CN110450980B - 静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪方法及其跟踪系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪方法，包括如下步骤：S1、计算太阳跟踪角：根据模拟式太阳敏感器输出的电流信号计算太阳跟踪角；S2、太阳跟踪角的滤波处理；S3、太阳阵粗对日；S4、太阳阵闭环精对日；S5、阴影期判断及控制：判断静止轨道卫星是否处于阴影期，若静止轨道卫星处于阴影期，则太阳阵转入阴影区控制模式。本发明提供的静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪控制方法以安装在太阳阵上的模拟式太阳敏感器作为敏感器、太阳阵驱动机构作为执行机构、控制计算机作为控制器，形成星上自主反馈闭环控制系统，实现太阳阵实时精确指向太阳，可应用于我国静止轨道卫星平台研制研发过程。

Description

静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪方法及其跟踪系统

技术领域

本发明涉及空间飞行器技术领域，具体地，涉及静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪方法及其跟踪系统。

背景技术

传统的静止轨道卫星采用开环跟踪方式或增量调整+保持方式实现太阳阵对日跟踪控制。在开环跟踪方式下，控制计算机以固定转速驱动太阳阵，但由于太阳阵驱动机构转速细分能力有限，太阳阵驱动速度与太阳绕卫星旋转存在一定偏差，长时间积累后必须要地面中断业务流程进行遥控操作来调整太阳阵跟踪角度。在增量调整+保持方式下，控制计算机以测量或计算得到的太阳跟踪角作为输入，当太阳跟踪角超出阈值时采用增量模式调整太阳阵转角，在太阳跟踪角达到设计指标时太阳阵停转保持，由于轨道角速度达到15°/h，若使太阳阵对日定向达到较高精度需要频繁进行增量、停转的切换，而太阳阵增量、停转切换过程产生的加减速会对卫星姿态造成影响，不利于卫星观测业务的运行。

随着太阳探测需求的提出，越来越多的静止轨道卫星将太阳探测仪器安装于卫星太阳阵上，通过太阳阵对日跟踪来实现太阳探测仪器的对日定向，在对地观测的同时实现对日探测。太阳探测仪器的对日指向精度通常达到10′级，这对太阳阵对日跟踪的精度和稳定度都提出了很高的要求，传统的开环对日跟踪及增量调整+保持方式存在跟踪精度不足或频繁中断业务流程的缺陷，难以实现太阳阵高精度稳定对日跟踪功能。

经过对现有技术的检索，专利申请公开号为CN 105620794 A的发明专利公开了一种可靠太阳帆板自主跟踪太阳控制方法，包括如下步骤：步骤一、根据卫星轨道系下太阳矢量，计算帆板需要转动目标转角，所述太阳矢量通过太阳模式和卫星位置计算得到；步骤二、根据帆板当前转动目标转角和绝对转角，计算帆板转动角度偏差，通过归一化判断，找到帆板转动最小路径，包括转动方向和转动角度；步骤三、按照帆板对日控制精度要求，根据当前角度位置偏差设计合理控制策略，控制帆板以不同工作模式转动，避免帆板频繁停转和帆板不同模式切换带来对姿态和驱动机构寿命的影响。但是该方法未阐述静止轨道卫星根据敏感器测量值通过转速调节控制实现太阳阵精确对日的方法。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪方法及其跟踪系统。

根据本发明提供的静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪方法，包括如下步骤：

S1、计算太阳跟踪角：根据模拟式太阳敏感器输出的电流信号计算太阳跟踪角；

S2、太阳跟踪角的滤波处理：通过平滑滤波加野值剔除的方法提取步骤S1中太阳跟踪角计算结果中的有效信息；其中，太阳跟踪角输入信号平滑滤波过程计算方法如下：

S3、太阳阵粗对日：以步骤S2提取的太阳跟踪角有效信息作为输入量，驱动太阳阵进行大角速度搜索，实现太阳阵粗对日；

S4、太阳阵闭环精对日：将太阳阵由大角速度搜索模式切入小角速度跟踪模式，以模拟式太阳敏感器作为敏感器，太阳阵驱动机构作为执行机构形成反馈控制回路，实现太阳阵闭环精对日定向；

S5、阴影期判断及控制：判断静止轨道卫星是否处于阴影期，若静止轨道卫星处于阴影期，则太阳阵转入阴影区控制模式。

进一步地，所述步骤S1中，模拟式太阳敏感器由太阳电池片及光栏组成，太阳电池片的输出电流随照射感光面积不同发生改变，通过AD采样将太阳电池片输出的电流信号转化为数字量，然后转化为太阳跟踪角。具体计算方法如下：

根据物理关系将太阳电池片输出的电流值转化为太阳跟踪角，如下式：

式中，i_a、i_b、i_c、i_d分别为模拟式太阳敏感器4块太阳电池片输出电流，I_gate为模拟式太阳敏感器4块电池片电流和的最小可用门限，当4块电池片的电流和大于该门限时按照上述第一个公式解算太阳跟踪角，当电池片的电流和小于该门限时认为太阳已经出太阳敏感器视场，太阳敏感器输出结果为

K为太阳跟踪角计算系数，可通过地面测试进行标定，缺省值为1。

进一步地，所述步骤S1中，太阳跟踪角为太阳阵法线与太阳矢量间的夹角,其中，太阳矢量为由地球重心指向太阳重心的单位矢量。

进一步地，太阳阵以±0.6°/s的角速度快速搜索太阳，使太阳跟踪角进入[θ₀-R₂,θ₀+R₂]区间内，实现太阳阵粗对日定向，其中，θ₀为太阳跟踪角的目标角度，R₂为太阳跟踪角粗对日定向门限，当太阳跟踪角进入该门限时，认为太阳阵已经捕获到太阳，实现粗对日定向；

进一步地，所述步骤S4中，当太阳跟踪角连续10个控制周期均捕获到太阳，将太阳阵由大角速度搜索模式切入小角速度跟踪模式。

进一步地，所述步骤S5中，静止轨道卫星是否处于阴影期的判断方法是，分别计算静止轨道卫星的星—地—日夹角、星—月—日夹角、地影门限和月影门限，当星—地—日夹角大于地影门限并且星—月—日夹角大于月影门限时，静止轨道卫星位于阴影区。具体计算方法如下：

S51、通过下式计算卫星星—地—日夹角：

式中，Ang_{Sat_Earth_Sun}为星—地—日夹角，

为地心到卫星矢量，

为地心到太阳矢量。

S52、通过下式计算地影门限：

式中，UmbraGate为地影门限，R_earth为地球半径，R_sun为太阳半径，R_{sat_earth}为星地距离，R_{earth_sun}为日地距离。

S53、通过下式计算卫星星—月—日夹角：

式中，Ang_{Sat_Moon_Sun}为星—月—日夹角，

为月球到卫星矢量，

为月球到太阳矢量。

S54、通过下式计算月影门限：

式中，EclipseGate为月影门限，R_moon为月球半径，R_sun为太阳半径，R_{sat_moon}为星月距离，R_{moon_sun}为月日距离。

S55、当Ang_{Sat_Earth_Sun}>UmbraGate||Ang_{Sat_Moon_Sun}>EclipseGate成立时，则卫星位于阴影区。

进一步地，所述步骤S5中，当卫星位于阴影期时，阴影区控制模式为：若上一控制周期太阳阵处于大角速度搜索模式，将太阳阵切入小角速度跟踪模式；若上一控制周期太阳阵处于小角速度跟踪模式，保持上一控制周期的跟踪角速度。

本发明还提供一种静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪系统，包括以下模块：

太阳跟踪角计算模块：根据模拟式太阳敏感器输出的电流信号计算太阳跟踪角；

太阳跟踪角滤波处理模块：通过平滑滤波加野值剔除的方法提取太阳跟踪角计算模块中的有效信息；

太阳阵粗对日模块：用于将太阳跟踪角滤波处理模块提取的太阳跟踪角有效信息作为输入量，驱动太阳阵进行大角速度搜索，实现太阳阵粗对日；

太阳阵闭环精对日模块：用于将太阳阵由大角速度搜索模式切入小角速度跟踪模式，以模拟式太阳敏感器作为敏感器，太阳阵驱动机构作为执行机构形成反馈控制回路，实现太阳阵闭环精对日定向；

阴影期判断及控制模块：用于判断静止轨道卫星是否处于阴影期，若静止轨道卫星处于阴影期，则太阳阵转入阴影区控制模式。

进一步地，所述太阳跟踪角计算模块中，模拟式太阳敏感器由太阳电池片及光栏组成，太阳电池片的输出电流随照射感光面积不同发生改变，通过AD采样将太阳电池片输出的电流信号转化为数字量，然后转化为太阳跟踪角。

进一步地，所述阴影期判断及控制模块中，静止轨道卫星处于阴影期的判断方法是，分别计算静止轨道卫星的星—地—日夹角、星—月—日夹角、地影门限和月影门限，当星—地—日夹角大于地影门限并且星—月—日夹角大于月影门限时，则静止轨道卫星位于阴影区。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：本发明提供的静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪控制方法以安装在太阳阵上的模拟式太阳敏感器作为敏感器、太阳阵驱动机构作为执行机构、控制计算机作为控制器，形成星上自主反馈闭环控制系统，实现太阳阵实时精确指向太阳，可应用于我国静止轨道卫星平台研制研发过程。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明跟踪方法的流程图；

图2为本发明静止轨道卫星太阳阵对日跟踪示意图；

图3为本发明模拟式太阳敏感器的主视图；

图4为本发明模拟式太阳敏感器的俯视图；

图5为本发明跟踪方法中太阳跟踪角输入信号剔野过程示意图；

图6为本发明跟踪方法中太阳跟踪角输入信号平滑滤波过程示意图；

图7为本发明跟踪方法中太阳阵闭环驱动控制原理示意图；

图8为本发明跟踪方法中卫星阴影区示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

由于静止轨道对地观测卫星在轨期间每天绕轨道面法线旋转360°，而太阳的空间位置在轨道面内的旋转量不足1°，相当于太阳每天绕卫星旋转约一周，为保证卫星能源的正常供应或太阳阵上的太阳探测仪器对日指向，卫星平台需要通过驱动机构驱动太阳电池阵旋转以实时对准太阳(如图2所示)。本发明以安装在太阳阵上的模拟式太阳敏感器作为敏感器、太阳阵驱动机构作为执行机构、控制计算机作为控制器，形成星上自主反馈闭环控制系统，实现太阳阵实时精确指向太阳。

接下来对本发明进行详细的描述。

如图1所示，一种静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪方法，包括如下步骤：

步骤S1：以安装在太阳阵上的模拟式太阳敏感器作为敏感器测量计算太阳跟踪角(太阳阵法线与太阳矢量间的夹角)，具体计算方法如下：

模拟式太阳敏感器由4片太阳电池片及光栏组成，如图3和图4所示，太阳光通过光栏后照射在4片太阳电池片上，太阳电池片的照射感光面积随太阳入射角度变化而改变，从而4片太阳电池片的输出电流相应发生改变，根据其物理关系将电流值转化为太阳跟踪角，如下式：

式中，i_a、i_b、i_c、i_d分别为模拟式太阳敏感器4块太阳电池片输出电流，I_gate为模拟式太阳敏感器4块电池片电流和的最小可用门限，当4块电池片的电流和大于该门限时按照上述第一个公式解算太阳跟踪角，当电池片的电流和小于该门限时认为太阳已经出太阳敏感器视场，太阳敏感器输出结果为

K为太阳跟踪角计算系数，可通过地面测试进行标定，缺省值为1。

步骤S2：将步骤1中模拟式太阳敏感器计算得到的太阳跟踪角作为输入信号进行滤波处理，具体为，通过平滑滤波+野值剔除的方法提取太阳跟踪角计算结果中的有效信息。

其中，太阳跟踪角输入信号剔野过程如图5所示，图中，Thita_Cal_Now为步骤S1得到的当前太阳跟踪角计算值，Thita_Out_Last为上一控制周期剔野后结果，Thita_Out_Now为当前控制周期剔野后结果，Counter为计数器。比较当前计算结果Thita_Cal_Now与上一周期的输出结果Thita_Out_Last，若Thita_Cal_Now与Thita_Out_Last之间的差值大于比较门限Thita_Gate，则认为当前周期的太阳跟踪角计算值出现跳变，Counter计数器开始累加，但当前周期的输出值Thita_Out_Now仍保持上一周期结果Thita_Out_Last。若连续5个控制周期Thita_Cal_Now计算结果均出现跳变，则认为太阳跟踪角发生真实跳变，将当前计算值赋给输出值Thita_Out_Now；否则认为Thita_Cal_Now计算结果为野值进行剔除，输出值Thita_Out_Now仍保持上一周期结果Thita_Out_Last。

太阳跟踪角输入信号平滑滤波采用均值滤波，太阳跟踪角输入信号平滑滤波过程如图6所示，图中，Thita_In_Now为剔野后得到的太阳跟踪角，Thita_Out_Last为上一控制周期平滑滤波后的结果，Thita_Out_Now为当前控制周期平滑滤波后的结果，Thita_Array为滤波队列，Counter为计数器。滤波队列Thita_Array的长度设计为10，使用Counter计数器进行0～9循环计数，每个控制周期都使用该周期剔野后的太阳跟踪角Thita_In_Now替换Counter计数器对应的滤波队列元素，从而更新滤波队列，再采用均值滤波方式对滤波队列进行处理。均值滤波器的计算方法如下：

式中，Thita_Out为均值滤波器的输出结果，Thita_In_i为滤波队列中第i个元素的值，N为滤波队列的长度。

步骤S3：以步骤2得到的太阳跟踪角数据作为输入值，驱动太阳阵进行大范围搜索，使太阳阵粗对日。具体方法如下：以步骤S2得到的太阳跟踪角数据作为输入驱动太阳阵进行大范围搜索，以大角速度(±0.6°/s)快速捕获太阳，实现太阳阵捕获太阳和粗对日定向。

步骤S4：以模拟式太阳敏感器作为敏感器，太阳阵驱动机构作为执行机构形成反馈控制回路，实现太阳阵闭环精对日定向。具体方法如下：

当太阳阵连续10个控制周期均捕获到太阳，将太阳阵由大角速度捕获模式切入小角速度跟踪模式，以模拟式太阳敏感器作为敏感器，太阳阵驱动机构作为执行机构形成反馈控制回路，根据太阳跟踪角阈值切换太阳电池阵转速档位来调节太阳跟踪角大小，实现太阳阵闭环精对日定向。在精确对日跟踪模式下，设计单向控制回路，避免由于输入的太阳跟踪角存在波动或噪声导致在角度阈值附近频繁切换太阳阵转速，消除对卫星姿态扰动和电机工作寿命的影响，如图7所示，图中，R0、R1、R2为太阳跟踪角控制阈值，ω₁为太阳绕星体旋转角速度近似值，dω₁、dω₂为太阳阵驱动角速度增量。

步骤S5：星上自主计算卫星光照情况，当卫星处于阴影期，太阳阵转入阴影区控制模式。阴影期的判断方法如下：控制计算机，实时根据卫星轨道、太阳轨道、月球轨道计算星—地—日及星—月—日关系判断卫星是否处于阴影期，卫星阴影期示意如图8所示。

S51、通过下式计算卫星星—地—日夹角：

式中，Ang_{Sat_Earth_Sun}为星—地—日夹角，

为地心到卫星矢量，

为地心到太阳矢量；

S52、通过下式计算地影门限：

式中，UmbraGate为地影门限，R_earth为地球半径，R_sun为太阳半径，R_{sat_earth}为星地距离，R_{earth_sun}为日地距离；

S53、通过下式计算卫星星—月—日夹角：

式中，Ang_{Sat_Moon_Sun}为星—月—日夹角，

为月球到卫星矢量，

为月球到太阳矢量；

S54、通过下式计算月影门限：

式中，EclipseGate为月影门限，R_moon为月球半径，R_sun为太阳半径，R_{sat_moon}为星月距离，R_{moon_sun}为月日距离；

S55、当Ang_{Sat_Earth_Sun}>UmbraGate||Ang_{Sat_Moon_Sun}>EclipseGate成立时，则卫星位于阴影区。当卫星位于阴影期时，若上一控制周期太阳阵处于大角速度捕获模式，将太阳阵切入小角速度跟踪模式；若上一控制周期太阳阵处于小角速度跟踪模式，保持上一控制周期跟踪角速度。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1、计算太阳跟踪角：根据模拟式太阳敏感器输出的电流信号计算太阳跟踪角；

