CN110576983B - 一种轨道转移过程中的姿态确定方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种轨道转移过程中的姿态确定方法，该方法包括以下步骤：步骤1：以轨道转移过程中给出的期望推力方向及当前的太阳矢量方向为输入，建立期望姿态参考坐标系，并求得期望姿态参考坐标系到飞行器本体坐标系的姿态转换矩阵；步骤2：当太阳矢量方向与期望推力方向夹角达到平行阈值时，对步骤1建立的期望姿态参考坐标系进行避奇异处理。本发明考虑飞行器姿态在保证推力方向的基础上进行太阳帆板对日指向的约束，建立了目标姿态参考坐标系，实现了姿态控制量的解算。同时充分考虑整个轨道转移过程中太阳方向矢量与飞行器本体的相对姿态关系，对姿态确定策略进行了避奇异处理，保证了姿态确定测量始终能够进行有效数据输出。

Description

一种轨道转移过程中的姿态确定方法
技术领域
本发明涉及轨道转移中的姿态确定技术，具体涉及一种轨道转移过程中的姿态确定方法。
背景技术
随着航天技术的快速发展，深空探测领域研究引起越来越多的重视。由于目标轨道与初始入轨轨道相差很大，为保证后续任务需求，在整个轨道转移过程中需要尽可能降低燃耗，基于电推力器的轨道转移策略应运而生。与传统化学推力器相比，电推力器推力较小，不能只在远地点进行点火，除了变轨效率较低的近地点段以及地影区等轨段外，电推均处于点火状态。这就意味着飞行器姿态需要长期保持点火姿态。此外，电推工作需要大功率电能支撑，需要飞行器进行帆板对日指向控制。
目前的小推力轨道转移研究主要集中在轨道优化设计层面，故对于转移过程中的姿态确定策略已成为目前急需解决的问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种轨道转移过程中的姿态确定方法，以能够满足推力方向及对日指向两方面的需求。
为达到上述目的，本发明提供了一种轨道转移过程中的姿态确定方法，其包括以下步骤：
步骤1：以轨道转移过程中给出的期望推力方向及当前的太阳矢量方向为输入，建立期望姿态参考坐标系，并求得期望姿态参考坐标系到飞行器本体坐标系的姿态转换矩阵；
步骤2：当太阳矢量方向与期望推力方向夹角达到平行阈值时，对步骤1建立的期望姿态参考坐标系进行避奇异处理。
上述的轨道转移过程中的姿态确定方法，其中，所述步骤1具体包括以下步骤：通过轨道转移过程中轨道设计实时给出期望推力方向
Figure GDA0002794868320000011
同时利用星载太阳敏感器得到太阳矢量方向
Figure GDA0002794868320000012
将太阳帆板沿飞行器本体的+Yb轴安装，能够绕+Yb进行一维旋转，控制本体姿态，使得太阳矢量方向与飞行器本体的+Yb轴夹角为90°，通过太阳帆板的一维转动实现太阳帆板正法线方向与太阳矢量方向一致；轨道转移过程中期望推力方向始终沿飞行器本体的+Xb方向；基于以上分析，进行期望姿态参考坐标系OtXtYtZt的建立；
期望推力方向
Figure GDA0002794868320000024
和太阳矢量方向
Figure GDA0002794868320000025
在飞行器本体坐标系下的描述分别为t、s，则：
xt＝t
yt＝xt×s
zt＝xt×yt
从而可求得期望姿态参考坐标系OtXtYtZt到飞行器本体坐标系ObXbYbZb的姿态转换矩阵Cbt：
Figure GDA0002794868320000021
上述的轨道转移过程中的姿态确定方法，其中，所述步骤2具体包括以下步骤：当前时刻k的太阳矢量方向与期望推力方向夹角达到设定的平行阈值，而前一时刻k-1未达到此平行阈值时，在进行当前时刻k的期望姿态参考坐标系中yt(k)的确定时，不引入当前时刻k的太阳矢量方向s(k)，而是保持前一时刻k-1的太阳矢量方向s(k-1)。
相对于现有技术，本发明具有以下有益效果：
本发明为实现持续推力轨道转移过程中的保推力方向、保对日指向，以期望推力方向
Figure GDA0002794868320000022
及太阳矢量方向
Figure GDA0002794868320000023
为输入建立期望姿态参考坐标系，求得期望姿态参考坐标系到飞行器本体系的姿态转换矩阵。同时考虑长期轨道转移过程中太阳矢量方向缓慢变化特性，对姿态确定中的奇异问题进行了避奇异处理。为轨道转移过程中的保推力方向、保对日指向的姿态控制需求提供了有效输入。
附图说明
图1为本发明期望姿态参考坐标系示意图。
具体实施方式
以下结合附图通过具体实施例对本发明作进一步的描述，这些实施例仅用于说明本发明，并不是对本发明保护范围的限制。
如图1所示，本发明所提供的种轨道转移过程中的姿态确定方法具体包括以下步骤：
步骤1：以轨道转移过程中给出的期望推力方向及当前的太阳矢量方向为输入，建立期望姿态参考坐标系，并给出期望姿态参考坐标系到飞行器本体坐标系的姿态转换矩阵。
小推力轨道转移过程中轨道设计会实时给出期望推力方向
Figure GDA0002794868320000031
同时利用星载太阳敏感器可以得到太阳矢量方向
Figure GDA0002794868320000032
假设太阳帆板沿本体的+Yb轴安装，能够绕+Yb进行一维旋转，这样只要控制本体姿态，使得太阳矢量方向与本体的+Yb轴夹角为90°，即可以通过太阳帆板的一维转动实现太阳帆板正法线方向与太阳矢量方向一致。设轨道转移过程中推力方向始终沿本体的+Xb方向。
基于以上分析，进行期望姿态参考坐标系OtXtYtZt的建立。设期望推力方向
Figure GDA0002794868320000033
和太阳矢量方向
Figure GDA0002794868320000034
在飞行器本体坐标系下的描述分别为t、s，则
xt＝t
yt＝xt×s
zt＝xt×yt (1)
从而可求得期望姿态参考坐标系OtXtYtZt到飞行器本体系ObXbYbZb的姿态转换矩阵Cbt。
Figure GDA0002794868320000035
步骤2：考虑太阳矢量方向的连续变化特性，当太阳矢量方向与期望推力方向夹角达到设定的平行阈值时，需对步骤1建立的期望参考坐标系进行避奇异处理。
在长期的轨道转移过程中，太阳矢量方向是持续缓慢变化的，当期望推力方向与太阳矢量方向平行时，式(1)中yt的方向无法确定，即会产生姿态确定的奇异问题。此时需要确定另一种姿态确定策略进行避奇异处理，原则为优先保证推力方向与期望一致，其次使太阳帆板尽可能对日。为了避免两种姿态确定策略切换时得到的三轴姿态角相差较大，采用如下手段进行避奇异：
首先判断当前时刻太阳矢量方向与期望推力方向的平行情况。太阳矢量方向与期望推力方向夹角θ(k)＝arccos(s(k)·t(k))。当θ(k)≤1°或θ(k)≥179°，且1°＜θ(k-1)＜179°时，期望姿态参考坐标系的建立按照如下
Figure GDA0002794868320000041
即当前时刻k的太阳矢量方向与期望推力方向达到设定的平行阈值(本文取1°)，而前一时刻k-1未达到此阈值时，在进行当前时刻期望姿态参考坐标系yt(k)的确定时，不引入当前时刻的太阳矢量方向s(k)，而是保持前一时刻的s(k-1)。这样得到的本时刻Cbt(k)解算得到的三轴姿态角不会因为奇异而发生较大变化。避奇异的代价为不能实现严格的对日指向，避奇异过程姿态确定得到的对日指向角并未随着太阳矢量方向的变化而发生相应改变，一般来讲平行阈值设计的越大，避奇异过程得到的太阳指向角偏差越大。在实际的轨道连续转移过程中，避奇异过程发生的时间很短，太阳矢量方向保持带来的姿态确定相对较小。
综上所述，本发明所提供的轨道转移过程中的姿态确定方法可应用于持续推力作用的长期轨道转移任务。在深空探测等需要进行长时间小推力轨道转移任务中，飞行器除了保证持续的变轨姿态以外，往往还受到对日指向的限制。本发明以小推力轨道转移为任务背景，考虑飞行器姿态在保证推力方向的基础上进行太阳帆板对日指向的约束，建立了目标姿态参考坐标系，实现了姿态控制量的解算。同时充分考虑整个轨道转移过程中太阳方向矢量与飞行器本体的相对姿态关系，对姿态确定策略进行了避奇异处理，保证了姿态确定测量始终能够进行有效数据输出。本发明给出的姿态确定策略本方法简单可行，易于工程应用。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。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将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (2)

1.一种轨道转移过程中的姿态确定方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：以轨道转移过程中给出的期望推力方向及当前的太阳矢量方向为输入，建立期望姿态参考坐标系，并求得期望姿态参考坐标系到飞行器本体坐标系的姿态转换矩阵；
步骤2：当太阳矢量方向与期望推力方向夹角达到平行阈值时，对步骤1建立的期望姿态参考坐标系进行避奇异处理；所述步骤1具体包括以下步骤：通过轨道转移过程中轨道设计实时给出期望推力方向
Figure FDA0002794868310000011
同时利用星载太阳敏感器得到太阳矢量方向
Figure FDA0002794868310000012
将太阳帆板沿飞行器本体的+Yb轴安装，能够绕+Yb进行一维旋转，控制本体姿态，使得太阳矢量方向与飞行器本体的+Yb轴夹角为90°，通过太阳帆板的一维转动实现太阳帆板正法线方向与太阳矢量方向一致；轨道转移过程中期望推力方向始终沿飞行器本体的+Xb方向；基于以上分析，进行期望姿态参考坐标系OtXtYtZt的建立；期望推力方向
Figure FDA0002794868310000013
和太阳矢量方向
Figure FDA0002794868310000014
在飞行器本体坐标系下的描述分别为t、s，则：
xt＝t
yt＝xt×s
zt＝xt×yt
从而可求得期望姿态参考坐标系OtXtYtZt到飞行器本体坐标系ObXbYbZb的姿态转换矩阵Cbt：
Figure FDA0002794868310000015
2.如权利要求1所述的轨道转移过程中的姿态确定方法，其特征在于，所述步骤2具体包括以下步骤：在当前时刻k的太阳矢量方向与期望推力方向夹角达到设定的平行阈值，而前一时刻k-1未达到此平衡阈值时，在进行当前时刻k的期望姿态参考坐标系中yt(k)的确定时，不引入当前时刻k的太阳矢量方向s(k)，而是保持前一时刻k-1的太阳矢量方向s(k-1)。
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