CN111319797B - 一种适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法 - Google Patents

Abstract

一种适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，用于探测器进行轨控过程，属于火星探测太阳翼控制技术领域，包括如下步骤：S1、确定太阳翼在轨控期间的安全位置；然后太阳翼向所述安全位置偏置；S2、计算轨控前太阳翼偏置到所述安全位置所需的最大时长；作为太阳翼故障诊断的时间门限；S3、根据太阳翼故障诊断的时间门限，判断太阳翼是否发生偏置故障，如果发生偏置故障，取消轨控，太阳翼采用闭环跟踪对日；否则正常执行轨控后，太阳翼采用闭环跟踪对日。本发明方法提高了火星探测全过程的太阳翼系统的安全性和可靠性。

Description

一种适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法

技术领域

本发明涉及一种适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，具体涉及一种适用于火星探测大推力轨控下太阳翼位置安全的自主控制方法，属于火星探测太阳翼控制技术领域。

背景技术

我国将于2020年执行首次火星探测任务；太阳翼是探测器能源保障的关键，在大推力轨控下，对太阳翼的安全位置有约束要求。普通近地卫星在轨控前通过地面控制将太阳翼偏置到安全角度，考虑到星地延迟，需提前数小时由地面控制将太阳翼偏置到安全位置，可能威胁星上的能源安全，因此现有技术不适用于火星探测任务。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，设计太阳翼安全位置，确定控制系统在轨控前将太阳翼偏置到安全位置的时间，实现自主执行偏置，并在控制系统确定轨控结束后，自主恢复闭环跟踪对日，保障能源需求。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，用于探测器进行轨控过程，包括如下步骤：

S1、确定太阳翼在轨控期间的安全位置；然后太阳翼向所述安全位置偏置；

S2、计算轨控前太阳翼偏置到所述安全位置所需的最大时长；作为太阳翼故障诊断的时间门限；

S3、根据太阳翼故障诊断的时间门限，判断太阳翼是否发生偏置故障，如果发生偏置故障，取消轨控，太阳翼采用闭环跟踪对日；否则正常执行轨控后，太阳翼采用闭环跟踪对日。

上述适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，优选的，太阳翼在轨控期间的安全位置为太阳翼与探测器的推力方向平行。

上述适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，优选的，根据太阳翼的驱动速度、太阳翼与所述安全位置的偏置夹角、预留裕度时间，计算轨控前太阳翼偏置到所述安全位置所需的最大时长。

上述适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，优选的，对太阳翼进行故障诊断时，如果太阳翼的实际角度与所述安全位置之差大于等于预设值时，判定太阳翼发生偏置故障。

上述适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，优选的，太阳翼采用闭环跟踪对日包括如下步骤：

S31、根据太阳翼上的模太测量电池片电压计算太阳翼的太阳角；

S32、根据太阳翼的太阳角，探测器的控制系统驱动太阳翼捕获太阳。

上述适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，优选的，在探测器的控制系统驱动太阳翼捕获太阳时，随着太阳翼的太阳角绝对值变小，探测器的控制系统驱动太阳翼的角速度也变小。

上述适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，优选的，所述太阳翼上设有金字塔型模拟太阳角计。

上述适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，优选的，所述探测器的本体上设有多个模拟太阳角计。

上述适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，优选的，利用太阳翼上的模拟太阳角计和探测器的本体上的模拟太阳角计，判断探测器的本体和太阳翼是否处于阴影。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

(1)一种适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，当大推力工作情况下，控制系统可提前控制太阳翼偏置到安全位置，避免其折断的风险；

(2)本发明方法避免了由于测控信号延迟，无法及时处理太阳翼偏置故障并取消轨控，威胁太阳翼和整器安全的问题：近低卫星执行变轨任务所需的推力一般在几十牛量级，变轨时对推力器产生的冲击小，而整个火星探测任务将涉及多次3000N发动机点火变轨，若不提前将太阳翼偏置到安全位置，变轨期间的大推力会对太阳翼的结构产生冲击，有折断的风险，威胁到了探测器的安全；火星探测器测控延迟约40分钟，若太阳翼出现偏置故障，地面无法及时取消轨控，传统控制方法无法适用火星探测。(3)本发明在变轨完成后能快速自主恢复对日，无需地面控制，最大程度上保障星上能源充足；

(4)本发明方法提高了火星探测全过程的太阳翼系统的安全性和可靠性。

附图说明

图1为太阳翼安装及极性；

图2为模拟太阳角计α及β角定义；

图3为α及β角极性定义；

图4为模拟太阳角计测量角计算原理；

图5为太阳翼太阳角的计算流程；

图6为一种适用于火星探测大推力轨控下太阳翼位置安全的自主控制方法流程图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

一种适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，用于探测器进行轨控过程，包括如下步骤：

S1、确定太阳翼在轨控期间的安全位置；然后太阳翼向所述安全位置偏置。太阳翼在轨控期间的安全位置为太阳翼与探测器的推力方向平行。

S2、根据太阳翼的驱动速度、太阳翼与所述安全位置的偏置夹角、预留裕度时间，计算轨控前太阳翼偏置到所述安全位置所需的最大时长；作为太阳翼故障诊断的时间门限。

S3、根据太阳翼故障诊断的时间门限，判断太阳翼是否发生偏置故障，如果发生偏置故障，取消轨控，太阳翼采用闭环跟踪对日；否则正常执行轨控后，太阳翼采用闭环跟踪对日。

对太阳翼进行故障诊断时，如果太阳翼的实际角度与所述安全位置之差大于等于预设值时，判定太阳翼发生偏置故障。

太阳翼采用闭环跟踪对日包括如下步骤：

S31、根据太阳翼上的模太测量电池片电压计算太阳翼的太阳角；所述太阳翼上设有金字塔型模拟太阳角计。所述探测器的本体上设有多个模拟太阳角计。利用太阳翼上的模拟太阳角计和探测器的本体上的模拟太阳角计，判断探测器的本体和太阳翼是否处于阴影，用于确定太阳翼的太阳角。

S32、根据太阳翼的太阳角，探测器的控制系统驱动太阳翼捕获太阳。在探测器的控制系统驱动太阳翼捕获太阳时，随着太阳翼的太阳角绝对值变小，探测器的控制系统驱动太阳翼的角速度也变小。

实施例：

一种适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，设计太阳翼安全位置，确定控制系统在轨控前将太阳翼偏置到安全位置的时间，实现自主执行偏置，并在控制系统确定轨控结束后，自主恢复闭环跟踪对日，保障能源需求。

具体包含以下步骤：

S1、确定太阳翼在大推力轨控期间的安全位置：根据图1太阳翼安装与极性图，探测器的推力方向为+Xh方向，轨控期间将在太阳翼展开位置方向的法向方向上产生加速度，因此太阳翼在大推力轨控期间的安全位置为零位。

S2、计算轨控前太阳翼偏置到安全位置所需的最大时长，准备进行故障诊断：根据太阳翼的驱动速度，计算轨控前太阳翼偏置到安全位置所需的最大时长，作为太阳翼故障诊断的时间门限。本实施例中太阳翼最大驱动角速度为0.6°/s，最多旋转360°需要10分钟。预留20s裕度，因此太阳翼故障诊断中判断捕获故障的门限设计为620s，太阳翼采集角度与控制角度在偏置驱动620s后仍然大于15°，则判定太阳翼偏置故障。为确保太阳翼安全，控制系统在轨控前须判断太阳翼是否偏置到位，因此设计在轨控前30分钟太阳翼进入偏置模式，在轨控前20分钟应偏置到位，轨控前15分钟进行故障诊断。

S3、根据太阳翼故障诊断的时间门限，判断太阳翼是否发生偏置故障：若太阳翼在轨控前15分钟偏置故障，则取消轨控，自主设置太阳翼闭环跟踪对日，保障能源，确保太阳翼安全。若在轨控前15分钟已偏置到位，则将太阳翼设置为加电保持或断电保持。正常执行轨控，根据到达轨控设计的速度增量或最长点火时间的双关机策略判断轨控结束，并给出轨控结束标志，轨控结束后太阳翼自主转为闭环跟踪对日，最大限度保障能源。

太阳翼自主转为闭环跟踪对日的方法为：

a)首先按照图5的流程计算太阳翼太阳角：

1)根据太阳翼上安装的模太测量电池片电压，计算太阳翼太阳角。根据环绕器机械坐标系Oh-XhYhZh、太阳翼坐标系Of-XfYfZf(见图1)以及模拟太阳角计测量坐标系Os-XsYsZs的定义(见图2和图3)。在模拟太阳角计测量坐标系下给出下面两个定义。α角：太阳矢量Ros在YsOsZs平面的投影和轴Zs的夹角(锐角)，当太阳矢量在+Ys侧取正，在-Ys侧为负。β角：太阳矢量Ros在XsOsZs平面的投影和轴Zs的夹角(锐角)，当太阳矢量在+Xs侧时取负，在-Xs侧取正。由模拟太阳角计测量坐标系及太阳翼坐标系的定义关系，以及环绕器太阳翼为一维驱动的约束(仅绕太阳翼坐标系OfYf轴转动)，因此+Y/-Y太阳翼太阳角仅与β角相关。由模拟太阳角计的安装及极性定义看出，模拟太阳角计测量角表示太阳矢量Vs在太阳翼坐标系Of-XfYfZf的XfOfZf平面内与-Zf的夹角。其计算原理如图4所示。

