CN112937923B - 一种近地倾斜轨道卫星双轴太阳翼驱动机构控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明的一个实施例公开了一种近地倾斜轨道卫星双轴太阳翼驱动机构控制方法，所述机构包括：第一轴机构、星体、第二轴机构和太阳翼；所述第一轴机构安装在星体上，第二轴机构通过连杆与第一轴机构连接，所述太阳翼与所述第二轴机构连接。本发明的一种近地倾斜轨道卫星双轴太阳翼驱动机构安装与控制方法，优化了机构系统配置，减小太阳帆板运动对整星姿态的干扰。同时给出了不同光照条件下的太阳翼驱动机构的控制参数计算方法和详细步骤，在满足整星姿控系统要求的前提下，可使卫星最大限度地获取太阳能量。

Description

一种近地倾斜轨道卫星双轴太阳翼驱动机构控制方法
技术领域
本发明涉及卫星控制领域。更具体地，涉及一种近地倾斜轨道卫星双轴太阳翼驱动机构控制方法、驱动机构、计算机设备和计算机可读存储介质。
背景技术
在轨道上运行的卫星大部分时间都处于光照期，太阳电池是一种将光能转换成电能的半导体器件，太阳电池阵利用太阳电池，通过物理变化将光能转换为电能，是目前卫星首选的发电装置。太阳电池阵根据结构分类可以分为体装式和展开式两种。安装在星体结构表面的太阳电池阵叫体装式太阳电池阵，安装在伸出星体外由机构展开并锁定的太阳电池阵称为展开式太阳电池阵。展开式又可分为对日跟踪定向太阳翼和固定式两种，前者通过机构对日定向，后者一般依靠星体对日定向。用来驱动太阳翼完成对日定向的机构称为太阳翼驱动机构(SADA)。对日跟踪定向太阳翼又分为单轴对日定向和双轴对日定向两种，对应的太阳翼驱动机构也分为单轴太阳翼驱动机构和双轴太阳翼驱动机构。
太阳电池阵法向和太阳方向之间的夹角称为太阳角，太阳电池阵的输出功率与太阳角的余弦成正比。对于近地倾斜轨道，受轨道面进动的影响，阳光与轨道面的夹角(Beta角)在0～360°之间周期性变化。对于运行姿态为三轴对地稳定的卫星，为了获得稳定的能源供给，需要采用双轴太阳翼驱动机构。双轴驱动机构由A轴机构(连续转动轴)、B轴机构(摆动轴)组成，通过包括铰链、连杆等附件组成完整的双轴对日定向驱动系统。其中A轴可以不间断连续旋转，B轴可以在一定的范围内往复摆动(通常为-90°～+90°)。
太阳翼通常分为两组，沿卫星本体对称安装。一种典型的安装方式如图4所示，A轴安装在星体上，B轴通过连杆与A轴连接，太阳翼与B轴连接。卫星三轴对地稳定飞行，卫星本体系X轴与轨道系X轴重合，本体系Z轴对地。随着卫星飞行，B轴跟踪角度等于阳光与轨道面夹角，为缓变量。A轴在一个轨道周期内匀速旋转360°，该安装方式一般需要两个A轴和B轴，配置复杂，且在某些光照条件下，太阳翼双翼的运动将导致整星受到较为严重的重力梯度力矩干扰，超出卫星姿态控制系统的能力。
发明内容
本发明的目的在于提供一种近地倾斜轨道卫星双轴太阳翼驱动机构和控制方法。以解决现有技术存在的问题中的至少一个。
为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：
第一方面，本发明提供一种近地倾斜轨道卫星双轴太阳翼驱动机构控制方法，
所述机构包括：
第一轴机构、星体、第二轴机构和太阳翼；
所述第一轴机构安装在星体上，第二轴机构通过连杆与第一轴机构连接，所述太阳翼与所述第二轴机构连接；
所述方法包括：
S100、设定第一轴允许的最大转动角速度；
S102、计算第二轴和第一轴的转动角度和角速度；
根据太阳矢量方向在卫星本体坐标系下的坐标，计算第二轴和第一轴的转动角度，通过差分得到转动角速度；单个轨道周期内，第一轴相对轨道面法线的最大摆动范围为±(90°－|β角|)；太阳帆板法线相对当地水平面的最大摆动范围为±(90°－|β角|)；当所述第一轴的最大转动角速度超出所述第一轴允许的最大转动角速度，记|β角|的临界值为β0；
S104、在当前|β角|>β0时，即第一轴最大需用转速未超限之前，跟踪方法步骤S102；
S106、在当前|β角|≤β0时，即计算得到的第一轴最大需用转速超限后:
