CN113772130A - 一种确定太阳电池阵法线矢量的方法 - Google Patents

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CN113772130A
CN113772130A CN202111225149.6A CN202111225149A CN113772130A CN 113772130 A CN113772130 A CN 113772130A CN 202111225149 A CN202111225149 A CN 202111225149A CN 113772130 A CN113772130 A CN 113772130A
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now
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satellite
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戴正升
朱野
曹彩霞
吴子轶
谢祥华
严玲玲
方禹鑫
卞晶
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Abstract

本发明涉及航天器姿态控制技术领域，提出一种确定太阳电池阵法线矢量的方法，包括下列步骤：构造姿态导引律，其中包括确定卫星进行姿态变化时星体的期望指向四元数和期望角速度；确定卫星的转动角速度，并且计算卫星当前姿态与星体的期望指向四元数和期望角速度之间的偏差，以便控制卫星根据所述姿态导引律进行姿态变化；确定卫星进行姿态变化时的太阳电池阵电流的变化；以及根据所述太阳电池阵电流确定太阳电池阵法线矢量。

Description

一种确定太阳电池阵法线矢量的方法
技术领域
本发明总的来说涉及航天器姿态控制技术领域。具体而言，本发明涉及一种确定太阳电池阵法线矢量的方法。
背景技术
卫星星体上通常安装有太阳电池阵用于获取电能，太阳电池阵一般包括太阳电池以及基板。随着卫星技术的发展，卫星载荷对能源需求越来越大，为了更加高效地获取电能，除增大太阳电池阵布片面积外，还可以使电池阵法线方向时刻与太阳光平行以更好的获取太阳能。现有技术中通常通过安装电池阵驱动机构来驱动太阳电池阵旋转。
然而由于结构、重量等原因，太阳电池阵以及所述电池阵驱动机构一般均无备份。所述电池阵驱动机构在轨工作过程中需要始终相对星体转动，而一旦所述电池阵驱动机构失效，太阳电池阵将保持固定指向。这种情况下就需要确定卫星本体坐标系中太阳电池阵法线矢量，并且通过转动星体使太阳电池阵法线朝向太阳获取能源。
现有技术中当所述电池阵驱动机构的信号传输功能正常时，可以通过安装在太阳电池阵上的太阳敏感器或者所述电池阵驱动机构自身的测角敏感器来计算太阳电池阵法线矢量。然而当所述电池阵驱动机构信号传输或敏感器异常时将无法确定太阳电池阵法线矢量。
发明内容
为至少部分解决现有技术中的上述问题，本发明提出一种确定太阳电池阵法线矢量的方法，包括下列步骤：
构造姿态导引律，其中包括确定卫星进行姿态变化时星体的期望指向四元数和期望角速度；
确定卫星的转动角速度，并且计算卫星当前姿态与星体的期望指向四元数和期望角速度之间的偏差，以便控制卫星根据所述姿态导引律进行姿态变化；
确定卫星进行姿态变化时的太阳电池阵电流的变化；以及
根据所述太阳电池阵电流确定太阳电池阵法线矢量。
在本发明一个实施例中规定，星体根据所述姿态导引律的导引分别绕卫星本体坐标系的三个坐标轴进行整周转动并且转动过程中转动轴垂直于太阳矢量，其中包括：
在初始时刻，卫星本体坐标系的Z轴指向太阳矢量方向；
在导引开始后的0～Ts时间内，卫星本体坐标系的X轴垂直于太阳矢量，卫星绕卫星本体坐标系的X轴以转动角速度ωs转动360°，其中，Ts表示星体绕卫星本体坐标系的坐标轴整周转动所需时间，表示为下式：
Figure BDA0003316470370000021
在导引开始后的Ts～Ts+Td时间内，星体恢复至卫星本体坐标系的Z轴指向太阳矢量方向，其中Td表示完成一个轴向的整周转动后到开始下一个轴向的整周转动所需的准备时间；
在导引开始后的Ts+Td～2Ts+Td时间内，卫星本体坐标系的Y轴垂直于太阳矢量，星体绕卫星本体坐标系的Y轴以角速度ωs转动360°；
在导引开始后的
Figure BDA0003316470370000022
