CN102880059A - 一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，在飞行器偏航轴机动方法中设计了正弦偏航导引律，使偏航轴跟踪一条正弦曲线，同时根据该曲线计算帆板转速，保证在这种模式下太阳方向与帆板法线夹角最小。正弦偏航导引律的应用，在保证飞行器能源的同时，降低了原偏航机动模式对角动量交换装置容量的需求，为航天器减小角动量容量需求，降低控制系统重量提供了一种方法。

Description

一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法

技术领域

本发明涉及一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，可以在星上实现正弦形式的偏航机动，主要在非太阳同步轨道的卫星上使用。

背景技术

卫星帆板上铺设有太阳能电池片，伸展开的帆板可以大大增加卫星获取太阳能的面积，所以帆板是绝大多数卫星获取太阳能的必备设备，也是卫星在轨飞行的主要能源来源。目前我国在轨运行的卫星除了使用固定翼帆板外，大部分采用单自由度的帆板。选用单自由度帆板的卫星在选择轨道时，多是选择太阳和轨道面夹角小的太阳同步轨道，从而帆板驱动机构在垂直轨道面方向旋转帆板就可以令太阳直射帆板。在非太阳同步轨道下，太阳方向和轨道面夹角的变化很大，可以有90度的变化范围。显而易见，当太阳垂直照射到轨道面时，垂直轨道面的帆板无论怎样转动都无法获得能源。所以，配有单自由度的帆板的非太阳同步轨道的卫星，为了实现帆板法线指向太阳，需要进行卫星的姿态机动。由于卫星的任务多是对地球进行观测的，需要令卫星的某一面(例如安装有相机等设备的一侧)始终朝向地面，因此常采用偏航机动模式。偏航机动模式是采用单自由度帆板的非太阳同步轨道卫星，在太阳方向与轨道面间的夹角较大时，通过绕星体偏航轴机动和帆板转动，使得帆板法线与太阳方向平行，达到保证能源供应和对地指向的一种飞行模式。

在现有偏航机动模式下，随着太阳高度角的减小，偏航角的变化越来越集中在轨道的正午点(α为0度的点)和午夜点(α为180度的点)附近的一段范围内，造成在正午点和午夜点附近偏航角速度较大，采用喷气控制时，推进剂消耗量大，采用角动量交换装置控制(多采用此方式)时对角动量容量需求大，卫星需要配备较大容量的角动量交换装置，重量大的问题。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，实现了卫星按照正弦形式进行偏航机动，在保证能源供应的条件下，降低了对卫星角动量交换装容量的需求。

本发明包括如下技术方案：

一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，步骤如下：

(1)根据太阳方向在轨道系的分量计算太阳高度角β；

(2)根据太阳方向在轨道系的分量计算太阳方位角α；

(3)根据星上注入数据判断是按照头对日方式进行规划，还是按照尾对日方式进行规划，头对日方式进入步骤(4)，尾对日方式，进入步骤(5)；

(4)按照头对日的方式进行偏航角正弦规划，得到偏航角ψ₀和偏航角速度

转入步骤(6)；

(5)按尾头对日的方式进行偏航角正弦规划，得到偏航角ψ₀和偏航角速度转入步骤(6)；

(6)根据得到的偏航角ψ₀和偏航角速度计算帆板转速

(7)根据得到的偏航角ψ₀、偏航角速度

帆板转速进行偏航角度跟踪控制和帆板转速控制。

所述步骤(1)中根据太阳方向在轨道系的分量计算太阳高度角β按照如下公式进行：

如果：(|S_oy|＞1)

则：β＝arcsin(-S_oy/|S_oy|)×K_dar

否则：β＝arcsin(-S_oy)×K_dar

其中S_oy为太阳方向在轨道系下Y轴的分量；K_dar为从弧度转化到度所乘的系数。

所述步骤(2)中根据太阳方向在轨道系的分量计算太阳方位角α按照如下公式进行：

α＝arctan2(-S_ox，-S_oz)×K_dar；其中S_ax为太阳方向在轨道系下X轴的分量；S_oz为太阳方向在卫星轨道系下Z轴的分量；arctan2(y，x)函数定义如下：

$\arctan 2(y,x)=\left\{\begin{array}{cc}\arctan \left(\frac{y}{x}\right)& \mathrm{ifx}>0\\ \arctan \left(\frac{y}{x}\right)+\mathrm{\&pi;}& \mathrm{ifx}<0\mathrm{andy}\&GreaterEqual;0\\ \arctan \left(\frac{y}{x}\right)-\mathrm{\&pi;}& \mathrm{ifx}<0\mathrm{andy}<0\\ \frac{\mathrm{\&pi;}}{2}& \mathrm{ifx}=0\mathrm{andy}\&GreaterEqual;0\\ -\frac{\mathrm{\&pi;}}{2}& \mathrm{ifx}=0\mathrm{andy}<0\end{array}\right..$

