CN110498063B - 一种利用太阳敏感器的全姿态序列对日定向方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种利用太阳敏感器的全姿态序列对日定向方法，包括以下步骤：星上系统重启后，若卫星的角速度非零，则进速率阻尼模式，若有太敏数据输出，则直接采用力矩执行策略完成对日定向，否则，在星体角速度为0时，若太敏未能输出太阳方位角数据，依次开启星体转动惯量最小轴、次小轴和最大轴所对应的飞轮，旋转过程中星体姿态由角速度积分获得，使星体绕该轴旋转一周，直至有太敏信号输出，太敏有信号后，计算太阳矢量在本体的投影，采用力矩执行策略完成对日该太敏的对日定向。本发明适用于阻尼结束后对日定向模式，在仅有卫星‑Z面太阳敏感器有数据输出，星上系统故障重启后全姿态捕获太阳并对日定向等工况。
Description
技术领域
本发明涉及一种利用太阳敏感器的全姿态序列对日定向方法。
背景技术
太阳捕获的主要目的为保证星体-Z轴对日，使得星体的帆板可以正常对日，保证正常充电和整星能源安全。在当前的方案设计中，设计了采用多组太阳敏感器安装捕获的整星布局构型，诸多的太阳捕获方法也是基于有足够多的太阳敏感器配置，从而保证星体可在任意姿态下均可见太阳。对于对地观测任务卫星，卫星的-Z面不会布局很对的敏感器，随着卫星设计和多载荷技术的发展，其他各表面极有可能被各种载荷占用，甚至不适宜布局太阳敏感器。当仅在卫星-Z面布局太敏时，当前鲜有针对此种太阳敏感器配置的太敏捕获方法的研究。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的缺点，提供一种利用太阳敏感器的全姿态序列对日定向方法，适用于阻尼结束后对日定向模式，在仅有卫星-Z面太阳敏感器有数据输出，星上系统故障重启后全姿态捕获太阳并对日定向等工况。
本发明的目的通过以下技术方案来实现：
一种利用太阳敏感器的全姿态序列对日定向方法，包括以下步骤：
S1、星上系统重启后，仅有太阳敏感器可用来测得卫星的惯性姿态信息，利用陀螺测得卫星的星体角速度信息，若卫星的角速度非零，则进速率阻尼模式，在速率阻尼过程中，若有太敏数据输出，则直接跳转至步骤S6，否则，将卫星的角速度阻尼调至0，转入步骤S2；
S2、在星体角速度为0时，仅有单一太阳敏感器可以输出的条件下，若太敏未能输出太阳方位角数据，开启星体转动惯量最小轴对应飞轮，旋转过程中星体姿态由角速度积分获得，使星体绕该轴旋转一周，直至有太敏信号输出，太敏有信号后，执行步骤S6，若无太敏信号输出，则执行步骤S3；
S3、绕星体转动惯量最小轴一周，且同时完成速率阻尼后，无太敏输出，开启星体转动惯量次小轴对应飞轮，旋转过程中星体姿态由角速度积分获得，使星体绕星本体转动惯量次小轴旋转一周，直至有太敏信号输出，太敏有信号后，执行步骤S6，若无太敏信号输出，则执行步骤S4；
S4、绕星体转动惯量次小轴一周，且同时完成速率阻尼后，无太敏输出，开启星体转动惯量最大轴对应飞轮，旋转过程中星体姿态由角速度积分获得，使星体绕星体转动惯量最大轴旋转一周，直至有太敏信号输出，太敏有信号后，执行步骤S6，若无太敏信号输出，则执行步骤S5；
S5、设定期望角速度为三轴等速低速自旋，依靠星体动力学耦合特性，直至有太敏信号输出，太敏有信号后，执行步骤S6；
S6、太敏有输出信号后，计算太阳矢量在本体的投影，采用如下力矩执行策略完成对日定向：
其中，SB为太阳矢量在本体坐标系的投影，由太阳敏感器测定得到，SC为期望的太阳矢量在卫星本体的方向，以太阳矢量捕获为例SC＝[0 0 1]T，
为星体的惯性角速度在本体系的投影，由陀螺测得，KR，KP，KM均为正数，该参数与星体自身的转动惯量参数有关，Tc1、Tc2、Tc3表示控制力矩的三个组成部分，θsun表示太阳敏感器输出的太阳角。
进一步地，所述太阳敏感器为双轴太阳敏感器。
本发明具有以下优点：
1、目前没有针对仅星体-Z面太敏有输出情况下的太敏捕获策略，本发明给出了的捕获策略遍历了可捕获太阳的卫星姿态轨迹，简单可靠。
2、给出了一种捕获太阳后，对日定向策略，该策略引入了速率阻尼项，减少了对日定向的时间，同时在完成对日的同时也完成了速率阻尼。
