CN106483466B - 一种卫星入轨阶段太阳电池阵输出电流的估算方法 - Google Patents
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Abstract
一种卫星入轨阶段太阳电池阵输出电流的估算方法，用于对卫星发射后从星箭分离到卫星姿态实现对日定向过程中太阳电池阵输出电流的预测和估算。在此过程中，包括以下几个模式：星箭分离至太阳电池阵展开、太阳电池阵展开保持、太阳搜索、太阳电池阵归零。在每个模式中，随着整星的姿态变化太阳电池阵的入射角和受照面积的不断变化，分别对每个模式下太阳电池阵的输出电流进行估算。本发明方法通过引入帆板坐标系解决了在太阳电池阵归零模式中可以单独计算±Y太阳电池阵输出电流的难题，提高了太阳电池阵输出电流的计算精度，为卫星选择合理的发射窗口和完善在轨飞控预案提供了重要参考。
Description
技术领域
本发明属于航天器控制领域，涉及一种太阳电池阵输出电流的确定方法。
背景技术
一般来说，卫星从发射前30分钟直至发射后太阳电池阵正常展开，卫星各个单机的正常工作均由蓄电池组放电来供给。鉴于卫星发射窗口的选择和地面测控弧段的建立，在太阳电池阵展开之前蓄电池组的放电时间约几十分钟。因此卫星在发射后都要进行姿态对日定向以确保太阳电池阵输出电流，减少蓄电池组的放电电量并能够给其充电。
卫星发射后按照预定轨道随着火箭一起飞行，到达预定位置时进行星箭分离，此时太阳电池阵处于压紧状态，之后根据设定的程序先后要经过火工品起爆太阳电池阵展开、太阳电池阵展开保持、太阳搜索、太阳电池阵归零模式四个阶段。在此过程中，卫星的姿态在不断变化，由此产生的太阳电池阵的太阳光入射角和受照面积也在不断变化，造成太阳电池阵输出电流实时变化。
卫星在每次发射入轨前，会根据发射时间、发射窗口、入轨时刻等输入条件来仿真卫星在入轨后的轨道动力学控制参数。现有方法是利用卫星本体坐标系作为基准系来计算卫星入轨段太阳电池阵的输出电流，该方法主要存在以下问题：利用本体坐标系只能计算卫星本体和太阳电池阵处于相对静止状态时的太阳电池阵输出电流，但是在太阳电池阵归零过程中，由于±Y太阳电池阵和卫星星体存在相对位移且±Y太阳电池阵翻转方向相反，无法用本体坐标系下的参数分别对±Y太阳电池阵的输出电流进行精确计算。
发明内容
本发明的技术解决问题是：针对现有技术的不足，提供了一种卫星入轨段太阳电池阵输出电流的估算方法，通过引入帆板坐标系解决了在太阳电池阵归零模式中无法单独计算±Y太阳电池阵输出电流的难题，提高了太阳电池阵输出电流的计算精度，为卫星选择合理的发射窗口和完善在轨飞控预案提供了重要参考。
本发明的技术解决方案是：一种卫星入轨阶段太阳电池阵输出电流的估算方法，针对星箭分离至太阳电池阵展开、太阳电池阵展开保持、太阳搜索、太阳电池阵归零这四种模式分别进行太阳电池阵输出电流的估算，其中：
(a)星箭分离至太阳电池阵展开模式，持续时间为t∈(0,t1]，太阳电池阵输出电流为其中N为太阳电池板的数目，cosα为卫星本体坐标系下太阳电池阵法线矢量u和太阳光矢量v的夹角余弦，I方为太阳电池阵在太阳光线垂直入射时的输出电流；
(b)太阳电池阵展开保持模式，持续时间为t∈(t1,t2]，太阳电池阵输出电流当cosα>0时为I方*cosα，当cosα<0时为0，其中cosα为卫星本体坐标系下太阳电池阵法线矢量u和太阳光矢量v的夹角余弦；
(c)太阳搜索模式，持续时间为t∈(t2,t3]，太阳电池阵输出电流的计算方式与(a)中的计算方式完全相同；
