CN102004491B - 一种卫星初入轨段的初始太阳捕获方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种卫星初入轨段的初始太阳捕获方法，该方法包括：(1)根据太阳矢量在惯性系下的单位矢量S_i，并结合星箭分离时卫星的初始姿态计算星体对日轴在惯性系下的矢量nZ_i，初始化捕获太阳起始时刻的姿态四元素

(2)每个控制周期，根据陀螺的测量输出更新四元素

作为本次的控制器输入量；(3)控制卫星进行姿态机动，直至

此时卫星的对日轴已经指向太阳，完成初始太阳捕获，本发明方法非常适用于卫星初入轨阶段的太阳捕获任务，能够令卫星以最短的路径和最快的时间捕获太阳，及时保证了卫星的能源供应，此外本方法还可以推广应用到任何已知目标矢量位置坐标和当前姿态信息的卫星指向控制中。

Description

一种卫星初入轨段的初始太阳捕获方法

技术领域

本发明涉及一种卫星姿态指向控制的实现方法，特别是涉及一种卫星初入轨段的初始太阳捕获方法。

背景技术

一般卫星的控制系统在入轨初期首先要解决的问题是，建立正常姿态(一般是对地定向)和获取能源，获取能源是卫星在轨生存的基本条件，正常姿态是卫星正常工作的必要条件。虽然一般对地定向的卫星在入轨初期都首选直接建立对地姿态，但出于安全性的考虑，先对日定向获取能源，再转对地定向是更为稳妥的方式，尤其是对遥感九号卫星来说。遥感九号卫星由三颗卫星组成，采用一箭三星的方式发射入轨，由于三颗星先后分离的时间间隔很短，而分离的条件有可能不够理想，为了确保安全，遥感九号卫星改变了以往低轨卫星入轨后先消初偏再进行粗对地的飞行程序，而是采用先对日定向确保证能源，再由地面在适当的时候发指令转入三轴稳定对地定向。

而以往卫星对日定向时先要搜索太阳，即捕获太阳的过程。这个过程一般是由安装在卫星对日轴方向上的太阳敏感器来指挥实现的。太阳敏感器好像一双识别太阳的眼睛，可以告诉卫星目前是否能见到太阳。但太阳敏感器有视场的限制，如果太阳落在太阳敏感器的视场之外，则卫星就无法获得任何太阳信息，此时就需要卫星调整姿态来搜索太阳，直到太阳敏感器重新看到太阳为止。由于此时太阳的方位是未知的，这个搜索太阳的过程就叫做盲捕。由于盲捕过程的不确定性，可能会花费很多时间，这将直接威胁到卫星的能源供给。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种卫星初入轨段的初始太阳捕获方法，该方法在对日定向过程中不采用太阳敏感器盲捕的方法，而是利用已知卫星当前姿态信息和太阳矢量位置的条件，采用最短路径控制卫星对日定向，为卫星尽快获取能源提供了保障。

本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：

一种卫星初入轨段的初始太阳捕获方法，包括如下步骤：

(1)初始化捕获太阳起始时刻的姿态四元素

具体方法为：

a)、根据轨道系相对于惯性系的姿态转换矩阵C_OI，和卫星本体系相对于轨道系的姿态转换矩阵C_BO，计算卫星本体系相对于惯性系的姿态转换矩阵C_BI，所述卫星本体系是指固连于卫星星体的笛卡尔坐标系，三个坐标轴分别定义为X轴，Y轴和Z轴：

$C_{\mathrm{BI}}=C_{\mathrm{BO}}\·C_{\mathrm{OI}},$ 记 $C_{\mathrm{BI}}=\left(\begin{array}{ccc}{a}_{11}& a_{12}& a_{13}\\ a_{21}& a_{22}& a_{23}\\ a_{31}& a_{32}& a_{33}\end{array}\right)$

b)、由对应时刻的太阳矢量在惯性系下的单位矢量S_i和星体对日轴在惯性系下的矢量nZ_i，计算出太阳矢量与星体对日轴间的夹角δ：

$n{\stackrel{V}{Z}}_i={\left[\begin{array}{ccc}-a_{31}& -a_{32}& -a_{33}\end{array}\right]}^T,$ 记 $n{\stackrel{v}{Z}}_i={\left[\begin{array}{ccc}n{Z}_{\mathrm{ix}}& n{Z}_{\mathrm{iy}}& n{Z}_{\mathrm{iz}}\end{array}\right]}^T$

