CN106155074A - 一种保证星地链路的卫星三轴对日定向控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种保证星地链路的卫星三轴对日定向控制方法，包含步骤：根据卫星轨道计算得到的太阳矢量，求出太阳矢量在卫星轨道坐标系下的投影；根据卫星轨道和卫星极性定义，建立对日定向基准坐标系，并计算对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数；计算星体相对卫星轨道坐标系的姿态四元数与对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数之间的误差四元数；根据误差四元数的符号，进行姿态基准追踪；当连续满足误差四元数小于预设阈值，则建立星敏对日标志，使用星敏进行三轴稳定对日控制，否则继续基于太阳敏感器进行两轴对日控制。本发明能够保证帆板对日定向后的星地链路畅通，且保证对日转对地机动时具有次优机动路径。

Description

一种保证星地链路的卫星三轴对日定向控制方法

技术领域

本发明涉及卫星定向控制方法，具体涉及一种保证星地链路的卫星三轴对日定向控制方法。

背景技术

太阳同步轨道卫星，往往都会将太阳帆板面对日作为常规控制模式之一或作为安全控制模式，因该模式能保证太阳帆板受照，即保证能源充足供应。该模式均基于太阳敏感器进行两轴对日定向，即星体对日轴是慢旋或惯性保持的，原本处于对地方向的测控天线存在朝天的可能性，无法保证粗对地指向需求；此外卫星对日定向期间，为保证接到任务后能更快的转入对地姿态，希望对日定向转对地定向的姿态机动转角尽量小。因此有必要设计基于星敏感器姿态的卫星三轴对日定向姿态基准及姿态追踪策略，该姿态控制模式要求能够保证帆板对日定向后的星地链路畅通，且保证对日转对地机动时具有次优机动路径。

以浦江一号卫星对日基准设计为例，该卫星处于降交点地方时8时的太阳同步轨道。首先定义卫星本体坐标系ObXbYbZb、卫星轨道坐标系OoXoYoZo和对日定向坐标系OsXsYsZs。在太阳帆板面(星体-Yb方向)对日基础上，为希望Zb接近Zo，则取Xs＝Zo叉乘太阳矢量在轨道系分量So，进而保证Zs在Zo和So所在平面内。具体过程如图1所示，为保证Zs在Zo和So所在平面内，先令Xs垂直于Zo和So所在平面，即先绕Zo转偏航角得到临时坐标轴Xo1轴，进而绕Xo1轴转滚动角即得到对日基准系，不需再绕Y轴旋转。即以矢量约束方法建立对日基准系时，实际只经过两次旋转，不再需第三次旋转。对日基准Zs轴与轨道系Zo轴的夹角体现了测控天线与地心矢量夹角，其结果如图2所示，该夹角的最大值与太阳矢量与轨道面负法线矢量的夹角量级一致。

发明内容

本发明的目的在于提供一种保证星地链路的卫星三轴对日定向控制方法，保证帆板对日定向后的星地链路畅通，且保证对日转对地机动时具有次优机动路径。

为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：一种保证星地链路的卫星三轴对日定向控制方法，其特点是，包含以下步骤：

S1、根据卫星轨道计算得到的太阳矢量，求出太阳矢量在卫星轨道坐标系下的投影；

S2、根据卫星轨道和卫星极性定义，建立对日定向基准坐标系，并计算对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数；

S3、计算星体相对卫星轨道坐标系的姿态四元数与对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数之间的误差四元数；

S4、根据误差四元数的符号，进行姿态追踪；

S5、当连续满足误差四元数小于预设阈值，则建立星敏对日标志，使用星敏进行三轴稳定对日控制，否则继续基于太阳敏感器进行两轴对日控制。

所述的计算太阳矢量在卫星轨道坐标系下的投影的公式为：

$S_o=\left[\begin{array}{ccc}{q}_{oi0}^2+q_{oi1}^2-q_{oi2}^2-q_{oi3}^2& 2q_{oi0}{q}_{oi3}+2q_{oi1}{q}_{oi2}& -2q_{oi0}{q}_{oi2}+2q_{oi1}{q}_{oi3}\\ -2q_{oi0}{q}_{oi3}+2q_{oi1}{q}_{oi2}& q_{oi0}^2-q_{oi1}^2+q_{oi2}^2-q_{oi3}^2& 2q_{oi0}{q}_{oi1}+2q_{oi2}{q}_{oi3}\\ 2q_{oi0}{q}_{oi2}+2q_{oi1}{q}_{oi3}& -2q_{oi0}{q}_{oi1}+2q_{oi2}{q}_{oi3}& q_{oi0}^2-q_{oi1}^2-q_{oi2}^2+q_{oi3}^2\end{array}\right]S_i$

