据所述太阳帆板的安装角度构建所述对日定向参考坐标系，其中，所述太阳帆板的法线为所述对日定向参考坐标系的一主轴。

可选地，所述投影

具体通过如下公式进行计算：

其中，为卫星在卫星本体坐标系下的角速度；A_b1b为卫星本体坐标系至对日定向参考坐标系的转换矩阵。

可选地，所述角速度由陀螺测得。

可选地，所述二维太阳角由太阳角计测得。

可选地，所述对日定向参考坐标系下所需的三轴控制角动量具体通过如下公式进行计算：

K_dx＝I_b(1,1)2ζω_n

K_dy＝I_b(2,2)2ζω_n

K_dz＝I_b(3,3)2ζω_n

h_{c_b1}＝-∫T_c

其中，A_b1b为卫星本体坐标系至对日定向参考坐标系的转换矩阵，

为卫星本体坐标系至对日定向参考坐标系的转换矩阵A_b1b的转置矩阵，I_b为卫星在卫星本体坐标系下的转动惯量，I_b1为卫星在对日定向参考坐标系下的转动惯量，ζ为控制器设计阻尼比，可取0.707，ω_n为控制器设计自然频率，Kpx、Kpy、Kpz分别为卫星三轴姿态控制比例项系数，Kdx、Kdy、Kdz分别为卫星三轴姿态控制微分项系数；T_c为卫星三轴姿态控制期望力矩矢量；h_{c_b1}为对日定向参考坐标系下所需三轴控制角动量。

可选地，所述卫星本体坐标系下所需的三轴控制角动量h_{c_b}具体通过如下公式进行计算：

其中，为本体系至对日定向参考坐标系的转换矩阵A_b1b的逆矩阵，h_{c_b1}为对日定向参考坐标系下所需三轴控制角动量。

可选地，所述方法还包括：

发送飞轮指令和磁卸载指令至所述卫星，其中，所述卫星执行所述飞轮指令和所述磁卸载指令后，所述卫星的太阳帆板可接受到太阳的垂直照射。

另一方面，本发明还提供了一种卫星，用于执行上述的卫星对日定向控制方法。

与现有技术相比，本发明至少具有以下优点之一：

本方法不需改变常规的执行机构安装方式和卫星本体坐标系定义，即不影响载荷工作期间姿态控制，且能允许太阳帆板以任意固定姿态安装在星体上；在对日定向期间，保证太阳帆板受到太阳垂直受照，且星体有三个面可接受太阳照射。因此该方法简洁有效，易于工程实现。

附图说明

图1为本发明一实施例中反作用飞轮和磁力矩器沿卫星主轴正交安装示意图；

图2为本发明一实施例中卫星常规对日定向控制示意图；

图3为本发明一实施例中帆板偏置安装时卫星对日定向控制示意图。

具体实施方式

以下结合附图1～3和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。根据下面说明，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是，附图采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施方式的目的。为了使本发明的目的、特征和优点能够更加明显易懂，请参阅附图。须知，本说明书所附图式所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容能涵盖的范围内。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者现场设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者现场设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者现场设备中还存在另外的相同要素。

请参阅图1、图2和图3所示，本实施例提供的一种卫星对日定向控制方法，应用于偏置安装有太阳帆板的小卫星，所述方法包括:

根据太阳帆板的偏置安装角度设计对日定向参考坐标系O_b1X_b1Y_b1Z_b1，保证对日定向轴(太阳帆板的法线)为对日参考坐标系内某主轴；对于任意的太阳帆板的偏置安装方式，均可通过对卫星本体坐标系的2次旋转得到对日定向参考坐标系，且保证参考坐标系某主轴平行于偏置安装的帆板法线。

以主受照面接近星体-Zb方向为例，请参阅图3所示，卫星对日定向参考坐标系定义为：卫星本体坐标系O_bX_bY_bZ_b依次绕Xb轴转过

绕星体Yb轴转过θ_t后得到帆板对日定向坐标系O_b1X_b1Y_b1Z_b1。此时帆板法线与对日参考坐标系-Zb轴平行。其中和θ_t具体数值与帆板偏置安装角度有关，由卫星总体提供。

获取所述卫星在卫星本体坐标系下的角速度；

获取二维太阳角，其中，所述二维太阳角作为姿态控制误差；

以卫星-Ob1Zb1轴对日定向控制为例，将太阳角计解算的滚动

俯仰太阳角θ_ass作为滚动、俯仰轴姿态控制误差：

Δθ＝θ_ass

为避免对日定向期间对日轴角速度的影响，可利用陀螺积分进行对日轴角速度阻尼控制。以卫星-Ob1Zb1轴对日定向控制为例，将对日参考系下偏航轴角速度进行积分，得到偏航轴姿态控制误差：

进而，以星体相对卫星本体坐标系角速度在对日参考系下投影作为卫星三轴角速度控制误差：

根据所述角速度控制误差和所述姿态控制误差计算得出在所述对日定向参考坐标系下所需的三轴控制角动量；

本实施例中，所述卫星为运行在倾斜轨道上的小卫星。

本实施例中，所述方法还包括：

根据所述太阳帆板的安装角度构建所述对日定向参考坐标系，其中，所述太阳帆板的法线为所述对日定向参考坐标系的一主轴；根据实际的太阳帆板偏置安装角度，定义新的对日定向参考坐标系，通过卫星本体坐标系和对日定向参考坐标系之间的转换矩阵，将太阳角计测量值和陀螺测量值转换至对日定向参考坐标系；在对日定向参考坐标系内，通过常规的PD姿态控制器计算得到用于姿态控制的三轴指令角动量；将在对日定向参考系内计算的控制指令角动量，转换至卫星本体坐标系，进而计算得出飞轮指令和磁卸载指令。

本实施例中，所述投影具体通过如下公式进行计算：