时间内，星体绕卫星本体坐标系的X轴或Y轴转动90°，以便使卫星本体坐标系的X轴或Y轴指向太阳矢量方向并且Z轴垂直于太阳矢量方向；以及
在导引开始后的
Figure BDA0003316470370000023
时间内，卫星本体坐标系的Z轴垂直于太阳矢量方向，星体绕卫星本体坐标系的Z轴以转动角速度ωs转动360°，其中以Tall表示星体完成上述姿态变化的时间，
Figure BDA0003316470370000024
在本发明一个实施例中规定，构造所述姿态导引律包括确定tstart～tstart+Tall时间内的期望指向四元数qd(t)和期望角速度ωd(t)，其中tstart表示所述姿态导引律开始时刻；
其中以tnow表示星上时刻，当tnow≤tstart时将所述期望角速度ωd(t)表示为下式：
ωd(tnow)＝[0 0 0]T；
根据tnow时刻J2000惯性坐标系中的太阳矢量单位位置矢量
Figure BDA0003316470370000025
计算欧拉转角
Figure BDA0003316470370000026
表示为下式：
Figure BDA0003316470370000027
ψ＝0
Figure BDA0003316470370000031
其中，
Figure BDA0003316470370000032
表示太阳矢量模值，Six，Siy，Siz表示
Figure BDA0003316470370000033
的三个分量；以及
将所述欧拉转角
Figure BDA0003316470370000034
按Z-X-Y的旋转次序转换为tnow时刻的期望指向四元数qd(tnow)，表示为下式：
Figure BDA0003316470370000035
当tstart＜tnow≤tstart+Ts时，所述期望角速度ωd(tnow)表示为下式：
ωd(tnow)＝[ωs 0 0]T；
根据所述期望角速度ωd(tnow)计算一个积分时间内星体转过的角度δ，表示为下式：
δ＝|ωd(tnow)|·Δt
Figure BDA0003316470370000036
其中，|ωd(tnow)|表示期望角速度矢量模值，ωdx，ωdy，ωdz表示ωd的三个分量，Δt表示积分时间；
将星体的转动四元数qm表示为下式：
Figure BDA0003316470370000037
以及
根据星体的前一周期的期望指向四元数qd(tnow-Δt)和所述转动四元数qm，计算当前时刻的期望指向四元数qd(tnow)，表示为下式：
qd(tnow)＝qd(tnow-Δt)·qm；
当tstart+Ts＜tnow≤tstart+Ts+Td时，所述期望角速度ωd(tnow)表示为下式：
ωd(tnow)＝[0 0 0]T
根据tnow时刻J2000惯性坐标系中的太阳矢量单位位置矢量
Figure BDA00033164703700000310
计算欧拉转角
Figure BDA00033164703700000311
表示为下式：：
Figure BDA0003316470370000038
ψ＝0以及
将所述欧拉转角
Figure BDA0003316470370000039
按Z-X-Y的旋转次序转换为tnow时刻的期望指向四元数qd(tnow)，表示为下式：
Figure BDA0003316470370000041
当tstart+Ts+Td＜tnow≤tstart+2Ts+Td时，所述期望角速度ωd(tnow)表示为下式：
ωd(tnow)＝[0 ωs 0]T；
根据所述期望角速度ωd(tnow)计算一个积分时间内星体转过的角度δ，表示为下式：
δ＝|ωd(tnow)|·Δt
将星体的转动四元数qm表示为下式：
Figure BDA0003316470370000042
以及
根据星体的前一周期的期望指向四元数qd(tnow-Δt)和所述转动四元数qm，计算当前时刻的期望指向四元数qd(tnow)，表示为下式：
qd(tnow)＝qd(tnow-Δt)·qm；
当tstart+2Ts+Td＜tnow≤tstart+2Ts+Ts/4+Td时，所述期望角速度ωd(tnow)表示为下式：
ωd(tnow)＝[0 0 0]T；
根据tnow时刻J2000惯性坐标系中的太阳矢量单位位置矢量
Figure BDA0003316470370000043
计算欧拉转角
Figure BDA0003316470370000044
表示为下式：
Figure BDA0003316470370000045
ψ＝0；
将所述欧拉转角
Figure BDA0003316470370000046
