CN112937919B - 一种低轨道卫星双自由度太阳翼控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明的一个实施例公开了一种低轨道卫星双自由度太阳翼控制方法，包括：S1:获取卫星的角速度，并判断所述角速度的绝对值是否大于速度阈值，如果大于则将太阳翼的转动轴和摆动轴的控制指令设置为停转保持指令后进行S5，否则进行S2；S2：获取卫星本体系下的太阳矢量，并将其转换到轨道坐标系下；S3:计算轨道面与太阳矢量之间的夹角，并判断所述夹角的绝对值是否小于角度阈值，如果小于，则将太阳翼设置为连续对日跟踪控制，否则设置为固定角度对日跟踪控制；S4：判断太阳翼转动轴和摆动轴是否同时控制，若是同时控制则进行S5，否则对转动轴的指令进行调整；S5：输出转动轴和摆动轴的控制指令控制太阳翼运动。
Description
技术领域
本发明涉及航天器控制技术领域。更具体地，涉及一种低轨道卫星双自由度太阳翼控制方法。
背景技术
随时随地的互联网接入是当前信息时代最重要的特征，以OneWeb和SpaceX等国外多家企业都提出了大型低轨道宽带卫星星座系统，计划为全球提供随时随地的互联网接入服务。
低轨道宽带卫星需要采用非太阳同步轨道，导致太阳和轨道面夹角出现周期性大范围变化，当太阳垂直照射到轨道面时，垂直轨道面的太阳翼无法获得能源。所以，非太阳同步轨道的卫星如果只配备单自由度的太阳翼，为了实现太阳翼对日定向，需要卫星进行周期性大角度姿态机动，这会导致卫星的工作过程被周期性打断，而且卫星的周期性姿态机动破坏了现有的姿态稳定性，机动完成后还需要重新建立稳定姿态，也会给卫星姿态控制系统带来不确定性的风险。
发明内容
有鉴于此，本发明的第一个实施例提供一种低轨道卫星双自由度太阳翼控制方法，包括：
S1:获取卫星的角速度，并判断所述角速度的绝对值是否大于速度阈值，如果大于则将太阳翼的转动轴和摆动轴的控制指令设置为停转保持指令后进行S5，否则进行S2；
S2：根据卫星上的太阳敏感器获取卫星本体系下的太阳矢量，并将其转换到轨道坐标系下；
S3:根据所述太阳矢量计算轨道面与太阳矢量之间的夹角，并判断所述夹角的绝对值是否小于角度阈值，如果小于所述阈值，则将太阳翼设置为连续对日跟踪控制，否则将太阳翼设置为固定角度对日跟踪控制；
S4：判断太阳翼转动轴和摆动轴是否同时控制，若是同时控制则进行S5，否则根据摆动轴的状态，对转动轴的指令进行调整；
S5：输出转动轴和摆动轴的控制指令控制太阳翼运动。
在一个具体实施例中，所述转动轴的控制指令包括速度指令和停转指令，所述摆动轴的控制指令包括跟踪指令和停转指令。
在一个具体实施例中，S3中所述夹角计算方法为：
其中，SunOrb(1)、SunOrb(2)和SunOrb(3)分别为太阳翼在轨道坐标系下的X轴、Y轴和Z轴坐标。
在一个具体实施例中，在将太阳翼设置为连续对日跟踪控制后，根据卫星本体系下的太阳矢量计算太阳翼转动轴的目标跟踪角度和跟踪误差，调整转动轴的指令和摆动轴指令，其中，
计算所述目标跟踪角度DestAngA为：
DestAngA＝-sign[SunBody(1)]×DestAngA1
其中，
SunBody(1)和SunBody(3)分别为太阳翼在本体坐标系下的X轴和Z轴坐标。
在一个具体实施例中，当所述跟踪误差大于预设的跟踪误差滞环右门限时，设置转动轴的指令为速度指令，且速度为速度档位的第一档位正转或者反转；
当所述跟踪误差小于预设的跟踪误差滞环右门限时，设置转动轴的指令为速度指令，且速度为速度档位的第二档位正转或者反转；
当摆动轴处于预设的角度时，则设置摆动轴指令为停转保持指令；
