CN110228605A - 一种基于太阳敏感器的卫星安全对日控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种基于太阳敏感器的卫星安全对日控制方法，所述方法包括：S1、利用太阳敏感器获取太阳方位信息并记录；S2、基于所述太阳方位信息计算卫星的估计角速度；S3、利用所述估计角速度，设计卫星角速度的控制律以实现对日控制。所述技术方案仅仅使用太阳敏感器就能实现姿态的对日控制。基于本发明所述技术方案应用于仅仅使用太阳敏感器的安全对日控制，既能节省成本又能增加可靠性。

Description

一种基于太阳敏感器的卫星安全对日控制方法

技术领域

本发明涉及卫星安全领域，特别是涉及一种基于太阳敏感器的卫星安全对日控制方法。

背景技术

卫星的安全对日控制是非常有需求的，当星敏感器或者陀螺故障时，卫星常常切换至安全对日控制模式。用最小的设备组成实现卫星的对日姿态定向非常有意义，它既能节省成本，又能增加可靠性。当陀螺故障时，卫星常常使用星敏感器来计算角速度，因为星敏感器能够较精确的获取卫星姿态。但是当星敏感器故障时，姿态角速度无法准确获取，进而无法为姿态控制提供测量信息。

目前关于卫星的安全对日控制，通常需要陀螺的存在，或者星敏感器的存在。当二者均出现故障时，控制系统很难进行安全对日控制。通常的安全对日控制方法为使用喷气或者飞轮，结合利用采集到的太阳方位信息和角速度信息进行控制。这种方式是能够满足任务需求的，然而它对角速度测量装置有很大的依赖性。而且这类方式使用的设备较多。如何使用较少的设备实现安全对日控制，是非常有实用价值的。对于对日定向卫星，太阳方位信息是需要的。在已知卫星轨道信息时，通过星敏也能够获取太阳方位，但星敏造价高，可靠性低，其劣势也非常明显，因此，需要提供一种卫星安全对日控制方法，需要满足小型化，结构简单，安全性高的要求。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于太阳敏感器的卫星安全对日控制方法，已解决上述问题。

为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：

本发明公开了一种基于太阳敏感器的卫星安全对日控制方法，所述方法包括：

S1、利用太阳敏感器获取太阳方位信息并记录；

S2、基于所述太阳方位信息计算卫星的估计角速度；

S3、利用所述估计角速度，设计卫星角速度的控制律以实现对日控制。

优选地，所述太阳方位信息包括：

其中，x_n、y_n、z_n分别表示太阳在本体坐标系中x轴、y轴和z轴上的坐标，s表示坐标的集合，n为正整数。

优选地，步骤S2包括：

判断所述估计角速度的角速度方向；

计算所述估计角速度的角速度值；

根据所述角速度方向和所述角速度值，获取卫星的估计角速度。

优选地，所述判断所述估计角速度的角速度方向包括：

列出关于所述太阳方位信息的矩阵，求取对应所述矩阵中最小特征值的特征向量表示为：

其中，得出的最小特征值的特征向量记为[a；b；c]；

根据所述太阳方位信息中当前太阳方位坐标(x₁，y₁，z₁)和初始太阳方位坐标(x_n，y_n，z_n)，以特征向量[a；b；c]为轴，判断所述角速度方向表示为：r＝r₁×r_n,r₁＝[x₁；y₁；z₁],r_n＝[x_n；y_n；z_n]，

其中r₁为表示当前太阳方位的矢量，r_n为表示初始太阳方位的矢量，当[a；b；c]·r≥0时，判断所述角速度方向为R_o＝-[a；b；c]；当[a；b；c]·r＜0时，判断所述角速度方向为R_o＝[a；b；c]。

优选地，所述计算所述估计角速度的角速度值包括：

将矢量r₁和矢量r_n投影到矢量群端点所在的平面，计算太阳绕转轴运动的角度，基于经过的时间T计算得到所述角速度值：

d1＝Ro×V₁,d2＝Ro×V_n

其中，矢量群端点为太阳敏感器测量的太阳矢量方向对应的矢量端点的集合，转轴为所述角速度方向所在直线，V₁为矢量r₁的方向，V_n为矢量r_n的方向，d1为与转轴方向、观测矢量r₁垂直的矢量，d2为为与转轴方向、观测矢量r₂垂直的矢量。

