CN108750148B - 航天器帆板二维驱动机构停滞位置在轨辨识方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供一种航天器帆板二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：S1:通过数值解析法，确定实际本体系太阳矢量S_m、理论本体系太阳矢量S_b、帆板俯仰停滞角θ和帆板偏航停滞角ψ的解析关系；S2:对步骤S1得到的解析关系进行解算，得到两组解；S3：通过获取多点测量得到实际本体系太阳矢量和同步多点计算得到理论本体系太阳矢量

Description

航天器帆板二维驱动机构停滞位置在轨辨识方法

技术领域

本申请属于航天技术领域，具体涉及航天器帆板二维驱动机构停滞位置在轨辨识方法，可应用于带有二维帆板驱动机构的航天器在其帆板驱动故障后，在轨进行二维卡死角度识别，为整星判断当前帆板指向提供方法。

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，转动机构内部遥测参数不能准确确定帆板当前所在的转动位置时应该采取其它手段去确认当前帆板二维姿态。

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；而且，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二维驱动机构停滞位置在轨辨识方法。

发明内容

本申请之目的在于提供一种航天器帆板二维驱动机构停滞位置在轨辨识方法。具体来说，本申请的方法包括首先确定实际本体系太阳矢量S_m、理论本体系太阳矢量S_b、帆板俯仰停滞角θ和帆板偏航停滞角ψ的解析关系；对所得解析关系进行解算，得到两组解；以及，通过方差最小原则确定真正的帆板俯仰停滞角θ和帆板偏航停滞角ψ

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二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：

S1:通过数值解析法，确定实际本体系太阳矢量S_m、理论本体系太阳矢量S_b、帆板俯仰停滞角θ和帆板偏航停滞角ψ的解析关系，所述解析关系通过下式(1)表示：

S_m＝R_x(θ)R_z(ψ)S_b (1)

式中，

S2:对式(1)进行解算，得到两组解；

S3：通过获取多点测量得到实际本体系太阳矢量和同步多点计算得到理论本体系太阳矢量信息，其中n为多点个数，且n为2到200的整数，根据方差最小原则确定真正的帆板俯仰停滞角θ和帆板偏航停滞角ψ。

在第一方面的一种实施方式中，n为20到100的整数。

在第一方面的另一种实施方式中，通过太阳翼二维驱动机构外部的太阳敏感器测量数据来确定所述实际本体系太阳矢量S_m。

在第一方面的另一种实施方式中，通过下述来确定实际本体系太阳矢量S_m：

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的三轴分量：

S_mz＝1

将太阳矢量表示为：

S_m＝[S_mx S_my S_mz]^T

再做归一化处理

S_m＝S_m/|S_m|，

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，

I_na为太阳敏感器内部象限1的探测电流，

I_nb为太阳敏感器内部象限2的探测电流，

I_nc为太阳敏感器内部象限3的探测电流，

I_nd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。

在第一方面的另一种实施方式中，通过卫星姿态信息解算得到所述理论本体系太阳矢量S_b。

在第一方面的另一种实施方式中，通过下述来确定理论本体系太阳矢量S_b：

B1.利用太阳星历模型计算惯性系下太阳矢量S_i

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Ro_i

输入：

uR_ICS＝[r_x r_y r_z]^T——卫星在赤道惯性坐标系中的位置矢量相应的单位矢量，

uV_ICS＝[v_x v_y v_z]^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：

R_oi[0][0]＝-(uR_ICS·uV_ICS)r_x+(uR_ICS·uR_ICS)v_x

Ro_i[0][1]＝-(uR_ICS·uV_ICS)r_y+(uR_ICS·uR_ICS)v_y

R_oi[0][2]＝-(uR_ICS·uV_ICS)r_z+(uR_ICS·uR_ICS)v_z

R_oi[1][0]＝v_yr_z-v_zr_y

R_oi[1][1]＝v_zr_x-v_xr_z

R_oi[1][2]＝v_xr_y-v_yr_x

R_oi[2][0]＝-r_x

R_oi[2][1]＝-r_y

R_oi[2][2]＝-r_z；

B3.融合R_io、S_i、R_bo，计算理论本体系太阳矢量S_b

S_b＝R_boR_oiS_i (11)，

式(11)中S_b＝[S_bx S_by S_bz]^T，

R_bo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,这是卫星三轴姿态欧拉角。在第一方面的另一种具体实施方式中，所述步骤S2包括：

2.1，对式(1)进行展开得到：

S_mx＝S_bxcosψ+S_bysinψ (2)

S_mycosθ-S_mzsinθ＝-S_bxsinψ+S_bycosψ (3)

S_mysinθ+S_mzccosθ＝S_bz (4)

2.2，联立(2)和(4)解析得到一组解：

2.3，式(5)的解也要满足式(3)，考虑帆板转动的夹角[-90°,90°]限制，(5)代入(3)可得到帆板角度θ、ψ的两组解：

解Ⅰ：

解Ⅱ：

所述步骤S3包括：

3.1,利用一阶中心矩方法对两组解的多点进行排列

解Ⅰ计算得到n组值：

解Ⅱ计算得到n组值：

其中n组解表达如下：θ_1,n＝[θ_1-1 θ_1-2 L θ_1-n]，ψ_1,n＝[ψ_1-1 ψ_1-2 L ψ_1-n]，θ_2,n＝[θ_2-1θ_2-2 L θ_2-n]，ψ_2,n＝[ψ_2-1 ψ_2-2 L ψ_2-n]；

然后，对θ_1,n和ψ_1,n、θ_2,n和ψ_2,n中的元素按照一阶中心矩最小原则进行自主排列；

其中一阶中心矩方法实施过程如下：

假设前m(m>＝1)组解已经按照一阶中心矩最小原则自主排列，形成θ_1,m和ψ_1,m、θ_2,m和ψ_2,m，在计算得到第m+1组解(θ_1,(m+1),ψ_1,(m+1))和(θ_2,(m+1),ψ_2,(m+1))时，θ_J,m+1中的元素θ_J-(m+1)和ψ_J,m+1中的元素ψ_J-(m+1)满足：

(θ_J-(m+1),ψ_J-(m+1))＝(θ_I,_(m+1),ψ_I,(m+1))∈{(θ_i,(m+1),ψ_i,(m+1))}

s.t.F(θ_J,m,ψ_J,m,θ_I,(m+1),ψ_I,(m+1))＝min{F(θ_j,m,ψ_j,m,θ_i,(m+1),ψ_i,(m+1))}

其中，j＝1,2，i＝1,2，函数F定义为：

F(θ_1,t,ψ_1,t,θ,ψ)＝abs(mean(θ_1,t)-θ)+abs(mean(ψ_1,t)-ψ)

以此确定了J和I的值后，剩下的一组自然组成新的向量，即新的已经按照一阶中心矩最小原则自主排列的m+1组解为：

其中，Jsub＝C_{1,2}{J}，Isub＝C_{1,2}{I}，其中C_UB表示在全集U中求集合B的补集；

3.2，利用最小方差法找正解

定义函数f(θ,ψ)＝abs(var(θ))+abs(var(ψ))，var(·)表示求方差，则帆板滚动角θ和偏航角ψ：

(θ,ψ)＝(mean(θ_n),mean(ψ_n))

其中，s.t.f(θ_n,ψ_n)＝min(f(θ_i,n,ψ_i,n))，(i＝1,2)。

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，不依赖故障后的驱动机构内部角位置传感器进行角度判断，仅通过太阳翼二维驱动机构在太阳帆面安装的太阳敏感器提供的测量信息，姿态信息解算得到的本体太阳矢量，巧妙了通过算法得到停滞角的解析关系，并采用最小方差法找出正解，这种测量可靠、安全度极高。

本申请提供卫星二维驱动机构转动故障时其卡死的二维角度星上判别方法，增加了在二维驱动机构在轨故障判别方法，为保障卫星能源提供了强有力的工程手段。

具体实施方式

下面将结合本申请的实施例，对本申请的技术方案进行清楚和完整的描述。

对于地球静止轨道卫星和太阳同步轨道卫星而言，驱动机构驱动太阳帆/翼相对卫星本体以负的卫星轨道角速度连续转动就可实现对日定向，因此，对于这两类卫星，驱动机构只需一个自由度即可。但是随着航天事业的不断发展和卫星功能、载荷的不断提高，由于卫星和帆板对太阳光的入射角变化大，单自由度太阳翼驱动机构已无法满足在整个轨道周期内都能对日定向的要求，因此，逐渐发展了两自由度即双轴太阳翼驱动机构，可以实现俯仰和偏航的两轴驱动，实现太阳电池阵全天时对日。

本申请针对此类两轴太阳翼驱动机构故障后不能正常转动时，不依赖驱动机构内部的角位置传感器，而仅使用其外部安装的太敏敏感器及相关信息，进行数学推导解析处理得到当前驱动故障所卡死的二维姿态。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，本体系太阳矢量S_b，通过数学推导找到故障后停滞的俯仰角θ、偏航角ψ的解析关系，并采用最小方差排除法找到正解，具体技术特征为：1)，帆板驱动机构故障后，由太阳敏感器确定S_m，本体系太阳矢量S_b，通过数值解析法得到停滞角θ、ψ与S_m、S_b解析关系；2)，帆板二维转动时，由于在数学意义上存在两组解，通过最小方差法剔除误解，找到正解。

建立停滞角θ、ψ与S_m、S_b数学解析关系

太阳翼二维驱动机构外部的太阳敏感器测量得到当前实际本体系下的太阳矢量S_m，由姿态信息解算得到本体系S_b，下面建立帆板机动角度θ、ψ的数学解析关系。

S_m＝R_x(θ)R_z(ψ)S_b (1)

式中，

对式(1)进行展开得到：

S_mx＝S_bxcosψ+S_bysinψ (2)

S_mycosθ-S_mzsinθ＝-S_bxsinψ+S_bycosψ (3)

S_mysinθ+S_mzccosθ＝S_bz (4)

联立(2)和(4)解析得到一组解：

式(5)的解也要满足式(3)，考虑帆板转动的夹角[-90°,90°]限制，(5)代入(3)可得到帆板角度θ、ψ的两组解：

解Ⅰ：

解Ⅱ：

最小方差找到正解

帆板二维转动时，由于在数学意义上存在两组解，所以此方法无法通过单点信息唯一确定帆板真正的俯仰角和偏航角，考虑帆板二维故障后，其俯仰和偏航角是固定不变的，因此须通过获取多点太阳矢量信息，根据方差最小原则进行正解的确定，方法如下。

1)一阶中心矩方法对两组解的多点进行排列

解Ⅰ计算得到n组值：

解Ⅱ计算得到n组值：

这n组解表达如下：θ_1,n＝[θ_1-1 θ_1-2 L θ_1-n]，ψ_1,n＝[ψ_1-1 ψ_1-2 L ψ_1-n]，θ_2,n＝[θ_2-1θ_2-2 L θ_2-n]，ψ_2,n＝[ψ_2-1 ψ_2-2 L ψ_2-n]。对θ_1,n和ψ_1,n、θ_2,n和ψ_2,n中的元素一阶中心矩最小原则进行自主排列，一阶中心矩方法实施过程：

假设前m(m>＝1)组解已经按照一阶中心矩最小原则自主排列，形成θ_1,m

和ψ_1,m、θ_2,m和ψ_2,m，在计算得到第m+1组解(θ_1,(m+1),ψ_1,(m+1))和(θ_2,(m+1),ψ_2,(m+1))时，θ_J,m+1中的元素θ_J-(m+1)和ψ_J,m+1中的元素ψ_J-(m+1)满足：

(θ_J-(m+1),ψ_J-(m+1))＝(θ_I,(m+1),ψ_I,(m+1))∈{(θ_i,(m+1),ψ_i,(m+1))}

s.t.F(θ_J,m,ψ_J,m,θ_I,(m+1),ψ_I,(m+1))＝min{F(θ_j,m,ψ_j,m,θ_i,(m+1),ψ_i,(m+1))}

其中，j＝1,2，i＝1,2，函数F定义为：

F(θ_1,t,ψ_1,t,θ,ψ)＝abs(mean(θ_1,t)-θ)+abs(mean(ψ_1,t)-ψ)

以此确定了J和I的值后，剩下的一组自然组成新的向量，即新的已经按照一阶中心矩最小原则自主排列的m+1组解为：

其中，Jsub＝C_{1,2}{J}，Isub＝C_{1,2}{I}(说明：C_UB表示在全集U中求集合B的补集)。

2)最小方差法找正解

定义函数f(θ,ψ)＝abs(var(θ))+abs(var(ψ))，var(·)表示求方差，则帆板滚动角θ和偏航角ψ：

(θ,ψ)＝(mean(θ_n),mean(ψ_n))

其中，s.t.f(θ_n,ψ_n)＝min(f(θ_i,n,ψ_i,n))，(i＝1,2)。

本申请提出了二维太阳翼驱动机构在转动故障时，采用其它姿控的太阳敏感器测量信息S_m、本体系姿态解算得到太阳矢量S_b，找到转台二维停滞角θ、ψ与S_m、S_b的解析关系；通过最小方差法找出正解。为卫太阳翼二维帆板驱动机构故障提供在轨解决方案。

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)

1.一种航天器帆板二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：

S1:通过数值解析法，确定实际本体系太阳矢量S_m、理论本体系太阳矢量S_b、帆板俯仰停滞角θ和帆板偏航停滞角ψ的解析关系，所述解析关系通过下式(1)表示：

S_m＝R_x(θ)R_z(ψ)S_b (1)

式中，

S2:对式(1)进行解算，得到两组解；

S3：通过获取多点测量得到实际本体系太阳矢量和同步多点计算得到理论本体系太阳矢量信息，其中n为多点个数，且n为2到200的整数，根据方差最小原则确定真正的帆板俯仰停滞角θ和帆板偏航停滞角ψ；

其中，通过下述来确定实际本体系太阳矢量S_m：

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的三轴分量：

S_mz＝1

将太阳矢量表示为：

S_m＝[S_mx S_my S_mz]^T

再做归一化处理

S_m＝S_m/|S_m|，

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，

I_na为太阳敏感器内部象限1的探测电流，

I_nb为太阳敏感器内部象限2的探测电流，

I_nc为太阳敏感器内部象限3的探测电流，

I_nd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；

其中，通过下述来确定理论本体系太阳矢量S_b：

B1.利用太阳星历模型计算惯性系下太阳矢量S_i

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R_oi

输入：

uR_ICS＝[r_x r_y r_z]^T——卫星在赤道惯性坐标系中的位置矢量相应的单位矢量，

uV_ICS＝[v_x v_y v_z]^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：

R_oi[0][0]＝-(uR_ICS·uV_ICS)r_x+(uR_ICS·uR_ICS)v_x

R_oi[0][1]＝-(uR_ICS·uV_ICS)r_y+(uR_ICS·uR_ICS)v_y

R_oi[0][2]＝-(uR_ICS·uV_ICS)r_z+(uR_ICS·uR_ICS)v_z

R_oi[1][0]＝v_yr_z-v_zr_y

R_oi[1][1]＝v_zr_x-v_xr_z

R_oi[1][2]＝v_xr_y-v_yr_x

R_oi[2][0]＝-r_x

R_oi[2][1]＝-r_y

R_oi[2][2]＝-r_z；

B3.融合R_io、S_i、R_bo，计算理论本体系太阳矢量S_b

S_b＝R_boR_oiS_i (11)，

式(11)中S_b＝[S_bx S_by S_bz]^T，

R_bo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。

2.如权利要求1所述的航天器帆板二维驱动机构转动故障停滞位置在轨辨识方法，其特征在于，n为20到100的整数。

3.如权利要求1或2所述的航天器帆板二维驱动机构转动故障停滞位置在轨辨识方法，其特征在于，所述步骤S2包括：

2.1，对式(1)进行展开得到：

S_mx＝S_bx cosψ+S_by sinψ (2)

S_my cosθ-S_mz sinθ＝-S_bx sinψ+S_by cosψ (3)

S_my sinθ+S_mz ccosθ＝S_bz (4)

2.2，联立(2)和(4)解析得到一组解：

2.3，式(5)的解也要满足式(3)，考虑帆板转动的夹角[-90°,90°]限制，(5)代入(3)可得到帆板角度θ、ψ的两组解：

解Ⅰ：

解Ⅱ：

所述步骤S3包括：

3.1,利用一阶中心矩方法对两组解的多点进行排列

解Ⅰ计算得到n组值：

解Ⅱ计算得到n组值：

其中n组解表达如下：θ_1,n＝[θ_1-1 θ_1-2 … θ_1-n]，ψ_1,n＝[ψ_1-1 ψ_1-2 … ψ_1-n]，θ_2,n＝[θ_2-1θ_2-2 … θ_2-n]，ψ_2,n＝[ψ_2-1 ψ_2-2 … ψ_2-n]；

然后，对θ_1,n和ψ_1,n、θ_2,n和ψ_2,n中的元素按照一阶中心矩最小原则进行自主排列；

其中一阶中心矩方法实施过程如下：

假设前m(m>＝1)组解已经按照一阶中心矩最小原则自主排列，形成θ_1,m和ψ_1,m、θ_2,m和ψ_2,m，在计算得到第m+1组解(θ_1,(m+1),ψ_1,(m+1))和(θ_2,(m+1),ψ_2,(m+1))时，θ_J,m+1中的元素θ_J-(m+1)和ψ_J,m+1中的元素ψ_J-(m+1)满足：

(θ_J-(m+1),ψ_J-(m+1))＝(θ_I,(m+1),ψ_I,(m+1))∈{(θ_i,(m+1),ψ_i,(m+1))}

s.t.F(θ_J,m,ψ_J,m,θ_I,(m+1),ψ_I,(m+1))＝min{F(θ_j,m,ψ_j,m,θ_i,(m+1),ψ_i,(m+1))}

其中，j＝1,2，i＝1,2，函数F定义为：

F(θ_1,t,ψ_1,t,θ,ψ)＝abs(mean(θ_1,t)-θ)+abs(mean(ψ_1,t)-ψ)

以此确定了J和I的值后，剩下的一组自然组成新的向量，即新的已经按照一阶中心矩最小原则自主排列的m+1组解为：

其中，Jsub＝C_{1,2}{J}，Isub＝C_{1,2}{I}，其中C_UB表示在全集U中求集合B的补集；

3.2，利用最小方差法找正解

定义函数f(θ,ψ)＝abs(var(θ))+abs(var(ψ))，var(·)表示求方差，则帆板滚动角θ和偏航角ψ：

(θ，ψ)＝(mean(θ_n),mean(ψ_n))

其中，