CN103136444A - 一种导航卫星不同控制模式下太阳帆板的受照分析方法 - Google Patents

Abstract

一种导航卫星不同控制模式下太阳帆板的受照分析方法，根据太阳星历，计算目标时刻太阳在地心赤道惯性坐标系的单位矢量；根据卫星的初始轨道参数，计算目标时刻卫星的轨道参数；根据目标时刻卫星的轨道参数，计算目标时刻太阳在轨道坐标系的单位矢量；根据卫星的主要飞行事件及时序确定目标时刻卫星的工作模式；根据目标时刻卫星的工作模式及太阳在轨道坐标系的单位矢量，得到目标时刻帆板法向和太阳在卫星本体坐标系的单位矢量；根据目标时刻帆板法向和太阳在卫星本体系的单位矢量，得到帆板法向和太阳光线的夹角，完成太阳帆板受照分析。本发明对帆板法线与太阳的夹角进行事前预报，为飞控期间电源状态监视、功率计算以及热分析提供依据。

Description

一种导航卫星不同控制模式下太阳帆板的受照分析方法

技术领域

本发明涉及一种导航卫星不同控制模式下太阳帆板的受照分析方法，特别涉及一种转移轨道阶段和工作轨道段的太阳帆板受照分析方法。

背景技术

太阳帆板是卫星航天器在轨运行时的主要能量来源。太阳帆板的输出功率，是卫星在轨运行期间关注的一项重要指标。对于面积恒定的太阳帆板，太阳帆板法线与太阳光线的夹角决定了太阳帆板的有效受照面积，直接影响其输出功率。

对于导航系列卫星，星箭分离后通常要经过三到四次远地点变轨后才能进入准工作轨道。卫星在变轨期间，可能会出现太阳帆板法线与太阳光线的夹角较大，帆板输出功率较小，蓄电池供电的现象。然而目前已有方法主要是通过在轨遥测参数来估算帆板输出功率和太阳帆板法线与太阳光线的夹角。该方法属于事后处理，不利于卫星飞控期间的电源和热控分系统的状态监视。

从以上分析可知，有必要提供一种几何方法对卫星在轨运行期间不同控制模式下尤其是飞控期间转移轨道阶段的太阳帆板受照情况进行事前预报，可为卫星在轨运行期间制定卫星监视手册、电源和热控分系统的功率计算和热分析提供依据。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种适用于导航卫星不同控制模式下太阳帆板的受照分析方法。

本发明的技术解决方案是：

一种导航卫星不同控制模式下太阳帆板的受照分析方法，步骤如下：

（1）根据太阳星历，计算目标时刻太阳在地心赤道惯性坐标系中的单位矢量；

（2）根据卫星的初始轨道参数，利用卫星预报模型计算得到目标时刻卫星的轨道参数；

（3）根据目标时刻卫星的轨道参数，计算地心赤道惯性坐标系到卫星轨道坐标系的转换矩阵，得到目标时刻太阳在卫星轨道坐标系的单位矢量；

（4）根据卫星的主要飞行事件及时序确定目标时刻卫星的工作模式；

（5）根据目标时刻卫星的工作模式及太阳在轨道坐标系的单位矢量，

得到目标时刻帆板法向和太阳在卫星本体坐标系的单位矢量；

（6）根据目标时刻太阳在卫星本体坐标系中的单位矢量Sun_body和帆板法向在卫星本体中的单位矢量FB_body，得到帆板法向和太阳光线的夹角

θ_s=cos^-1（Sun_body*FB_body），完成太阳帆板的受照分析。

所述步骤（3）中根据目标时刻卫星的轨道参数，计算地心赤道惯性坐标系到卫星轨道坐标系的转换矩阵，具体为：

$L_{\mathrm{oi}}=\left[\begin{array}{ccc}\cos u\cos \mathrm{\Ω}-\sin u\cos i\sin \mathrm{\Ω}& \cos u\sin \mathrm{\Ω}+\sin u\cos i\cos \mathrm{\Ω}& \sin u\sin i\\ -\sin u\cos \mathrm{\Ω}& -\sin u\sin \mathrm{\Ω}+\cos u\cos i\cos \mathrm{\Ω}& \cos u\sin i\\ \sin i\sin \mathrm{\Ω}& -\sin i\cos \mathrm{\Ω}& \cos i\end{array}\right]$