(d)太阳电池阵归零模式，持续时间为t∈(t3,t4]，太阳电池阵输出电流当cosαp>0且cosαn>0时为当cosαp>0且cosαn<0时为当cosαp<0且cosαn>0时为当cosαp<0且cosαn<0时为0，其中cosαp为+Y太阳电池阵法线矢量up与太阳光矢量v在+Y侧帆板坐标系下的向量Ss-p在帆板坐标系下的夹角余弦，cosαn为-Y太阳电池阵法线矢量un与太阳光矢量v在-Y侧帆板坐标系下的向量太阳光矢量Ss-n在帆板坐标系下的夹角余弦。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明方法在本体坐标系(通过轨道坐标系折算)和帆板坐标系下利用双矢量定姿的方式得出太阳电池阵法线矢量u和太阳光矢量v的夹角余弦cosα来计算太阳电池阵的输出电流，计算方法具有通用性，易于实现；
(2)本发明方法通过引入帆板坐标系解决了在归零过程中单独计算±Y太阳电池阵的输出电流的问题，即卫星在入轨段各个阶段太阳电池阵输出电流均可利用本发明方法精确得出，由此用来判断卫星入轨的光照条件是否良好，并作为卫星选择发射窗口的重要因素之一；亦可用此计算值与卫星发射后太阳电池阵实际的输出电流值的差别，快速直接地判读卫星姿态控制是否正确；
(3)卫星在轨姿态采用本体坐标系、轨道坐标系或惯性坐标系均适用于本发明。不同的卫星可根据自身特点采用某一种坐标系及任意一种转序来搜索太阳的姿态控制均可借鉴本发明方法来计算卫星入轨段太阳电池阵的输出电流；
(4)本发明方法所使用的是双轴帆板驱动机构(有A轴和B轴)，对计算太阳电池阵输出电流更具有一般性，同样适用于采用无角度偏置的单轴帆板驱动机构(∠B＝0°)和带角度偏置的单轴帆板驱动机构(∠B＝固定值)的太阳电池阵电流输出的计算；
(5)本发明所使用的太阳电池阵输出电流，可根据太阳电池阵的工作温度及太阳电池片的串并联数目等条件仿真或计算得出，也可根据其他型号在轨太阳电池阵输出电流的实际数据推算得出。经验证，与实际值偏差很小。
附图说明
图1为本发明卫星本体坐标系及太阳电池阵收拢时示意图；
图2为本发明卫星在轨太阳电池阵展开时示意图；
图3为本发明太阳搜索模式卫星绕Y轴负转示意图；
图4为本发明太阳搜索模式卫星绕X轴正转示意图；
图5为本发明太阳电池阵归零模式示意图。
具体实施方式
本发明所述的卫星采用三轴稳定的姿态控制方式，太阳电池阵安装在卫星的Y轴方向。
以下给出方法中所涉及的坐标系：
轨道坐标系
坐标原点O：卫星质心；
+X轴：指向卫星在轨速度方向为+X轴，垂直于OZ轴；
+Y轴：与+X轴和+Z轴右手正交且与轨道平面XOZ的法线平行的方向为+Y轴；
+Z轴：卫星质心指向地心方向为+Z轴。
本体坐标系
坐标原点O：卫星质心；
+X轴：平行于轨控发动机的安装方向，在正常运行状态下+X指向卫星前进方向；
+Z轴：沿星体纵轴由原点指向天线方向，在正常运行状态下指地；
+Y轴：与+X轴和+Z轴右手正交且与平面XOZ的法线平行的方向为+Y轴。
帆板坐标系
坐标原点O：太阳帆板驱动机构BSADA的B轴中心点；
+X轴：在太阳电池阵归零状态时，和卫星本体的+X轴方向一致；
+Y轴：在太阳电池阵归零状态时，和卫星本体的+Y轴方向一致；
+Z轴：在太阳电池阵归零状态时，和卫星本体的+Z轴方向一致；太阳电池阵归零状态，指装有太阳电池片一面的法线方向指向卫星本体坐标系的-Z轴。从上述可见帆板坐标系随太阳电池阵的转动而变化。