按Z-X-Y的旋转次序转换为过程四元数q0，表示为下式：
Figure BDA0003316470370000047
以及
根据所述过程四元数q0以及星体的转动四元数qm计算tnow时刻的期望指向四元数qd(tnow)，表示为下式：
qd(tnow)＝q0·qm
qm＝[0.7071 0 0.7071 0]T；
以及当tstart+2Ts+Ts/4+Td＜tnow≤tstart+Tall时，所述期望角速度ωd(tnow)表示为下式：
ωd(tnow)＝[0 0 ωs]T；
根据所述期望角速度ωd(tnow)计算一个积分时间内星体转过的角度δ，表示为下式：
δ＝|ωd(tnow)|·Δt；
将星体的转动四元数qm表示为下式：
Figure BDA0003316470370000051
以及
根据星体的前一周期的期望指向四元数qd(tnow-Δt)和所述转动四元数qm，计算当前时刻的期望指向四元数qd(tnow)，表示为下式：
qd(tnow)＝qd(tnow-Δt)·qm。
在本发明一个实施例中规定，卫星通过星上飞轮控制卫星的转动，其中所述卫星的转动角速度ωs表示为下式：
Figure BDA0003316470370000052
其中，h表示星上飞轮的额定角动量、I表示星体惯量以及k表示系统设计余量。
在本发明一个实施例中规定，将完成一个轴向的整周转动后到开始下一个轴向的整周转动所需的准备时间Td表示为下式：
Figure BDA0003316470370000053
其中，Twheel表示星上飞轮的最大输出力矩，T0表示姿态稳定时间。
在本发明一个实施例中规定，根据所述太阳电池阵电流确定太阳电池阵法线矢量包括下列步骤：
在所述太阳电池阵电流I(t1)＞η·Im的第一时刻t1，将第一时刻t1卫星本体坐标系下的第一单位太阳矢量表示为
Figure BDA0003316470370000054
将第一时刻t1的第一太阳电池阵电流I(t1)表示为I1，并且输出所述第一单位太阳矢量
Figure BDA0003316470370000055
和第一太阳电池阵电流I1，其中η表示有效门限比例、Im表示太阳电池阵在一个太阳常数光照条件直射下产生的电流；
在所述太阳电池阵电流I(t2)＞η·Im的第二时刻t2，将第二时刻t2卫星本体坐标系下的第二单位太阳矢量表示为
Figure BDA0003316470370000056
将第二时刻t2的第二太阳电池阵电流I(t2)表示为I2，其中当
Figure BDA0003316470370000057
时将
Figure BDA0003316470370000058
和I2清零，并且重新等待所述太阳电池阵电流I(t2)＞η·Im的第二时刻t2，当
Figure BDA0003316470370000061
时输出所述第二单位太阳矢量表示为
Figure BDA0003316470370000062
和第二太阳电池阵电流I(t2)，其中ε表示单位太阳矢量夹角判断门限；
在所述太阳电池阵电流I(t3)＞η·Im的第三时刻t3，将第三时刻t3卫星本体坐标系下的第三单位太阳矢量表示为
Figure BDA0003316470370000063
将第三时刻t3的第三太阳电池阵电流I(t3)表示为I3，其中当
Figure BDA0003316470370000064
时将
Figure BDA0003316470370000065
和I3清零，并且重新等待所述太阳电池阵电流I(t3)＞η·Im的第三时刻t3，当
Figure BDA0003316470370000066
时输出所述第三单位太阳矢量
Figure BDA0003316470370000067
和第三太阳电池阵电流I3，取中
Figure BDA0003316470370000068
表示对矩阵求行列式；以及
根据所述第一至第三单位太阳矢量以及第一至第三太阳电池阵电流确定卫星本体坐标系下太阳电池阵法线矢量
Figure BDA0003316470370000069
，表示为下式：
Figure BDA00033164703700000610
Figure BDA00033164703700000611
其中，上标-1表示对矩阵求逆矩阵、
Figure BDA00033164703700000612
表示太阳电池阵法线矢量模值、Lx，Ly，Lz表示
Figure BDA00033164703700000613
的三个分量。
本发明至少具有如下有益效果：本发明提出一种确定太阳电池阵法线矢量的方法，该方法通过转动星体并且结合太阳光以不同入射角度照射太阳电池阵产生的电流大小不同来确定卫星本体坐标系中的太阳电池阵法线矢量，其不依赖于电池阵驱动机构传输的敏感器信号，可以有效应对星上电池阵驱动机构信号传输或敏感器异常的情况。
附图说明
为进一步阐明本发明的各实施例中具有的及其它的优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。
图1示出了本发明一个实施例中确定太阳电池阵法线矢量的方法的流程示意图。
具体实施方式
应当指出，各附图中的各组件可能为了图解说明而被夸大地示出，而不一定是比例正确的。在各附图中，给相同或功能相同的组件配备了相同的附图标记。
在本发明中，除非特别指出，“布置在…上”、“布置在…上方”以及“布置在…之上”并未排除二者之间存在中间物的情况。此外，“布置在…上或上方”仅仅表示两个部件之间的相对位置关系，而在一定情况下、如在颠倒产品方向后，也可以转换为“布置在…下或下方”，反之亦然。
在本发明中，各实施例仅仅旨在说明本发明的方案，而不应被理解为限制性的。
在本发明中，除非特别指出，量词“一个”、“一”并未排除多个元素的场景。
在此还应当指出，在本发明的实施例中，为清楚、简单起见，可能示出了仅仅一部分部件或组件，但是本领域的普通技术人员能够理解，在本发明的教导下，可根据具体场景需要添加所需的部件或组件。另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。
在此还应当指出，在本发明的范围内，“相同”、“相等”、“等于”等措辞并不意味着二者数值绝对相等，而是允许一定的合理误差，也就是说，所述措辞也涵盖了“基本上相同”、“基本上相等”、“基本上等于”。以此类推，在本发明中，表方向的术语“垂直于”、“平行于”等等同样涵盖了“基本上垂直于”、“基本上平行于”的含义。
另外，本发明的各方法的步骤的编号并未限定所述方法步骤的执行顺序。除非特别指出，各方法步骤可以以不同顺序执行。
下面结合具体实施方式参考附图进一步阐述本发明。
如图1所示在本发明一个实施例中提出一个确定太阳电池阵法线矢量的方法，其中可以包括下列步骤：
步骤101：构造姿态导引律，其中包括确定卫星进行姿态变化时星体的期望指向四元数和期望角速度；
步骤102：确定卫星的转动角速度，并且计算卫星当前姿态与星体的期望指向四元数和期望角速度之间的偏差，以便控制卫星根据所述姿态导引律进行姿态变化；
步骤103：确定卫星进行姿态变化时的太阳电池阵电流的变化；以及
步骤104：根据所述太阳电池阵电流确定太阳电池阵法线矢量。
步骤101中所构造姿态导引律可以使星体根据所述姿态导引律的导引分别绕卫星本体坐标系的三个坐标轴进行整周转动并且转动过程中转动轴垂直于太阳矢量。
具体而言，所述姿态导引律的构造策略可以包括：
在初始时刻，卫星本体坐标系的Z轴指向太阳矢量方向；
在导引开始后的0～Ts时间内，卫星本体坐标系的X轴垂直于太阳矢量，卫星绕卫星本体坐标系的X轴以转动角速度ωs转动360°，其中，Ts表示星体绕卫星本体坐标系的坐标轴整周转动所需时间，表示为下式：
Figure BDA0003316470370000081
在导引开始后的Ts～Ts+Td时间内，星体恢复至卫星本体坐标系的Z轴指向太阳矢量方向，其中Td表示完成一个轴向的整周转动后到开始下一个轴向的整周转动所需的准备时间；
在导引开始后的Ts+Td～2Ts+Td时间内，卫星本体坐标系的Y轴垂直于太阳矢量，星体绕卫星本体坐标系的Y轴以角速度ωs转动360°；
在导引开始后的
Figure BDA0003316470370000082
时间内，星体绕卫星本体坐标系的X轴或Y轴转动90°，以便使卫星本体坐标系的X轴或Y轴指向太阳矢量方向并且Z轴垂直于太阳矢量方向；以及
在导引开始后的
Figure BDA0003316470370000083
时间内，卫星本体坐标系的Z轴垂直于太阳矢量方向，星体绕卫星本体坐标系的Z轴以转动角速度ωs转动360°，其中以Tall表示星体完成上述姿态变化的时间，
Figure BDA0003316470370000091
构造所述姿态导引律包括确定tstart～tstart+Tall时间内的期望指向四元数qd(t)和期望角速度ωd(t)，其中tstart表示所述姿态导引律开始时刻；
其中以tnow表示星上时刻，当tnow≤tstart时将所述期望角速度ωd(t)表示为下式：
ωd(tnow)＝[0 0 0]T；
根据tnow时刻J2000惯性坐标系中的太阳矢量单位位置矢量
