CN103472846A - 一种基于多个太阳电池片的太阳捕获方法 - Google Patents

Abstract

一种基于多个太阳电池片的太阳捕获方法，在卫星的-Z面上布局4个成一定几何关系的太阳电池片。然后通过规一化电流值的大小确定卫星初始转动方向，控制卫星转动并在转动过程中持续根据规一化电流值的大小调整卫星的转动方向，让卫星的-Z轴始终向着太阳方向转动。当3个或4个电池片的规一化电流大于给定槛值时，确定出卫星的实测姿态。当实测姿态满足条件时，利用陀螺角速度对姿态进行预估，并利用实测姿态进行修正得到预估姿态，当实测姿态不满足条件时，直接使用实测姿态更新预估姿态，最后通过预估姿态得到卫星对日定向所需的控制量，经闭环控制后达到对太阳定向和跟踪的目的。采用本发明方法能够快速的捕获太阳并稳定跟踪。

Description

一种基于多个太阳电池片的太阳捕获方法

技术领域

本发明属于空间飞行器姿态控制领域，涉及一种空间飞行器对太阳进行捕获的方法，特别是一种基于多个太阳电池片的测量电流对太阳进行搜索和捕获的方法。

背景技术

太阳捕获，就是控制处于空间任何方向上的航天器利用特定敏感器搜索太阳，当搜索到太阳后控制航天器上的某个方向指向太阳的过程。

目前卫星常用的太阳捕获方法分两类，一类是已知太阳目标矢量位置坐标和当前姿态信息。例如，利用星敏感器进行太阳捕获属于这一类，特点是在整个捕获过程中当前姿态信息能够连续获得。专利号为CN201010509204.X，名称为”一种卫星初入轨段的初始太阳捕获方法”的专利所公开的技术方案即属于这一类，这种方法的不足之处在于必需使用星敏感器这类具有全天球定姿能力的测量部件提供卫星当前的惯性姿态，捕获太阳时需要预先知道太阳的准确位置，因此在星上需要计算太阳星历；另一类则是太阳目标矢量和当前姿态信息未知，只有当航天器按照一定规律转动，让太阳敏感器看到太阳后才有相应的姿态信息，获得姿态信息后最终控制航天器指向太阳。专利号为CN201210063567.4，名称为”高轨道卫星大初始角速率情况的无陀螺太阳捕获控制方法”的专利所公开的技术方案即属于这一类。该方法主要是陀螺故障情况下的太阳捕获方法，在进行太阳搜索时卫星先绕俯仰轴按照0.5°/s的角速度旋转，720秒后太阳敏感器仍然不可见则切换为绕滚动轴按照0.5°/s的角速度旋转，800秒后仍然不成功则重新搜索。其不足之处在于当太阳与俯仰轴平行时，绕俯仰轴不能搜索到太阳，需经过至少720秒切换搜索方向后才能搜索到太阳。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种利用多个太阳电池片快速搜索到太阳，并能实现太阳指向稳定控制的方法。

本发明的技术解决方案是：一种基于多个太阳电池片的太阳捕获方法，步骤如下：

（1）在卫星-Z面上布局4个太阳电池片，每个太阳电池片在卫星-Z面布局时，应保证每个太阳电池片沿感光面法线方向上无障碍物遮挡，4个太阳电池片的法线方向与卫星本体坐标系-Z面的法线方向的夹角相同且均为β，其中1号太阳电池片法线与卫星本体坐标系的+X轴夹角为90°-β、2号太阳电池片法线与卫星本体坐标系的+Y轴夹角为90°-β、3号太阳电池片法线与卫星本体坐标系的-X轴夹角为90°-β、4号太阳电池片法线与卫星本体坐标系的-Y轴夹角为90°-β；

（2）依次读取每个太阳电池片的电流值，进行归一化处理后得到归一化电流I_i,i=1,2,3,4；然后再对I_i的真实性进行判断，在真实的情况下则保留I_i的当前值，如果不真实则将I_i设置为0；