其中，L_oi为地心赤道惯性坐标系到卫星轨道坐标系的转换矩阵，i为目标时刻卫星轨道参数中的倾角；Ω为目标时刻卫星轨道参数中的升交点赤经；ω为目标时刻卫星轨道参数中的近地点幅角；u为目标时刻卫星轨道参数中的轨道幅角。

所述步骤（5）中根据卫星的工作模式及太阳在轨道坐标系中的单位矢量，得到帆板法向和太阳在卫星本体坐标系的单位矢量，具体如下：

a.当卫星工作在太阳捕获模式时，帆板法向和太阳在卫星本体坐标系的

单位矢量均为（0，0，-1）；

b.当卫星工作在地球指向模式时，若卫星帆板法向指向星本体-Z轴，

则帆板法向在卫星本体坐标系的单位矢量为（0，0，-1）；若卫星帆板法向指向星本体-X轴，则帆板法向在卫星本体坐标系的单位矢量为（-1，0，0）；若卫星姿态为地球指向姿态，则太阳在卫星本体坐标系的单位矢量等于太阳在卫星轨道坐标系中的单位矢量；若卫星姿态为点火姿态，则太阳在卫星本体坐标系的单位矢量Sun_Body可以通过公式Sun_Body=L_boSun_Orbit得到，其中

Sun_Orbit为太阳在轨道坐标系的单位矢量，为点火姿态偏航角；

c.当卫星工作在远地点点火模式时，帆板法向在卫星本体坐标系的单位

矢量为（-1，0，0），太阳在卫星本体坐标系的单位矢量Sun_Body可以通过公式Sun_Body=L_boSun_Orbit得到，其中

Sun_Orbit为太阳在轨道坐标系的单位矢量，

为点火姿态偏航角；

d.当卫星工作在正常模式时，若卫星姿态处于动态偏置，则帆板法向和

太阳在卫星本体坐标系的单位矢量均为

若卫星姿态处于零偏置，则帆板法向在卫星本体坐标系的单位矢量为

太阳在卫星本体坐标系的单位矢量等于太阳在卫星轨道坐标系中的单位矢量(S_Ox,S_Oy，S_Oz)

本发明与现有技术相比的优点在于：

（1）本发明方法属于事前预报，相比现有技术的事后处理，可为卫星在轨运行期间尤其是飞控期间电源和热控分系统的状态监视、功率计算以及热分析提供依据。

（2）本发明方法结合卫星的姿态要求，通过分析太阳、卫星以及帆板指向的关系，采用几何分析的方法进行预报。该方法可以推广应用到其他已知姿态和帆板控制信息的卫星中。

附图说明

图1为本发明的控制流程框图；

图2为本发明导航卫星的主要飞行模式流程示意图；

具体实施方式

本发明针对导航卫星在轨运行期间不同控制模式下卫星的姿态要求，通过分析太阳、卫星以及帆板指向三者之间的关系，采用几何分析的方法对太阳帆板法线与太阳光线的夹角进行的事前预报，可用于分析太阳帆板的输出功率。

如图1所示，为本发明控制方法的流程框图，具体步骤如下：

导航卫星在轨运行期间设置不同的控制模式，通过以下步骤分析不同模式下太阳帆板法线与太阳光线的夹角，为太阳帆板的功率分析提供参考。

（1）根据太阳星历，计算目标时刻太阳在地心赤道惯性坐标系中的单位矢量；

（2）根据卫星的初始轨道参数，利用卫星预报模型计算得到目标时刻卫星的轨道参数；

（3）根据目标时刻卫星的轨道参数，计算地心赤道惯性坐标系到卫星轨道坐标系的转换矩阵，得到目标时刻太阳在卫星轨道坐标系的单位矢量；

计算方法如下：

Sun_Orbit=L_oiSun_ECI

其中，Sun_Orbit为太阳在卫星轨道坐标系中的单位矢量；Sun_ECI为太阳在卫星轨道坐标系中的单位矢量；L_oi为地心赤道惯性坐标系到卫星轨道坐标系的转换矩阵；i为目标时刻卫星轨道参数中的倾角；Ω为目标时刻卫星轨道参数中的升交点赤经；ω为目标时刻卫星轨道参数中的近地点幅角；u为目标时刻卫星轨道参数中的轨道幅角。