Figure BDA0003316470370000092
计算欧拉转角
Figure BDA0003316470370000093
表示为下式：
Figure BDA0003316470370000094
Figure BDA0003316470370000095
其中，
Figure BDA0003316470370000096
表示太阳矢量模值，Six，Siy，Siz表示
Figure BDA0003316470370000097
的三个分量；以及
将所述欧拉转角
Figure BDA0003316470370000098
按Z-X-Y的旋转次序转换为tnow时刻的期望指向四元数qd(tnow)，表示为下式：
Figure BDA0003316470370000099
当tstart＜tnow≤tstart+Ts时，所述期望角速度ωd(tnow)表示为下式：
ωd(tnow)＝[ωs 0 0]T；
根据所述期望角速度ωd(tnow)计算一个积分时间内星体转过的角度δ，表示为下式：
δ＝|ωd(tnow)|·Δt
Figure BDA00033164703700000910
其中，|ωd(tnow)|表示期望角速度矢量模值，ωdx，ωdy，ωdz表示ωd的三个分量，Δt表示积分时间；
将星体的转动四元数qm表示为下式：
Figure BDA00033164703700000911
以及
根据星体的前一周期的期望指向四元数qd(tnow-Δt)和所述转动四元数qm，计算当前时刻的期望指向四元数qd(tnow)，表示为下式：
qd(tnow)＝qd(tnow-Δt)·qm；
当tstart+Ts＜tnow≤tstart+Ts+Td时，所述期望角速度ωd(tnow)表示为下式：
ωd(tnow)＝[0 0 0]T
根据tnow时刻J2000惯性坐标系中的太阳矢量单位位置矢量
Figure BDA0003316470370000101
计算欧拉转角
Figure BDA0003316470370000102
表示为下式：：
Figure BDA0003316470370000103
ψ＝0；以及
将所述欧拉转角
Figure BDA0003316470370000104
按Z-X-Y的旋转次序转换为tnow时刻的期望指向四元数qd(tnow)，表示为下式：
Figure BDA0003316470370000105
当tstart+Ts+Td＜tnow≤tstart+2Ts+Td时，所述期望角速度ωd(tnow)表示为下式：
ωd(tnow)＝[0 ωs 0]T；
根据所述期望角速度ωd(tnow)计算一个积分时间内星体转过的角度δ，表示为下式：
δ＝|ωd(tnow)|·Δt
将星体的转动四元数qm表示为下式：
Figure BDA0003316470370000106
以及
根据星体的前一周期的期望指向四元数qd(tnow-Δt)和所述转动四元数qm，计算当前时刻的期望指向四元数qd(tnow)，表示为下式：
qd(tnow)＝qd(tnow-Δt)·qm；
当tstart+2Ts+Td＜tnow≤tstart+2Ts+Ts/4+Td时，所述期望角速度ωd(tnow)表示为下式：
ωd(tnow)＝[0 0 0]T；
根据tnow时刻J2000惯性坐标系中的太阳矢量单位位置矢量
Figure BDA0003316470370000107
计算欧拉转角
Figure BDA0003316470370000108
表示为下式：
Figure BDA0003316470370000109
将所述欧拉转角
Figure BDA00033164703700001010
按Z-X-Y的旋转次序转换为过程四元数q0，表示为下式：
Figure BDA0003316470370000111
以及
根据所述过程四元数q0以及星体的转动四元数qm计算tnow时刻的期望指向四元数qd(tnow)，表示为下式：
qd(tnow)＝q0·qm
qm＝[0.7071 0 0.7071 0]T；
以及当tstart+2Ts+Ts/4+Td＜tnow≤tstart+Tall时，所述期望角速度ωd(tnow)表示为下式：
ωd(tnow)＝[0 0 ωs]T；
根据所述期望角速度ωd(tnow)计算一个积分时间内星体转过的角度δ，表示为下式：
δ＝|ωd(tnow)|·Δt；
将星体的转动四元数qm表示为下式：
Figure BDA0003316470370000112
以及
根据星体的前一周期的期望指向四元数qd(tnow-Δt)和所述转动四元数qm，计算当前时刻的期望指向四元数qd(tnow)，表示为下式：
qd(tnow)＝qd(tnow-Δt)·qm。
步骤102确定卫星的转动角速度，其中对采用星上飞轮作为姿态变化执行机构的卫星，可以将所述卫星的转动角速度ωs表示为下式：
Figure BDA0003316470370000113
其中，h表示星上飞轮的额定角动量、I表示星体惯量以及k表示系统设计余量，k的取值可以是k≤0.5。
并且可以将完成一个轴向的整周转动后到开始下一个轴向的整周转动所需的准备时间Td表示为下式：
Figure BDA0003316470370000114
其中，Twheel表示星上飞轮的最大输出力矩，T0表示姿态稳定时间，T0的取值可以是T0＝30～40s。
在确定卫星的转动角速度后可以计算卫星当前姿态与星体的期望指向四元数和期望角速度之间的偏差，以便控制卫星根据所述姿态导引律进行姿态变化。
步骤103确定卫星进行姿态变化时的太阳电池阵电流的变化。
步骤104根据所述太阳电池阵电流确定太阳电池阵法线矢量，其中包括下列步骤：
在所述太阳电池阵电流I(t1)＞η·Im的第一时刻t1，将第一时刻t1卫星本体坐标系下的第一单位太阳矢量表示为
Figure BDA0003316470370000121
将第一时刻t1的第一太阳电池阵电流I(t1)表示为I1，并且输出所述第一单位太阳矢量
Figure BDA0003316470370000122
和第一太阳电池阵电流I1。其中η表示有效门限比例，没有量纲，取值可以是0.707，Im表示太阳电池阵在一个太阳常数光照条件直射下产生的电流；
在所述太阳电池阵电流I(t2)＞η·Im的第二时刻t2，将第二时刻t2卫星本体坐标系下的第二单位太阳矢量表示为
Figure BDA0003316470370000123
将第二时刻t2的第二太阳电池阵电流I(t2)表示为I2，其中当
Figure BDA0003316470370000124
时将
Figure BDA0003316470370000125
和I2清零，并且重新等待所述太阳电池阵电流I(t2)＞η·Im的第二时刻t2，当
Figure BDA0003316470370000126
时输出所述第二单位太阳矢量表示为
Figure BDA0003316470370000127
和第二太阳电池阵电流I(t2)，其中ε表示单位太阳矢量夹角判断门限，没有量纲，取值可以是0.707；
在所述太阳电池阵电流I(t3)＞η·Im的第三时刻t3，将第三时刻t3卫星本体坐标系下的第三单位太阳矢量表示为
Figure BDA0003316470370000128
将第三时刻t3的第三太阳电池阵电流I(t3)表示为I3，其中当
Figure BDA0003316470370000129
时将
Figure BDA00033164703700001210
和I3清零，并且重新等待所述太阳电池阵电流I(t3)＞η·Im的第三时刻t3，当
Figure BDA00033164703700001211
时输出所述第三单位太阳矢量
Figure BDA00033164703700001212
和第三太阳电池阵电流I3，
Figure BDA00033164703700001213
表示对矩阵求行列式；以及
根据所述第一至第三单位太阳矢量以及第一至第三太阳电池阵电流确定卫星本体坐标系下太阳电池阵法线矢量
Figure BDA00033164703700001214
，表示为下式：
Figure BDA0003316470370000131
Figure BDA0003316470370000132
其中，上标-1表示对矩阵求逆矩阵、
Figure BDA0003316470370000133
表示太阳电池阵法线矢量模值、Lx，Ly，Lz表示
Figure BDA0003316470370000134
的三个分量
尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。

Claims (6)

1.一种确定太阳电池阵法线矢量的方法，其特征在于，包括下列步骤：
构造姿态导引律，其中包括确定卫星进行姿态变化时星体的期望指向四元数和期望角速度；
确定卫星的转动角速度，并且计算卫星当前姿态与星体的期望指向四元数和期望角速度之间的偏差，以便控制卫星根据所述姿态导引律进行姿态变化；
确定卫星进行姿态变化时的太阳电池阵电流的变化；以及
根据所述太阳电池阵电流确定太阳电池阵法线矢量。
