CN108657467B - 一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制方法及系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制方法及系统，其包括：获取真实太阳矢量在航天器轨道坐标系下的矢量表达式；根据得到的真实太阳矢量表达式计算真实太阳矢量与轨道平面的夹角，获得真实太阳矢量的Beta角；预先设定一个或若干个Beta角的阈值区间，并设定在这些预先设定的阈值区间内虚拟太阳矢量的Beta角与真实太阳矢量的Beta角之间的对应关系；当真实太阳矢量的Beta角进入设定的阈值区间时，开始根据真实太阳矢量和虚拟太阳矢量的Beta角实时计算虚拟太阳矢量；根据虚拟太阳矢量计算航天器的目标偏航角；通过航天器自身的姿态控制系统，实时控制航天器的偏航机动角跟踪目标偏航角，实现利用虚拟太阳矢量实施的航天器偏航机动控制。

Description

一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制方法及系统
技术领域
本发明涉及一种航天工程中航天器动力学与控制系统技术领域，特别是关于一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制方法及系统。
背景技术
大部分航天器均采用单自由度帆板，在轨期间为了保持良好的太阳帆板入射角度和避免散热面受晒，往往采用偏航机动的姿态控制策略，通过绕星体偏航轴机动来实现对日定向和对地指向，通过帆板转动使得帆板法线与太阳方向平行，保证能源供应。典型的实施偏航机动策略的在轨航天器包括：TOPEX(海洋地形环境)卫星(轨道倾角i＝63.1°，轨道高度h＝1334km)、GPS卫星(i＝55°，h＝20200km)等。
在一个轨道周期内，太阳矢量在轨道坐标系xy平面上的投影会周期性摆动，按照传统的偏航机动策略，航天器本体坐标系Xb轴始终跟踪太阳矢量在轨道坐标系xy平面上的投影。当太阳矢量与轨道平面的夹角(本领域通用定义为Beta角)较小时，投影的摆动范围可能从接近+Xo轴转到接近-XO轴，角度变化接近180°。而且当投影转到在±Yo轴附近时，偏航角速度会比较大，对执行机构提出了很高的技术要求。对于喷气控制原理的执行机构，会导致推进剂消耗量大，对于角动量交换原理的执行机构，会导致更高的角动量包络需求。此外，航天器上往往搭载某些有指向需求的载荷，在航天器偏航机动时需要转动很大的方位角才能维持自身的指向需求，如果偏航机动角度过大，可能超出载荷的方位角转动范围，导致载荷任务失败；如果偏航机动角速度过大，可能超出载荷的方位角速度上限，也会导致载荷任务失败。
发明内容
针对上述问题，本发明的目的是提供一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制方法及系统，其利用航天器在轨实时计算得到的虚拟太阳矢量，实现降低航天器偏航机动角度范围和偏航角速度。并准确控制散热面的入射角度的效果，以降低对载荷方位转角范围、方位转动角速度，以及执行机构的技术要求。
为实现上述目的，本发明采取以下技术方案：一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制方法，其特征在于包括以下步骤：1)获取真实太阳矢量在航天器轨道坐标系下的矢量表达式其中，Sx、Sy、Sz分别表示真实太阳矢量在轨道坐标系xyz轴上的坐标值；2)根据得到的真实太阳矢量表达式计算真实太阳矢量与轨道平面的夹角，获得真实太阳矢量的Beta角βt；3)预先设定一个或若干个Beta角的阈值区间，并设定在这些预先设定的阈值区间内虚拟太阳矢量的Beta角βv与真实太阳矢量的Beta角βt之间的对应关系βv＝f(βt)，|βv|≤90°，且βv≠0°；4)当真实太阳矢量的Beta角βt进入步骤3)设定的阈值区间时，开始根据真实太阳矢量和虚拟太阳矢量的Beta角βv实时计算虚拟太阳矢量5)根据虚拟太阳矢量计算航天器的目标偏航角ψ；6)通过航天器自身的姿态控制系统，实时控制航天器的偏航机动角跟踪目标偏航角ψ，实现利用虚拟太阳矢量实施的航天器偏航机动控制。