当摆动轴处于其它角度时，则设置摆动轴指令为角度跟踪指令且跟踪预设角度。
在一个具体实施例中，将太阳翼设置为固定角度对日跟踪控制后，设置转动轴的控制指令为速度指令且速度档位为第二档位正转或反转，当转动轴旋转到85°的位置时将转动轴的速度指令的速度档位切换为第一档位正转或反转，当转动轴旋转到89.5°的位置时，将转动轴的控制指令切换为停转保持指令，使其停在90°的位置，且误差小于0.5°；
根据夹角β的符号设置摆动轴的指令，如果β符号为正，则摆动轴的控制指令为90°，否则为-90°。
在一个具体实施例中，所述S4中摆动轴的状态为运动状态时，将转动轴的控制指令切换为停转保持，否则不修改转动轴的控制指令。
在一个具体实施例中，判断所述摆动轴状态的依据为，获取卫星三个周期角速度的绝对值，判断三个周期角速度的绝对值是否小于停转阈值，如果小于停转阈值，则认为摆动轴处于停转状态，否则认为摆动轴处于运动状态。
在一个具体实施例中，判断转动轴为正转或反转的依据为：
将跟踪误差转换到±180°的范围内并将结果对360取余，如果取余后的值大于180°，转动轴为反转，否则为正转。
在一个具体实施例中，第一档位速度为卫星轨道角速度，第二档位速度为三倍卫星轨道角速度。
本发明的有益效果如下：
本发明无需卫星姿态机动就可以使卫星太阳翼跟踪太阳，从而卫星可以始终保持在三轴对地稳定状态，卫星的正常工作流程无需因姿态机动而被打断，提高了卫星的工作效率，降低了卫星的管理成本；太阳翼控制逻辑还考虑了挠性以及大惯量对卫星姿态控制的影响，可有效减小太阳翼转动与卫星机动之间的耦合作用，为挠性卫星的太阳翼控制提供了理论依据；在设计控制策略时避免了当太阳翼处于某些角度导致重力梯度力矩引起卫星角动量单方向累积的情况出现，保证了卫星的姿态稳定性。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示出根据本发明一个实施例的低轨道卫星双自由度太阳翼的架构图
图2示出根据本发明一个实施例的低轨道卫星双自由度太阳翼控制方法流程图。
图3示出根据本发明一个实施例的轨道坐标系和惯性坐标系示意图。
图4示出根据本发明一个实施例的太阳矢量平行于轨道面时的太阳方位图。
图5示出根据本发明一个实施例的太阳矢量垂直于轨道面时的太阳方位图。
具体实施方式
为使本发明的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施方式作进一步地详细描述。
如图1所示，一种低轨道卫星双自由度太阳翼的架构图，太阳翼是指在卫星本体系±Y轴方向的太阳翼，并分别定义其为第一太阳翼和第二太阳翼，双自由度是指具有转动和摆动两个自由度的太阳翼，转动轴和摆动轴分别为图1的A轴和B轴。其中转动轴与单自由度太阳翼的旋转轴作用一致；摆动轴位于转动轴输出轴的延长杆上，转动轴可以带动摆动轴一起旋转，转动轴和摆动轴的旋转方向正交；分别由两个独立的控制器控制转动轴和摆动轴旋转，两轴之间不存在互相干扰。
如图2所示，一种低轨道卫星双自由度太阳翼控制方法，包括：
S1:获取卫星的角速度，并判断所述角速度的绝对值是否大于速度阈值，如果大于则将太阳翼的转动轴和摆动轴的控制指令设置为停转保持指令后进行S5，否则进行S2；
其中，所述转动轴的控制指令包括速度指令和停转指令，可以根据所述速度指令切换两档速度，在一个具体示例中，第一档速度为卫星轨道角速度，第二档速度为三倍卫星轨道角速度，所述摆动轴的控制指令包括跟踪指令和停转指令，其中跟踪指令可以为令摆动轴追踪±90°内的任意角度，在此不做限定。
S2：根据卫星上的太阳敏感器获取卫星本体系下的太阳矢量(SunBody)，并将其转换到如图3所示的轨道坐标系(SunOrb)下；