所述步骤(4)中计算偏航角ψ₀和偏航角速度

按照如下公式进行：

如果：β＞0.0

则：ψ₀＝-90-(90-β)×sin(K_rad×α)

${\stackrel{.}{\mathrm{\&psi;}}}_0=-{\mathrm{\&omega;}}_0\&times;(90-\mathrm{\&beta;})\&times;\cos (K_{\mathrm{rad}}\&times;\mathrm{\&alpha;});$

否则：ψ₀＝90+(90+β)×sin(K_rad×α)

${\stackrel{.}{\mathrm{\&psi;}}}_0={\mathrm{\&omega;}}_0\&times;(90+\mathrm{\&beta;})\&times;\cos (K_{\mathrm{rad}}\&times;\mathrm{\&alpha;});$

其中ω₀为轨道角速度的绝对值，单位为度/秒，K_rad为度转化到弧度所乘的系数。

所述步骤(5)中计算偏航角ψ₀和偏航角速度

按照如下公式进行：

如果：β＞0.0

则：ψ₀＝90-(90-β)×sin(K_rad×α)

${\stackrel{.}{\mathrm{\&psi;}}}_0=-{\mathrm{\&omega;}}_0\&times;(90-\mathrm{\&beta;})\&times;\cos (K_{\mathrm{rad}}\&times;\mathrm{\&alpha;});$

否则：ψ₀＝-90+(90+β)×sin(K_rad×α)

${\stackrel{.}{\mathrm{\&psi;}}}_0={\mathrm{\&omega;}}_0\&times;(90+\mathrm{\&beta;})\&times;\cos (K_{\mathrm{rad}}\&times;\mathrm{\&alpha;});$

其中ω₀为轨道角速度的绝对值，单位为度/秒，K_rad为度转化到弧度所乘的系数。

所述步骤(6)中计算帆板转速按照如下公式进行：

S_bx＝cosψ₀S_ox+sinψ₀S_oy

${\stackrel{.}{S}}_{\mathrm{bx}}=({\mathrm{\&omega;}}_0{S}_{\mathrm{oz}}+S_{\mathrm{oy}}{\stackrel{.}{\mathrm{\&psi;}}}_0)\cos {\mathrm{\&psi;}}_0-S_{\mathrm{ox}}{\stackrel{.}{\mathrm{\&psi;}}}_0\sin {\mathrm{\&psi;}}_0$

${\stackrel{.}{\mathrm{\&alpha;}}}_f=\frac{{\stackrel{.}{S}}_{\mathrm{bx}}{S}_{\mathrm{oz}}+{\mathrm{\&omega;}}_0{S}_{\mathrm{ox}}{S}_{\mathrm{bx}}}{S_{\mathrm{oz}}^2+{S_{\mathrm{bx}}}^2}$

S_ox为太阳方向在轨道系下X轴的分量，S_oy为太阳方向在轨道系下Y轴的分量，S_oz为太阳方向在轨道系下Z轴的分量。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明由于在偏航机动过程中使用正弦偏航导引律，在保证能源供应的前提下，降低了传统的偏航导引律对角动量交换装置容量的需求。为因进行偏航机动导致角动量交换装置容量较大的卫星提供了一种技术手段来减少容量需求。

(2)本发明由于在卫星上使用了正弦偏航导引律，降低了规划的偏航角速度和角加速度，提高了偏航角的跟踪精度。

(3)由于角动量容量需求减小，减小了角动量装置的重量，增加了有效载荷，降低了发射成本。

附图说明

图1为本发明偏航机动控制方法流程图；

图2为原偏航机动偏航角与轨道位置和太阳高度角的关系图；

图3为原偏航机动偏航角速度与轨道位置和太阳高度角的关系图；

图4为本发明正弦偏航机动偏航角与轨道位置和太阳高度角的关系图；

图5为本发明正弦偏航机动偏航角速度与轨道位置和太阳高度角的关系图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。

卫星的帆板是卫星在轨获取能源的主要手段。一般单自由度帆板的转动方向垂直于轨道面，这样太阳在轨道面附近运动时，转动帆板可以保证太阳方向与帆板法线间夹角在供电要求的范围之内。而非太阳同步轨道下，太阳和轨道面的夹角变化范围很大(-90度到90度)，采用对地三轴稳定模式，太阳方向和帆板法线间的夹角变化范围也很大(-90度到90度)，当夹角超过一定范围后，不能保证电能供应。