金字塔型模拟太阳角计具有四个面可以接收到光照，四个面各安装1个电池片，4片电池片的采集电压分别为V₁、V₂、V₃、V₄。

当太阳矢量直射电池片时标称电压为V_n，则电池片电压V₁、V₃计算如下。

联合V₁、V₃可得：

2)火星探测器的环绕器共安装6个模拟太阳角计，共24路电池片，其中两个模拟太阳角计分别安装在+Y/-Y太阳翼上。如果进入阴影(依据24路模拟太阳角计电池片电压均小于阈值，默认0.1v)，则设定环绕器阴影标志YY＝0；则+Y/-Y太阳翼太阳角FB_ANG_ASS(0：+Y，1：-Y)赋零，跳过3)。若环绕器未处于阴影状态。则设定环绕器阴影标志YY＝1。继续执行3)。

3)若环绕器非阴影，则继续按照如下方法判断+Y/-Y太阳翼是否处于阴影，判别方法如下：

如果+Y太阳翼上安装的模拟太阳角计a的四个电池片电压V_a1、V_a2、V_a3、V_a4均小于阈值，则置+Y太阳翼阴影标志：FB_YY(0)＝0。+Y太阳翼太阳角FB_ANG_ASS(0)＝45°。否则继续如下判断：如果V_a1+V_a3<0.1V，则+Y太阳翼太阳角FB_ANG_ASS(0)保持上一拍有效输出；否则根据1)中计算太阳翼太阳角的结果可以得到+Y太阳翼太阳角：

如果-Y太阳翼上安装的模拟太阳角计b的四个电池片电压V_b1、V_b2、V_b3、V_b4小于阈值，则置对应太阳翼阴影标志：FB_YY(1：-Y)＝0。-Y太阳翼太阳角FB_ANG_ASS(1)＝45°。否则继续如下判断：

如果V_b1+V_b3<0.1V，则-Y太阳翼太阳角FB_ANG_ASS(1)保持上一拍有效输出；否则根据1)中计算太阳翼太阳角的结果可以得到-Y太阳翼太阳角：

b)太阳翼闭环跟踪模式：根据以下步骤实现太阳翼闭环驱动：

1)+Y/-Y太阳翼太阳角绝对值大于等于14°，控制系统驱动+Y/-Y太阳翼以0.6°/s角速度捕获太阳：+Y/-Y太阳翼太阳角为正，发送反向捕获指令，+Y/-Y太阳翼太阳角为负，发送正向捕获指令；

2)+Y/-Y太阳翼太阳角绝对值大于等于11°小于14°，控制系统驱动+Y/-Y太阳翼以0.3°/s角速度捕获太阳：+Y/-Y太阳翼太阳角为正，发送反向捕获指令，+Y/-Y太阳翼太阳角为负，发送正向捕获指令；

3)+Y/-Y太阳翼太阳角绝对值小于11°，控制系统驱动+Y/-Y太阳翼以小于0.11°/s角速度跟踪太阳：+Y/-Y太阳翼太阳角为正，发送反向捕获指令，+Y/-Y太阳翼太阳角为负，发送正向捕获指令。

器上控制系统软件的控制流程参见图6。

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。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (6)

1.一种适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，用于探测器进行轨控过程，其特征在于，包括如下步骤：

S1、确定太阳翼在轨控期间的安全位置；然后太阳翼向所述安全位置偏置；

S2、计算轨控前太阳翼偏置到所述安全位置所需的最大时长；作为太阳翼故障诊断的时间门限；

S3、根据太阳翼故障诊断的时间门限，判断太阳翼是否发生偏置故障，如果发生偏置故障，取消轨控，太阳翼采用闭环跟踪对日；否则正常执行轨控后，太阳翼采用闭环跟踪对日；

根据太阳翼的驱动速度、太阳翼与所述安全位置的偏置夹角、预留裕度时间，计算轨控前太阳翼偏置到所述安全位置所需的最大时长；

在探测器的控制系统驱动太阳翼捕获太阳时，随着太阳翼的太阳角绝对值变小，探测器的控制系统驱动太阳翼的角速度也变小；

利用太阳翼上的模拟太阳角计和探测器的本体上的模拟太阳角计，判断探测器的本体和太阳翼是否处于阴影。

2.根据权利要求1所述的一种适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，其特征在于，太阳翼在轨控期间的安全位置为太阳翼与探测器的推力方向平行。

3.根据权利要求1所述的一种适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，其特征在于，对太阳翼进行故障诊断时，如果太阳翼的实际角度与所述安全位置之差大于等于预设值时，判定太阳翼发生偏置故障。

4.根据权利要求1～3之一所述的一种适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，其特征在于，太阳翼采用闭环跟踪对日包括如下步骤：

S31、根据太阳翼上的模太测量电池片电压计算太阳翼的太阳角；

S32、根据太阳翼的太阳角，探测器的控制系统驱动太阳翼捕获太阳。

5.根据权利要求4所述的一种适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，其特征在于，所述太阳翼上设有金字塔型模拟太阳角计。

6.根据权利要求5所述的一种适用于火星探测太阳翼位置安全的自主控制方法，其特征在于，所述探测器的本体上设有多个模拟太阳角计。

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