S3:根据所述太阳矢量计算轨道面与太阳矢量之间的夹角，并判断所述夹角的绝对值是否小于角度阈值，如果小于所述阈值，则将太阳翼设置为如图4连续对日跟踪控制，否则将太阳翼设置为如图5固定角度对日跟踪控制；
其中，所述夹角计算方法为：
其中，SunOrb(1)、SunOrb(2)和SunOrb(3)分别为太阳翼在轨道坐标系下的X轴、Y轴和Z轴坐标。
在将太阳翼设置为连续对日跟踪控制后，根据卫星本体系下的太阳矢量计算太阳翼转动轴的目标跟踪角度和跟踪误差，调整转动轴的指令和摆动轴指令，其中，
计算所述目标跟踪角度DestAngA为：
DestAngA＝-sign[SunBody(1)]×DestAngA1
其中，
SunBody(1)和SunBody(3)分别为太阳翼在本体坐标系下的X轴和Z轴坐标。
当所述跟踪误差大于预设的跟踪误差滞环右门限时，设置转动轴的指令为速度指令，且速度为速度档位的第一档位正转或者反转；
当所述跟踪误差小于预设的跟踪误差滞环右门限时，设置转动轴的指令为速度指令，且速度为速度档位的第二档位正转或者反转；
当摆动轴处于预设的角度，例如0°时，则设置摆动轴指令为停转保持指令；
当摆动轴处于其它角度时，则设置摆动轴指令为角度跟踪指令且跟踪预设角度，例如0°。
将太阳翼设置为固定角度对日跟踪控制后，设置转动轴的控制指令为速度指令且速度档位为第二档位，当转动轴旋转到85°的位置时将转动轴的速度指令的速度档位切换为第一档位，当转动轴旋转到89.5°的位置时，将转动轴的控制指令切换为停转保持指令，使其停在90°的位置，且误差小于0.5°。
根据夹角β的符号设置摆动轴的指令，如果β符号为正，则摆动轴的控制指令为90°，否则为-90°。
在一个具体示例中，判断转动轴为正转或反转的依据为：
将跟踪误差转换到±180°的范围内并将结果对360取余，如果取余后的值大于180°，转动轴为反转，否则为正转。
S4：根据双轴同时控制标志位P_ABSameControl判断太阳翼转动轴和摆动轴是否同时控制，若是同时控制则进行S5，否则根据摆动轴的状态，对转动轴的指令进行调整；
更具体地，当摆动轴的状态为运动状态时，将转动轴的控制指令切换为停转保持，否则不修改转动轴的控制指令。
判断所述摆动轴状态的依据为，获取卫星三个周期角速度的绝对值，判断三个周期角速度的绝对值是否小于停转阈值，如果小于停转阈值，则认为摆动轴处于停转状态，否则认为摆动轴处于运动状态。
S5：输出转动轴和摆动轴的控制指令控制太阳翼运动。
以上实施例仅对一号太阳翼的控制指令进行说明，由于第一太阳翼和第二太阳翼在安装上完全对称，第二太阳翼与第一太阳翼原理及工作流程相似，唯一区别为控制指令符号相反，其余相关之处本领域人员可以参照上述说明，在此不再赘述。
通过本发明提供的低轨道卫星双自由度太阳翼控制及故障处理方法，在满足对太阳翼对日跟踪的同时，能够保证卫星可以始终保持在三轴对地稳定状态，卫星的正常工作流程无需因姿态机动而被打断，提高了卫星的工作效率；太阳翼控制逻辑考虑了挠性以及大惯量对卫星姿态控制的影响，可有效减小太阳翼转动与卫星机动之间的耦合作用。
显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。
Claims (10)
1.一种低轨道卫星双自由度太阳翼控制方法，其特征在于，包括：
S1:获取卫星的角速度，并判断所述角速度的绝对值是否大于速度阈值，如果大于则将太阳翼的转动轴和摆动轴的控制指令设置为停转保持指令后进行S5，否则进行S2；
S2：根据卫星上的太阳敏感器获取卫星本体系下的太阳矢量，并将其转换到轨道坐标系下；