式中符号·为矢量点乘

所述星体对日轴为卫星本体系中的-Z轴，即Z轴的反向；

c)、进一步得出捕获太阳起始时刻的姿态四元素

如果δ＞175°：

则： ${\hat{q}}_{\mathrm{BT}}={[0,\sin (\mathrm{\δ}/2),0,\cos (\mathrm{\δ}/2)]}^T,$ 记 ${\hat{q}}_{\mathrm{BT}}={\left[\begin{array}{cccc}{\hat{q}}_{\mathrm{BT}1}& {\hat{q}}_{\mathrm{BT}2}& {\hat{q}}_{\mathrm{BT}3}& {\hat{q}}_{\mathrm{BT}4}\end{array}\right]}^T$

如果δ＜5°

则： ${\hat{q}}_{\mathrm{BT}}={\left[\mathrm{0,0,0,1}\right]}^T$

如果5°≤δ≤175°

则：

${\stackrel{V}{v}}_i={\stackrel{V}{S}}_i\×{n\stackrel{V}{Z}}_i=\left[\begin{array}{ccc}0& {-S}_{\mathrm{iz}}& S_{\mathrm{iy}}\\ S_{\mathrm{iz}}& 0& {-S}_{\mathrm{ix}}\\ {-S}_{\mathrm{iy}}& S_{\mathrm{ix}}& 0\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{\mathrm{nZ}}_{\mathrm{ix}}\\ {\mathrm{nZ}}_{\mathrm{iy}}\\ {\mathrm{nZ}}_{\mathrm{iz}}\end{array}\right],$

记 $\stackrel{V}{v_i}={[v_{\mathrm{ix}},v_{\mathrm{iy}},v_{\mathrm{iz}}]}^T,{\stackrel{v}{S}}_i={[S_{\mathrm{ix}},S_{\mathrm{iy}},S_{\mathrm{iz}}]}^T,$

表示对矢量

取模

$\stackrel{V}{v}=C_{\mathrm{BI}}{\stackrel{V}{v}}_i,$ 记 $\stackrel{V}{v}={[v_x,v_y,v_z]}^T$

${\hat{q}}_{\mathrm{BT}}{[v_x\sin (\mathrm{\δ}/2),v_y\sin (\mathrm{\δ}/2),v_z\sin (\mathrm{\δ}/2),\cos (\mathrm{\δ}/2)]}^T$

${\hat{q}}_{\mathrm{BT}}={\hat{q}}_{\mathrm{BT}}/\left|{\hat{q}}_{\mathrm{BT}}\right|,$ 记 $\left|{\hat{q}}_{\mathrm{BT}}\right|=\sqrt{{\hat{q}}_{\mathrm{BT}1}^2+{\hat{q}}_{\mathrm{BT}2}^2+{\hat{q}}_{\mathrm{BT}3}^2+{\hat{q}}_{\mathrm{BT}4}^2};$

(2)实时更新捕获太阳过程中的姿态四元素

${\hat{q}}_{\mathrm{BT}}={\hat{q}}_{\mathrm{BT}}+\frac{1}{2}\left[\begin{array}{ccc}{\hat{q}}_{\mathrm{BT}4}& {-\hat{q}}_{\mathrm{BT}3}& {\hat{q}}_{\mathrm{BT}2}\\ {\hat{q}}_{\mathrm{BT}3}& {\hat{q}}_{\mathrm{BT}4}& -{\hat{q}}_{\mathrm{BT}1}\\ -{\hat{q}}_{\mathrm{BT}2}& {\hat{q}}_{\mathrm{BT}1}& {\hat{q}}_{\mathrm{BT}4}\\ -{\hat{q}}_{\mathrm{BT}1}& -{\hat{q}}_{\mathrm{BT}2}& -{\hat{q}}_{\mathrm{BT}3}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_x\\ {\mathrm{\ω}}_y\\ {\mathrm{\ω}}_z\end{array}\right]\mathrm{\Δt}$

${\hat{q}}_{\mathrm{BT}}={\hat{q}}_{\mathrm{BT}}/\left|{\hat{q}}_{\mathrm{BT}}\right|$

其中：[ω_x，ω_y，ω_z]^T为星体角速度，Δt为控制周期；

(3)控制星体，令

逼近[0，0，0，1]^T，当

时，星体对日轴与太阳矢量重合，完成卫星初入轨段的初始太阳捕获。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

(1)本发明改变了以往卫星在入轨初期均采用先对地定向的工作流程，利用卫星当前姿态信息和太阳矢量位置已知的条件，使卫星能够按照最短路径搜索到太阳，在最短时间内获取能源，从而保证了卫星在入轨初期首先完成对日定向，为卫星尽快获取能源提供了保障；