第一轴继续跟踪理论转角，当第一轴相对轨道面法线摆动至(90°－|β角|)或－(90°－|β角|)位置时，停止跟踪理论转角，即不往回返，继续摆动至(90°+|β角|)或－(90°+|β角|)；并在(90°－|β角|)～(90°+|β角|)或－(90°+|β角|)～－(90°－|β角|)范围内持续摆动；
摆动角速度等于4|β角|/T，其中T为卫星的轨道周期，每半个轨道周期按照最新的β，更新一次第一轴的摆动范围和转动角速度；
当|β角|>β0时，重新按步骤S102方法进行跟踪。
在一个具体实施例中，
所述第一轴的转动角度等于太阳矢量在卫星本体XOY面投影与X轴的夹角；所述第二轴的转动角度等于太阳矢量与太阳矢量在卫星本体XOY面投影之间的夹角。
在一个具体实施例中，所述S106还包括：
所述第二轴采用恒速跟踪，跟踪角速度等于360°/T。
在一个具体实施例中，所述S100包括：
根据太阳翼绕第一轴的转动惯量数据、卫星平台的质量特性数据以及姿控系统执行机构的控制能力，得到第一轴允许的最大转动角速度。
在一个具体实施例中，
所述第一轴的最大转动角度随着所述|β角|变大而减小，随着所述|β角|变小而增大。
在一个具体实施例中，
所述设定第一轴允许的最大转动角速度为0.2°/s。
第二方面，本发明还提供了一种近地倾斜轨道卫星双轴太阳翼驱动机构，包括：
第一轴机构、星体、第二轴机构和太阳翼；
所述第一轴机构安装在星体上，第二轴机构通过连杆与第一轴机构连接，所述太阳翼与所述第二轴机构连接。
第三方面，本发明还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现如本申请第一方面提供的方法。
第四方面，本发明还提供一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现如本申请第一方面提供的方法。
本发明的有益效果如下：
本发明的一种近地倾斜轨道卫星双轴太阳翼驱动机构和控制方法，优化了机构系统配置，减小太阳帆板运动对整星姿态的干扰。同时给出了不同光照条件下的太阳翼驱动机构的控制参数计算方法和详细步骤，在满足整星姿控系统要求的前提下，可使卫星最大限度地获取太阳能量。
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双轴太阳翼驱动机构示意图。
图2示出根据本发明一个实施例的近地倾斜轨道卫星双轴太阳翼驱动机构控制方法流程图。
图3示出根据本发明一个实施例的太阳光与帆板法线的夹角随时间变化的示意图。
图4示出一种A轴固连在星体上的双轴太阳翼驱动机构示意图。
图5示出适于用来实现本申请实施例的计算机设备的结构示意图。
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。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。
第一实施例
本实施例的卫星轨道高度为1000km(地球平均半径取6378.137km)，轨道倾角80°
本发明的一个实施例公开了一种近地倾斜轨道卫星双轴太阳翼驱动机构控制方法，
所述机构包括：
第一轴机构、星体、第二轴机构和太阳翼；
所述第一轴机构安装在星体上，第二轴机构通过连杆与第一轴机构连接，所述太阳翼与所述第二轴机构连接。
在本实施例中，第一轴机构为图1中的B轴机构，第二轴机构为图1中的A轴机构。
如图2所示，所述方法包括：
S100、设定第一轴允许的最大转动角速度；卫星姿控系统根据太阳翼绕第一轴的转动惯量数据、卫星平台的质量特性数据以及姿控系统执行机构的控制能力，给出第一轴允许的最大转动角速度，在一个具体实施例中，所述设定第一轴允许的最大转动角速度为0.2°/s。
S102、计算第二轴和第一轴的转动角度和角速度；
根据太阳矢量方向在卫星本体坐标系下的坐标，计算第二轴和第一轴的转动角度，通过差分得到转动角速度。
在一个具体实施例中，记图1所示状态为SADA零位，所述第一轴的转动角度等于太阳矢量在卫星本体XOY面投影与X轴的夹角；单个轨道周期内，第一轴相对轨道面法线的最大摆动范围为±(90°－|β角|)(|X|表示取绝对值)。所述第二轴的转动角度等于太阳矢量与太阳矢量在卫星本体XOY面投影之间的夹角；单个轨道周期内，太阳帆板法线相对当地水平面的最大摆动范围为±(90°－|β角|)。
