CN109625335B - 一种基于角速度估计信息和太阳敏感器的捕获太阳方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种基于角速度估计信息和太阳敏感器的捕获太阳方法。该方法包括：利用卫星体的动力学及运动学方程对星体惯性角速度进行实时估计；利用0‑1式太阳敏感器测量太阳出现在卫星的具体方位和卫星惯性角速度估计值，进行搜索太阳，使得模拟太阳敏感器朝向太阳；根据模拟太阳敏感器量测信息，计算两维姿态角；利用模拟太阳敏感器的两维姿态角和卫星惯性角速度估计信息控制卫星姿态捕获，减小太阳矢量与星体某一轴的夹角，使得卫星的对日定向面捕获太阳。本发明利用惯性角速度估计信息和0‑1式太阳敏感器搜索太阳，再利用惯性角速度估计信息和模拟太阳敏感器捕获太阳，实现了卫星从异常姿态到捕获太阳，保证了卫星在全姿态模式下能源供应和卫星姿态稳定。

Description

一种基于角速度估计信息和太阳敏感器的捕获太阳方法
技术领域
本发明涉及卫星姿态控制技术领域，具体涉及一种基于角速度估计信息和太阳敏感器的捕获太阳方法。
背景技术
当卫星在轨运行姿态失稳后，控制系统将会转入全姿态太阳捕获模式。该模式的功能是要使得卫星的太阳帆板的法向与太阳矢量方向基本一致，从而保证整个卫星的能源供应。
目前，卫星捕获太阳一般采用太阳敏感器和惯性敏感器组成的姿态确定系统进行捕获太阳，使得太阳光能垂直照射太阳帆板。但是由于这种方法依赖于惯性敏感器在卫星捕获太阳的过程中始终提供有效的卫星惯性角速度信息，一旦卫星惯性敏感器在轨运行时发生失效，无法提供真实连续有效的卫星惯性角速度信息，卫星将无法实现捕获太阳，这种情况将对整星的能源安全造成不良后果。
基于上述，目前亟需提出一种新型的捕获太阳的方法，能在卫星惯性敏感器不可用的情况下，仍能使太阳帆板法线对准太阳，具有较强的工程实际应用背景。
发明内容
本发明提供一种基于角速度估计信息和太阳敏感器的捕获太阳方法，可在卫星惯性敏感器不可用的情况下，仅用角速度估计信息和太阳敏感器实现捕获太阳，保证卫星的能源供应。
为实现上述目的，本发明提供一种基于角速度估计信息和太阳敏感器实现捕获太阳的方法，该方法包含以下步骤：
S1利用卫星体的动力学及运动学方程对星体惯性角速度实时估计；
S2利用0-1式太阳敏感器测量太阳出现在卫星的具体方位结合卫星惯性角速度估计信息，进行搜索太阳，使得模拟太阳敏感器朝向太阳；
S3根据模拟太阳敏感器量测信息，计算两维姿态角；
S4利用模拟太阳敏感器的两维姿态角和卫星惯性角速度估计信息控制卫星姿态捕获，减小太阳矢量与星体某一轴的夹角，使得卫星的对日定向面捕获太阳。
所述S1中，具体包含以下步骤：
S11计算控制输入(包括干扰)引起的角速率项。
所述S11中，具体包含以下步骤：
计算角动量(飞轮、转动部件等)变化率
Figure BDA0001898505830000021
Figure BDA0001898505830000022
计算星体总角动量：
Figure BDA0001898505830000023
计算轨道陀螺力矩：
Figure BDA0001898505830000024
Figure BDA0001898505830000025
式中Td(k)是该拍外干扰力矩，通过地面分析计算得知。
已知b＝I-1·ΔT
控制输入(包括干扰)引起的角速率项：
Figure BDA0001898505830000031
S12利用滤波方程求解角速率估计值。
所述S12中，具体包含以下步骤：
设由角度敏感器测量值求得的轨道参考系的姿态角为
Figure BDA0001898505830000038
θm、ψm，则，由如下滤波方程求解角速率估计值。
Figure BDA0001898505830000032
Figure BDA0001898505830000033
以上递推公式中的状态量初值为：
Figure BDA0001898505830000034
Figure BDA0001898505830000035
——为上一拍三轴惯性角速度的估计值；
Figure BDA0001898505830000036
θm、ψm——为当前拍三轴欧拉角的测量值；
Figure BDA0001898505830000037
——当前拍三轴惯性角速度估计值；
所述S2中，具体包含以下步骤：