(2)以往基于太阳敏感器的太阳捕获方法，不但受到太阳敏感器视场的限制，而且由于盲捕时间较长有可能导致卫星丧失能源，而本发明太阳捕获方法是在已知太阳矢量位置和卫星的初始姿态的情况下，构造搜索太阳的捷径，比现有技术中的盲捕大大节约了时间，并提高了卫星的可靠性；

(3)本发明捕获方法简单，过程短、时间快，易于实现，可以尽早为卫星提供能源支持，为后续任务的顺利完成开创一个良好的开端，并且该方案除适用于任何已知太阳矢量位置坐标和姿态信息情况下的捕获太阳过程外，还可以推广应用于任何已知目标矢量位置坐标和姿态信息情况下的卫星某种指向控制；

本发明已经应用于遥感九号卫星，在轨验证使用效果良好。

附图说明

图1为本发明卫星初入轨段的初始太阳捕获方法流程图；

图2为本发明太阳捕获过程中太阳矢量和星体对日轴夹角的变化曲线。

具体实施方式

下面结合附图与具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

本发明方法主要依据星上现有信息：轨道和星历外推数据和卫星的当前姿态，结合陀螺测量输出，计算出姿态四元素

在控制

逼近[0，0，0，1]^T的过程中，完成了卫星对日定向的指向控制。由于捕获太阳的路径最短，因此是捕获太阳方法中效率最高的一种。

如图1所示为本发明卫星初入轨段的初始太阳捕获方法流程图，本发明方法的具体步骤如下：

(1)初始化捕获太阳起始时刻的姿态四元素

首先计算轨道系相对于惯性系的姿态转换矩阵C_OI，C_OI推导参见《卫星轨道姿态动力学与控制》，北京航空航天大学出版社，章仁维编著，P138～P139。再根据卫星入轨的初始姿态

计算出C_BO，其中

为卫星姿态的欧拉角表示，C_BO为卫星本体系相对于轨道系的姿态转换矩阵，推导和定义参见《卫星轨道姿态动力学与控制》，北京航空航天大学出版社，章仁维编著，P141～P143，卫星本体系是指固连于卫星星体的笛卡尔坐标系，三个坐标轴分别定义为X轴，Y轴和Z轴。

再计算出卫星本体系相对于惯性系的姿态转换矩阵C_BI。C_BI＝C_BO·C_OI，记 $C_{\mathrm{BI}}=\left(\begin{array}{ccc}{a}_{11}& a_{12}& a_{13}\\ a_{21}& a_{22}& a_{23}\\ a_{31}& a_{32}& a_{33}\end{array}\right).$

然后计算太阳矢量在惯性系下的单位矢量

的推导见《航天器轨道理论》，国防工业出版社，刘林著，P253～258。

根据星箭分离时的卫星初始姿态信息计算星体对日轴(本发明定义为卫星本体系中的-Z轴，即Z轴的反向)在惯性系下的矢量nZ_i，再结合对应时刻的太阳矢量在惯性系下的单位矢量

计算出太阳矢量和星体对日轴的夹角δ，得出捕获太阳起始时刻的姿态四元素

具体计算公式如下：

$n{\stackrel{V}{Z}}_i={\left[\begin{array}{ccc}-a_{31}& -a_{32}& -a_{33}\end{array}\right]}^T,$ 记 $n{\stackrel{v}{Z}}_i={\left[\begin{array}{ccc}n{Z}_{\mathrm{ix}}& n{Z}_{\mathrm{iy}}& n{Z}_{\mathrm{iz}}\end{array}\right]}^T$

式中符号·为矢量点乘

如果δ＞175°：

则， ${\hat{q}}_{\mathrm{BT}}={[0,\sin (\mathrm{\δ}/2),0,\cos (\mathrm{\δ}/2)]}^T,$ 记 ${\hat{q}}_{\mathrm{BT}}={\left[\begin{array}{cccc}{\hat{q}}_{\mathrm{BT}1}& {\hat{q}}_{\mathrm{BT}2}& {\hat{q}}_{\mathrm{BT}3}& {\hat{q}}_{\mathrm{BT}4}\end{array}\right]}^T$

否则：

如果δ＜5°

则， ${\hat{q}}_{\mathrm{BT}}={\left[\mathrm{0,0,0,1}\right]}^T$

否则：

如果5°≤δ≤175°

${\stackrel{V}{v}}_i={\stackrel{V}{S}}_i\×{n\stackrel{V}{Z}}_i=\left[\begin{array}{ccc}0& {-S}_{\mathrm{iz}}& S_{\mathrm{iy}}\\ S_{\mathrm{iz}}& 0& {-S}_{\mathrm{ix}}\\ {-S}_{\mathrm{iy}}& S_{\mathrm{ix}}& 0\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{\mathrm{nZ}}_{\mathrm{ix}}\\ {\mathrm{nZ}}_{\mathrm{iy}}\\ {\mathrm{nZ}}_{\mathrm{iz}}\end{array}\right],$