所述归一化处理的方法是将太阳电池片每个周期实测电流值除以该太阳电池片在1个太阳常数下正面垂直照射太阳电池片所产生的最大电流值；

电流真实性的判断依据为电流值满足关系I_i>ε>0，则认为电流I_i是真实有效的，ε为给定的阈值；

（3）利用归一化电流确定初始搜索方向，若max(I₁,I₂,I₃,I₄)<ε，则控制卫星绕其本体坐标系的Y轴按照目标角速度ω_yb匀速转动，同时保持X轴和Z轴不转动，直至某个电流采集周期获取的I_i满足max(I₁,I₂,I₃,I₄)≥ε后进入步骤（4）；若max(I₁,I₂,I₃,I₄)≥ε，则按照最大规一化电流值所对应的太阳电池片所在位置确定卫星初始转动方向，具体如下：

若I₁=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则控制卫星绕Y轴按照目标角速度ω_yb=-ω_b进行匀速转动，另外两个轴保持稳定不转动；若I₂=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则控制X轴按照目标角速度ω_xb=ω_b进行匀速转动，另外两个轴保持稳定不转动；若I₃=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则控制Y轴按照目标角速度ω_yb=ω_b进行匀速转动，另外两个轴保持稳定不转动；若I₄=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则控制X轴按照目标角速度ω_xb=-ω_b进行匀速转动，另外两个轴保持稳定不转动；ω_b为转动角速度，转动角速度的正负按照旋转轴右手系确定，前面的负号表示反向转动；

（4）采集4个太阳电池片的电流信息并根据归一化电流最大值调整卫星的转动方向，若I₁=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则调整卫星绕Y轴按照目标角速度ω_yb=-ω_b进行匀速转动，X轴和Z轴的目标角速度ω_xb、ω_zb设置为0°/s；若I₂=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则调整卫星绕X轴按照目标角速度ω_xb=ω_b进行匀速转动，Y轴和Z轴的目标角速度ω_yb、ω_zb设置为0°/s；若I₃=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则调整卫星绕Y轴按照目标角速度ω_yb=ω_b进行匀速转动，X轴和Z轴的目标角速度ω_xb、ω_zb设置为0°/s；若I₄=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则调整卫星绕X轴按照目标角速度ω_xb=-ω_b进行匀速转动，Y轴和Z轴的目标角速度ω_yb、ω_zb设置为0°/s；

调整完成后，继续判断I₁,I₂,I₃,I₄四个规一化电流值的大小，如果同时有3个或者4个规一化电流值满足I_i>ε，则清除卫星转动角速度，停止卫星转动，并设置目标角速度ω_xb、ω_yb、ω_zb为0°/s，转入步骤（5），否则保持当前转动角速度，直至满足条件后进入步骤（5）；

（5）采集4个太阳电池片的电流信息并归一化处理，利用归一化电流计算卫星的滚动角

和俯仰角θ，其中

$S_x=\frac{1}{2\sin \mathrm{\&beta;}}(I_1-I_3),$ $S_y=\frac{1}{2\sin \mathrm{\&beta;}}(I_2-I_4),$ $S_z=\frac{-1}{2\sin \mathrm{\&beta;}}(I_2+I_4);$

（6）计算卫星的预估滚动角

和预估俯仰角

当满足

时，利用陀螺测量卫星本体坐标系X轴和Y轴的角速度ω_x,ω_y，并对姿态进行预估

然后对预估姿态进行修正，修正方程为

$\widetilde{\mathrm{\&theta;}}=\widetilde{\mathrm{\&theta;}}+K_{\mathrm{yy}}(\mathrm{\&theta;}-\widetilde{\mathrm{\&theta;}});$ 当满足时，令

其中K_xx,K_yy为预估姿态修正系数，为小于1的正常数，T_s为控制周期，L_mt为进行陀螺预估修正的槛值；

（7）确定施加在卫星上的控制量，控制律为：

U_z=K_dz(ω_z-ω_zb)；其中U_m,m=x,y,z为卫星三轴的控制量，K_dm为角速度控制系数，为正常数，ω_m为卫星陀螺实测三轴角速度，ω_mb为卫星目标角速度，K_px,K_py分别为滚动角和俯仰角控制系数，为正常数；