S2、太阳跟踪角的滤波处理：通过平滑滤波加野值剔除的方法提取步骤S1中太阳跟踪角计算结果中的有效信息；

S3、太阳阵粗对日：以步骤S2提取的太阳跟踪角有效信息作为输入量，驱动太阳阵进行大角速度搜索，实现太阳阵粗对日；

S4、太阳阵闭环精对日：将太阳阵由大角速度搜索模式切入小角速度跟踪模式，以模拟式太阳敏感器作为敏感器，太阳阵驱动机构作为执行机构形成反馈控制回路，实现太阳阵闭环精对日定向；

S5、阴影区判断及控制：判断静止轨道卫星是否处于阴影区，若静止轨道卫星处于阴影区，则太阳阵转入阴影区控制模式。

2.根据权利要求1所述的静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪方法，其特征在于，所述步骤S1中，模拟式太阳敏感器由太阳电池片及光栏组成，太阳电池片的输出电流随照射感光面积不同发生改变，通过AD采样将太阳电池片输出的电流信号转化为数字量，然后转化为太阳跟踪角。

3.根据权利要求1所述的静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪方法，其特征在于，所述步骤S1中，太阳跟踪角为太阳阵法线与太阳矢量间的夹角，其中，太阳矢量为由地球重心指向太阳重心的单位矢量。

4.根据权利要求1所述的静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪方法，其特征在于，所述步骤S3中，太阳阵以±0.6°/s的角速度快速搜索太阳，使太阳跟踪角进入[θ₀-R₂，θ₀+R₂]区间内，实现太阳阵粗对日定向，其中，θ₀为太阳跟踪角的目标角度，R₂为太阳跟踪角粗对日定向门限，当太阳跟踪角进入该门限时，认为太阳阵已经捕获到太阳，实现粗对日定向。

5.根据权利要求1所述的静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪方法，其特征在于，所述步骤S4中，当太阳阵连续10个控制周期均捕获到太阳，将太阳阵由大角速度搜索模式切入小角速度跟踪模式。

6.根据权利要求1所述的静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪方法，其特征在于，所述步骤S5中，静止轨道卫星是否处于阴影区的判断方法是，分别计算静止轨道卫星的星—地—日夹角、星—月—日夹角、地影门限和月影门限，当星—地—日夹角大于地影门限并且星—月—日夹角大于月影门限时，静止轨道卫星位于阴影区。

7.根据权利要求1所述的静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪方法，其特征在于，所述步骤S5中，当卫星位于阴影区时，阴影区控制模式为：若上一控制周期太阳阵处于大角速度搜索模式，将太阳阵切入小角速度跟踪模式；若上一控制周期太阳阵处于小角速度跟踪模式，保持上一控制周期的跟踪角速度。

8.一种静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪系统，其特征在于，包括以下模块：

太阳跟踪角计算模块：根据模拟式太阳敏感器输出的电流信号计算太阳跟踪角；

太阳跟踪角滤波处理模块：通过平滑滤波加野值剔除的方法提取太阳跟踪角计算模块中的太阳跟踪角有效信息；

太阳阵粗对日模块：用于将太阳跟踪角滤波处理模块提取的太阳跟踪角有效信息作为输入量，驱动太阳阵进行大角速度搜索，实现太阳阵粗对日；

太阳阵闭环精对日模块：用于将太阳阵由大角速度搜索模式切入小角速度跟踪模式，以模拟式太阳敏感器作为敏感器，太阳阵驱动机构作为执行机构形成反馈控制回路，实现太阳阵闭环精对日定向；

阴影区判断及控制模块：用于判断静止轨道卫星是否处于阴影区，若静止轨道卫星处于阴影区，则太阳阵转入阴影区控制模式。

9.根据权利要求8所述的静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪系统，其特征在于，所述太阳跟踪角计算模块中，模拟式太阳敏感器由太阳电池片及光栏组成，太阳电池片的输出电流随照射感光面积不同发生改变，通过AD采样将太阳电池片输出的电流信号转化为数字量，然后转化为太阳跟踪角。

10.根据权利要求8所述的静止轨道卫星太阳电池阵闭环对日跟踪系统，其特征在于，所述阴影区判断及控制模块中，静止轨道卫星处于阴影区的判断方法是，分别计算静止轨道卫星的星—地—日夹角、星—月—日夹角、地影门限和月影门限，当星—地—日夹角大于地影门限并且星—月—日夹角大于月影门限时，则静止轨道卫星位于阴影区。

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