CN110231830A - 一种有利于热平衡的航天器对日定向目标坐标系确定方法 - Google Patents
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Abstract
一种有利于热平衡的航天器对日定向目标坐标系确定方法，包括步骤如下：(1)确定对日定向目标坐标系中卫星标称姿态时星本体三轴中需要分别指向太阳矢量和地心矢量的轴，并确定优先方向；以优先方向为基准计算对日定向目标坐标系中星本体三轴标称方向的矢量表示；(2)根据太阳矢量和地心矢量在卫星姿态规定的参考坐标系的分量表示和调整矩阵，给出对日定向目标坐标系相对于参考坐标系的转换矩阵表达式。在保证卫星固定帆板面对日定向功能的基础上，当卫星沿本发明的方法确定的对日定向目标坐标系姿态飞行时，某一侧面将始终面向冷空间。
Description
技术领域
本发明属于航天器姿态确定与控制领域，涉及是一种航天器对日定向目标坐标系确定方法。
背景技术
采用固定帆板配置的卫星，为保证整星能源平衡，往往需要在一个轨道周期内自主进行多次对日定向和对地定向姿态的切换，这对卫星热平衡的设计提出了难题。在阳照区，卫星有成像任务时需要对地定向，对于降交点地方时为上午轨道的卫星，其靠近轨道负法线方向的侧面一般不会受到太阳照射，若设计为散热面有利于整星热平衡；对于降交点地方时为下午轨道的卫星，则正好相反。而当卫星在阳照区没有成像任务时，卫星帆板面对日定向给整星充电，按照现有的对日定向方法，散热面的方位有可能朝向冷空间也有可能朝向地球一侧，朝向地球一侧时将对散热功能带来不利的影响。与此对应的，对于某些具有保温需求的载荷，热平衡设计通常要求避免朝向冷空间而是朝向地球方向以充分利用地球辐照加热，现有的对日定向方法也难以解决这类需求。
为解决这一类问题，需要针对航天器热平衡需求提出新的对日定向目标坐标系确定方法。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种有利于热平衡的航天器对日定向目标坐标系确定方法，在保证卫星固定帆板面对日定向功能的基础上，当卫星沿此对日定向目标坐标系姿态飞行时，某一侧面将始终面向冷空间。该对日定向目标坐标系设置了调整矩阵，通过调整矩阵设置可将卫星任一侧面设置为对日定向飞行时朝向冷空间的一面，给散热面设计带来极大的灵活性，卫星可根据散热面的方位设置相应的调整矩阵。与此对应的，与该侧面相对的另一侧面将始终面向地球，将该侧面作为保温面将有利于具有较高温控需求设备的热平衡温控。
本发明的技术解决方案是：一种有利于热平衡的航天器对日定向目标坐标系确定方法，包括步骤如下：
(1)确定对日定向目标坐标系中卫星标称姿态时星本体三轴中需要分别指向太阳矢量和地心矢量的轴，并确定优先方向；以优先方向为基准计算对日定向目标坐标系中星本体三轴标称方向的矢量表示；
优先方向是指星本体三轴中需要完全指向太阳矢量或地心矢量的轴。
(2)根据太阳矢量和地心矢量在卫星姿态规定的参考坐标系的分量表示和调整矩阵，给出对日定向目标坐标系相对于参考坐标系的转换矩阵表达式。
步骤(1)的具体步骤如下：
计算优先方向的矢量表示；
根据星本体三轴中指向地心矢量的轴计算星本体三轴中第三个轴的矢量表示；
根据正交化原则对指向地心矢量的轴进行重新计算，获得指向地心矢量的轴的矢量表示。
步骤(2)的具体步骤为：
根据轨道计算结果和参考坐标系定义，给出太阳矢量和地心矢量在参考坐标系中的表示；
给出对日定向目标坐标系相对于参考坐标系的转换矩阵表达式
其中，Cadjust为调整矩阵；分别为对日定向目标坐标系中星本体三轴标称方向的矢量表示。
步骤(2)中，根据卫星任务需要调整对日定向目标坐标系指向时，Cadjust可设置为其他正交矩阵形式。
本发明相对于现有技术的优点在于：
(1)本发明通过在对日定向目标坐标系设计中综合考虑对日定向轴和对地定向轴，保证卫星沿对日定向目标坐标系姿态飞行时，某一侧面将始终面向冷空间或面向地球辐照方向；
(2)本发明通过在对日定向目标坐标系设计中设置调整矩阵，通过调整矩阵设置可将卫星任一侧面设置为对日定向飞行时朝向冷空间或地球辐照的一面，使卫星降交点地方时为上午轨道或下午轨道时对日定向目标坐标系采用统一形式，同时有利于卫星在轨根据实际情况进行热平衡调整。
附图说明
图1为本发明的航天器对日定向目标坐标系确定方法流程图；
图2为本发明实施例中太阳矢量在卫星轨道坐标系的分量曲线；
图3为本发明实施例中帆板法线与太阳夹角(实线)和散热面法线与地心夹角(虚线)曲线。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进行进一步说明。