众所周知，将一个矢量旋转到另一个矢量的位置，需要有两个旋转角。当帆板只有一个自由度时，另一个旋转一般由卫星进行姿态机动来实现。一般情况下帆板转轴方向与卫星的俯仰轴方向平行，可通过绕滚动轴或偏航轴机动来实现帆板对准太阳，由于绕偏航轴进行机动可以保证卫星某一面始终对地，是非太阳同步轨道卫星常选用的模式。在已有的偏航机动模式下，首先通过绕卫星偏航轴机动，使得太阳方向落在偏航轴和滚动轴组成的平面内，然后转动帆板，使得太阳方向与帆板法线方向平行。原偏航机动模式下偏航角ψ随轨道位置α和太阳高度角β(太阳方向与轨道面间的夹角)变化的关系如图2，偏航角速度

随轨道位置和太阳高度角变化的关系如图3。在原偏航机动模式下，随着太阳高度角的减小，偏航角的变化越来越集中在轨道的正午点(α为0度的点)和午夜点(α为180度的点)附近的一段范围内，造成在正午点和午夜点附近偏航角速度较大，采用喷气控制时，推进剂消耗量大，采用角动量交换装置控制(多采用此方式)时对角动量容量需求大的问题。一般卫星在太阳高度角大于某一阈值β_x时，启动偏航机动模式，也就是说，在偏航机动模式下保证太阳方向与帆板法线方向间夹角小于β_x即满足供电要求。本发明通过控制帆板法线与太阳方向间的夹角在一定范围内，采用正弦曲线的形式规划偏航角来降低偏航机动模式角动量容量需求，正弦偏航导引律偏航角和偏航角速度随太阳高度角和轨道位置的变化如图4和图5所示。

如图1所示，本发明的采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法步骤如下：

(1)根据星上轨道计算得到太阳方向在轨道系的分量[S_ox S_oy S_oz]^T，根据太阳方向在轨道系的分量计算太阳高度角β；

(2)根据星上轨道计算得到太阳方向在轨道系的分量[S_ox S_oy S_oz]^T，根据太阳方向在轨道系的分量计算太阳方位角α；

(3)根据星上注入数据YawManeuverMode判断是按照头对日方式(即卫星滚动轴正方向指向太阳)进行规划，还是按照尾对日方式(即卫星滚动轴负方向指向太阳)进行规划，如果YawManeuverMode＝1按照头对日方式进入步骤(4)，如果YawManeuverMode＝2按照尾对日方式，进入步骤(5)；

(4)按照头对日的方式进行偏航角正弦规划，得到偏航角ψ₀和偏航角速度

转入步骤(6)；

(5)按尾头对日的方式进行偏航角正弦规划，得到偏航角ψ₀和偏航角速度转入步骤(6)；

(6)根据规划得到的偏航角ψ₀和偏航角速度

计算帆板转速

(7)根据规划得到的偏航角ψ₀、偏航角速度

帆板转速

进行偏航角度跟踪控制和帆板转速控制。

所述步骤(1)中根据太阳方向在轨道系的分量，计算太阳高度角β按照如下公式进行：

如果：(|S_oy|＞1)

则：β＝arcsin(-S_oy/|S_oy|)×K_dar

否则：β＝arcsin(-S_oy)×K_dar

其中S_oy为太阳方向在卫星轨道坐标系下Y轴的分量；K_dar为从弧度转化到度所乘的系数。

卫星轨道坐标系的原点位于卫星质心，X轴指向飞行方向，Y轴沿轨道的负法线方向，Z轴与X轴和Y轴组成右手坐标系。

所述步骤(2)中根据太阳方向在轨道系的分量，计算太阳方位角α按照如下公式进行：

α＝arctan2(-S _ox，-S_oz)×K_dar；其中S_ox为太阳方向在卫星轨道坐标系下X轴的分量；S_oz为太阳方向在卫星轨道坐标系下Z轴的分量；arctan2(y，x)函数定义如下：

$\arctan 2(y,x)=\left\{\begin{array}{cc}\arctan \left(\frac{y}{x}\right)& \mathrm{ifx}>0\\ \arctan \left(\frac{y}{x}\right)+\mathrm{\&pi;}& \mathrm{ifx}<0\mathrm{andy}\&GreaterEqual;0\\ \arctan \left(\frac{y}{x}\right)-\mathrm{\&pi;}& \mathrm{ifx}<0\mathrm{andy}<0\\ \frac{\mathrm{\&pi;}}{2}& \mathrm{ifx}=0\mathrm{andy}\&GreaterEqual;0\\ -\frac{\mathrm{\&pi;}}{2}& \mathrm{ifx}=0\mathrm{andy}<0\end{array}\right..$