进一步，所述步骤1)中，真实太阳矢量达式采用以下两种方法得到：1.1)由航天器根据装载的太阳敏感器测量值得到；1.2)由航天器在轨实时计算获得。
进一步，所述步骤1.2)中，实时计算时需要航天器根据星历外推或卫星导航获得实时轨道位置速度和准确时钟，通过当前时刻计算真实太阳矢量在惯性坐标系中的位置坐标，通过实时轨道位置和速度信息获得惯性坐标系到轨道坐标系的转换矩阵，从而获得真实太阳矢量在轨道坐标系下的矢量表达式。
进一步，所述步骤2)中，真实太阳矢量的Beta角βt为：
其中，表示轨道坐标系Y轴单位矢量的负方向，运算表示计算两个矢量和之间的夹角。
进一步，所述步骤3)中，虚拟太阳矢量的Beta角βv与真实太阳矢量的Beta角βt之间的对应关系根据具体航天任务的轨道光照情况和任务载荷指向要求来设定。
进一步，所述步骤4)中，虚拟太阳矢量为：
进一步，所述步骤5)中，航天器的目标偏航角ψ为：
其中，表示轨道坐标系Zo轴的单位矢量；表示轨道坐标系Yo轴单位矢量。
进一步，所述步骤6)中，当βv＞0时，航天器的偏航角机动角范围为当βv＜0时，航天器的偏航角机动角范围为[-180°-βv,βv]。
进一步，在散热面为航天器本体坐标系±Y面的情况下，散热面入射角度最大不超过|βv-βt|。
一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制系统，其特征在于：该系统包括真实太阳矢量表达式获取模块、真实太阳矢量的Beta角计算模块、虚拟与真实太阳矢量的Beta角对应关系设定模块、虚拟太阳矢量计算模块、目标偏航角计算模块和偏航机动角实时跟踪模块；所述真实太阳矢量表达式获取模块用于获取真实太阳矢量在航天器轨道坐标系下的矢量表达式；所述真实太阳矢量的Beta角计算模块根据得到的真实太阳矢量表达式计算真实太阳矢量与轨道平面的夹角，获得真实太阳矢量的Beta角；预先设定一个或若干个Beta角的阈值区间，所述虚拟与真实太阳矢量的Beta角对应关系设定模块用于设定在这些预先设定的阈值区间内虚拟太阳矢量的Beta角与真实太阳矢量的Beta角之间的对应关系；所述虚拟太阳矢量计算模块根据真实太阳矢量和虚拟太阳矢量的Beta角实时计算虚拟太阳矢量；所述目标偏航角计算模块根据虚拟太阳矢量计算航天器的目标偏航角；通过航天器自身的姿态控制系统，所述偏航机动角实时跟踪模块用于实时控制航天器的偏航机动角跟踪目标偏航角，实现利用虚拟太阳矢量实施的航天器偏航机动控制。
本发明由于采取以上技术方案，其具有以下优点：1、本发明在真实太阳矢量的Beta角进入某一区间时，基于在轨测量或根据模型计算得到的实时的真实太阳矢量，计算虚拟太阳矢量，虚拟太阳矢量与轨道平面的夹角根据任务需要可以自行设计，航天器根据虚拟太阳矢量计算需要的偏航角度，实施偏航机动。利用这一特性，可显著降低航天器偏航机动角度范围和偏航角速度，并准确控制散热面的入射角度。2、本发明较已有的航天器偏航机动策略相比，能够降低对有指向需求的载荷的方位转角范围、方位转动角速度，以及执行机构技术要求。
附图说明
图1是本发明实施例中的航天器轨道示意图；
图2是本发明实施例中的航天器Beta角1年内变化曲线示意图；
图3是虚拟太阳矢量和真实太阳矢量的关系(轨道坐标系三维视图)示意图；
图4是虚拟太阳矢量和真实太阳矢量的关系(投影方向剖面视图)示意图；
图5是虚拟太阳矢量和真实太阳矢量的关系(轨道坐标系xz平面视图)示意图；
图6是虚拟太阳矢量和真实太阳矢量的关系(轨道坐标系xy平面视图)示意图；
图7是在轨偏航机动角度范围对比图；
图8是在轨偏航机动角速度范围对比图。
具体实施方式