本发明提出一种有利于热平衡的航天器对日定向目标坐标系确定方法，在保证卫星固定帆板面对日定向功能的基础上，当卫星沿此对日定向目标坐标系姿态飞行时，某一侧面将始终面向冷空间。同时考虑到卫星降交点地方时为上午轨道或下午轨道，其散热面的相对方位各不相同，该对日定向目标坐标系设置了调整矩阵，通过调整矩阵设置可将卫星任一侧面设置为对日定向飞行时朝向冷空间的一面。这样给散热面设计带来极大的灵活性，卫星可根据散热面的方位设置相应的调整矩阵。与此对应的，与该侧面相对的另一侧面将始终面向地球，将该侧面作为保温面将有利于具有较高温控需求设备的热平衡温控。
如图1所示，本发明方法包括具体实施流程如下：
(1)根据卫星任务需求，确定对日定向目标坐标系中卫星标称姿态时星本体三轴中需要分别指向太阳矢量和地心矢量的轴，以优先方向为基准计算对日定向目标坐标系星本体三轴标称方向的矢量表示。
优先方向是指星本体三轴中需要完全指向太阳矢量或地心矢量的轴，由于星本体三轴是彼此正交的，而卫星轨道上太阳矢量和地心矢量客观上一般不是正交的，因此需要明确指定完全指向太阳或地心矢量的轴作为优先方向，另一指向地心或太阳矢量的轴作为次要方向不能保证完全指向，但可保证其与目标矢量的夹角不小于直角。
具体为：
计算优先方向的矢量表示，以星本体-Zb轴指向太阳矢量且为优先方向为例，有
根据指向地心矢量的轴计算第三个轴的矢量表示，以星本体Yb轴指向地心矢量为例，有并作单位化处理
根据正交化原则对指向地心矢量的轴进行重新计算，接上例，有并作单位化处理
(2)根据太阳矢量和地心矢量在卫星姿态规定的参考坐标系(如轨道坐标系或其他坐标系)中的分量表示和调整矩阵，给出对日定向目标坐标系相对于参考坐标系的转换矩阵表达式。具体为：
根据轨道计算结果和参考坐标系定义，给出太阳矢量和地心矢量在参考坐标系中的表示，以轨道坐标系为例，有Sox,Soy,Soz分别为太阳矢量在轨道坐标系三轴的分量表示。
给出对日定向目标坐标系相对于参考坐标系的转换矩阵表达式接上例，有
其中Cadjust为调整矩阵，缺省值为单位阵根据任务需要需调整对日定向目标坐标系指向时可设置为其他正交矩阵形式，例如需要从原设计星本体Yb轴指向地心矢量更改为星本体-Yb轴指向地心矢量时，
下面结合实施例对本发明方法进行详细说明。
实施例1：某卫星位于降交点地方时10:30AM的太阳同步轨道，轨道高度500km，轨道倾角97.5度，太阳矢量在卫星轨道坐标系的分量曲线如图2所示。
卫星对日定向时要求帆板法线(即星本体-Zb轴)指向太阳矢量且为优先方向，散热面法线(即星本体-Yb轴)远离地球一侧(即星本体Yb轴指向地球一侧)，按照本发明的有利于热平衡的航天器对日定向目标坐标系确定方法，设计对日定向目标坐标系，其相对于轨道坐标系的转换矩阵为如下形式：
卫星沿该对日定向目标坐标系运动时帆板法线与太阳夹角(实线)和散热面法线与地心夹角(虚线)曲线如图3所示，帆板法线与太阳夹角始终为0，说明帆板法线始终指向太阳方向，散热面法线与地心夹角始终位于90度至180度之间，说明散热面法线始终指向远离地球一侧。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
Claims (5)
1.一种有利于热平衡的航天器对日定向目标坐标系确定方法，其特征在于，包括步骤如下：
(1)确定对日定向目标坐标系中卫星标称姿态时星本体三轴中需要分别指向太阳矢量和地心矢量的轴，并确定优先方向；以优先方向为基准计算对日定向目标坐标系中星本体三轴标称方向的矢量表示；
(2)根据太阳矢量和地心矢量在卫星姿态规定的参考坐标系的分量表示和调整矩阵，给出对日定向目标坐标系相对于参考坐标系的转换矩阵表达式。
2.根据权利要求1所述的一种有利于热平衡的航天器对日定向目标坐标系确定方法，其特征在于：优先方向是指星本体三轴中需要完全指向太阳矢量或地心矢量的轴。
3.根据权利要求1或2所述的一种有利于热平衡的航天器对日定向目标坐标系确定方法，其特征在于：步骤(1)的具体步骤如下：
计算优先方向的矢量表示；
根据星本体三轴中指向地心矢量的轴计算星本体三轴中第三个轴的矢量表示；
根据正交化原则对指向地心矢量的轴进行重新计算，获得指向地心矢量的轴的矢量表示。
4.根据权利要求3所述的一种有利于热平衡的航天器对日定向目标坐标系确定方法，其特征在于：步骤(2)的具体步骤为：
根据轨道计算结果和参考坐标系定义，给出太阳矢量和地心矢量在参考坐标系中的表示；
给出对日定向目标坐标系相对于参考坐标系的转换矩阵表达式
其中，Cadjust为调整矩阵；分别为对日定向目标坐标系中星本体三轴标称方向的矢量表示。
5.根据权利要求4所述的一种有利于热平衡的航天器对日定向目标坐标系确定方法，其特征在于：步骤(2)中，根据卫星任务需要调整对日定向目标坐标系指向时，Cadjust可设置为其他正交矩阵形式。
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