附图说明
图1为本发明的太阳捕获流程示意图；
图2为本发明的实施例1中的太阳捕获流程示意图；
图3为本发明的实施例1在太阳捕获过程中卫星三轴机动过程的角速度曲线图；
图4为本发明的实施例1在太阳捕获过程中太阳矢量与星体-Z轴的夹角曲线图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步的描述，但本发明的保护范围不局限于以下所述。
如图1所示，一种利用太阳敏感器的全姿态序列对日定向方法，包括以下步骤：
S1、星上系统重启后，仅有太阳敏感器可用来测得卫星的惯性姿态信息，利用陀螺测得卫星的星体角速度信息，若卫星的角速度非零，则进速率阻尼模式，在速率阻尼过程中，若有太敏数据输出，则直接跳转至步骤S6，否则，将卫星的角速度阻尼调至0，转入步骤S2；
S2、在星体角速度为0时，仅有单一太阳敏感器可以输出的条件下，若太敏未能输出太阳方位角数据，开启星体转动惯量最小轴对应飞轮，旋转过程中星体姿态由角速度积分获得，使星体绕该轴旋转一周，直至有太敏信号输出，太敏有信号后，执行步骤S6，若无太敏信号输出，则执行步骤S3；
S3、绕星体转动惯量最小轴一周，且同时完成速率阻尼后，无太敏输出，开启星体转动惯量次小轴对应飞轮，旋转过程中星体姿态由角速度积分获得，使星体绕星本体转动惯量次小轴旋转一周，直至有太敏信号输出，太敏有信号后，执行步骤S6，若无太敏信号输出，则执行步骤S4；
S4、绕星体转动惯量次小轴一周，且同时完成速率阻尼后，无太敏输出，开启星体转动惯量最大轴对应飞轮，旋转过程中星体姿态由角速度积分获得，使星体绕星体转动惯量最大轴旋转一周，直至有太敏信号输出，太敏有信号后，执行步骤S6，若无太敏信号输出，则执行步骤S5；
S5、设定期望角速度为三轴等速低速自旋，依靠星体动力学耦合特性，直至有太敏信号输出，太敏有信号后，执行步骤S6；
S6、太敏有输出信号后，计算太阳矢量在本体的投影，采用如下力矩执行策略完成对日定向：
其中，SB为太阳矢量在本体坐标系的投影，由太阳敏感器测定得到(太阳敏感器为双轴太阳敏感器)，SC为期望的太阳矢量在本体的方向，以太阳矢量捕获为例SC＝[0 0 1]T，
为星体的惯性角速度在本体系的投影，由陀螺测得，KR， KP，KM均为正数，该参数与星体自身的转动惯量参数有关，Tc1、Tc2、Tc3表示控制力矩的三个组成部分，θsun表示太阳敏感器输出的太阳角。
该控制律特征为:
1、Tc1实现对星体角速度的阻尼；
2、Tc2实现星体绕转动惯量最大轴旋转，将该部代入星体的动力学方程，可得
当
时，该部分的作用结束；
3、Tc3实现绕某一轴的旋转，在太阳矢量捕获中，该轴表示的是太阳矢量在本体的方向。
下面通过具体的实施例进行说明：
【实施例1】：
如图2所示，卫星初始姿态角速度[0,0,0]T,初始惯性姿态角为
卫星初始的轨道六根数参数为a＝6878km，i＝97°，Ω＝30°，ω＝20°，e＝0，θ＝180°。卫星三个主轴的转动惯量依次为Ix＝1000kg·m2， Iy＝1500kg·m2，Iz＝1800kg·m2。
由以上参数设定可知，卫星的三轴转动惯量Ix＜Iy＜Iz，太阳捕获的步骤如下描述：
S1：卫星三轴初始角速度均为0，卫星惯性姿态为
此时太阳敏感器无输出，因此设定绕卫星转动惯量最小轴Ix旋转，设定的转动角速度为3°/s，转动的执行机构为动量轮组合件，采用以下控制算法输出力矩：
控制参数为KR＝0.00005。
采用陀螺测量卫星的姿态角速度信息，并对其测得的角速度信息进行积分，要求为：按照固定角速度旋转星体，当Ix该轴累计旋转角度为360°时，绕Ix该轴的自旋运动停止，并转入步骤2。若在旋转过程中，太阳敏感器有输出，则直接进步骤5；
S2：设定绕卫星转动惯量次小轴Iy旋转，设定的转动角速度为3°/s，转动的执行机构为动量轮组合件，采用以下控制算法输出力矩：
控制参数为KR＝0.00005。
采用陀螺测量卫星的姿态角速度信息，并对其测得的角速度信息进行积分，要求为：按照固定角速度旋转星体，当Iy轴累计旋转角度为360°时，绕Iy该轴的自旋运动停止，并转入步骤3，若在旋转过程中，太阳敏感器有输出，则直接进步骤5；