（8）重复步骤（5）～（7），直至卫星-Z轴对准太阳并跟踪。

所述β的取值范围在30°～60°之间。所述ω_b的取值范围在0.3°/s～0.5°/s之间。所述L_mt的取值范围在3°～5°之间。所述的K_dx、K_dy、K_px、K_py满足关系式K_dx>5K_px，K_dy>5K_py。所述ε的取值范围在0.15～0.25之间。

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明方法只需要4个太阳电池片就能够实现对太阳的捕获和跟踪。在捕获太阳时，先确定太阳的初始方向，然后控制卫星按照初始方向转动，转动过程中-Z轴会靠近太阳。当卫星转动起来后，在转动过程中继续判断电流大小，并调整卫星的转动方向，通过转动方向的调整能够使卫星尽快对准太阳，节省了捕获时间，提高了捕获速度。当太阳电池片3片或3片以上可见时，采用闭环控制让卫星迅速对准太阳并跟踪。当指向太阳的姿态小于一定范围时，采用陀螺角速度对姿态进行预估并修正，通过选择0.1～0.3之间的滤波修正系数达到降低噪声和附近杂光的影响，使得指向太阳的姿态稳定。

附图说明

图1为本发明方法的流程框图。

具体实施方式

本发明方法利用空间上具有不同视角的多个太阳电池片的电流大小，在每个周期进行判断，实时调整搜索方向，能够有效缩短搜索时间。

由于太阳电池片容易受到周边部件产生的杂光影响，在太阳位于小角度区域内，本发明方法要利用陀螺实测角速度对姿态进行预估修正滤波，并通过选择合适的修正系数降低噪声和周围杂光的影响。

如图1所示，本发明方法的主要步骤如下：

（1）在卫星-Z面上布局至少4个太阳电池片，每个太阳电池片在卫星-Z面布局时，应保证每个太阳电池片沿感光面法线方向上无障碍物遮挡。

在进行太阳电池片布局时涉及到卫星本体坐标系，表示为：o_fx_fy_fz_f，卫星本体坐标系o_fx_fy_fz_f的原点o_f在卫星质心，o_fx_f轴指向卫星东板，o_fz_f轴指向对地板，o_fy_f轴与o_fx_f轴和o_fz_f轴成右手系。-Z面为卫星上垂直于卫星o_fz_f轴且面向o_fz_f轴负方向的平面，-Z面法线方向与卫星o_fz_f轴的正方向相反。太阳电池片法线垂直于太阳电池片感光表面且沿感光表面方向为正方向。

4个太阳电池片法线的角度必需满足：4个太阳电池片的法线方向与卫星本体坐标系-Z面的法线方向的夹角相同且均为β，一般β选择在30°～60°之间，4个太阳电池片编号依次为1～4，1号太阳电池片法线与卫星本体坐标系的+X轴夹角为90°-β、2号太阳电池片法线与卫星本体坐标系的+Y轴夹角为90°-β、3号太阳电池片法线与卫星本体坐标系的-X轴夹角为90°-β、4号太阳电池片法线与卫星本体坐标系的-Y轴夹角为90°-β。为了确定双轴姿态角，必须使得4个太阳电池片中至少有3个电池片有输出电流，此时能够确定的双轴姿态角的最大理论视场范围为β-90°～90°-β。

（2）依次读取每个太阳电池片的电流值，并进行归一化处理后得到归一化电流I_i,i=1,2,3,4。归一化处理后再对I_i的真实性进行判断，在真实的情况下则保留I_i的当前值，如果不真实则将I_i设置为0。

归一化的方法是将太阳电池片每个周期实测电流值除以该太阳电池片在1个太阳常数下正面垂直照射太阳电池片所产生的最大电流值。

电流真实性判断的依据为电流值满足关系I_i>ε>0，则认为电流I_i是真实有效的，其中ε为一个给定的阈值，其用途是避免太阳电池片附近存在其它物体反照产生的杂光影响和太阳电池片以及电流采集系统的噪声影响。ε的取值范围在0.15～0.25之间即可，也可以根据实际的噪声情况进行调整。

（3）利用归一化电流确定初始搜索方向。根据I₁,I₂,I₃,I₄电流大小进行判断，若max(I₁,I₂,I₃,I₄)<ε，则判定太阳还位于卫星本体坐标系的+Z轴方向上，此时控制卫星绕其本体坐标系的Y轴按照目标角速度ω_yb匀速转动，控制X轴和Z轴目标角速度ω_xb、ω_zb在0°/s附近，即X轴和Z轴不转动。卫星以该角速度转动，直至某个电流采集周期获取的I_i满足max(I₁,I₂,I₃,I₄)≥ε后进入步骤（4）；若max(I₁,I₂,I₃,I₄)≥ε，则按照最大电流值编号确定卫星初始转动方向，具体如下：

若I₁=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，即1号电池片电流最大，则控制卫星绕Y轴按照目标角速度ω_yb=-ω_b进行匀速转动，另外两个轴保持稳定不转动。

若I₂=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，即2号电池片电流最大，则X轴按照目标角速度ω_xb=ω_b进行匀速转动，另外两个轴保持稳定不转动。

若I₃=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，即3号电池片电流最大，则Y轴按照目标角速度ω_yb=ω_b进行匀速转动，另外两个轴保持稳定不转动。

若I₄=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，即4号电池片电流最大，则X轴按照目标角速度ω_xb=-ω_b进行匀速转动，另外两个轴保持稳定不转动。

其中ω_b为转动角速度，转动角速度的正负按照旋转轴右手系确定，前面的负号表示反向转动，ω_b的取值一般选择为0.3°/s～0.5°/s之间，以保证卫星转动平稳运动。

卫星转动起来后进入步骤（4）。

（4）采集4个电池片的电流信息并根据归一化电流最大值调整卫星转动方向。经过步骤（3）后卫星处于旋转过程中，判断I₁,I₂,I₃,I₄的大小，根据4个电池片电流大小调整卫星转动方向，调整方法具体如下：

若I₁=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则现在太阳在X轴方向上，调整卫星绕Y轴按照目标角速度ω_yb=-ω_b进行匀速转动，其余X轴和Z轴的目标角速度ω_xb，ω_zb设置为0°/s。

若I₂=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则现在太阳在Y轴方向上，调整卫星绕X轴按照目标角速度ω_xb=ω_b进行匀速转动，其余Y轴和Z轴的目标角速度ω_yb，ω_zb设置为0°/s。

若I₃=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则现在太阳在-X轴方向上，调整卫星绕Y轴按照目标角速度ω_yb=ω_b进行匀速转动，其余X轴和Z轴的目标角速度ω_xb，ω_zb设置为0°/s。

若I₄=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则现在太阳在-Y轴方向上，调整卫星绕X轴按照目标角速度ω_xb=-ω_b进行匀速转动，其余Y轴和Z轴的目标角速度ω_yb，ω_zb设置为0°/s。

调整完成后，继续判断I₁,I₂,I₃,I₄四个规一化电流值的大小，如果同时有3个或者4个规一化电流值满足I_i>ε，则清除卫星转动角速度，停止卫星转动，并设置目标角速度ω_xb，ω_yb，ω_zb为0°/s，转入步骤（5），否则保持当前转动角速度，下个周期继续进行步骤（4），直至满足条件后进入步骤（5）。

（5）采集4个太阳电池片电流信息，并利用归一化电流计算实测姿态。利用电流信息计算卫星的滚动角

和俯仰角θ，计算方法为：

$S_x=\frac{1}{2\sin \mathrm{\&beta;}}(I_1-I_3),$ $S_y=\frac{1}{2\sin \mathrm{\&beta;}}(I_2-I_4),$ $S_z=\frac{-1}{2\sin \mathrm{\&beta;}}(I_2+I_4);$

（6）计算卫星的预估滚动角和预估俯仰角

当满足

时，利用陀螺测量卫星本体坐标系X轴和Y轴的角速度ω_x,ω_y，并对姿态进行预估

然后对预估姿态进行修正，

其中K_xx,K_yy为预估姿态修正系数，用于调整预估姿态的收敛速度和对实测姿态

θ的噪声进行滤波，滤波系数为小于1的正常数，这样能起到降低噪声干扰的作用,一般选择范围为0.1～0.3。T_s为控制周期，

为预估滚动角、

为预估俯仰角,L_mt为进行陀螺预估修正的槛值，一般选择3°～5°。修正完成后转入步骤（7）。

否则，当满足

时，令

转入步骤（7）。

（7）确定施加在卫星上的控制量。

控制律为：

$U_y=K_{\mathrm{py}}\widetilde{\mathrm{\&theta;}}+K_{\mathrm{dy}}({\mathrm{\&omega;}}_y-{\mathrm{\&omega;}}_{\mathrm{yb}}),$ U_z=K_dz(ω_z-ω_zb)。其中U_m,m=x,y,z为卫星三轴控制量，K_dm为角速度控制系数，ω_m为卫星陀螺实测三轴角速度，ω_mb为卫星目标角速度，K_px,K_py分别为滚动和俯仰角度控制系数。控制系数的选择原则为：K_px,K_py，K_dm均为正常数，K_px,K_py的大小一般由控制精度确定，为保证卫星有较好的阻尼特性一般满足K_dx>5K_px，K_dy>5K_py即可。

（8）重复步骤（5）～（7）直至卫星-Z轴对准太阳，并跟踪。

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 (6)

1.一种基于多个太阳电池片的太阳捕获方法，其特征在于步骤如下：

（1）在卫星-Z面上布局4个太阳电池片，每个太阳电池片在卫星-Z面布局时，应保证每个太阳电池片沿感光面法线方向上无障碍物遮挡，4个太阳电池片的法线方向与卫星本体坐标系-Z面的法线方向的夹角相同且均为β，其中1号太阳电池片法线与卫星本体坐标系的+X轴夹角为90°-β、2号太阳电池片法线与卫星本体坐标系的+Y轴夹角为90°-β、3号太阳电池片法线与卫星本体坐标系的-X轴夹角为90°-β、4号太阳电池片法线与卫星本体坐标系的-Y轴夹角为90°-β；

（2）依次读取每个太阳电池片的电流值，进行归一化处理后得到归一化电流I_i,i=1,2,3,4；然后再对I_i的真实性进行判断，在真实的情况下则保留I_i的当前值，如果不真实则将I_i设置为0；

所述归一化处理的方法是将太阳电池片每个周期实测电流值除以该太阳电池片在1个太阳常数下正面垂直照射太阳电池片所产生的最大电流值；

电流真实性的判断依据为电流值满足关系I_i>ε>0，则认为电流I_i是真实有效的，ε为给定的阈值；

（3）利用归一化电流确定初始搜索方向，若max(I₁,I₂,I₃,I₄)<ε，则控制卫星绕其本体坐标系的Y轴按照目标角速度ω_yb匀速转动，同时保持X轴和Z轴不转动，直至某个电流采集周期获取的I_i满足max(I₁,I₂,I₃,I₄)≥ε后进入步骤（4）；若max(I₁,I₂,I₃,I₄)≥ε，则按照最大规一化电流值所对应的太阳电池片所在位置确定卫星初始转动方向，具体如下：

若I₁=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则控制卫星绕Y轴按照目标角速度ω_yb=-ω_b进行匀速转动，另外两个轴保持稳定不转动；若I₂=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则控制X轴按照目标角速度ω_xb=ω_b进行匀速转动，另外两个轴保持稳定不转动；若I₃=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则控制Y轴按照目标角速度ω_yb=ω_b进行匀速转动，另外两个轴保持稳定不转动；若I₄=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则控制X轴按照目标角速度ω_xb=-ω_b进行匀速转动，另外两个轴保持稳定不转动；ω_b为转动角速度，转动角速度的正负按照旋转轴右手系确定，前面的负号表示反向转动；