优选地，所述估计角速度为：Ω＝ω·Ro。

优选地，所述卫星角速度的控制律表示为：M＝P(S_Exp×S_sensor)-DΩ，

其中P表示比例控制系数矩阵，S_Exp表示期望指向太阳的本体系矢量，S_sensor表示当前太阳方位，D表示微分控制系数矩阵，Ω表示估计角速度。

本发明的有益效果如下：

本发明所述技术方案提供了一个仅仅使用太阳敏感器就能实现姿态对日控制的方法。基于本发明所述技术方案对测量算法、控制算法进行了详细的描述，该方法可有效应用于仅仅使用太阳敏感器的安全对日控制，既能节省成本又能增加可靠性。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

图1示出本实施例中基于太阳敏感器的卫星安全对日控制方法的流程图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。

如图1所示，在本发明的一个实施例中公开了一种基于太阳敏感器的卫星安全对日控制方法，所述方法包括：首先利用太阳敏感器获取太阳方位信息并记录；然后基于所述太阳方位信息计算卫星的估计角速度；最后利用所述估计角速度，设计卫星角速度的控制律，当星对日姿态发生改变时，根据所述控制律调整卫星姿态以实现对日控制。该方法仅使用太阳敏感器实现对太阳方位信息的测量，并计算出估计角速度后设计控制律，实现卫星的对日姿态定向，节省设备成本，简化控制计算流程，确保了卫星的可靠性。

在本实施例中，为节省简化设备，我们仅利用太阳敏感器获取太阳方位信息。所述太阳方位信息具体为太阳在本体坐标系中的坐标信息，表示为：

其中，x_n、y_n、z_n分别表示太阳在本体坐标系中x轴、y轴和z轴上的坐标，s表示坐标的集合，n为正整数。

在本实施例中，在完成对太阳方位信息的获取后，基于所述太阳方位信息我们近似计算卫星角速度，具体的，包括：首先判断所述估计角速度的角速度方向；然后计算所述估计角速度的角速度值；最后根据所述角速度方向和所述角速度值，求得卫星的估计角速度。

在判断所述估计角速度的角速度方向时，需要列出关于所述太阳方位信息的矩阵，并求取对应所列出的矩阵中最小特征值的特征向量，由此我们进行计算获得：

式(2)中，我们将得出最小特征值的特征向量记为[a；b；c]。

由于对应最小特征值的特征向量与卫星的估计角速度方向所在的直线共线，所以在得到特征向量[a；b；c]后，我们根据所述太阳方位信息中的当前太阳方位坐标(x₁，y₁，z₁)和初始太阳方位坐标(x_n，y_n，z_n)，并以所述特征向量[a；b；c]为轴，来判断卫星的估计角速度的角速度方向。在确定所述角速度方向时，则有：

r＝r₁×r_n,r₁＝[x₁；y₁；z₁],r_n＝[x_n；y_n；z_n] (3)

其中r₁是表示当前太阳方位的矢量，r_n是表示初始太阳方位的矢量，当[a；b；c]·r≥0时，判断所述角速度方向为R_o＝-[a；b；c]；当[a；b；c]·r＜0时，判断所述角速度方向为R_o＝[a；b；c]。

在计算所述估计角速度的角速度值时：首先将矢量r₁和矢量r_n投影到矢量群端点所在的平面，然后计算太阳绕转轴运动的角度，并根据由初始太阳方位运动至当前太阳方位所经过的时间T求出所述角速度值，则有：

d1＝Ro×V₁,d2＝Ro×V_n (4)

其中ω为角速度值，V₁表示矢量r₁的方向，V_n表示矢量r_n的方向，d1为与转轴方向、观测矢量r₁垂直的矢量，d2为为与转轴方向、观测矢量r₂垂直的矢量；矢量群端点为太阳敏感器测量的太阳矢量方向对应的矢量端点的集合，该端点几乎处于一个平面；太阳所绕的转轴则为所述角速度方向所在的直线。

在获得卫星的估计角速度的角速度方向和角速度值后，便可求出所述估计角速度为：

Ω＝ω·Ro (6)