式中，S_o表示太阳矢量在卫星轨道坐标系下的投影，q_oi＝[q_oi0 q_oi1 q_oi2 q_oi3]表示地心赤道惯性坐标系和卫星轨道坐标系相对四元数，S_i表示太阳矢量在地心赤道惯性坐标系分量。

所述的步骤S2中，建立对日定向基准坐标系包含：

若卫星的太阳帆板面为星体的-Yb方向，则对日定向基准坐标系需满足；

$X_{os}=S_o\⊗{\left[\begin{array}{ccc}0& 0& -1\end{array}\right]}^T$

X_os表示卫星轨道坐标系太阳矢量与地心矢量所确定平面的法线方向，S_o表示太阳矢量在卫星轨道坐标系下的投影；

Y_os＝-S_o

Y_os表示卫星轨道坐标系太阳矢量的反方向，S_o表示太阳矢量在卫星轨道坐标系下的投影；

$Z_{os}=X_{os}\⊗Y_{os}$

Z_os由右手法则确定，X_os表示卫星轨道坐标系太阳矢量与地心矢量所确定平面的法线方向，Y_os表示卫星轨道坐标系太阳矢量的反方向。

所述的步骤S2中，计算对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数包含：

计算对日定向基准坐标系相对卫星轨道系的姿态转换矩阵R_so，其中R_so＝[X_os Y_osZ_os]^T；

由对日定向基准坐标系相对卫星轨道系的姿态转换矩阵R_so计算得到对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数Q_or。

所述的步骤S3中，若星敏感器可用时，则星体相对卫星轨道坐标系的姿态四元数由姿态确定系统提供，若星敏感器不可用时，则星体相对卫星轨道坐标系的姿态四元数由陀螺积分四元数代替。

所述的步骤S3中，误差四元数的计算公式为：

$Q_{rb}=Q_{or}^{-1}\⊗Q_{ob}$

式中，Q_rb表示误差四元数，Q_or表示对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数，Q_ob表示星体相对卫星轨道坐标系的姿态四元数。

所述的步骤S4中，进行姿态基准追踪包含：控制星体以与对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数在惯性空间中运动方向相反的极性进行转动，并根据误差四元数Q_rb的矢部第2个分量的符号确定相对的追踪角速度极性，则俯仰目标角速度满足；

w_y＝-w_m*sogn(Q_rb(2))-w₀

式中，w_y表示俯仰目标角速度，w_m表示星体相对于对日定向基准坐标系追踪角速度，Q_rb(2)表示误差四元数Q_rb的矢部第2个分量，w₀表示对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系角速度。

所述的步骤S5中，使用星敏进行三轴稳定对日控制包含：

在小角度简化条件下，取三轴控制误差姿态满足；

Δθ＝2*Q_rb(2)

Δψ＝2*Q_rb(3)

式中，表示滚动轴姿态误差，Δθ表示俯仰轴姿态误差，Δψ表示偏航轴姿态误差，Q_rb(1)表示偏差四元数矢部的滚动轴分量，Q_rb(2)表示偏差四元数矢部的俯仰轴分量，Q_rb(3)表示偏差四元数矢部的偏航轴分量；

调用稳态飞轮控制律即可完成卫星三轴对日定向控制。

本发明一种保证星地链路的卫星三轴对日定向控制方法与现有技术相比具有以下优点：基于矢量约束思想设计了卫星三轴对日定向姿态基准，并设计了基于星敏姿态的姿态基准追踪策略，即自主的由两轴对日转入三轴对日控制，该姿态控制模式要求能够保证帆板对日定向后的星地链路畅通，且保证对日转对地机动时具有次优机动路径；本发明既保证了帆板对日定向需求，又保证了帆板对日后的星地链路畅通；由于以矢量约束方法建立对日基准系时，相对轨道系实际只经过两次旋转，不再需第三次旋转，因此可保证对日转对地姿态机动时具有次优机动路径，在具备以往卫星帆板对日受照功能的基础上，能够满足对地数传天线始终能够粗对地指向需求，并且保证对日转对地姿态机动时具有次优机动路径。

附图说明

图1为对日基准坐标系旋转过程示意图；

图2为测控天线与地心矢量夹角示意图；

图3为本发明一种保证星地链路的卫星三轴对日定向控制方法的流程图；

图4为卫星三轴对日定向控制示意图。

具体实施方式

以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。

在注数“允许使用星敏对日”的条件下，使用太阳敏感器，实现飞轮粗对日后，滚动、偏航使用太阳方位角进行闭环控制，俯仰轴使用陀螺积分控制星体以0.01度/秒角速度运动。当星敏输出有效后，判断星体相对卫星轨道坐标系的姿态四元数Q_ob与对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数Q_or之间的误差四元数Q_rb，根据误差四元数Q_rb的符号，控制星体以与Qis(对日定向基准坐标系相对惯性系四元数)在惯性空间中运动方向相反的极性进行转动，与Qis相对转动速度为0.1度/秒。当Qib(卫星本体相对惯性系四元数)与Qis之间各轴夹角小于5度，则直接转入使用星敏的飞轮对日三轴稳定控制模式。

具体地，如图3所示，一种保证星地链路的卫星三轴对日定向控制方法，包含以下步骤：

S1、根据卫星轨道计算得到的太阳矢量，求出太阳矢量在卫星轨道坐标系下的投影，其中太阳矢量和惯性系至轨道系四元数均符合通用定义，可由通用计算公式得到。。

计算太阳矢量在卫星轨道坐标系下的投影的公式为：

$S_o=\left[\begin{array}{ccc}{q}_{oi0}^2+q_{oi1}^2-q_{oi2}^2-q_{oi3}^2& 2q_{oi0}{q}_{oi3}+2q_{oi1}{q}_{oi2}& -2q_{oi0}{q}_{oi2}+2q_{oi1}{q}_{oi3}\\ -2q_{oi0}{q}_{oi3}+2q_{oi1}{q}_{oi2}& q_{oi0}^2-q_{oi1}^2+q_{oi2}^2-q_{oi3}^2& 2q_{oi0}{q}_{oi1}+2q_{oi2}{q}_{oi3}\\ 2q_{oi0}{q}_{oi2}+2q_{oi1}{q}_{oi3}& -2q_{oi0}{q}_{oi1}+2q_{oi2}{q}_{oi3}& q_{oi0}^2-q_{oi1}^2-q_{oi2}^2+q_{oi3}^2\end{array}\right]S_i$

式中，S_o表示太阳矢量在卫星轨道坐标系下的投影，q_oi＝[q_oi0 q_oi1 q_oi2 q_oi3]表示地心赤道惯性坐标系和卫星轨道坐标系相对四元数，S_i表示太阳矢量在地心赤道惯性坐标系分量。

S2、根据卫星轨道和卫星极性定义，基于矢量约束思想，建立对日定向基准坐标系OsXsYsZs，如图3所示，并计算对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数。

建立对日定向基准坐标系包含：

以降交点地方时8时的太阳同步轨道为例，若卫星的太阳帆板面为星体的-Yb方向，则对日定向基准坐标系需满足；

$X_{os}=S_o\⊗{\left[\begin{array}{ccc}0& 0& -1\end{array}\right]}^T$

X_os表示卫星轨道坐标系太阳矢量与地心矢量所确定平面的法线方向，S_o表示太阳矢量在卫星轨道坐标系下的投影；

Y_os＝-S_o

Y_os表示卫星轨道坐标系太阳矢量的反方向，S_o表示太阳矢量在卫星轨道坐标系下的投影；

$Z_{os}=X_{os}\⊗Y_{os}$

Z_os由右手法则确定，X_os表示卫星轨道坐标系太阳矢量与地心矢量所确定平面的法线方向，Y_os表示卫星轨道坐标系太阳矢量的反方向。

计算对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数包含：

计算对日定向基准坐标系相对卫星轨道系的姿态转换矩阵R_so，其中R_so＝[X_os Y_osZ_os]^T；

由对日定向基准坐标系相对卫星轨道系的姿态转换矩阵R_so计算得到对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数Q_or。

$Q_{or}=\left[\begin{array}{c}{(1+R_{so}(1,1)+R_{so}(2,2)+R_{so}(3,3\left)\right)}^{\frac{1}{2}}/2\\ \left(R_{so}\right(2,3)-R_{so}(3,2\left)\right)/{(1+R_{sr}(1,1)+R_{so}(2,2)+R_{so}(3,3\left)\right)}^{\frac{1}{2}}/2\\ \left(R_{so}\right(3,1)-R_{so}(1,3\left)\right)/{(1+R_{so}(1,1)+R_{so}(2,2)+R_{so}(3,3\left)\right)}^{\frac{1}{2}}/2\\ \left(R_{so}\right(1,2)-R_{so}(2,1\left)\right)/{(1+R_{so}(1,1)+R_{so}(2,2)+R_{so}(3,3\left)\right)}^{\frac{1}{2}}/2\end{array}\right]$

S3、计算星体相对卫星轨道坐标系的姿态四元数与对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数之间的误差四元数。

若星敏感器可用时，则星体相对卫星轨道坐标系的姿态四元数由姿态确定系统提供，若星敏感器不可用时，则星体相对卫星轨道坐标系的姿态四元数由陀螺积分四元数代替。

误差四元数的计算公式为：

$Q_{rb}=Q_{or}^{-1}\⊗Q_{ob}$

式中，Q_rb表示误差四元数，Q_or表示对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数，Q_ob表示星体相对卫星轨道坐标系的姿态四元数。

S4、根据误差四元数的符号，进行姿态追踪。

进行姿态基准追踪包含：控制星体以与对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数在惯性空间中运动方向相反的极性进行转动。

经分析和仿真确认，对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系角速度与星体轨道角速度接近，即接近为慢旋运动，因此可控制星体以一定角速度绕最短路径追踪对日基准。根据误差四元数Q_rb的矢部第2个分量的符号确定相对的追踪角速度极性，则俯仰目标角速度满足；

w_y＝-w_m*sogn(Q_rb(2))-w₀

式中，w_y表示俯仰目标角速度，w_m表示星体相对于对日定向基准坐标系追踪角速度，Q_rb(2)表示误差四元数Q_rb的矢部第2个分量，w₀表示对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系角速度。

S5、当连续满足误差四元数小于预设阈值，则建立星敏对日标志，使用星敏进行三轴稳定对日控制，否则继续基于太阳敏感器进行两轴对日控制。

使用星敏进行三轴稳定对日控制包含：

在小角度简化条件下，取三轴控制误差姿态满足；

Δθ＝2*Q_rb(2)

Δψ＝2*Q_rb(3)

式中，表示滚动轴姿态误差，Δθ表示俯仰轴姿态误差，Δψ表示偏航轴姿态误差，Q_rb(1)表示偏差四元数矢部的滚动轴分量，Q_rb(2)表示偏差四元数矢部的俯仰轴分量，Q_rb(3)表示偏差四元数矢部的偏航轴分量；

调用稳态飞轮控制律即可完成卫星三轴对日定向控制。

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 (8)

1.一种保证星地链路的卫星三轴对日定向控制方法，其特征在于，包含以下步骤：

S1、根据卫星轨道计算得到的太阳矢量，求出太阳矢量在卫星轨道坐标系下的投影；

S2、根据卫星轨道和卫星极性定义，建立对日定向基准坐标系，并计算对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数；

S3、计算星体相对卫星轨道坐标系的姿态四元数与对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数之间的误差四元数；

S4、根据误差四元数的符号，进行姿态追踪；

S5、当连续满足误差四元数小于预设阈值，则建立星敏对日标志，使用星敏进行三轴稳定对日控制，否则继续基于太阳敏感器进行两轴对日控制。

2.如权利要求1所述的卫星三轴对日定向控制方法，其特征在于，所述的计算太阳矢量在卫星轨道坐标系下的投影的公式为：

$S_o=\left[\begin{array}{ccc}{q}_{oi0}^2+q_{oi1}^2-q_{oi2}^2-q_{oi3}^2& 2q_{oi0}{q}_{oi3}+2q_{oi1}{q}_{oi2}& -2q_{oi0}{q}_{oi2}+2q_{oi1}{q}_{oi3}\\ -2q_{oi0}{q}_{oi3}+2q_{oi1}{q}_{oi2}& q_{oi0}^2-q_{oi1}^2+q_{oi2}^2-q_{oi3}^2& 2q_{oi0}{q}_{oi1}+2q_{oi2}{q}_{oi3}\\ 2q_{oi0}{q}_{oi2}+2q_{oi1}{q}_{oi3}& -2q_{oi0}{q}_{oi1}+2q_{oi2}{q}_{oi3}& q_{oi0}^2-q_{oi1}^2-q_{oi2}^2+q_{oi3}^2\end{array}\right]S_i$