（4）采集4个太阳电池片的电流信息并根据归一化电流最大值调整卫星的转动方向，若I₁=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则调整卫星绕Y轴按照目标角速度ω_yb=-ω_b进行匀速转动，X轴和Z轴的目标角速度ω_xb、ω_zb设置为0°/s；若I₂=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则调整卫星绕X轴按照目标角速度ω_xb=ω_b进行匀速转动，Y轴和Z轴的目标角速度ω_yb、ω_zb设置为0°/s；若I₃=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则调整卫星绕Y轴按照目标角速度ω_yb=ω_b进行匀速转动，X轴和Z轴的目标角速度ω_xb、ω_zb设置为0°/s；若I₄=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则调整卫星绕X轴按照目标角速度ω_xb=-ω_b进行匀速转动，Y轴和Z轴的目标角速度ω_yb、ω_zb设置为0°/s；

调整完成后，继续判断I₁,I₂,I₃,I₄四个规一化电流值的大小，如果同时有3个或者4个规一化电流值满足I_i>ε，则清除卫星转动角速度，停止卫星转动，并设置目标角速度ω_xb、ω_yb、ω_zb为0°/s，转入步骤（5），否则保持当前转动角速度，直至满足条件后进入步骤（5）；

（5）采集4个太阳电池片的电流信息并归一化处理，利用归一化电流计算卫星的滚动角

和俯仰角θ，其中

$S_x=\frac{1}{2\sin \mathrm{\&beta;}}(I_1-I_3),$ $S_y=\frac{1}{2\sin \mathrm{\&beta;}}(I_2-I_4),$ $S_z=\frac{-1}{2\sin \mathrm{\&beta;}}(I_2+I_4);$

（6）计算卫星的预估滚动角

和预估俯仰角

当满足

时，利用陀螺测量卫星本体坐标系X轴和Y轴的角速度ω_x,ω_y，并对姿态进行预估

然后对预估姿态进行修正，修正方程为 $\widetilde{\mathrm{\&theta;}}=\widetilde{\mathrm{\&theta;}}+K_{\mathrm{yy}}(\mathrm{\&theta;}-\widetilde{\mathrm{\&theta;}});$ 当满足

时，令

其中K_xx,K_yy为预估姿态修正系数，为小于1的正常数，T_s为控制周期，L_mt为进行陀螺预估修正的槛值；

（7）确定施加在卫星上的控制量，控制律为：

U_z=K_dz(ω_z-ω_zb)；其中U_m,m=x,y,z为卫星三轴的控制量，K_dm为角速度控制系数，为正常数，ω_m为卫星陀螺实测三轴角速度，ω_mb为卫星目标角速度，K_px,K_py分别为滚动角和俯仰角控制系数，为正常数；

（8）重复步骤（5）～（7），直至卫星-Z轴对准太阳并跟踪。

2.根据权利要求1所述的一种基于多个太阳电池片的太阳捕获方法，其特征在于：所述β的取值范围在30°～60°之间。

3.根据权利要求1所述的一种基于多个太阳电池片的太阳捕获方法，其特征在于：所述ω_b的取值范围在0.3°/s～0.5°/s之间。

4.根据权利要求1所述的一种基于多个太阳电池片的太阳捕获方法，其特征在于：所述L_mt的取值范围在3°～5°之间。

5.根据权利要求1所述的一种基于多个太阳电池片的太阳捕获方法，其特征在于：所述的K_dx、K_dy、K_px、K_py满足关系式K_dx>5K_px，K_dy>5K_py。

6.根据权利要求1所述的一种基于多个太阳电池片的太阳捕获方法，其特征在于：所述ε的取值范围在0.15～0.25之间。

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