太阳帆板安装在星体上，使用0-1式太阳敏感器搜索太阳，使得星体上安装的太阳帆板的一侧对日设置，0-1太阳敏感器搜索太阳控制策略为：
若0-1太阳敏感器敏的受照面非对日定向面，使卫星沿某轴转动，使星体的对日定向面向日照方向运动，则卫星绕某轴转动的控制角速度设定为星体某轴的惯性角速度估计值，数值为0.5度/秒。
所述S3中，根据模拟太阳敏感器量测信息，计算两维姿态角：α——偏航太阳角；β——滚动太阳角。
所述S4中，利用模拟太阳敏感器测的两维姿态角，作为控制系统的姿态基准输入项，当卫星惯性角速度估计值和姿态角小于一定阈值判定卫星的对日定向面捕获太阳成功。
本发明采用的角速度估计算法简单易实现，与太阳敏感器组成的姿态测量系统实现了卫星在进入全姿态模式后能使卫星的日定向面捕获太阳，可以作为卫星姿态控制的故障预案。
附图说明
图1为本发明基于角速度估计信息和太阳敏感器的捕获太阳方法的流程图。
具体实施方式
以下结合附图，进一步说明本发明的具体实施例。
S1利用卫星体的动力学及运动学方程对星体惯性角速度实时估计；
S2利用0-1式太阳敏感器测量太阳出现在卫星的具体方位结合卫星惯性角速度估计信息，搜索太阳，使得模拟太阳敏感器朝向太阳；
S3根据模拟太阳敏感器量测信息，计算两维姿态角；
S4利用模拟太阳敏感器的两维姿态角和卫星惯性角速度估计值控制卫星姿态捕获，减小太阳矢量与星体某一轴的夹角，使得卫星的对日定向面捕获太阳。
所述S1中，具体包含以下步骤：
S11计算控制输入(包括干扰)引起的角速率项。
所述S11中，具体包含以下步骤：
计算角动量(飞轮、转动部件等)变化率
Figure BDA0001898505830000051
Figure BDA0001898505830000052
计算星体总角动量：
Figure BDA0001898505830000053
计算轨道陀螺力矩：
Figure BDA0001898505830000054
Figure BDA0001898505830000055
式中Td(k)是该拍外干扰力矩，通过事先分析计算得知。
已知b＝I-1·ΔT。
控制输入(包括干扰)引起的角速率项：
Figure BDA0001898505830000056
S12利用滤波方程求解角速率估计值。
所述S12中，具体包含以下步骤：
设由角度敏感器测量值求得的轨道参考系的姿态角为
Figure BDA0001898505830000057
θm、ψm，则，由如下滤波方程求解角速率估计值。
Figure BDA0001898505830000061
Figure BDA0001898505830000062
以上递推公式中的状态量初值为：
Figure BDA0001898505830000063
Figure BDA0001898505830000064
——为上一拍三轴惯性角速度的估计值；
Figure BDA0001898505830000065
θm、ψm——为当前拍三轴欧拉角的测量值；
Figure BDA0001898505830000066
——当前拍三轴惯性角速度估计值；
所述S2中，具体包含以下步骤：
太阳帆板安装在星体上，使用0-1式太阳敏感器搜索太阳，使得星体上安装的太阳帆板的一侧对日设置，0-1太阳敏感器搜索太阳控制策略为：
若0-1太阳敏感器敏的受照面非对日定向面，使卫星沿某轴转动，使星体的对日定向面向日照方向运动，则卫星绕某轴转动的控制角速度设定为星体某轴的惯性角速度估计值，数值为0.5度/秒。
所述S3中计算模拟太阳敏感器测的两维姿态角：α——偏航太阳角；β——滚动太阳角。
所述S4中，利用模拟太阳敏感器测的两维姿态角，作为控制系统的姿态基准输入项，当卫星惯性角速度估计值和姿态角小于一定阈值则判定卫星的对日定向面捕获太阳成功。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例做了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是本发明的限制。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降是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附权利要求来限定。

Claims (5)

1.一种基于角速度估计信息和太阳敏感器的捕获太阳方法，其特征在于，包含以下步骤：
S1利用卫星体的动力学及运动学方程对星体惯性角速度实时估计；
S2利用0-1式太阳敏感器测量太阳出现在卫星的具体方位，结合卫星惯性角速度估计信息，进行搜索太阳，使得模拟太阳敏感器朝向太阳；
其中，太阳帆板安装在星体上，使用0-1式太阳敏感器搜索太阳，使得星体上安装的太阳帆板的一侧对日设置；0-1太阳敏感器搜索太阳时的控制策略为：若0-1太阳敏感器敏的受照面非对日定向面，使卫星沿其中一轴转动，使星体的对日定向面向日照方向运动，则卫星绕该轴转动的控制角速度设定为星体在该轴的惯性角速度估计值；
S3根据模拟太阳敏感器量测信息，计算两维姿态角；
S4利用模拟太阳敏感器的两维姿态角和卫星惯性角速度估计信息控制卫星姿态捕获，减小太阳矢量与星体在该轴的夹角，使得卫星的对日定向面捕获太阳。
2.如权利要求1所述的一种基于角速度估计信息和太阳敏感器的捕获太阳方法，其特征在于，所述S1中，具体包含以下步骤：
S11计算控制输入引起的角速率项；
计算飞轮角动量变化率
Figure FDA0003117946470000011
Figure FDA0003117946470000012
计算星体总角动量：
Figure FDA0003117946470000021
计算轨道陀螺力矩：
Figure FDA0003117946470000022
Figure FDA0003117946470000023
式中Td(k)是该拍外干扰力矩，通过地面分析计算得知；
已知b＝I-1·ΔT；
控制输入引起的角速率项：
Figure FDA0003117946470000024
S12利用滤波方程求解角速率估计值：
设由角度敏感器测量值求得的轨道参考系的姿态角为
Figure FDA0003117946470000025
θm、ψm，则，由如下滤波方程求解角速率估计值：
Figure FDA0003117946470000026
Figure FDA0003117946470000027
以上递推公式中的状态量初值为：
Figure FDA0003117946470000031
Figure FDA0003117946470000032
——为上一拍三轴惯性角速度的估计值；
Figure FDA0003117946470000033
θm、ψm——为当前拍三轴欧拉角的测量值；
Figure FDA0003117946470000034
——当前拍三轴惯性角速度估计值。
3.如权利要求2所述的一种基于角速度估计信息和太阳敏感器的捕获太阳方法，其特征在于，所述S2中，卫星绕该轴转动的控制角速度设定为星体对应该轴的惯性角速度估计值，数值为0.5度/秒。
4.如权利要求3所述的一种基于角速度估计信息和太阳敏感器的捕获太阳方法，其特征在于，所述S4中根据模拟太阳敏感器量测信息，计算的两维姿态角为偏航太阳角和滚动太阳角。
5.如权利要求4所述的一种基于角速度估计信息和太阳敏感器的捕获太阳方法，其特征在于，所述S4中，利用模拟太阳敏感器测的两维姿态角，作为控制系统的姿态基准输入项，当卫星惯性角速度估计值和角速度积分值小于一定阈值时，判定卫星的对日定向面捕获太阳成功。
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Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110498063B (zh) * 2019-08-06 2022-03-22 广州泾渭信息科技有限公司 一种利用太阳敏感器的全姿态序列对日定向方法
CN110466807B (zh) * 2019-08-12 2020-11-20 北京控制工程研究所 一种惯性定向小角度旋转卫星的帆板控制方法
CN110712769B (zh) * 2019-09-23 2021-02-05 北京控制工程研究所 一种基于cmg的无陀螺太阳定向控制方法
CN111301719B (zh) * 2020-03-04 2021-04-13 上海航天控制技术研究所 一种适用于火星探测飞行控制任务的自主规划与执行方法
CN112572837B (zh) * 2020-12-15 2022-07-22 上海宇航系统工程研究所 一种基于废弃卫星姿态运动特性的网捕方位设计方法
CN114476134B (zh) * 2022-01-28 2023-07-14 北京控制工程研究所 一种航天器能源安全对日目标姿态计算方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105953803A (zh) * 2016-04-25 2016-09-21 上海航天控制技术研究所 数字式太阳敏感器测量坐标系与棱镜坐标系偏差测量方法
CN105966639A (zh) * 2016-05-11 2016-09-28 上海微小卫星工程中心 一种卫星对日自旋稳定控制系统及方法
CN106289237A (zh) * 2016-07-27 2017-01-04 上海航天控制技术研究所 Aps数字式太阳敏感器太阳角计算方法和系统
CN106767846A (zh) * 2017-03-13 2017-05-31 上海航天控制技术研究所 三轴稳定卫星不用陀螺的姿态获取方法和系统
CN106864774A (zh) * 2017-03-13 2017-06-20 上海航天控制技术研究所 卫星从任意姿态到对日定向的控制方法和系统

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7410130B2 (en) * 2003-12-03 2008-08-12 The Boeing Company Star-tracker-based attitude determination for spinning spacecraft

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105953803A (zh) * 2016-04-25 2016-09-21 上海航天控制技术研究所 数字式太阳敏感器测量坐标系与棱镜坐标系偏差测量方法
CN105966639A (zh) * 2016-05-11 2016-09-28 上海微小卫星工程中心 一种卫星对日自旋稳定控制系统及方法
CN106289237A (zh) * 2016-07-27 2017-01-04 上海航天控制技术研究所 Aps数字式太阳敏感器太阳角计算方法和系统
CN106767846A (zh) * 2017-03-13 2017-05-31 上海航天控制技术研究所 三轴稳定卫星不用陀螺的姿态获取方法和系统
CN106864774A (zh) * 2017-03-13 2017-06-20 上海航天控制技术研究所 卫星从任意姿态到对日定向的控制方法和系统

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