在一个具体实施例中，每个轨道周期中，第一轴的最大转动角速度出现在当卫星运行到太阳高度角绝对值最大值附近时；第一轴的最大转动角度随着所述|β角|变大而减小，随着所述|β角|变小而增大；当所述第一轴的最大转动角速度超出所述第一轴允许的最大转动角速度，记|β角|的临界值为β0。
在一个具体实施例中，根据卫星的轨道信息，β角的变化范围为-90°～+90°，变化速率约为1.86°/天。当|β角|≤16°时，第一轴的最大转动角速度≥0.2°/s，即|β0|＝16°。
S104、在当前|β角|>β0时，即第一轴最大需用转速未超限之前，跟踪方法步骤S102；
S106、在当前|β角|≤β0时，即计算得到的第一轴最大需用转速超限后:
第一轴继续跟踪理论转角，当第一轴相对轨道面法线摆动至(90°－|β角|)或－(90°－|β角|)位置时，停止跟踪理论转角，即不往回返，而是继续摆动至(90°+|β角|)或－(90°+|β角|)。并在(90°－|β角|)～(90°+|β角|)或－(90°+|β角|)～－(90°－|β角|)范围内持续摆动；摆动角速度等于4|β角|/T，其中T为卫星的轨道周期。在一个具体示例中，所述S106还包括：期间所述第二轴采用恒速跟踪，跟踪角速度等于360°/T。
每半个轨道周期按照最新的β，更新一次第一轴的摆动范围和转动角速度；
当|β角|>β0时，重新按步骤S102方法进行跟踪。
在一个具体实施例中，若当前β角为10°，即当前|β角|≤β0，理论上第一轴相对轨道面法线的最大摆动范围为－80°～+80°，最大角速度达到0.324°/s。采用本发明的方法，第一轴相对轨道面法线的摆动范围设定为－100°～－80°或80°～100°，摆动角速度等于±0.00634°/s，第二轴采用恒速跟踪，跟踪角速度等于0.05708°/s。
采用本发明的控制方法，太阳光与帆板法线的夹角随时间变化如图3所示，太阳帆板平均受照效率(定义为太阳光与帆板法线之间夹角的余弦值)可以达到99.29％，几乎不带来损失。
本发明提供的一种近地倾斜轨道卫星双轴太阳翼驱动机构控制方法，给出了不同光照条件下的太阳翼驱动机构的控制参数计算方法和详细步骤，在满足整星姿控系统要求的前提下，可使卫星最大限度地获取太阳能量。
第二实施例
如图1所示，本发明的一个实施例还公开了一种近地倾斜轨道卫星双轴太阳翼驱动机构，所述机构包括：
第一轴机构、星体、第二轴机构和太阳翼；
在本实施例中，第一轴机构为图1中的B轴机构，第二轴机构为图1中的A轴机构。
所述B轴机构安装在星体上，A轴机构通过连杆与B轴机构连接，所述太阳翼与所述A轴机构连接。
本发明提供的一种近地倾斜轨道卫星双轴太阳翼驱动机构，优化了机构系统配置，减小太阳帆板运动对整星姿态的干扰。
第三实施例
图5示出了本申请的另一个实施例提供的一种计算机设备的结构示意图。图5显示的计算机设备50仅仅是一个示例，不应对本申请实施例的功能和使用范围带来任何限制。如图5所示，计算机设备50以通用计算设备的形式表现。计算机设备50的组件可以包括但不限于：一个或者多个处理器或者处理单元500，系统存储器516，连接不同系统组件(包括系统存储器516和处理单元500)的总线501。
总线501表示几类总线结构中的一种或多种，包括存储器总线或者存储器控制器，外围总线，图形加速端口，处理器或者使用多种总线结构中的任意总线结构的局域总线。举例来说，这些体系结构包括但不限于工业标准体系结构(ISA)总线，微通道体系结构(MAC)总线，增强型ISA总线、视频电子标准协会(VESA)局域总线以及外围组件互连(PCI)总线。
计算机设50典型地包括多种计算机系统可读介质。这些介质可以是任何能够被计算机设备50访问的可用介质，包括易失性和非易失性介质，可移动的和不可移动的介质。
系统存储器516可以包括易失性存储器形式的计算机系统可读介质，例如随机存取存储器(RAM)504和/或高速缓存存储器506。计算机设备50可以进一步包括其它可移动/不可移动的、易失性/非易失性计算机系统存储介质。仅作为举例，存储系统508可以用于读写不可移动的、非易失性磁介质(图5未显示，通常称为“硬盘驱动器”)。尽管图5中未示出，可以提供用于对可移动非易失性磁盘(例如“软盘”)读写的磁盘驱动器，以及对可移动非易失性光盘(例如CD-ROM，DVD-ROM或者其它光介质)读写的光盘驱动器。在这些情况下，每个驱动器可以通过一个或者多个数据介质接口与总线501相连。存储器516可以包括至少一个程序产品，该程序产品具有一组(例如至少一个)程序模块，这些程序模块被配置以执行实施例一的功能。
具有一组(至少一个)程序模块512的程序/实用工具510，可以存储在例如存储器516中，这样的程序模块512包括但不限于操作系统、一个或者多个应用程序、其它程序模块以及程序数据，这些示例中的每一个或某种组合中可能包括网络环境的实现。程序模块512通常执行本申请所描述的实施例中的功能和/或方法。
计算机设备50也可以与一个或多个外部设备70(例如键盘、指向设备、显示器60等)通信，还可与一个或者多个使得用户能与该计算机设备50交互的设备通信，和/或与使得该计算机设备50能与一个或多个其它计算设备进行通信的任何设备(例如网卡，调制解调器等等)通信。这种通信可以通过输入/输出(I/O)接口502进行。并且，计算机设备50还可以通过网络适配器514与一个或者多个网络(例如局域网(LAN)，广域网(WAN)和/或公共网络，例如因特网)通信。如图5所示，网络适配器514通过总线501与计算机设备50的其它模块通信。应当明白，尽管图5中未示出，可以结合计算机设备50使用其它硬件和/或软件模块，包括但不限于：微代码、设备驱动器、冗余处理单元、外部磁盘驱动阵列、RAID系统、磁带驱动器以及数据备份存储系统等。
处理器单元500通过运行存储在系统存储器516中的程序，从而执行各种功能应用以及数据处理，例如实现本申请实施例一所提供的一种近地倾斜轨道卫星双轴太阳翼驱动机构控制方法。
本申请针对目前现有的问题，制定了一种适用于近地倾斜轨道卫星双轴太阳翼驱动机构控制方法的计算机设备，给出了不同光照条件下的太阳翼驱动机构的控制参数计算方法和详细步骤，在满足整星姿控系统要求的前提下，可使卫星最大限度地获取太阳能量。
第四实施例
本申请的另一个实施例提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现上述实施例一所提供的方法。在实际应用中，所述计算机可读存储介质可以采用一个或多个计算机可读的介质的任意组合。计算机可读介质可以是计算机可读信号介质或者计算机可读存储介质。
计算机可读存储介质例如可以是但不限于电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子(非穷举的列表)包括：具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦式可编程只读存储器(EPROM或闪存)、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(CD-ROM)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本实施例中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。
计算机可读的信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了计算机可读的程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。计算机可读的信号介质还可以是计算机可读存储介质以外的任何计算机可读介质，该计算机可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。