S3：设定绕卫星转动惯量最大轴Iz旋转，设定的转动角速度为3°/s，转动的执行机构为动量轮组合件，采用以下控制算法输出力矩：
控制参数为KR＝0.00005。
采用陀螺测量卫星的姿态角速度信息，并对其测得的角速度信息进行积分，要求为：按照固定角速度旋转星体，当Iz轴累计旋转角度为360°时，绕Iz该轴的自旋运动停止，并转入步骤4，若在旋转过程中，太阳敏感器有输出，则直接进步骤5；
S4：设定绕卫星三轴的旋转，设定的转动角速度为1°/s，转动的执行机构为动量轮组合件，采用以下控制算法输出力矩：
控制参数为KR＝0.00005。
若在旋转过程中，太阳敏感器有输出，则直接进步骤5；
S5：当太阳敏感器有测量输出时，计算太阳矢量在本体的投影，采用如下力矩执行策略完成对日定向：
其中，控制参数为KR＝0.15；KP＝0.05；KM＝0.01。
按照以上步骤，总结本实施实例中，太阳捕获的流程图如图2所示；太阳捕获过程中，卫星三轴机动过程的角速度曲线如图3所示，图中，曲线I代表Ix轴，曲线II表示Iy轴，曲线III表示Iz轴；太阳捕获过程中，太阳矢量与星体 -Z轴的夹角如图4所示。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。
Claims (2)
1.一种利用太阳敏感器的全姿态序列对日定向方法，其特征在于：包括以下步骤：
S1、星上系统重启后，仅有太阳敏感器可用来测得卫星的惯性姿态信息，利用陀螺测得卫星的星体角速度信息，若卫星的角速度非零，则进速率阻尼模式，在速率阻尼过程中，若有太敏数据输出，则直接跳转至步骤S6，否则，将卫星的角速度阻尼调至0，转入步骤S2；
S2、在星体角速度为0时，仅有单一太阳敏感器可以输出的条件下，若太敏未能输出太阳方位角数据，开启星体转动惯量最小轴对应飞轮，旋转过程中星体姿态由角速度积分获得，使星体绕该轴旋转一周，直至有太敏信号输出，太敏有信号后，执行步骤S6，若无太敏信号输出，则执行步骤S3；
S3、绕星体转动惯量最小轴一周，且同时完成速率阻尼后，无太敏输出，开启星体转动惯量次小轴对应飞轮，旋转过程中星体姿态由角速度积分获得，使星体绕星本体转动惯量次小轴旋转一周，直至有太敏信号输出，太敏有信号后，执行步骤S6，若无太敏信号输出，则执行步骤S4；
S4、绕星体转动惯量次小轴一周，且同时完成速率阻尼后，无太敏输出，开启星体转动惯量最大轴对应飞轮，旋转过程中星体姿态由角速度积分获得，使星体绕星体转动惯量最大轴旋转一周，直至有太敏信号输出，太敏有信号后，执行步骤S6，若无太敏信号输出，则执行步骤S5；
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为星体的惯性角速度在本体系的投影，由陀螺测得，KR，KP，KM均为正数，该参数与星体自身的转动惯量参数有关，Tc1、Tc2、Tc3表示控制力矩的三个组成部分，θsun表示太阳敏感器输出的太阳角。
2.根据权利要求1所述的一种利用太阳敏感器的全姿态序列对日定向方法，其特征在于：所述太阳敏感器为双轴太阳敏感器。
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| CN201910719824.7A CN110498063B (zh) | 2019-08-06 | 2019-08-06 | 一种利用太阳敏感器的全姿态序列对日定向方法 |
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| CN110498063A CN110498063A (zh) | 2019-11-26 |
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| 小型天文卫星高精度姿态确定和控制技术研究;韩聪颖;《中国优秀硕士学位论文全文数据库-工程科技II辑》;20040331;全文 * |
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