所述步骤(4)中计算偏航角ψ₀和偏航角速度

按照如下公式进行：

如果：β＞0.0

则： $\{{\mathrm{\&psi;}}_0=-90-(90-\mathrm{\&beta;})\&times;\sin (K_{\mathrm{rad}}\&times;\mathrm{\&alpha;})$

${\stackrel{.}{\mathrm{\&psi;}}}_0=-{\mathrm{\&omega;}}_0\&times;(90-\mathrm{\&beta;})\&times;\cos (K_{\mathrm{rad}}\&times;\mathrm{\&alpha;});\}$

否则： $\{{\mathrm{\&psi;}}_0=90+(90+\mathrm{\&beta;})\&times;\sin (K_{\mathrm{raad}}\&times;\mathrm{\&alpha;})$

${\stackrel{.}{\mathrm{\&psi;}}}_0={\mathrm{\&omega;}}_0\&times;(90+\mathrm{\&beta;})\&times;\cos (K_{\mathrm{rad}}\&times;\mathrm{\&alpha;});\}$

其中ω₀为轨道角速度的绝对值，单位为度/秒，K_rad度转化到弧度所乘的系数；

所述步骤(5)中计算偏航角ψ₀和偏航角速度

按照如下公式进行：

如果：β＞0.0

则： $\{{\mathrm{\&psi;}}_0=90-(90-\mathrm{\&beta;})\&times;\sin (K_{\mathrm{rad}}\&times;\mathrm{\&alpha;})$

${\stackrel{.}{\mathrm{\&psi;}}}_0=-{\mathrm{\&omega;}}_0\&times;(90-\mathrm{\&beta;})\&times;\cos (K_{\mathrm{rad}}\&times;\mathrm{\&alpha;});\}$

否则： $\{{\mathrm{\&psi;}}_0=-90+(90+\mathrm{\&beta;})\&times;\sin (K_{\mathrm{raad}}\&times;\mathrm{\&alpha;})$

${\stackrel{.}{\mathrm{\&psi;}}}_0={\mathrm{\&omega;}}_0\&times;(90+\mathrm{\&beta;})\&times;\cos (K_{\mathrm{rad}}\&times;\mathrm{\&alpha;});\}$

所述步骤(6)中计算帆板转速

按照如下公式进行：

S_bx＝cosψ₀S_ox+sinψ₀S_oy

${\stackrel{.}{S}}_{\mathrm{bx}}=({\mathrm{\&omega;}}_0{S}_{\mathrm{oz}}+S_{\mathrm{oy}}{\stackrel{.}{\mathrm{\&psi;}}}_0)\cos {\mathrm{\&psi;}}_0-S_{\mathrm{ox}}{\stackrel{.}{\mathrm{\&psi;}}}_0\sin {\mathrm{\&psi;}}_0$

${\stackrel{.}{\mathrm{\&alpha;}}}_f=\frac{{\stackrel{.}{S}}_{\mathrm{bx}}{S}_{\mathrm{oz}}+{\mathrm{\&omega;}}_0{S}_{\mathrm{ox}}{S}_{\mathrm{bx}}}{S_{\mathrm{oz}}^2+{S_{\mathrm{bx}}}^2}$

我国某型号卫星上首次在星上采用正弦偏航导引律的偏航机动，经过在轨测试表明，应用了本发明算法后，卫星供电满足任务的指标要求，偏航机动对角动量交换装置容量的需求降低到原偏航机动模式的一半以下，卫星在偏航机动时未出现因饱和而进行喷气卸载的现象。

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 (6)

1.一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，其特征在于步骤如下：

(1)根据太阳方向在轨道系的分量计算太阳高度角β；

(2)根据太阳方向在轨道系的分量计算太阳方位角α；

(3)根据星上注入数据判断是按照头对日方式进行规划，还是按照尾对日方式进行规划，头对日方式进入步骤(4)，尾对日方式，进入步骤(5)；

(4)按照头对日的方式进行偏航角正弦规划，得到偏航角ψ₀和偏航角速度

转入步骤(6)；

(5)按尾头对日的方式进行偏航角正弦规划，得到偏航角ψ₀和偏航角速度

转入步骤(6)；

(6)根据得到的偏航角ψ₀和偏航角速度计算帆板转速

(7)根据得到的偏航角ψ₀、偏航角速度帆板转速

进行偏航角度跟踪控制和帆板转速控制。

2.根据权利要求1所述的一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，其特征在于：

所述步骤(1)中根据太阳方向在轨道系的分量计算太阳高度角β按照如下公式进行：

如果：(|S_oy|＞1)