本发明所述计算方法所需要的数据包括轨道坐标系下太阳光分别与+X轴、+Y轴、+Z轴的夹角余弦SOX、SOY、SOZ，偏航角ψs、滚动角俯仰角θs以及双轴帆板驱动机构A轴(绕Y轴旋转)转角∠A和B轴(绕X轴旋转)转角∠B。
本发明在论述入轨段太阳电池阵输出电流的计算方法的过程中，采用轨道坐标系，卫星采用213转序进行搜索太阳，通过计算太阳电池阵法线矢量u和太阳光矢量v的夹角余弦cosα来完成太阳电池阵输出电流的计算，此处取u和v均为单位矢量。
将轨道坐标系按照213转序变换到本体坐标系，即按照俯仰角θs(卫星在轨道坐标系下绕OY轴方向旋转夹角)、滚动角(卫星在轨道坐标系绕OX轴方向旋转夹角)、偏航角ψs(卫星在轨道坐标系下绕OZ轴方向旋转夹角)的顺序进行旋转。
在213转序下轨道坐标系转化到本体坐标系的姿态转换矩阵为：
为了叙述方便，令
其中
如图1所示，在t∈(0,t1]，太阳电池阵处于压紧状态，此时±Y太阳电池阵的外板只有一个方向会受到太阳光照射，太阳电池阵可输出电流。可根据SOY的正负判断太阳电池阵法线矢量u在本体坐标系下指向+Y轴还是-Y轴方向。此处取太阳电池阵法线矢量u指向-Y轴，则u＝[0 -1 0]T。将太阳光矢量v从轨道坐标系折算到本体坐标系，v＝LBO[SOX SOYSOZ]T。太阳电池阵法线矢量u和太阳光矢量v的夹角太阳电池阵输出电流为其中N为太阳电池板的数目，图中表示N＝4。I方为太阳电池阵正照时的输出电流。
如图2(a)、图2(b)所示，在t1时刻，太阳电池阵展开，太阳电池阵法线矢量在本体坐标系下指向-X方向。此时太阳电池阵法线矢量u＝[-1 0 0]T。将太阳光矢量v从轨道坐标系折算到本体坐标系，v＝LBO[SOX SOY SOZ]T，太阳电池阵法线矢量u和太阳光矢量v的夹角若计算结果cosα>0，太阳电池阵输出电流为I方*cosα；cosα<0，太阳光照射到了太阳电池阵的背面，输出电流＝0A。在t∈(t1,t2]属于太阳电池阵展开保持阶段，太阳电池阵输出电流保持不变。
此后，卫星星体从t2时刻开始绕本体坐标系下Y轴负转360度来搜索太阳(见图3)。若卫星在绕Y轴负转360度过程中没有搜索到太阳，再绕X轴正转90度(见图4)。在此阶段太阳电池阵与卫星本体保持相对静止，太阳电池阵法线指向-X方向，u＝[-1 0 0]T，太阳电池阵法线矢量u和太阳光矢量v的夹角cosα＝-X1BOSOX-Y1BOSOY-Z1BOSOZ，若计算结果cosα>0，太阳电池阵输出电流为I方*cosα；cosα<0，太阳光照射到了太阳电池阵的背面，输出电流＝0A。在t∈(t2,t3]属于卫星搜索太阳阶段。
卫星在搜索到太阳以后，保持其状态，直到从t3时刻开始进入太阳电池阵归零模式(见图5)。±Y太阳电池阵以某一固定的角速度旋转，-Y太阳电池阵负转90°，+Y太阳电池阵正转270°，需要对±Y太阳翼输出电流单独进行计算。在此阶段，太阳电池阵与星体有相对运动，帆板坐标系和本体坐标系不重合，需要将太阳光矢量v从卫星本体坐标系转至帆板坐标系，有如下转换关系：
Ss-p＝Lx(∠Bp)*Ly(∠Ap)*LBO*[SOX SOY SOZ]T
Ss-n＝Lx(∠Bn)*Ly(∠An)*Lx(180°)*Ly(180°)*LB0*[SOX SOY SOZ]T
其中，Ss-p是太阳光矢量v在+Y侧帆板坐标系下的向量；Ss-n是太阳光矢量v在-Y侧帆板坐标系下的向量；∠Ap(∠An)为太阳电池阵在+Y侧(-Y侧)A轴上的转角；∠Bp(∠Bn)为太阳电池阵在+Y侧(-Y侧)B轴上的转角。LB0为太阳光矢量v在本体坐标系下的向量。Lx(∠Bp)和Lx(∠Bn)分别是+Y侧和-Y侧太阳电池阵绕B轴旋转的转移矩阵，Ly(∠Ap)和Ly(∠An)分别是+Y侧和-Y侧太阳电池阵绕A轴旋转的转移矩阵。