计算机可读介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括但不限于无线、电线、光缆、RF等等，或者上述的任意合适的组合。可以以一种或多种程序设计语言或其组合来编写用于执行本申请操作的计算机程序代码，所述程序设计语言包括面向对象的程序设计语言—诸如Java、Smalltalk、C++，还包括常规的过程式程序设计语言—诸如“C”语言或类似的程序设计语言。程序代码可以完全地在用户计算机上执行、部分地在用户计算机上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算机上部分在远程计算机上执行、或者完全在远程计算机或服务器上执行。在涉及远程计算机的情形中，远程计算机可以通过任意种类的网络——包括局域网(LAN)或广域网(WAN)—连接到用户计算机，或者，可以连接到外部计算机(例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接)。
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 (8)

1.一种近地倾斜轨道卫星双轴太阳翼驱动机构控制方法，其特征在于，
所述机构包括：
第一轴机构、星体、第二轴机构和太阳翼；
所述第一轴机构安装在星体上，第二轴机构通过连杆与第一轴机构连接，所述太阳翼与所述第二轴机构连接；
所述方法包括：
S100、设定第一轴允许的最大转动角速度；
S102、计算第二轴和第一轴的转动角度和角速度；
根据太阳矢量方向在卫星本体坐标系下的坐标，计算第二轴和第一轴的转动角度，通过差分得到转动角速度；单个轨道周期内，第一轴相对轨道面法线的最大摆动范围为±(90°－|β角|)；太阳帆板法线相对当地水平面的最大摆动范围为±(90°－|β角|)；当所述第一轴的最大转动角速度超出所述第一轴允许的最大转动角速度，记|β角|的临界值为β0；
S104、在当前|β角|>β0时，即第一轴最大需用转速未超限之前，转至S102；
S106、在当前|β角|≤β0时，即计算得到的第一轴最大需用转速超限后:
第一轴继续跟踪理论转角，当第一轴相对轨道面法线摆动至(90°－|β角|)或－(90°－|β角|)位置时，停止跟踪理论转角，即不往回返，继续摆动至(90°+|β角|)或－(90°+|β角|)；并在(90°－|β角|)～(90°+|β角|)或－(90°+|β角|)～－(90°－|β角|)范围内持续摆动；
摆动角速度等于4|β角|/T，其中T为卫星的轨道周期，每半个轨道周期按照最新的β，更新一次第一轴的摆动范围和转动角速度；
当|β角|>β0时，重新按步骤S102方法进行跟踪。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
所述第一轴的转动角度等于太阳矢量在卫星本体XOY面投影与X轴的夹角；所述第二轴的转动角度等于太阳矢量与太阳矢量在卫星本体XOY面投影之间的夹角。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述S106还包括：
所述第二轴采用恒速跟踪，跟踪角速度等于360°/T。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述S100包括：
根据太阳翼绕第一轴的转动惯量数据、卫星平台的质量特性数据以及姿控系统执行机构的控制能力，得到第一轴允许的最大转动角速度。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
所述第一轴的最大转动角度随着所述|β角|变大而减小，随着所述|β角|变小而增大。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
所述设定第一轴允许的最大转动角速度为0.2°/s。
7.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理器执行时实现如权利要求1-6中任一项所述的方法。
8.一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现如权利要求1-6中任一项所述的方法。
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