CN104181930A - 一种倾斜轨道卫星偏航机动的自主控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种倾斜轨道卫星偏航机动的自主控制方法，该方法包含：测算当前时刻的太阳高度角和卫星偏航轴姿态；根据两个不同时刻的太阳高度角得到太阳相对卫星运动方向；根据当前时刻的太阳高度角确定卫星偏航轴期望姿态；根据当前时刻的太阳高度角、当前时刻的卫星偏航轴姿态和太阳相对卫星运动方向，确定偏航机动目标值和偏航机动模式；卫星执行机构启控，控制卫星从当前时刻的卫星偏航轴姿态至卫星偏航轴期望姿态进行偏航轴姿态机动。本发明通过卫星的偏航轴姿态机动，使卫星形成了近似固定的背阳面，星敏感器布局设计可以避开阳光照射，保护了星敏感器，确保了星敏感器测量数据的连续输出。
Description
技术领域
本发明涉及一种卫星的控制技术，具体涉及一种倾斜轨道卫星偏航机动的自主控制方法。
背景技术
倾斜轨道卫星对实现某种特定的任务目标具有更多的优势，在某些如电子侦察、科学观测、导航星座等领域中，倾斜轨道卫星得到了较为广泛的应用。
但是倾斜轨道上，太阳会从轨道面的一侧连续地运动到另一侧，太阳光与轨道面夹角（太阳高度角β）会在-90°～90°之间连续地变化。倾斜轨道卫星在轨光照情况复杂是卫星研制的难点。
其缺点在于：
倾斜轨道卫星不论星敏感器如何布局，太阳光都将进入星敏感器视场，难以满足姿态测量数据连续输出的要求，并且阳光照射会对星敏感器造成损害；
倾斜轨道上太阳相对卫星的位置变化为二维运动，卫星仅使用一维驱动太阳电池阵不能保证帆板始终对日，不能满足能源供应要求；
倾斜轨道星体各面均能受到阳光照射，难以选择固定散热面，给热控设计带来很大困难。
发明内容
本发明提供一种倾斜轨道卫星偏航机动的自主控制方法，使卫星能够适应倾斜轨道复杂的太阳光照环境。
为实现上述目的，本发明提供一种倾斜轨道卫星偏航机动的自主控制方法，其特点是，该方法包含：
测算当前时刻的太阳高度角β1和卫星偏航轴姿态ψ1；
根据两个不同时刻的太阳高度角得到太阳相对卫星运动方向；
根据当前时刻的太阳高度角β1确定卫星偏航轴期望姿态ψ0；
根据当前时刻的太阳高度角β1、当前时刻的卫星偏航轴姿态ψ1和太阳相对卫星运动方向，确定偏航机动目标值和偏航机动模式；
卫星执行机构启控，控制卫星从当前时刻的卫星偏航轴姿态ψ1至卫星偏航轴期望姿态ψ0进行偏航轴姿态机动。
根据当前时刻的太阳高度角β1确定卫星偏航轴期望姿态ψ0具体包含：
若0°≤β1<40°，则卫星偏航轴期望姿态ψ0=0°；
若40°≤β1<90°，则卫星偏航轴期望姿态ψ0=-90°；
若-40°≤β1<0°，则卫星偏航轴期望姿态ψ0=180°；
若-90°≤β1<-40°，则卫星偏航轴期望姿态ψ0=90°。
确定偏航机动目标值和偏航机动模式包含：
若β1≥40°且ψ1=0°，则卫星进行0°至-90°偏航轴姿态机动；
若β1≤40°且ψ1=-90°，则卫星进行-90°至0°偏航轴姿态机动；
若β1≤2°且ψ1=0°，太阳相对卫星运动方向=-1，则卫星进行0°至180°偏航轴姿态机动；
若β1≤-40°且ψ1=180°，则卫星进行180°至90°偏航轴姿态机动；
若β1≥-40°且ψ1=90°，则卫星进行90°至180°偏航轴姿态机动；
若β1≥-2°且ψ1=180°，太阳相对卫星运动方向=1，则卫星进行180°至0°偏航轴姿态机动。
卫星进行偏航轴姿态机动到位后，更新卫星上的系统状态设置。
太阳高度角按照：0°→90°→0°→-90°→0°的顺序为规律周期性变化；每个变化周期内进行偏航轴姿态机动。
在太阳高度角的一个变化周期内，卫星进行6次偏航轴姿态机动。
上述卫星进行偏航轴姿态机动的幅度为90°和/或180°。
本发明一种倾斜轨道卫星偏航机动的自主控制方法和现有技术的倾斜轨道卫星技术相比，其优点在于，本发明通过卫星的偏航轴姿态机动，使卫星形成了近似固定的背阳面，星敏感器布局设计可以避开阳光照射，保护了星敏感器，确保了星敏感器测量数据的连续输出；
本发明通过卫星星体的偏航轴姿态机动，卫星配置一维驱动太阳电池阵即可实现帆板对日定向，确保满足能源供应要求；
本发明星体偏航轴姿态机动控制技术已经成熟，通过星体偏航机动，可以使卫星适应倾斜轨道复杂的光照情况，提高了姿控系统的可靠性；
本发明通过偏航轴姿态机动，使卫星具有了固定的散热面，解决了整星热控设计的困难。
附图说明
图1为本发明一种倾斜轨道卫星偏航机动的自主控制方法的流程图；