转换矩为：

$L_{\mathrm{oi}}=\left[\begin{array}{ccc}\cos u\cos \mathrm{\Ω}-\sin u\cos i\sin \mathrm{\Ω}& \cos u\sin \mathrm{\Ω}+\sin u\cos i\cos \mathrm{\Ω}& \sin u\sin i\\ -\sin u\cos \mathrm{\Ω}& -\sin u\sin \mathrm{\Ω}+\cos u\cos i\cos \mathrm{\Ω}& \cos u\sin i\\ \sin i\sin \mathrm{\Ω}& -\sin i\cos \mathrm{\Ω}& \cos i\end{array}\right]$

其中，L_oi为地心赤道惯性坐标系到卫星轨道坐标系的转换矩阵，i为目标时刻卫星轨道参数中的倾角；Ω为目标时刻卫星轨道参数中的升交点赤经；ω为目标时刻卫星轨道参数中的近地点幅角；u为目标时刻卫星轨道参数中的轨道幅角.

（4）根据卫星的主要飞行事件及时序确定目标时刻卫星的工作模式，所述目标时刻卫星的工作模式包括卫星的姿态和帆板法向指向；

如图2所示，为导航卫星的主要飞行模式流程示意图。导航卫星星箭分离后首先进入对日定向的太阳捕获模式，之后要经过三到四次远地点变轨进入准工作轨道，最后在位置保持模式下通过相位捕获进入工作轨道，运行在正常工作模式下。对于前两次变轨，卫星首先从太阳捕获模式转入地球指向模式进行变轨前的状态设置，接着进入远地点点火模式进行变轨，变轨结束后转入地球指向模式，待状态恢复完毕后转入太阳捕获模式。对于最后几次变轨，卫星变轨结束入地球指向模式，不再转入太阳捕获模式。

导航卫星共有的主要工作模式包括：太阳捕获模式、地球指向模式、远地点点火模式、正常模式。

（5）根据目标时刻卫星的工作模式及太阳在轨道坐标系的单位矢量，得到目标时刻帆板法向和太阳在卫星本体坐标系的单位矢量；具体如下：

a、当卫星工作在太阳捕获模式时，帆板法向和太阳在卫星本体坐标系的

单位矢量均为（0，0，-1）；

b、当卫星工作在地球指向模式时，若卫星帆板法向指向星本体-Z轴，

则帆板法向在卫星本体坐标系的单位矢量为（0，0，-1）；若卫星帆板法向指向星本体-X轴，则帆板法向在卫星本体坐标系的单位矢量为（-1，0，0）；若卫星姿态为地球指向姿态，则太阳在卫星本体坐标系的单位矢量等于太阳在卫星轨道坐标系中的单位矢量；若卫星姿态为点火姿态，则太阳在卫星本体坐标系的单位矢量Sun_Body可以通过公式Sun_Body=L_boSun_Orbit得到，其中

Sun_Orbit为太阳在轨道坐标系的单位矢量，

为点火姿态偏航角；

c、当卫星工作在远地点点火模式时，帆板法向在卫星本体坐标系的单位

矢量为（-1，0，0），太阳在卫星本体坐标系的单位矢量Sun_Body可以通过公式Sun_Body=L_boSun_Orbit得到，其中

Sun_Orbit为太阳在轨道坐标系的单位矢量，

为点火姿态偏航角；

d、当卫星工作在正常模式时，若卫星姿态处于动态偏置，则帆板法向和

太阳在卫星本体坐标系的单位矢量均为

若卫星姿态处于零偏置，则帆板法向在卫星本体坐标系的单位矢量为

太阳在卫星本体坐标系的单位矢量等于太阳在卫星轨道坐标系中的单位矢量(S_Ox,S_Oy,S_Oz)。

（6）根据目标时刻太阳在卫星本体坐标系中的单位矢量Sun_body和帆板法向在卫星本体中的单位矢量FB_body，得到帆板法向和太阳光线的夹角

θ_s=cos^-1（Sun_body*FB_body），完成太阳帆板的受照分析。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (3)