本发明所涉及的航天器应包含姿态确定和控制分系统，且能够通过星历外推或卫星导航获得实时轨道位置速度和准确时钟。在轨获得的真实太阳矢量，可能来自于航天器装载的太阳敏感器实时测量值，也可能来自于星上根据当前时刻实时计算得到的太阳位置。之后计算真实太阳矢量与轨道平面(即轨道坐标系xz平面)之间的夹角(即Beta角)，当Beta角进入预先设定的区间时，根据真实太阳矢量计算虚拟太阳矢量，虚拟太阳矢量与真实太阳矢量在航天器轨道坐标系xz平面内具有相同的相位，但虚拟太阳矢量与航天器轨道平面的夹角为预设的一个大于实际Beta角的值。航天器根据虚拟太阳矢量计算偏航机动角度，能够降低偏航机动角度范围和角速度大小，并准确控制散热面的入射角度，降低对有指向需求的载荷的方位转角范围、方位转动角速度，以及执行机构的技术要求。下面结合附图和实施例对本发明进行详细的描述。
本发明提供一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制方法，该方法利用虚拟太阳矢量实施的航天器偏航机动策略，虚拟太阳矢量在轨道坐标系xz平面上与真实太阳矢量具有相同的相位，但虚拟太阳矢量的Beta角可按需设计，通过控制航天器跟踪虚拟太阳矢量，达到了降低偏航机动角度范围和偏航角速度，并准确控制散热面的入射角度。本发明的方法具体包括以下步骤：
1)获取真实太阳矢量在航天器轨道坐标系下的矢量表达式其中，Sx、Sy、Sz分别表示真实太阳矢量在轨道坐标系xyz轴上的坐标值；
该矢量表达式可以采用以下两种方法得到：
1.1)由航天器根据装载的太阳敏感器测量值得到；
1.2)由航天器在轨实时计算获得：实时计算时需要航天器根据星历外推或卫星导航获得实时轨道位置速度和准确时钟，通过当前时刻可计算真实太阳矢量在惯性坐标系中的位置坐标，通过实时轨道位置和速度信息可获得惯性坐标系到轨道坐标系的转换矩阵，从而获得真实太阳矢量在轨道坐标系下的矢量表达式。
其中，星历外推、真实太阳矢量计算以及根据轨道位置速度获得惯性坐标系到轨道坐标系的转换矩阵等均为本领域普通技术人员普遍掌握的基本技术，在此不再赘述。
2)根据得到的真实太阳矢量表达式计算真实太阳矢量与轨道平面的夹角，获得真实太阳矢量的Beta角βt：
其中，表示轨道坐标系Y轴单位矢量的负方向，运算表示计算两个矢量和之间的夹角。
3)预先设定一个或若干个Beta角的阈值区间，并设定在这些预先设定的阈值区间内虚拟太阳矢量的Beta角βv与真实太阳矢量的Beta角βt之间的对应关系βv＝f(βT)，|βv|≤90°，且βv≠0°；
虚拟太阳矢量的Beta角βv与真实太阳矢量的Beta角βt之间的对应关系可以根据具体航天任务的轨道光照情况和任务载荷指向要求等来设定，不局限于某一特定的表达式。
4)当真实太阳矢量的Beta角βt进入步骤3)设定的阈值区间时，开始根据真实太阳矢量和虚拟太阳矢量的Beta角βv实时计算虚拟太阳矢量
虚拟太阳矢量为：
5)根据虚拟太阳矢量计算航天器的目标偏航角ψ为：
其中，表示轨道坐标系Zo轴的单位矢量；表示轨道坐标系Yo轴单位矢量。
6)通过航天器自身的姿态控制系统，实时控制航天器的偏航机动角跟踪目标偏航角ψ，实现利用虚拟太阳矢量实施的航天器偏航机动控制。
上述步骤6)中，当βv＞0时，航天器的偏航角机动角范围为[βv,180°-βv]；当βv＜0时，航天器的偏航角机动角范围为[-180°-βv,βv]，偏航机动的周期为一个轨道周期。
上述各步骤中，与实施传统偏航机动策略的航天器相比，本发明在散热面为通常选取的航天器本体坐标系±Y面的情况下(具体是指以航天器本体坐标系Y轴为法向的平面)，散热面入射角度最大不超过|βv-βt|。
实施例：
航天器的轨道参数为：长半轴26561.78km，倾角为53.13°，偏心率为0，升交点地理经度为40°E，航天器轨道如图1所示。航天器在轨1年内，Beta角度的变化情况如下图2所示。
根据航天器的热控分系统设计，散热面±Y面最大可承受20°的太阳入射角；航天器上装载的某载荷，其指向需要在轨道速度方向±10°的范围内变化。
令虚拟太阳矢量的Beta角βv与真实太阳矢量的Beta角βt之间的对应关系为：
航天器在轨期间，通过装载的太阳敏感器实时获得真实太阳矢量在轨道坐标系下的矢量表达式并实时计算太阳矢量与轨道平面的夹角，获得真实太阳矢量的Beta角βt，并在βt∈[-20° 0°)∪[0° 20°]时，基于下列公式计算虚拟太阳矢量
即在βt∈[-20° 0°)和βt∈[0° 20°]所对应的两个时间段内，航天器分别计算出Beta角为-20°和20°的虚拟太阳矢量
随后，按照计算偏航角，并通过姿态控制系统完成实时偏航机动控制。
如图3～图5所示，给出了虚拟太阳矢量和真实太阳矢量的相互关系图。航天器在轨道上行进一个轨道周期，太阳矢量在轨道坐标系中旋转一圈，形成一个闭合的圆锥面轨迹，该圆锥面的母线为太阳矢量在某一时刻的位置。虚拟太阳矢量也在轨道坐标系中旋转了一圈，同样形成一个闭合的圆锥面轨迹，但母线方向与轨道面(xz平面)的夹角与太阳矢量的夹角更大，亦即虚拟太阳矢量形成的锥面，其顶角比真实太阳矢量形成的锥面顶角更小。
如图4所示，为沿真实太阳矢量在xz平面的投影方向，垂直于xz平面所做的剖面视图，更为清晰的表示了真实太阳矢量和虚拟太阳矢量旋转所形成的圆锥面轨迹的相对关系。
如图5所示，给出了在轨道坐标系xz平面上的视图，可见真实太阳矢量和虚拟太阳矢量在xz平面上的投影，其旋转轨迹均为圆形，但虚拟太阳矢量形成的圆形轨迹半径更小。此外，在任何时刻，真实太阳矢量和虚拟太阳矢量在xz平面上的投影，其方位角都是相等的，即两者始终保持相同的相位。
如图6所示，给出了在轨道坐标系xy平面上的视图。考虑到真实太阳矢量和虚拟太阳矢量均绕轨道坐标系Yo轴旋转，两者在xy平面上的投影形成的轨迹均为等腰三角形，两条斜边为真实太阳矢量或虚拟太阳矢量旋转到在xy平面上时在xy平面上的投影。考虑到偏航机动策略的目标就是驱动航天器本体坐标系Xb轴始终与太阳矢量在xy平面上的投影重合，当采用虚拟太阳矢量时，显然航天器本体坐标系Xb轴的转动角度更小，亦即偏航机动角度范围更小。而且在本发明提出的方法下，太阳矢量对散热面的入射角度最大值被有效限定在了|βv-βt|范围内。
如图7、图8所示，给出了航天器在真实太阳矢量的Beta角βt＝5°的轨道周期内，采用传统偏航机动和本发明利用虚拟太阳矢量的偏航机动两种方法时，一天内偏航角度、角速度的变化曲线。对比可知，本发明的方法能够显著降低偏航机动角度和角速度变化范围。
考虑航天器上装载的载荷，其指向需要在轨道速度方向±10°的范围内变化。在真实太阳矢量的Beta角βt＝5°附近的几个轨道周期内，如采用传统偏航机动，载荷需要克服偏航机动角(最大为-175°)对载荷指向造成的影响，即载荷的方位角变化最大将达到-185°(即-175°-10°)。而采用本发明提出的方法，由于偏航机动角最大值下降到-160°，载荷的方位角变化最大为-170°(即-160°-10°)。事实上，最恶劣的情况发生在真实太阳矢量的Beta角βt＝0°时的轨道周期内，采用传统偏航机动，最大偏航机动角度可达-180°，对应载荷的方位角需要变化到-190°，而采用本发明提出的方法，最大偏航机动角度为-160°，对应载荷的方位角需要变化到-170°。由于大多数载荷的方位角度无法连续旋转，即不能跨越±180°，可见本发明提出的方法能够保证载荷在真实太阳矢量的Beta角很小时完成载荷任务。
对比偏航角速度的变化可知，采用本发明的方法还能显著降低航天器偏航机动的角加速度，从而降低对航天器姿态执行机构的技术要求。
当真实太阳矢量的Beta角βt＝0°时，真实太阳矢量与散热面±Y面之间的夹角达到最大，此时为βv-βt＝20°。
综上所述，本发明利用虚拟太阳矢量与真实太阳矢量在轨道坐标系xz平面投影相位相同，但Beta角不同的特性，能够改变航天器的偏航机动角度和角速度变化范围，并准确控制散热面的入射角度，降低对有指向需求的载荷的方位转角范围、方位转动角速度，以及执行机构的技术要求。
上述各实施例仅用于说明本发明，各个步骤都是可以有所变化的，在本发明技术方案的基础上，凡根据本发明原理对个别步骤进行的改进和等同变换，均不应排除在本发明的保护范围之外。

Claims (10)

1.一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制方法，其特征在于包括以下步骤：
1)获取真实太阳矢量在航天器轨道坐标系下的矢量表达式其中，Sx、Sy、Sz分别表示真实太阳矢量在轨道坐标系xyz轴上的坐标值；
2)根据得到的真实太阳矢量表达式计算真实太阳矢量与轨道平面的夹角，获得真实太阳矢量的Beta角βt；
3)预先设定一个或若干个Beta角的阈值区间，并设定在这些预先设定的阈值区间内虚拟太阳矢量的Beta角βv与真实太阳矢量的Beta角βt之间的对应关系βv＝f(βt)，|βv|≤90°，且βv≠0°；
4)当真实太阳矢量的Beta角βt进入步骤3)设定的阈值区间时，开始根据真实太阳矢量和虚拟太阳矢量的Beta角βv实时计算虚拟太阳矢量
5)根据虚拟太阳矢量计算航天器的目标偏航角ψ；
6)通过航天器自身的姿态控制系统，实时控制航天器的偏航机动角跟踪目标偏航角ψ，实现利用虚拟太阳矢量实施的航天器偏航机动控制。
2.如权利要求1所述方法，其特征在于：所述步骤1)中，真实太阳矢量表达式采用以下两种方法得到：
1.1)由航天器根据装载的太阳敏感器测量值得到；
1.2)由航天器在轨实时计算获得。
3.如权利要求2所述方法，其特征在于：所述步骤1.2)中，实时计算时需要航天器根据星历外推或卫星导航获得实时轨道位置速度和准确时钟，通过当前时刻计算真实太阳矢量在惯性坐标系中的位置坐标，通过实时轨道位置和速度信息获得惯性坐标系到轨道坐标系的转换矩阵，从而获得真实太阳矢量在轨道坐标系下的矢量表达式。
4.如权利要求1所述方法，其特征在于：所述步骤2)中，真实太阳矢量的Beta角βt为：
其中，表示轨道坐标系Y轴单位矢量的负方向，运算表示计算两个矢量和之间的夹角。
5.如权利要求1所述方法，其特征在于：所述步骤3)中，虚拟太阳矢量的Beta角βv与真实太阳矢量的Beta角βt之间的对应关系根据具体航天任务的轨道光照情况和任务载荷指向要求来设定。
6.如权利要求1所述方法，其特征在于：所述步骤4)中，虚拟太阳矢量为：
7.如权利要求1所述方法，其特征在于：所述步骤5)中，航天器的目标偏航角ψ为：
其中，表示轨道坐标系Zo轴的单位矢量；表示轨道坐标系Yo轴单位矢量。
8.如权利要求1所述方法，其特征在于：所述步骤6)中，当βv>0°时，航天器的偏航角机动角范围为[βv,180°-βv]；当βv<0°时，航天器的偏航角机动角范围为[-180°-βv,βv]。
9.如权利要求1-8任一项所述方法，其特征在于：在散热面为航天器本体坐标系±Y面的情况下，散热面入射角度最大不超过|βv-βt|。
10.一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制系统，其特征在于：该系统包括真实太阳矢量表达式获取模块、真实太阳矢量的Beta角计算模块、虚拟与真实太阳矢量的Beta角对应关系设定模块、虚拟太阳矢量计算模块、目标偏航角计算模块和偏航机动角实时跟踪模块；
所述真实太阳矢量表达式获取模块用于获取真实太阳矢量在航天器轨道坐标系下的矢量表达式；
所述真实太阳矢量的Beta角计算模块根据得到的真实太阳矢量表达式计算真实太阳矢量与轨道平面的夹角，获得真实太阳矢量的Beta角；
预先设定一个或若干个Beta角的阈值区间，所述虚拟与真实太阳矢量的Beta角对应关系设定模块用于设定在这些预先设定的阈值区间内虚拟太阳矢量的Beta角与真实太阳矢量的Beta角之间的对应关系；
所述虚拟太阳矢量计算模块根据真实太阳矢量和虚拟太阳矢量的Beta角实时计算虚拟太阳矢量；
所述目标偏航角计算模块根据虚拟太阳矢量计算航天器的目标偏航角；
通过航天器自身的姿态控制系统，所述偏航机动角实时跟踪模块用于实时控制航天器的偏航机动角跟踪目标偏航角，实现利用虚拟太阳矢量实施的航天器偏航机动控制。
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