图2为本发明一种倾斜轨道卫星偏航机动的自主控制方法的实施示意图。
具体实施方式
以下结合附图，进一步说明本发明的具体实施例。
本发明公开一种倾斜轨道卫星偏航机动的自主控制方法，考虑整星热控要求和姿态敏感器视场要求，控制卫星偏航轴进行幅度为90°和/或180°的姿态机动。在一个太阳高度角变化周期（约4个月）内，卫星共进行6次偏航姿态机动。上述太阳高度角周期性变化的顺序依次是：0°至90°，由90°至0°，再由0°至-90°，最后由-90°至0°。每个变化周期内采用上述倾斜轨道卫星偏航机动的自主控制方法进行偏航机动控制。
如图1所示，该自主控制方法具体包含以下步骤：
步骤1、测算当前时刻的太阳高度角β1和卫星偏航轴姿态ψ1。
步骤2、根据两个不同时刻的太阳高度角得到太阳相对卫星运动方向Dflag。
具体方法流程如下：
在时刻t0，计算得到t0时刻的太阳高度角β0；
在时刻t1（t1>t0），计算得到t1时刻的太阳高度角β1；
计算太阳高度角变化△β=β1-β0；
若△β＞0，则太阳相对卫星运动方向Dflag=1；
若△β＜0，则太阳相对卫星运动方向Dflag=-1。
步骤3、根据当前时刻的太阳高度角β1确定卫星偏航轴期望姿态ψ0。
若0°≤β1<40°，则卫星偏航轴期望姿态ψ0=0°。
若40°≤β1<90°，则卫星偏航轴期望姿态ψ0=-90°。
若-40°≤β1<0°，则卫星偏航轴期望姿态ψ0=180°。
若-90°≤β1<-40°，则卫星偏航轴期望姿态ψ0=90°。
步骤4、根据当前时刻的太阳高度角β1、当前时刻的卫星偏航轴姿态ψ1和太阳相对卫星运动方向，确定偏航机动目标值和偏航机动模式。
若β1≥40°且ψ1=0°，则卫星进行0°至-90°偏航轴姿态机动；
若β1≤40°且ψ1=-90°，则卫星进行-90°至0°偏航轴姿态机动。
若β1≤2°且ψ1=0°，太阳相对卫星运动方向=-1，则卫星进行0°至180°偏航轴姿态机动。
若β1≤-40°且ψ1=180°，则卫星进行180°至90°偏航轴姿态机动。
若β1≥-40°且ψ1=90°，则卫星进行90°至180°偏航轴姿态机动。
若β1≥-2°且ψ1=180°，太阳相对卫星运动方向=1，则卫星进行180°至0°偏航轴姿态机动。
步骤5、卫星执行机构启控，控制卫星从当前时刻的卫星偏航轴姿态ψ1至卫星偏航轴期望姿态ψ0进行偏航轴姿态机动。卫星进行偏航轴姿态机动到位后，更新卫星上的系统状态设置。
如图2所示，为本发明倾斜轨道卫星偏航机动的自主控制方法的一个实施例。
在起始状态，即状态1处，太阳位于卫星的-Y侧。随着太阳与卫星轨道的运动，太阳高度角会正向增大。当太阳高度角在40°附近时，卫星进行0°至-90°的偏航姿态机动，成为状态2（偏航姿态偏置-90°）。此时太阳每轨交替照射在卫星的+Y侧和-Y侧，但是太阳光与星体+Y/-Y面的夹角将会逐渐变小，最小可达3°以内。
在卫星偏航姿态偏置-90°期间里，随着太阳的运动，太阳高度角的变化过程为先逐渐增大到接近90°再逐渐减小。当太阳高度角逐渐减小到40°附近时，卫星进行-90°至0°的偏航姿态机动，成为状态3（偏航姿态偏置0°）。此时太阳仍然照射在卫星的-Y面。
随后太阳高度角继续减小且太阳将运动到卫星的+Y侧，为保证星敏规避太阳光，当太阳高度角在2°～0°范围内卫星进行0°至180°的偏航姿态机动，成为状态4（偏航姿态偏置180°）。机动完成后，太阳仍将照在卫星的-Y侧，确保安装有星敏感器和散热面的卫星+Y侧为背阳面。
在偏航姿态偏置180°期间，随着太阳的运动，太阳高度角将逐渐负向增大。当太阳高度角负向增加到-40°附近时，卫星进行180°至90°的偏航姿态机动，成为状态5（偏航姿态偏置+90°）。此时的情况与偏航姿态偏置-90°时相同。
在偏航姿态偏置90°期间，随着太阳的运动，太阳高度角将先逐渐负向增大再逐渐负向减小。当太阳高度角负向减小到-40°附近时，卫星进行90°至180°的偏航姿态机动，成为状态6（偏航姿态偏置180°）。
当太阳高度角继续减小到0°附近且太阳将运动到卫星的+Y侧，为保证星敏规避太阳光，当太阳高度角在-2°～0°范围内卫星进行180°至0°的偏航姿态机动，成为状态1（偏航姿态偏置0°）。
以后的偏航姿态机动过程相同，都是根据太阳与卫星轨道面夹角的变化情况按此规律循环进行偏航姿态机动。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。
Claims (7)
1.一种倾斜轨道卫星偏航机动的自主控制方法，其特征在于，该方法包含：
测算当前时刻的太阳高度角β1和卫星偏航轴姿态ψ1；
根据两个不同时刻的太阳高度角得到太阳相对卫星运动方向；
根据当前时刻的太阳高度角β1确定卫星偏航轴期望姿态ψ0；
根据当前时刻的太阳高度角β1、当前时刻的卫星偏航轴姿态ψ1和太阳相对卫星运动方向，确定偏航机动目标值和偏航机动模式；
卫星执行机构启控，控制卫星进行从当前时刻的卫星偏航轴姿态ψ1至卫星偏航轴期望姿态ψ0的偏航轴姿态机动。
2.如权利要求1所述的倾斜轨道卫星偏航机动的自主控制方法，其特征在于，根据当前时刻的太阳高度角β1确定卫星偏航轴期望姿态ψ0具体包含：
若0°≤β1<40°，则卫星偏航轴期望姿态ψ0=0°；
若40°≤β1<90°，则卫星偏航轴期望姿态ψ0=-90°；
若-40°≤β1<0°，则卫星偏航轴期望姿态ψ0=180°；
若-90°≤β1<-40°，则卫星偏航轴期望姿态ψ0=90°。
3.如权利要求1所述的倾斜轨道卫星偏航机动的自主控制方法，其特征在于，确定偏航机动目标值和偏航机动模式包含：
若β1≥40°且ψ1=0°，则卫星进行0°至-90°偏航轴姿态机动；
若β1≤40°且ψ1=-90°，则卫星进行-90°至0°偏航轴姿态机动；
若β1≤2°且ψ1=0°，太阳相对卫星运动方向=-1，则卫星进行0°至180°偏航轴姿态机动；
若β1≤-40°且ψ1=180°，则卫星进行180°至90°偏航轴姿态机动；
若β1≥-40°且ψ1=90°，则卫星进行90°至180°偏航轴姿态机动；
若β1≥-2°且ψ1=180°，太阳相对卫星运动方向=1，则卫星进行180°至0°偏航轴姿态机动。
4.如权利要求1所述的倾斜轨道卫星偏航机动的自主控制方法，其特征在于，卫星进行偏航轴姿态机动到位后，更新卫星上的系统状态设置。
5.如权利要求1所述的倾斜轨道卫星偏航机动的自主控制方法，其特征在于，太阳高度角按照：0°→90°→0°→-90°→0°的顺序为规律周期性变化；每个变化周期内进行偏航轴姿态机动。
6.如权利要求1或5所述的倾斜轨道卫星偏航机动的自主控制方法，其特征在于，在太阳高度角的一个变化周期内，卫星进行6次偏航轴姿态机动。
7.如权利要求1所述的倾斜轨道卫星偏航机动的自主控制方法，其特征在于，所述卫星进行偏航轴姿态机动的幅度为90°和/或180°。
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| CB03 | Change of inventor or designer information | ||
| CB03 | Change of inventor or designer information |
Inventor after: Zhu Hong Inventor after: Lai Jing Inventor after: Zhu Wenshan Inventor after: Feng Baomin Inventor after: Ye Lijun Inventor after: Ji Chengsheng Inventor after: Xie Ting Inventor after: Xu Feng Inventor after: Xiang Kun Inventor after: Sun Jinhua Inventor after: Sun Shaoyong Inventor before: Feng Baomin Inventor before: Zhu Hong Inventor before: Ye Lijun Inventor before: Ji Chengsheng Inventor before: Chen Zhansheng Inventor before: Wang Rui Inventor before: Xu Feng Inventor before: Zhu Wenshan Inventor before: Xie Ting |
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| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee | ||
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Granted publication date: 20170215 |