1.一种导航卫星不同控制模式下太阳帆板的受照分析方法，其特征在于步骤如下：

（1）根据太阳星历，计算目标时刻太阳在地心赤道惯性坐标系中的单位矢量；

（2）根据卫星的初始轨道参数，利用卫星预报模型计算得到目标时刻卫星的轨道参数；

（3）根据目标时刻卫星的轨道参数，计算地心赤道惯性坐标系到卫星轨道坐标系的转换矩阵，得到目标时刻太阳在卫星轨道坐标系的单位矢量；

（4）根据卫星的主要飞行事件及时序确定目标时刻卫星的工作模式；

（5）根据目标时刻卫星的工作模式及太阳在轨道坐标系的单位矢量，得到目标时刻帆板法向和太阳在卫星本体坐标系的单位矢量；

（6）根据目标时刻太阳在卫星本体坐标系中的单位矢量Sun_body和帆板法向在卫星本体中的单位矢量FB_body，得到帆板法向和太阳光线的夹角

θ_s=cos^-1（Sun_body*FB_body），完成太阳帆板的受照分析。

2.根据权利要求1所述的一种导航卫星不同控制模式下太阳帆板的受照分析方法，其特征在于：所述步骤（3）中根据目标时刻卫星的轨道参数，计算地心赤道惯性坐标系到卫星轨道坐标系的转换矩阵，具体为：

$L_{\mathrm{oi}}=\left[\begin{array}{ccc}\cos u\cos \mathrm{\Ω}-\sin u\cos i\sin \mathrm{\Ω}& \cos u\sin \mathrm{\Ω}+\sin u\cos i\cos \mathrm{\Ω}& \sin u\sin i\\ -\sin u\cos \mathrm{\Ω}& -\sin u\sin \mathrm{\Ω}+\cos u\cos i\cos \mathrm{\Ω}& \cos u\sin i\\ \sin i\sin \mathrm{\Ω}& -\sin i\cos \mathrm{\Ω}& \cos i\end{array}\right]$

其中，L_oi为地心赤道惯性坐标系到卫星轨道坐标系的转换矩阵，i为目标时刻卫星轨道参数中的倾角；Ω为目标时刻卫星轨道参数中的升交点赤经；ω为目标时刻卫星轨道参数中的近地点幅角；u为目标时刻卫星轨道参数中的轨道幅角。

3.根据权利要求1所述的一种导航卫星不同控制模式下太阳帆板的受照分析方法，其特征在于：所述步骤（5）中根据卫星的工作模式及太阳在轨道坐标系中的单位矢量，得到帆板法向和太阳在卫星本体坐标系的单位矢量，具体如下：

a.当卫星工作在太阳捕获模式时，帆板法向和太阳在卫星本体坐标系的

单位矢量均为（0，0，-1）；

b.当卫星工作在地球指向模式时，若卫星帆板法向指向星本体-Z轴，

则帆板法向在卫星本体坐标系的单位矢量为（0，0，-1）；若卫星帆板法向指向星本体-X轴，则帆板法向在卫星本体坐标系的单位矢量为（-1，0，0）；若卫星姿态为地球指向姿态，则太阳在卫星本体坐标系的单位矢量等于太阳在卫星轨道坐标系中的单位矢量；若卫星姿态为点火姿态，则太阳在卫星本体坐标系的单位矢量Sun_Body可以通过公式Sun_Body=L_boSun_Orbit得到，其中

Sun_Orbit为太阳在轨道坐标系的单位矢量，

为点火姿态偏航角；

c.当卫星工作在远地点点火模式时，帆板法向在卫星本体坐标系的单位

矢量为（-1，0，0），太阳在卫星本体坐标系的单位矢量Sun_Body可以通过公式Sun_Body=L_boSun_Orbit得到，其中

Sun_Orbit为太阳在轨道坐标系的单位矢量，

为点火姿态偏航角；

d.当卫星工作在正常模式时，若卫星姿态处于动态偏置，则帆板法向和

太阳在卫星本体坐标系的单位矢量均为

若卫星姿态处于零偏置，则帆板法向在卫星本体坐标系的单位矢量为

太阳在卫星本体坐标系的单位矢量等于太阳在卫星轨道坐标系中的单位矢量(S_Ox,S_Oy,S_Oz)。

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