则：β＝arcsin(-S_oy/|S_oy|)×K_dar

否则：β＝arcsin(-S_oy)×K_dar

其中S_oy为太阳方向在轨道系下Y轴的分量；K_dat为从弧度转化到度所乘的系数。

3.根据权利要求1所述的一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，其特征在于：所述步骤(2)中根据太阳方向在轨道系的分量计算太阳方位角α按照如下公式进行：

α＝arctan2(-S_ox，-S_oz)×K_dat；其中S_ox为太阳方向在轨道系下X轴的分量；S_oz为太阳方向在卫星轨道系下Z轴的分量；arctan2(y，x)函数定义如下：

$\arctan 2(y,x)=\left\{\begin{array}{cc}\arctan \left(\frac{y}{x}\right)& \mathrm{ifx}>0\\ \arctan \left(\frac{y}{x}\right)+\mathrm{\&pi;}& \mathrm{ifx}<0\mathrm{andy}\&GreaterEqual;0\\ \arctan \left(\frac{y}{x}\right)-\mathrm{\&pi;}& \mathrm{ifx}<0\mathrm{andy}<0\\ \frac{\mathrm{\&pi;}}{2}& \mathrm{ifx}=0\mathrm{andy}\&GreaterEqual;0\\ -\frac{\mathrm{\&pi;}}{2}& \mathrm{ifx}=0\mathrm{andy}<0\end{array}\right..$

4.根据权利要求1所述的一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，其特征在于：所述步骤(4)中计算偏航角ψ₀和偏航角速度按照如下公式进行：

如果：β＞0.0

则：ψ₀＝-90-(90-β)×sin(K_rad×α)

${\stackrel{.}{\mathrm{\&psi;}}}_0=-{\mathrm{\&omega;}}_0\&times;(90-\mathrm{\&beta;})\&times;\cos (K_{\mathrm{rad}}\&times;\mathrm{\&alpha;});$

否则：ψ₀＝90+(90+β)×sin(K_rad×α)

${\stackrel{.}{\mathrm{\&psi;}}}_0={\mathrm{\&omega;}}_0\&times;(90+\mathrm{\&beta;})\&times;\cos (K_{\mathrm{rad}}\&times;\mathrm{\&alpha;});$

其中ω₀为轨道角速度的绝对值，单位为度/秒，K_rad为度转化到弧度所乘的系数。

5.根据权利要求1所述的一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，其特征在于：所述步骤(5)中计算偏航角ψ₀和偏航角速度

按照如下公式进行：

如果：β＞0.0

则：ψ₀＝90-(90-β)×sin(K_rad×α)

${\stackrel{.}{\mathrm{\&psi;}}}_0=-{\mathrm{\&omega;}}_0\&times;(90-\mathrm{\&beta;})\&times;\cos (K_{\mathrm{rad}}\&times;\mathrm{\&alpha;});$

否则：ψ₀＝-90+(90+β)×sin(K_rad×α)

${\stackrel{.}{\mathrm{\&psi;}}}_0={\mathrm{\&omega;}}_0\&times;(90+\mathrm{\&beta;})\&times;\cos (K_{\mathrm{rad}}\&times;\mathrm{\&alpha;});$

其中ω₀为轨道角速度的绝对值，单位为度/秒，K_rad为度转化到弧度所乘的系数。

6.根据权利要求1所述的一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，其特征在于：所述步骤(6)中计算帆板转速

按照如下公式进行：

S_bx＝cosψ₀S_ox+sinψ₀S_oy

${\stackrel{.}{S}}_{\mathrm{bx}}=({\mathrm{\&omega;}}_0{S}_{\mathrm{oz}}+S_{\mathrm{oy}}{\stackrel{.}{\mathrm{\&psi;}}}_0)\cos {\mathrm{\&psi;}}_0-S_{\mathrm{ox}}{\stackrel{.}{\mathrm{\&psi;}}}_0\sin {\mathrm{\&psi;}}_0$

${\stackrel{.}{\mathrm{\&alpha;}}}_f=\frac{{\stackrel{.}{S}}_{\mathrm{bx}}{S}_{\mathrm{oz}}+{\mathrm{\&omega;}}_0{S}_{\mathrm{ox}}{S}_{\mathrm{bx}}}{S_{\mathrm{oz}}^2+{S_{\mathrm{bx}}}^2}$

S_ox为太阳方向在轨道系下X轴的分量，S_oy为太阳方向在轨道系下Y轴的分量，S_oz为太阳方向在轨道系下Z轴的分量。

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