S3:根据所述太阳矢量计算轨道面与太阳矢量之间的夹角，并判断所述夹角的绝对值是否小于角度阈值，如果小于所述阈值，则将太阳翼设置为连续对日跟踪控制，否则将太阳翼设置为固定角度对日跟踪控制；
S4：判断太阳翼转动轴和摆动轴是否同时控制，若是同时控制则进行S5，否则根据摆动轴的状态，对转动轴的指令进行调整；
S5：输出转动轴和摆动轴的控制指令控制太阳翼运动。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述转动轴的控制指令包括速度指令和停转指令，所述摆动轴的控制指令包括跟踪指令和停转指令。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，S3中所述夹角计算方法为：
其中，SunOrb(1)、SunOrb(2)和SunOrb(3)分别为太阳翼在轨道坐标系下的X轴、Y轴和Z轴坐标。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，在将太阳翼设置为连续对日跟踪控制后，根据卫星本体系下的太阳矢量计算太阳翼转动轴的目标跟踪角度和跟踪误差，调整转动轴的指令和摆动轴指令，其中，
计算所述目标跟踪角度DestAngA为：
DestAngA＝-sign[SunBody(1)]×DestAngA1
其中，
SunBody(1)和SunBody(3)分别为太阳翼在本体坐标系下的X轴和Z轴坐标。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，当所述跟踪误差大于预设的跟踪误差滞环右门限时，设置转动轴的指令为速度指令，且速度为速度档位的第一档位正转或者反转；
当所述跟踪误差小于预设的跟踪误差滞环右门限时，设置转动轴的指令为速度指令，且速度为速度档位的第二档位正转或者反转；
当摆动轴处于预设的角度时，则设置摆动轴指令为停转保持指令；
当摆动轴处于其它角度时，则设置摆动轴指令为角度跟踪指令且跟踪预设角度。
6.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，将太阳翼设置为固定角度对日跟踪控制后，设置转动轴的控制指令为速度指令且速度档位为第二档位正转或反转，当转动轴旋转到85°的位置时将转动轴的速度指令的速度档位切换为第一档位正转或反转，当转动轴旋转到89.5°的位置时，将转动轴的控制指令切换为停转保持指令，使其停在90°的位置，且误差小于0.5°；
根据夹角β的符号设置摆动轴的指令，如果β符号为正，则摆动轴的控制指令为90°，否则为-90°。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述S4中摆动轴的状态为运动状态时，将转动轴的控制指令切换为停转保持，否则不修改转动轴的控制指令。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，判断所述摆动轴状态的依据为，获取卫星三个周期角速度的绝对值，判断三个周期角速度的绝对值是否小于停转阈值，如果小于停转阈值，则认为摆动轴处于停转状态，否则认为摆动轴处于运动状态。
9.根据权利要求5或6所述的方法，其特征在于，判断转动轴为正转或反转的依据为：
将跟踪误差转换到±180°的范围内并将结果对360取余，如果取余后的值大于180°，转动轴为反转，否则为正转。
10.根据权利要求5或6所述的方法，其特征在于，第一档位速度为卫星轨道角速度，第二档位速度为三倍卫星轨道角速度。
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