记

符号×表示矢量叉称

表示对矢量

取模

$\stackrel{V}{v}=C_{\mathrm{BI}}\stackrel{V}{v_i},$ 记 $\stackrel{V}{v}={[v_x,v_y,v_z]}^T$

${\hat{q}}_{\mathrm{BT}}{[v_x\sin (\mathrm{\δ}/2),v_y\sin (\mathrm{\δ}/2),v_z\sin (\mathrm{\δ}/2),\cos (\mathrm{\δ}/2)]}^T$

${\hat{q}}_{\mathrm{BT}}={\hat{q}}_{\mathrm{BT}}/\left|{\hat{q}}_{\mathrm{BT}}\right|,$ 记 $\left|{\hat{q}}_{\mathrm{BT}}\right|=\sqrt{{\hat{q}}_{\mathrm{BT}1}^2+{\hat{q}}_{\mathrm{BT}2}^2+{\hat{q}}_{\mathrm{BT}3}^2+{\hat{q}}_{\mathrm{BT}4}^2}$

(2)利用陀螺信息更新捕获太阳过程中的姿态四元素

[ω_x，ω_y，ω_z]^T为陀螺测量数据计算出的星体角速度，Δt为控制周期，更新过程不断进行，具体公式如下：

${\hat{q}}_{\mathrm{BT}}={\hat{q}}_{\mathrm{BT}}+\frac{1}{2}\left[\begin{array}{ccc}{\hat{q}}_{\mathrm{BT}4}& {-\hat{q}}_{\mathrm{BT}3}& {\hat{q}}_{\mathrm{BT}2}\\ {\hat{q}}_{\mathrm{BT}3}& {\hat{q}}_{\mathrm{BT}4}& -{\hat{q}}_{\mathrm{BT}1}\\ -{\hat{q}}_{\mathrm{BT}2}& {\hat{q}}_{\mathrm{BT}1}& {\hat{q}}_{\mathrm{BT}4}\\ -{\hat{q}}_{\mathrm{BT}1}& -{\hat{q}}_{\mathrm{BT}2}& -{\hat{q}}_{\mathrm{BT}3}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_x\\ {\mathrm{\ω}}_y\\ {\mathrm{\ω}}_z\end{array}\right]\mathrm{\Δt}$

${\hat{q}}_{\mathrm{BT}}={\hat{q}}_{\mathrm{BT}}/\left|{\hat{q}}_{\mathrm{BT}}\right|$

(3)控制星体，令

逼近[0，0，0，1]^T。

当

时，星体对日轴与太阳矢量重合，初始太阳捕获完成。

本发明方法已经应用于遥感九号卫星，在轨验证使用良好。

如图2所示为本发明太阳捕获过程中太阳矢量和星体对日轴夹角的变化曲线，图2表示了捕获太阳的全过程，卫星入轨开始时刻，对日轴和太阳矢量之间有100多度的夹角，采用本发明计算出的控制量

可以在300多秒的时间内将对日轴和太阳矢量之间的夹角缩小到10度左右，从而使卫星在很短的时间内就能获取能源，提高了卫星入轨的安全性。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

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。

Claims (1)

1.一种卫星初入轨段的初始太阳捕获方法，其特征在于包括如下步骤：

(1)初始化捕获太阳起始时刻的姿态四元素 具体方法为：

a)、根据轨道系相对于惯性系的姿态转换矩阵C_OI，和卫星本体系相对于轨道系的姿态转换矩阵C_BO，计算卫星本体系相对于惯性系的姿态转换矩阵C_BI，所述卫星本体系是指固连于卫星星体的笛卡尔坐标系，三个坐标轴分别定义为X轴，Y轴和Z轴：

记

b)、由对应时刻的太阳矢量在惯性系下的单位矢量 

和星体对日轴在惯性系下的矢量 

计算出太阳矢量与星体对日轴间的夹角δ：

记

所述星体对日轴为卫星本体系中的-Z轴，即Z轴的反向；

c)、进一步得出捕获太阳起始时刻的姿态四元素 

如果δ＞175°：

则：

记

如果δ＜5°

则：

如果5°≤δ≤175°

则：

记

表示对矢量 

取模

记

记

(2)实时更新捕获太阳过程中的姿态四元素 

其中：[ω_x，ω_y，ω_z]^T为星体角速度，Δt为控制周期；

(3)控制星体，令 

逼近[0，0，0，1]^T，当 

时，星体对日轴与太阳矢量重合，完成卫星初入轨段的初始太阳捕获。 

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