CN111776251B - 卫星的长期对日跟踪控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了的一种卫星的长期对日跟踪控制方法，所述方法包括：控制卫星的X、Y轴实现卫星的‑Z轴对日跟踪；卫星的Z轴机动将卫星的X轴保持在轨道平面内。本发明通过将卫星的X轴控制到轨道平面，建立了卫星一个稳态区域，减小了星体角动量的累积，解决了安装有大型天线、太阳阵等大型展开部件的卫星重力梯度力矩大，无法长期保持对日跟踪的问题。

Description

卫星的长期对日跟踪控制方法

技术领域

本发明涉及卫星姿态控制领域，特别涉及一种卫星的长期对日跟踪控制方法。

背景技术

卫星一般会设计安全模式，确保在轨运行发生严重故障时可以确保卫星安全。其中一类安全模式通过姿态控制卫星的太阳阵对日，保证卫星能源，等待地面进行故障清除后重新转入正常工作模式。

对于安装有大型天线、太阳阵等大型展开部件的卫星，其惯量积较大，导致卫星受到很大的重力梯度力矩。当卫星进入安全模式，转入对日定向和跟踪时由于重力梯度力矩的作用，导致卫星动量执行机构饱和，失去对日跟踪甚至失控。

一种解决办法是选用更大角动量的执行机构，带来的问题是卫星重量增加，付出的代价较大，甚至是不能满足卫星总体设计、运载能力的要求。

发明内容

本发明的目的是提供一种卫星的长期对日跟踪控制方法，以解决针对安装有大型天线、太阳阵等大型展开部件的卫星安全模式姿态捕获容易导致执行机构饱和的问题。

为了解决上述问题，本发明通过以下技术方案实现：

一种卫星的长期对日跟踪控制方法，包括：控制卫星的X、Y轴实现卫星的-Z轴对日跟踪；卫星的Z轴机动将卫星的X轴保持在轨道平面内。

可选地，所述控制卫星的X、Y轴实现卫星的-Z轴对日跟踪的步骤包括：

根据太阳敏感器得到的太阳角

和θ_s，陀螺测量到的卫星b坐标系的三轴角速度ω_bix、ω_biy和ω_biz，计算第一控制力矩，以控制卫星的X、Y轴实现星体的-Z轴对日跟踪。

可选地，对日定向的所述第一控制力矩采用如下公式进行计算

T_{cy_b}＝q_PK_Pyθ_s+q_DK_Dyω_biy

T_{cz_b}＝0

式中，T_{cx_b}表示卫星b坐标系X方向的控制力矩；T_{cy_b}表示卫星b坐标系Y方向的控制力矩；T_{cz_b}表示卫星b坐标系Z方向的控制力矩；

和θ_s表示太阳角，对

和θ_s进行限幅，即

|θ_s|≤π/18rad；ω_bix、ω_biy和ω_biz分别为卫星b坐标系的三轴角速度；K_pi和K_Di分别表示根据卫星质量特性设计的控制参数，其中i＝x,y,z；q_P,q_D的缺省值均为1。

可选地，所述卫星的Z轴机动将卫星的X轴保持在轨道平面内的步骤包括：获取偏航方位角和指令力矩，根据所述指令力矩，卫星的Z轴机动将卫星的X轴保持在轨道平面内；

所述偏航方位角采用如下公式进行计算：

式中，ψ_m表示偏航方位角；

所述指令力矩采用如下公式进行计算：

若在连续的预设时间段内，

|θ_s|≤0.087rad，则卫星进行Z轴机动，将X轴控制到轨道平面内，所述指令力矩如下：

T_{cy_b}＝q_PK_Pyθ_s+q_DK_Dyω_biy

T_{cz_b}＝q_PK_Pzψ_m+q_DK_Dzω_biz

式中，T_{cx_b}表示卫星b坐标系X方向的控制力矩；T_{cy_b}表示卫星b坐标系Y方向的控制力矩；T_{cz_b}表示卫星b坐标系Z方向的控制力矩；ψ_m表示偏航方位角；

和θ_s表示太阳角，对

和θ_s进行限幅，即

|θ_s|≤π/18rad；ω_bix、ω_biy和ω_biz分别为卫星b坐标系的三轴角速度；K_pi和K_Di分别表示根据卫星质量特性设计的控制参数，其中i＝x,y,z；q_P,q_D的缺省值均为1。

可选地，还包括：对卫星在阴影区进行姿态控制：当卫星进入阴影区时，则卫星b坐标系中的X轴、Y轴进行惯性保持控制，Z轴利用陀螺积分计算偏航方位角，

卫星b坐标系相对于惯性系的姿态角估值：

其中，T_s＝0.5s，采样周期；初值

最后一拍有效的偏航方位角ψ_m；

第二控制力矩采用如下公式进行计算：

式中，T_{cx_b}表示卫星b坐标系X方向的控制力矩；T_{cy_b}表示卫星b坐标系Y方向的控制力矩；T_{cz_b}表示卫星b坐标系Z方向的控制力矩；

K_pi和K_Di分别表示根据卫星质量特性设计的控制参数，其中i＝x,y,z；

表示滚动姿态角估值、

表示俯仰姿态角估值、

表示偏航姿态角估值，对

进行限幅为0.24rad。

本发明至少具有以下优点之一：

本发明提供的一种卫星的长期对日跟踪控制方法，通过将卫星的X轴控制到轨道平面，建立了卫星一个稳态区域，减小了星体角动量的累积，解决了安装有大型天线、太阳阵等大型展开部件的卫星重力梯度力矩大，无法长期保持对日跟踪的问题，本发明为一种姿态快速捕获控制技术，实现了使用小角动量执行机构可以实现此类卫星快速太阳捕获，并保持长期对日跟踪的目的。

附图说明

图1为本发明一实施例提供的一种卫星的长期对日跟踪控制方法的流程示意图。

具体实施方式

以下结合附图1和具体实施方式对本发明一种卫星的长期对日跟踪控制方法作进一步详细说明。根据下面说明，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是，附图采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施方式的目的。为了使本发明的目的、特征和优点能够更加明显易懂，请参阅附图。须知，本说明书所附图式所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容能涵盖的范围内。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

本实施例提供的一种卫星的长期对日跟踪控制方法，包括：控制卫星的X周、Y轴实现卫星的-Z轴对日跟踪；卫星的Z轴机动将卫星的X轴保持在轨道平面内。

所述控制卫星的X、Y轴实现卫星的-Z轴对日跟踪的步骤包括：根据太阳敏感器得到的太阳角

和θ_s，陀螺测量到的卫星b坐标系的三轴角速度ω_bix、ω_biy和ω_biz，计算第一控制力矩，以控制卫星的X、Y轴实现星体的-Z轴对日跟踪。

对日定向的所述第一控制力矩采用如下公式进行计算

式中，T_{cx_b}表示卫星b坐标系X方向的控制力矩；T_{cy_b}表示卫星b坐标系Y方向的控制力矩；T_{cz_b}表示卫星b坐标系Z方向的控制力矩；

和θ_s表示太阳角，对

和θ_s进行限幅，即

|θ_s|≤π/18rad；ω_bix、ω_biy和ω_biz分别为卫星b坐标系的三轴角速度；K_pi和K_Di分别表示根据卫星质量特性设计的控制参数，其中i＝x,y,z；q_P,q_D的缺省值均为1。

可选地，所述卫星的Z轴机动将卫星的X轴保持在轨道平面内的步骤包括：获取偏航方位角和指令力矩，根据所述指令力矩，卫星的Z轴机动将卫星的X轴保持在轨道平面内；

所述偏航方位角采用如下公式进行计算：

经过卫星轨道计算得到平黄赤交角ε，黄经Λ，太阳赤经Ω_s，太阳赤纬δ_s，平轨道倾角h，平纬度幅角u、平升交点赤经Ω，则太阳矢量在惯性坐标系下的矢量S_i可表示为

式中，S_ix表示太阳矢量在惯性坐标系下X方向的投影，S_iy表示太阳矢量在惯性坐标系下Y方向的投影，S_iz表示太阳矢量在惯性坐标系下Z方向的投影，其中i表示惯性坐标系；

定义两个中间变量M、N：

M＝-cosΩ_ssinδ_ssinΩsin(h)+sinΩ_ssinδ_scosΩsin(h)+cosδ_scos(h) (3)

N＝sinΩ_ssinΩsin(h)+cosΩ_scosΩsin(h)

计算J2000惯性坐标系到卫星轨道坐标系的坐标转换矩阵A_oi：

A_oi11＝-sinucosΩ-cosucosisinΩ

A_oi12＝-sinusinΩ+cosucosicosΩ

A_oi13＝cosusini

A_oi21＝-sinisinΩ

A_oi122＝sinicosΩ

A_oi23＝-cosi

A_oi31＝-cosucosΩ+sinucosisinΩ

A_oi32＝-cosusinΩ-sinucosicosΩ

A_oi33＝-sinusini

计算太阳矢量在轨道面上的投影：

S_ox＝A_oi11cosΛ+A_oi12sinΛcosε+A_oi13sinΛsinε

S_oy＝A_oi21cosΛ+A_oi22sinΛcosε+A_oi23sinΛsinε

S_oz＝A_oi31cosΛ+A_oi32sinΛcosε+A_oi33sinΛsinε (5)

S_ox表示太阳矢量在轨道坐标系下X方向的投影，S_oy表示太阳矢量在轨道坐标系下Y方向的投影，S_oz表示太阳矢量在轨道坐标系下Z方向的投影；

太阳矢量在轨道系的坐标分量v₁＝[S_ox S_oy S_oz]^T。

太阳矢量在卫星b坐标系的坐标分量记为r₁，计算方法如下：

其中

ψ_s1为太阳敏感器测量得到的卫星的-Z轴的太阳角。

通过磁场公式得到磁场矢量在轨道系的坐标分量B_o，记为v₂

通过磁强计，得到磁场矢量在卫星b坐标系的坐标分量B_b，记为r₂。

建立如下两个坐标系

其中，r₁，r₂为太阳、磁场矢量在卫星b坐标系的坐标分量。

其中，v₁，v₂为太阳、磁场矢量在轨道系的坐标分量。

V＝[V₁ V₂ V₃] (8)

卫星b坐标系相对轨道坐标系的姿态矩阵A_b←o为

A_b←o＝RV^T。

将A_b←o转换为四元数，得到q_b←o，

式中，q_bi表示惯性坐标系到卫星b坐标系的转换四元数，q_oi表示惯性坐标系到轨道坐标系的转换四元数；

式中，q_s表示卫星b坐标系转换到目标坐标系的转换四元数；q_s1、q_s2、q_s3表示表示四元数q_s的矢量部分，q_s4表示表示四元数q_s的标量部分；

先对q_s进行归一化处理，然后进行如下计算

式中，ψ_m表示偏航方位角；

将ψ_m转换到[-π,π]的范围内，具体方法如下：

式中，ψ_m表示偏航方位角。

所述指令力矩采用如下公式进行计算：

若在连续的预设时间段内，

|θ_s|≤0.087rad，则卫星进行Z轴机动，将X轴控制到轨道平面内，所述指令力矩如下：

式中，T_{cx_b}表示卫星b坐标系X方向的控制力矩；T_{cy_b}表示卫星b坐标系Y方向的控制力矩；T_{cz_b}表示卫星b坐标系Z方向的控制力矩；ψ_m表示偏航方位角；

和θ_s表示太阳角，对

和θ_s进行限幅，即

|θ_s|≤π/18rad；ω_bix、ω_biy和ω_biz分别为卫星b坐标系的三轴角速度；K_pi和K_Di分别表示根据卫星质量特性设计的控制参数，其中i＝x,y,z；q_P,q_D的缺省值均为1。可以理解的是，所述预设时间段可以为10s(20拍)，但本发明不以此为限。

本实施例还包括：判断所述卫星是否位于阴影区，若否则重复上述过程，若是，则对卫星在阴影区进行姿态控制：当卫星进入阴影区时，则卫星b坐标系中的X轴、Y轴进行惯性保持控制，Z轴利用陀螺积分计算偏航方位角，

卫星b坐标系相对于惯性系的姿态角估值：

其中，T_s＝0.5s，采样周期；初值

最后一拍有效的偏航方位角ψ_m；

第二控制力矩采用如下公式进行计算：

式中，T_{cx_b}表示卫星b坐标系X方向的控制力矩；T_{cy_b}表示卫星b坐标系Y方向的控制力矩；T_{cz_b}表示卫星b坐标系Z方向的控制力矩；

K_pi和K_Di分别表示根据卫星质量特性设计的控制参数，其中i＝x,y,z；

表示滚动姿态角估值、

表示俯仰姿态角估值、

表示偏航姿态角估值，对

进行限幅为0.24rad。

由此，本实施例提供的一种卫星的长期对日跟踪控制方法，通过将卫星的X轴控制到轨道平面，建立了卫星一个稳态区域，减小了星体角动量的累积，解决了安装有大型天线、太阳阵等大型展开部件的卫星重力梯度力矩大，无法长期保持对日跟踪的问题，本发明为一种姿态快速捕获控制技术，实现了使用小角动量执行机构可以实现此类卫星快速太阳捕获，并保持长期对日跟踪的目的。

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)

1.一种卫星的长期对日跟踪控制方法，其特征在于，包括：

控制卫星的X轴、Y轴实现卫星的-Z轴对日跟踪；

卫星的Z轴机动将卫星的X轴保持在轨道平面内；

所述控制卫星的X轴、Y轴实现卫星的-Z轴对日跟踪的步骤包括：

根据太阳敏感器得到的太阳角

和θ_s，陀螺测量到的卫星b坐标系的三轴角速度ω_bix、ω_biy和ω_biz，计算第一控制力矩，以控制卫星的X轴、Y轴实现星体的-Z轴对日跟踪；

对日定向的所述第一控制力矩采用如下公式进行计算：

T_{cy_b}＝q_PK_Pyθ_s+q_DK_Dyω_biy

T_{cz_b}＝0

式中，T_{cx_b}表示卫星b坐标系X方向的控制力矩；T_{cy_b}表示卫星b坐标系Y方向的控制力矩；T_{cz_b}表示卫星b坐标系Z方向的控制力矩；

和θ_s表示太阳角，对

和θ_s进行限幅，即

|θ_s|≤π/18rad；ω_bix、ω_biy和ω_biz分别为卫星b坐标系的三轴角速度；K_pi和K_Di分别表示根据卫星质量特性设计的控制参数，其中i＝x,y,z；q_P,q_D的缺省值均为1；

所述卫星的Z轴机动将卫星的X轴保持在轨道平面内的步骤包括：

获取偏航方位角和指令力矩，根据所述指令力矩，卫星的Z轴机动将卫星的X轴保持在轨道平面内；

所述偏航方位角采用如下公式进行计算：

式中，ψ_m表示偏航方位角；

所述指令力矩采用如下公式进行计算：

若在连续的预设时间段内，

|θ_s|≤0.087rad，则卫星进行Z轴机动，将X轴控制到轨道平面内，所述指令力矩如下：

T_{cy_b}＝q_PK_Pyθ_s+q_DK_Dyω_biy

T_{cz_b}＝q_PK_Pzψ_m+q_DK_Dzω_biz

式中，T_{cx_b}表示卫星b坐标系X方向的控制力矩；T_{cy_b}表示卫星b坐标系Y方向的控制力矩；T_{cz_b}表示卫星b坐标系Z方向的控制力矩；ψ_m表示偏航方位角；

和θ_s表示太阳角，对

和θ_s进行限幅，即

|θ_s|≤π/18rad；ω_bix、ω_biy和ω_biz分别为卫星b坐标系的三轴角速度；K_pi和K_Di分别表示根据卫星质量特性设计的控制参数，其中i＝x,y,z；q_P,q_D的缺省值均为1。

2.如权利要求1所述的卫星的长期对日跟踪控制方法，其特征在于，

还包括：对卫星在阴影区进行姿态控制：

当卫星进入阴影区时，则卫星b坐标系中的X轴、Y轴进行惯性保持控制，Z轴利用陀螺积分计算偏航方位角，

卫星b坐标系相对于惯性系的姿态角估值：

其中，T_s＝0.5s，采样周期；初值

第二控制力矩采用如下公式进行计算：

式中，T_{cx_b}表示卫星b坐标系X方向的控制力矩；T_{cy_b}表示卫星b坐标系Y方向的控制力矩；T_{cz_b}表示卫星b坐标系Z方向的控制力矩；

K_pi和K_Di分别表示根据卫星质量特性设计的控制参数，其中i＝x,y,z；

表示滚动姿态角估值、

表示俯仰姿态角估值、

表示偏航姿态角估值，对

进行限幅为0.24rad。

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