根据帆板坐标系的定义，+Y侧和-Y侧太阳电池阵的法线矢量up和un在+Y侧和-Y侧帆板坐标系下的分量均为(0,0,-1)T，因此，
+Y太阳电池阵法线矢量up与太阳光矢量Ss-p的夹角为：
cosαp＝up·Ss-p＝(-sin∠Apcos∠BpX1BO+sin∠BpX2BO-cos∠Apcos∠BpX3BO)SOX
+(-sin∠Apcos∠BpY1BO+sin∠BpY2BO-cos∠Apcos∠BpY3BO)SOY
+(-sin∠Apcos∠BpZ1BO+sin∠BpZ2BO-cos∠Apcos∠BpZ3BO)SOZ
-Y太阳电池阵法线矢量un与太阳光矢量Ss-n的夹角为：
cosαn＝un·Ss-n＝(sin∠Ancos∠BnX1BO-sin∠BnX2BO-cos∠Ancos∠BnX3BO)SOX
+(sin∠Ancos∠BnY1BO-sin∠BnY2BO-cos∠Ancos∠BnY3BO)SOY
+(sin∠Ancos∠BnZ1BO-sin∠BnZ2BO-cos∠Ancos∠BnZ3BO)SOZ
若计算结果cosαp>0或cosαn>0，±Y侧太阳电池阵输出电流分别为和若cosαp<0或cosαn<0，±Y侧太阳光照射到了太阳电池阵的背面，输出电流＝0A。因此，太阳电池阵
直到时刻t4，±Y太阳电池阵都转至机械零位，此时太阳电池阵输出电流为I方，太阳电池阵的归零模式结束。
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 (1)
1.一种卫星入轨阶段太阳电池阵输出电流的估算方法，其特征在于：针对星箭分离至太阳电池阵展开、太阳电池阵展开保持、太阳搜索、太阳电池阵归零这四种模式分别进行太阳电池阵输出电流的估算，其中：
(a)星箭分离至太阳电池阵展开模式，持续时间为t∈(0,t1]，太阳电池阵中单个太阳电池板输出电流为其中N为太阳电池板的数目，cosα为卫星本体坐标系下太阳电池阵法线矢量u和太阳光矢量v的夹角余弦，I方为太阳电池阵在太阳光线垂直入射时的输出电流；
(b)太阳电池阵展开保持模式，持续时间为t∈(t1,t2]，太阳电池阵输出电流当cosα>0时为I方*cosα，当cosα<0时为0，其中cosα为卫星本体坐标系下太阳电池阵法线矢量u和太阳光矢量v的夹角余弦；
(c)太阳搜索模式，持续时间为t∈(t2,t3]，太阳电池阵输出电流的计算方式与(a)中的计算方式完全相同；
(d)太阳电池阵归零模式，持续时间为t∈(t3,t4]，太阳电池阵输出电流当cosαp>0且cosαn>0时为当cosαp>0且cosαn<0时为当cosαp<0且cosαn>0时为当cosαp<0且cosαn<0时为0，其中cosαp为+Y太阳电池阵法线矢量up与太阳光矢量v在+Y侧帆板坐标系下的向量Ss-p在帆板坐标系下的夹角余弦，cosαn为-Y太阳电池阵法线矢量un与太阳光矢量v在-Y侧帆板坐标系下的向量太阳光矢量Ss-n在帆板坐标系下的夹角余弦。
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| Ao et al. | Touchless attitude correction for satellite with constant magnetic moment |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |