CN108657470B - 航天器帆板一维驱动机构停滞位置在轨辨识及修正方法 - Google Patents

航天器帆板一维驱动机构停滞位置在轨辨识及修正方法 Download PDF

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Abstract

本申请提供一种航天器帆板一维驱动机构转动故障停滞位置在轨辨识方法，其包括(1)，利用太阳敏感器确定实际本体系太阳矢量Sm；(2)，融合卫星姿态信息、轨道信息、太阳星历模型信息求解理论本体系太阳矢量Sb；及(3)，通过Sb和Sm来确定航天器帆板一维驱动机构的俯仰停滞角度θ。本申请还涉及一种航天器帆板一维驱动机构转动故障停滞位置修正方法，其包括S1：通过如上所述的方法确定俯仰停滞角度θ；和S2：设计卫星一维对日定向导引律，通过修正俯仰停滞角度θ，使得通过修正卫星姿态实现发生故障后的航天器帆板重新对日。本申请的有益效果在于测量可靠、安全度高，有助于帆板驱动机构和整星系统设计中节省成本、增加在轨故障处理措施保障卫星能源。

Description

航天器帆板一维驱动机构停滞位置在轨辨识及修正方法
技术领域
本申请属于航天技术领域，具体涉及航天器帆板一维驱动机构停滞位置在轨辨识及修正方法，可应用于带有一维帆板驱动机构的航天器在其帆板驱动故障后进行位置辨识并在轨应急处理、补充能源和挽救卫星。
背景技术
航天器太阳帆板驱动机构(简称SADA，solar array drive assembly)是长寿命稳定卫星必不可少的重要部件，主要功能是支撑并驱动太阳电池阵对日定向，并将太阳电池阵获得的能源和电信号传输到星体内。由于无法备份，太阳帆板驱动机构是星上少数的单点故障源之一，一旦失效将会直接导致整星丧失全部能源而失效。
太阳敏感器是卫星上配制的控制非固定翼捕获太阳和跟踪太阳的测量部件，用来测量太阳矢量与帆板法线之间的方位角，从而实现帆板法线指向太阳，进而保证卫星最大限度地获取能源，以供应卫星各部件工作用电需求。
在现有技术中，可通过对航天器太阳帆的驱动控制来实现自主跟踪对日指向。但是太阳帆板驱动出现故障后，太阳帆板会停滞在某个转动位置上。研究太阳帆板故障停滞位置辨识方法并通过相应策略使得帆板能够重新对日的报道比较少。
目前，对于帆板驱动机构的在轨使用，传统卫星SADA是不可修复的，通过冗余设计增加重要部件/元器件的备份，当主件损坏时启用备份件进行顶替，采取提高部件可靠性措施，把SADA机构可靠性做到极高，使得在寿命期内出现故障的概率很低，如果SADA机构出现故障，只能做单点处理，通过遥测量方式进行问题排查，故障分析，然后再作干预。
现有技术中未能提出航天器帆板驱动机构出现故障后，转动机构遥测参数不能准确确定帆板当前所在的转动位置时可采取其它辅助传感器去确认驱动机构当前位置，同时当前技术也没有提供检测到太阳帆板驱动机构不能正常运转后如何使得帆板去进行对日，保障整星能源的方法。
目前技术仅通过提高帆板驱动机构可靠性的方法，使得这帆板驱动机构造价昂贵，很难适应商业航天快速发展。此外，若出现故障后通过地面干预排故处理存在滞后性，处理不及时会导致卫星能源枯竭带来致命后果。
为此，本领域迫切需要开发一种航天器帆板一维驱动机构停滞位置在轨辨识及修正方法。
发明内容
本申请之目的在于提供一种航天器帆板一维驱动机构停滞位置在轨辨识及修正方法。具体来说，本申请通过获取安装在帆板上的太阳敏感器信息，融合卫星姿态、太阳星历，轨道等信息进行巧妙解算，实现对帆板故障后停滞角度识别；并提出了修正对日导引律方通过整星姿态反向旋转实现帆板对日。
为了实现上述目的，本申请提供下述技术方案。
在第一方面中，本申请提供一种航天器帆板一维驱动机构转动故障停滞位置在轨辨识方法，所述方法包括下述步骤：
(1)，确定实际本体系太阳矢量Sm；
(2)，融合卫星姿态信息、轨道信息、太阳星历模型信息求解理论本体系太阳矢量Sb；及
(3)，通过Sb和Sm来确定航天器帆板一维驱动机构的俯仰停滞角度θ。
在第一方面的一种实施方式中，不通过所述驱动机构内部角度传感器来判定故障角度。
在第一方面的另一种实施方式中，利用太阳敏感器确定实际本体系太阳矢量Sm。
在第一方面的另一种实施方式中，所述步骤(1)包括：
A1.确定太阳矢量在传感器内的光斑位置：
A2.利用光斑位置计算太阳矢量：
Smz＝1
将太阳矢量表示为：
Sm＝[Smx Smy Smz]T
再做归一化处理
Sm＝Sm/|Sm|，
其中，驱动机构在初始位置时，定义驱动机构坐标系，太阳敏感器安装坐标系都和卫星本体标系重合；
其中a为太阳敏感器光阑口宽度，
Ina为太阳敏感器内部象限1的探测电流，
Inb为太阳敏感器内部象限2的探测电流，
Inc为太阳敏感器内部象限3的探测电流，
Ind为太阳敏感器内部象限4的探测电流，
H为太阳敏感器光阑口上表面到探测电池片上表面高度，
h为太阳敏感器光阑口实际加工厚度，
Smx，Smy，Smz分别为Sm的三轴分量；
所述步骤(2)包括：
B1.利用太阳星历模型计算惯性系下太阳矢量Si
a)平近点角M为：
M＝6.2401+628.30196*T
其中T为以J2000时间点为起点的儒略世纪
b)星上时平春分点的几何平黄经L为：
L＝4.8951+628.3076*T+0.03342*sin(M)
c)平黄赤交角eps为：
eps＝0.4090928
d)惯性系太阳矢量为：
B2.轨道速度与位置信息计算惯性系至轨道系的转换矩阵Roi
输入：
uRICS＝[rx ry rz]T——卫星在赤道惯性坐标系中的位置矢量相应的单位矢量，
uVICS＝[vx vy vz]T——卫星在赤道惯性坐标系中的速度矢量相应的单位矢量，
计算处理：
Roi[0][0]＝-(uRICS·uVICS)rx+(uRICS·uRICS)vx
Roi[0][1]＝-(uRICS·uVICS)ry+(uRICS·uRICS)vy
Roi[0][2]＝-(uRICS·uVICS)rz+(uRICS·uRICS)vz
Roi[1][0]＝vyrz-vzry
Roi[1][1]＝vzrx-vxrz
Roi[1][2]＝vxry-vyrx
Roi[2][0]＝-rx
Roi[2][1]＝-ry
Roi[2][2]＝-rz；
B3.融合Rio、Si、Rbo，计算理论本体系太阳矢量Sb
Sb＝RboRoiSi (1)，
式(1)中Sb＝[Sbx Sby Sbz]T，
Rbo为卫星姿态矩阵，按照312欧拉角表达如下：
矩阵中为卫星滚动角、θ′为俯仰角、ψ′为偏航角,是卫星三轴姿态欧拉角；
所述步骤(3)包括：
C1.融合Sb和Sm计算故障后的停滞角度
Sm＝Ry(θ)Sb (2)
式中，
联合式(1)，式(2)解析得到俯仰停滞角度θ的唯一解：
其中Sbx，Sbz分别为本体系太阳矢量Sb的X、Z向分量。
在第二方面中，本申请提供一种航天器帆板一维驱动机构转动故障停滞位置修正方法，所述方法包括下述步骤：
S1：通过如第一方面所述的方法确定俯仰停滞角度θ；和
S2：设计卫星一维对日定向导引律，通过修正俯仰停滞角度θ，使得通过修正卫星姿态实现发生故障后的航天器帆板重新对日。
在第二方面的一种实施方式中，所述步骤S2包括：
若太阳帆驱动机构无故障，则按下式计算目标姿态角：
Aboc＝[0 atan2(So[0],So[2])-π0]；
若太阳帆驱动机构故障，识别俯仰停滞角度θ，则按下式计算修正目标姿态角：
Aboc＝[0atan2(So[0],So[2])-π+θ0]；
如果Aboc[1]>π，Aboc[1]＝Aboc[1]-2π；
如果Aboc[1]<-π，Aboc[1]＝Aboc[1]+2π；
俯仰目标姿态角速度，通过上面的姿态差分得到，
ΔAboc[1]＝Aboc[1]-Aboc-pre[1]，目标角速度如下：
ωboc＝[0ΔAboc[1]/T 0]；
其中，Aboc为导引律当前拍的目标姿态角，
Aboc-pre为上一拍的目标姿态角，
ωboc为导引律目标姿态角速度，
So为轨道系太阳矢量，具体为So＝[So[0] So[1] So[2]]T。
与现有技术相比，本申请的有益效果在于本申请不需要复杂配置，SADA机构在太阳帆面都安装太阳敏感器，融合星上姿态信息、太阳星历、轨道信息可以找到驱动机构停滞角度的唯一解，不依赖故障后的SADA机构内部信息进行角度判断，巧妙了通过外部信息得到准确的停滞角，这种测量可靠、安全度极高。
本申请还提供了在轨修正一维对日导引律的思路，解决了驱动机构故障不能正常控制帆板对日时，通过整星调整姿态使得帆板重新对日。对帆板驱动机构和整星系统设计中节省成本、增加在轨故障处理措施保障卫星能源提供了强有力的理论依据。
附图说明
图1显示现有技术中的太阳帆板驱动机构示意图。
具体实施方式
下面将结合附图以及本申请的实施例，对本申请的技术方案进行清楚和完整的描述。
对于太阳同步轨道卫星等存在帆板一维转动对日使得电池阵指向太阳实现能源获取的卫星而言，这种卫星通常通过帆板驱动机构控制帆板一维俯仰角转动。当驱动机构故障后不能正常转动时，本申请提供了采用星上其它信息量进行融合解算实现驱动故障转动角度识别，并通过在轨修正对日导引律的方式重新实现帆板对日的在轨故障处理策略，为整星帆板驱动机构在轨故障处理提供理论依据和工程实现策略。
在一种实施方式中，本申请通过获取安装在帆板上的太阳敏感器信息，融合卫星姿态、太阳星历，轨道等信息进行巧妙解算，识别帆板故障后停滞角度；并提出了修正对日导引律通过整星姿态反向旋转实现帆板对日。
在一种具体实施方式中，帆板驱动机构故障后，不通过驱动机构内部角度传感器进行判定故障角度，由于驱动故障没有定位其具体故障原因，驱动机构信息可信度低，因此，提出采用帆板上的太阳敏感器确定Sm。
在另一种具体实施方式中，融合姿态、轨道、太阳星历模型信息求解理论的本体系太阳矢量Sb。
在另一种具体实施方式中，Sb、Sm、帆板驱动机构故障后停滞角θ存在解析关系，计算唯一解停滞角θ。
在另一种具体实施方式中，设计卫星一维对日定向导引律，通过修正俯仰偏差角θ，使得通过修正卫星姿态实现故障后的帆板重新对日。
帆板上太阳敏感器识别故障角度θ
当前太阳帆驱动机构如图1所示，其功能主要是调节帆板的转动，驱动电池阵对日定向，驱动帆板对日是一个闭环控制过程，有太阳敏感器测量当前实际本体系下的太阳矢量S′b，驱动机构内部的角位置传感器测量当前转动角度θ转动，通过控制律实现这个差值控制，这是帆板驱动机构的基本闭环控制原理。
在下面公式过程中，驱动机构在初始位置时，定义驱动机构坐标系，太阳敏感器安装坐标系都和卫星本体标系重合。
1.模拟太阳敏感器确定实际本体系太阳矢量Sm
确定太阳矢量在传感器内的光斑位置：
利用光斑位置计算太阳矢量：
Smz＝1
将太阳矢量表示为：
Sm＝[Smx Smy Smz]T
再做归一化处理
Sm＝Sm/|Sm|，
2.太阳星历模型计算惯性系下太阳矢量Si
a)平近点角M为：
M＝6.2401+628.30196*T
其中T为以J2000时间点为起点的儒略世纪
b)星上时平春分点的几何平黄经L为：
L＝4.8951+628.3076*T+0.03342*sin(M)
c)平黄赤交角eps为：
eps＝0.4090928
d)惯性系太阳矢量为：
3.轨道速度与位置信息计算惯性系至轨道系的转换矩阵Roi
输入：
uRICS＝[rx ry rz]T——卫星在赤道惯性坐标系中的位置矢量相应的单位矢量
uVICS＝[vx vy vz]T——卫星在赤道惯性坐标系中的速度矢量相应的单位矢量
计算处理：
Roi[0][0]＝-(uRICS·uVICS)rx+(uRICS·uRICS)vx
Roi[0][1]＝-(uRICS·uVICS)ry+(uRICS·uRICS)vy
Roi[0][2]＝-(uRICS·uVICS)rz+(uRICS·uRICS)vz
Roi[1][0]＝vyrz-vzry
Roi[1][1]＝vzrx-vxrz
Roi[1][2]＝vxry-vyrx
Roi[2][0]＝-rx
Roi[2][1]＝-ry
Roi[2][2]＝-rz
4.融合Rio、Si、Rbx，计算故障后的停滞角度
Sb＝RboRoiSi (1)
Sm＝Ry(θ)Sb (2)
式中，Sb为理论本体系太阳矢量，Sb＝[Sbx Sby Sbz]T，
Rbo为卫星姿态矩阵，按照312欧拉角表达如下：
矩阵中为卫星滚动角、θ′为俯仰角、ψ′为偏航角,是卫星三轴姿态欧拉角；
联合式(1)，式(2)解析得到停滞角度θ的唯一解：
其中Sbx，Sbz分别为本体系太阳矢量Sb的X、Z向分量。
卫星姿态修正故障角度实现帆板对日
对于太阳同步轨道，太阳矢量与卫星轨道面的夹角即Beta角变化比较小，使用一维对日可以满足对日能源有补充要求，一维对日对于控制相对简单，只需要调整俯仰角，跟踪太阳矢量在轨道面内的投影即可。
若太阳帆驱动机构无故障，则按下式计算目标姿态角：
Aboc＝[0 atan2(So[0],So[2])-π0]；
若太阳帆驱动机构故障，识别俯仰停滞角度θ，则按下式计算修正目标姿态角：
Aboc＝[0 atan2(So[0],So[2])-π+θ0]；
如果Aboc[1]>π，Aboc[1]＝Aboc[1]-2π；
如果Aboc[1]<-π，Aboc[1]＝Aboc[1]+2π；
俯仰目标姿态角速度，通过上面的姿态差分得到，
ΔAboc[1]＝Aboc[1]-Aboc-pre[1]，目标角速度如下：
ωboc＝[0ΔAboc[1]/T 0]；
其中，Aboc为导引律当前拍的目标姿态角，
Aboc-pre为上一拍的目标姿态角，
ωboc为导引律目标姿态角速度，
So为轨道系太阳矢量，具体为So＝[So[0] So[1] So[2]]T。
本申请提出了帆板驱动机构在一维转动故障时，采用其它姿控传感器辅助测量太阳矢量，融合星上姿态信息、太阳星历、轨道信息，通过解析手段找到驱动机构停滞角度，不依赖驱动机构内部测量传感器的方法。同时通过修正一维对日导引律重新实现帆板对日。为带有一维帆板驱动机构的卫星提供在轨故障处理方法及解决测量，克服以往SADA机构无法进行在轨应急处理的弊端。
上述对实施例的描述是为了便于本技术领域的普通技术人员能理解和应用本申请。熟悉本领域技术的人员显然可以容易地对这些实施例做出各种修改，并把在此说明的一般原理应用到其它实施例中而不必付出创造性的劳动。因此，本申请不限于这里的实施例，本领域技术人员根据本申请披露的内容，在不脱离本申请范围和精神的情况下做出的改进和修改都本申请的范围之内。

Claims (3)

1.一种航天器帆板一维驱动机构转动故障停滞位置在轨辨识方法，所述方法包括下述步骤：
(1)，确定实际本体系太阳矢量Sm；
(2)，融合卫星姿态信息、轨道信息、太阳星历模型信息求解理论本体系太阳矢量Sb；及
(3)，通过Sb和Sm来确定航天器帆板一维驱动机构的俯仰停滞角度θ；
其中，所述步骤(1)包括：
A1.确定太阳矢量在太阳敏感器内的光斑位置：
A2.利用光斑位置计算太阳矢量的三轴分量：
Smz＝1
将太阳矢量表示为：
Sm＝[Smx Smy Smz]T
再做归一化处理
Sm＝Sm/|Sm|，
其中，驱动机构在初始位置时，定义驱动机构坐标系，太阳敏感器安装坐标系都和卫星本体标系重合；
其中a为太阳敏感器光阑口宽度，
Ina为太阳敏感器内部象限1的探测电流，
Inb为太阳敏感器内部象限2的探测电流，
Inc为太阳敏感器内部象限3的探测电流，
Ind为太阳敏感器内部象限4的探测电流，
H为太阳敏感器光阑口上表面到探测电池片上表面高度,
h为太阳敏感器光阑口实际加工厚度；
所述步骤(2)包括：
B1.利用太阳星历模型计算惯性系下太阳矢量Si
a)平近点角M为：
M＝6.2401+628.30196*T
其中T为以J2000时间点为起点的儒略世纪，
b)星上时平春分点的几何平黄经L为：
L＝4.8951+628.3076*T+0.03342*sin(M)
c)平黄赤交角eps为：
eps＝0.4090928
d)惯性系太阳矢量为：
B2.轨道速度与位置信息计算惯性系至轨道系的转换矩阵Roi
输入：
uRICS＝[rx ry rz]T——卫星在赤道惯性坐标系中的位置矢量相应的单位矢量，
uVICS＝[vx vy vz]T——卫星在赤道惯性坐标系中的速度矢量相应的单位矢量，
计算处理：
Roi[0][0]＝-(uRICS·uVICS)rx+(uRICS·uRICS)vx
Roi[0][1]＝-(uRICS·uVICS)ry+(uRICS·uRICS)vy
Roi[0][2]＝-(uRICS·uVICS)rz+(uRICS·uRICS)vz
Roi[1][0]＝vyrz-vzry
Roi[1][1]＝vzrx-vxrz
Roi[1][2]＝vxry-vyrx
Roi[2][0]＝-rx
Roi[2][1]＝-ry
Roi[2][2]＝-rz；
B3.融合Rio、Si、Rbo，计算理论本体系太阳矢量Sb
Sb＝RboRoiSi (1)，
式(1)中Sb＝[Sbx Sby Sbz]T，
Rbo为卫星姿态矩阵，按照312欧拉角表达如下：
矩阵中为卫星滚动角、θ′为俯仰角、ψ′为偏航角,是卫星三轴姿态欧拉角；
所述步骤(3)包括：
C1.融合Sb和Sm计算故障后的停滞角度
Sm＝Ry(θ)Sb (2)
式中，
联合式(1)，式(2)解析得到俯仰停滞角度θ的唯一解：
其中Sbx，Sbz分别为本体系太阳矢量Sb的X、Z向分量。
2.如权利要求1所述的航天器帆板一维驱动机构转动故障停滞位置在轨辨识方法，其特征在于，不通过所述驱动机构内部角度传感器来判定故障角度。
3.一种航天器帆板一维驱动机构转动故障停滞位置修正方法，所述方法包括下述步骤：
S1：通过如权利要求1或2所述的方法确定俯仰停滞角度θ；和
S2：设计卫星一维对日定向导引律，通过修正俯仰停滞角度θ，使得通过修正卫星姿态实现发生故障后的航天器帆板重新对日；
其中，所述步骤S2包括：
若太阳帆驱动机构无故障，则按下式计算目标姿态角：
Aboc＝[0 atan2(So[0],So[2])-π 0]；
若太阳帆驱动机构故障，识别俯仰停滞角度θ，则按下式计算修正目标姿态角：
Aboc＝[0 atan2(So[0],So[2])-π+θ 0]；
如果Aboc[1]＞π，Aboc[1]＝Aboc[1]-2π；
如果Aboc[1]＜-π，Aboc[1]＝Aboc[1]+2π；
俯仰目标姿态角速度，通过上面的姿态差分得到，
ΔAboc[1]＝Aboc[1]-Aboc-pre[1]，目标角速度如下：
ωboc＝[0 ΔAboc[1]/T 0]；
其中，Aboc为导引律当前拍的目标姿态角，
Aboc-pre为上一拍的目标姿态角，
ωboc为导引律目标姿态角速度，
So为轨道系太阳矢量，具体为So＝[So[0] So[1] So[2]]T。
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