至此，该技术方案实现了单敏感器(太阳敏感器)综合测量星体的角速度。

为实现卫星对日姿态的定向，我们需要在卫星对日运动过程中引入卫星角速度控制律。因此，基于上述所求得的卫星的估计角速度，我们设计所述卫星角速度的控制律表示为：

M＝P(S_Exp×S_sensor)-DΩ (7)

在式(7)中，P表示比例控制系数矩阵，S_Exp表示期望指向太阳的本体系矢量，S_sensor表示当前太阳方位，D表示微分控制系数矩阵，Ω表示估计角速度。至此按照以上控制方式，采用所述卫星角速度的控制律便可实现仅使用太阳敏感器的卫星安全对日控制方法。

本发明实施例中所公开的一种仅使用太阳敏感器的卫星安全对日控制方法，对测量算法、控制算法进行了详细的描述，该方法仅仅使用太阳敏感器便可实现卫星的安全对日控制，既能节省成本又能增加可靠性。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (7)

1.一种基于太阳敏感器的卫星安全对日控制方法，其特征在于，所述方法包括：

S1、利用太阳敏感器获取太阳方位信息并记录；

S2、基于所述太阳方位信息计算卫星的估计角速度；

S3、利用所述估计角速度，设计卫星角速度的控制律以实现对日控制。

2.根据权利要求1所述的基于太阳敏感器的卫星安全对日控制方法，其特征在于，所述太阳方位信息表示为：

其中，x_n、y_n、z_n分别表示太阳在本体坐标系中x轴、y轴和z轴上的坐标，s表示坐标的集合，n为正整数。

3.根据权利要求1所述的基于太阳敏感器的卫星安全对日控制方法，其特征在于，步骤S2包括：

判断所述估计角速度的角速度方向；

计算所述估计角速度的角速度值；

根据所述角速度方向和所述角速度值，获取卫星的估计角速度。

4.根据权利要求3所述的基于太阳敏感器的卫星安全对日控制方法，其特征在于，所述判断所述估计角速度的角速度方向包括：

列出关于所述太阳方位信息的矩阵，求取对应所述矩阵中最小特征值的特征向量表示为：

其中，得出的最小特征值的特征向量记为[a；b；c]；

根据所述太阳方位信息中当前太阳方位坐标(x₁，y₁，z₁)和初始太阳方位坐标(x_n，y_n，z_n)，以特征向量[a；b；c]为轴，判断所述角速度方向：r＝r₁×r_n,r₁＝[x₁；y₁；z₁],r_n＝[x_n；y_n；z_n]，

其中r₁为表示当前太阳方位的矢量，r_n为表示初始太阳方位的矢量，当[a；b；c]·r≥0时，判断所述角速度方向为R_o＝-[a；b；c]；当[a；b；c]·r＜0时，判断所述角速度方向为R_o＝[a；b；c]。

5.根据权利要求4所述的基于太阳敏感器的卫星安全对日控制方法，其特征在于，所述计算所述估计角速度的角速度值包括：

将矢量r₁和矢量r_n投影到矢量群端点所在的平面，计算太阳绕转轴运动的角度，基于经过的时间T计算得到所述角速度值：

其中，d1＝Ro×V₁,d2＝Ro×V_n，d1为与转轴方向、观测矢量r₁垂直的矢量，d2为为与转轴方向、观测矢量r₂垂直的矢量，V₁为矢量r₁的方向，V_n为矢量r_n的方向；矢量群端点为太阳敏感器测量的太阳矢量方向对应的矢量端点的集合；转轴为所述角速度方向所在直线。

6.根据权利要求5所述的基于太阳敏感器的卫星安全对日控制方法，其特征在于，所述估计角速度为：Ω＝ω·Ro。

7.根据权利要求1所述的基于太阳敏感器的卫星安全对日控制方法，其特征在于，所述卫星角速度的控制律表示为：M＝P(S_Exp×S_sensor)-DΩ，

其中P表示比例控制系数矩阵，S_Exp表示期望指向太阳的本体系矢量，S_sensor表示当前太阳方位，D表示微分控制系数矩阵，Ω表示估计角速度。