式中，S_o表示太阳矢量在卫星轨道坐标系下的投影，q_oi＝[q_oi0 q_oi1 q_oi2 q_oi3]表示地心赤道惯性坐标系和卫星轨道坐标系相对四元数，S_i表示太阳矢量在地心赤道惯性坐标系分量。

3.如权利要求1所述的卫星三轴对日定向控制方法，其特征在于，所述的步骤S2中，建立对日定向基准坐标系包含：

若卫星的太阳帆板面为星体的-Yb方向，则对日定向基准坐标系需满足；

$X_{os}=S_o\⊗{\left[\begin{array}{ccc}0& 0& -1\end{array}\right]}^T$

X_os表示卫星轨道坐标系太阳矢量与地心矢量所确定平面的法线方向，S_o表示太阳矢量在卫星轨道坐标系下的投影；

Y_os＝-S_o

Y_os表示卫星轨道坐标系太阳矢量的反方向，S_o表示太阳矢量在卫星轨道坐标系下的投影；

$Z_{os}=X_{os}\⊗Y_{os}$

Z_os由右手法则确定，X_os表示卫星轨道坐标系太阳矢量与地心矢量所确定平面的法线方向，Y_os表示卫星轨道坐标系太阳矢量的反方向。

4.如权利要求1所述的卫星三轴对日定向控制方法，其特征在于，所述的步骤S2中，计算对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数包含：

计算对日定向基准坐标系相对卫星轨道系的姿态转换矩阵R_so，其中R_so＝[X_os Y_os Z_os]^Τ；

由对日定向基准坐标系相对卫星轨道系的姿态转换矩阵R_so计算得到对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数Q_or。

5.如权利要求1所述的卫星三轴对日定向控制方法，其特征在于，所述的步骤S3中，若星敏感器可用时，则星体相对卫星轨道坐标系的姿态四元数由姿态确定系统提供，若星敏感器不可用时，则星体相对卫星轨道坐标系的姿态四元数由陀螺积分四元数代替。

6.如权利要求1所述的卫星三轴对日定向控制方法，其特征在于，所述的步骤S3中，误差四元数的计算公式为：

$Q_{rb}=Q_{or}^{-1}\⊗Q_{ob}$

式中，Q_rb表示误差四元数，Q_or表示对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数，Q_ob表示星体相对卫星轨道坐标系的姿态四元数。

7.如权利要求1所述的卫星三轴对日定向控制方法，其特征在于，所述的步骤S4中，进行姿态基准追踪包含：控制星体以与对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系的姿态四元数在惯性空间中运动方向相反的极性进行转动，并根据误差四元数Q_rb的矢部第2个分量的符号确定相对的追踪角速度极性，则俯仰目标角速度满足；

w_y＝-w_m*sogn(Q_rb(2))-w₀

式中，w_y表示俯仰目标角速度，w_m表示星体相对于对日定向基准坐标系追踪角速度，Q_rb(2)表示误差四元数Q_rb的矢部第2个分量，w₀表示对日定向基准坐标系相对卫星轨道坐标系角速度。

8.如权利要求1所述的卫星三轴对日定向控制方法，其特征在于，所述的步骤S5中，使用星敏进行三轴稳定对日控制包含：

在小角度简化条件下，取三轴控制误差姿态满足；

Δθ＝2*Q_rb(2)

Δψ＝2*Q_rb(3)

式中，表示滚动轴姿态误差，Δθ表示俯仰轴姿态误差，Δψ表示偏航轴姿态误差，Q_rb(1)表示偏差四元数矢部的滚动轴分量，Q_rb(2)表示偏差四元数矢部的俯仰轴分量，Q_rb(3)表示偏差四元数矢部的偏航轴分量；

调用稳态飞轮控制律即可完成卫星三轴对日定向控制。