2.根据权利要求1所述的确定太阳电池阵法线矢量的方法，其特征在于，星体根据所述姿态导引律的导引分别绕卫星本体坐标系的三个坐标轴进行整周转动并且转动过程中转动轴垂直于太阳矢量，其中包括：
在初始时刻，卫星本体坐标系的Z轴指向太阳矢量方向；
在导引开始后的0～Ts时间内，卫星本体坐标系的X轴垂直于太阳矢量，卫星绕卫星本体坐标系的X轴以转动角速度ωs转动360°，其中，Ts表示星体绕卫星本体坐标系的坐标轴整周转动所需时间，表示为下式：
Figure FDA0003316470360000011
在导引开始后的Ts～Ts+Td时间内，星体恢复至卫星本体坐标系的Z轴指向太阳矢量方向，其中Td表示完成一个轴向的整周转动后到开始下一个轴向的整周转动所需的准备时间；
在导引开始后的Ts+Td～2Ts+Td时间内，卫星本体坐标系的Y轴垂直于太阳矢量，星体绕卫星本体坐标系的Y轴以角速度ωs转动360°；
在导引开始后的
Figure FDA0003316470360000012
时间内，星体绕卫星本体坐标系的X轴或Y轴转动90°，以便使卫星本体坐标系的X轴或Y轴指向太阳矢量方向并且Z轴垂直于太阳矢量方向；以及
在导引开始后的
Figure FDA0003316470360000013
时间内，卫星本体坐标系的Z轴垂直于太阳矢量方向，星体绕卫星本体坐标系的Z轴以转动角速度ωs转动360°，其中以Tall表示星体完成上述姿态变化的时间，
Figure FDA0003316470360000014
3.根据权利要求2所述的确定太阳电池阵法线矢量的方法，其特征在于，构造所述姿态导引律包括确定tstart～tstart+Tall时间内的期望指向四元数qd(t)和期望角速度ωd(t)，其中tstart表示所述姿态导引律开始时刻；
其中以tnow表示星上时刻，当tnow≤tstart时将所述期望角速度ωd(t)表示为下式：
ωd(tnow)＝[0 0 0]T；
根据tnow时刻J2000惯性坐标系中的太阳矢量单位位置矢量
Figure FDA0003316470360000021
计算欧拉转角
Figure FDA0003316470360000022
θ，ψ，表示为下式：
Figure FDA0003316470360000023
ψ＝0
Figure FDA0003316470360000024
其中，
Figure FDA0003316470360000025
表示太阳矢量模值，Six，Siy，Siz表示
Figure FDA0003316470360000026
的三个分量；以及
将所述欧拉转角
Figure FDA0003316470360000027
θ、ψ按Z-X-Y的旋转次序转换为tnow时刻的期望指向四元数qd(tnow)，表示为下式：
Figure FDA0003316470360000028
当tstart＜tnow≤tstart+Ts时，所述期望角速度ωd(tnow)表示为下式：
ωd(tnow)＝[ωs 0 0]T；
根据所述期望角速度ωd(tnow)计算一个积分时间内星体转过的角度δ，表示为下式：
δ＝|ωd(tnow)|·Δt
Figure FDA0003316470360000029
其中，|ωd(tnow)|表示期望角速度矢量模值，ωdx，ωdy，ωdz表示ωd的三个分量，Δt表示积分时间；
将星体的转动四元数qm表示为下式：
Figure FDA00033164703600000210
以及
根据星体的前一周期的期望指向四元数qd(tnow-Δt)和所述转动四元数qm，计算当前时刻的期望指向四元数qd(tnow)，表示为下式：
qd(tnow)＝qd(tnow-Δt)·qm；
当tstart+Ts＜tnow≤tstart+Ts+Td时，所述期望角速度ωd(tnow)表示为下式：
ωd(tnow)＝[0 0 0]T
根据tnow时刻J2000惯性坐标系中的太阳矢量单位位置矢量
Figure FDA0003316470360000031
计算欧拉转角
Figure FDA0003316470360000032
θ，ψ，表示为下式：：
Figure FDA0003316470360000033
ψ＝0；以及
将所述欧拉转角
Figure FDA0003316470360000034
θ、ψ按Z-X-Y的旋转次序转换为tnow时刻的期望指向四元数qd(tnow)，表示为下式：
Figure FDA0003316470360000035
当tstart+Ts+Td＜tnow≤tstart+2Ts+Td时，所述期望角速度ωd(tnow)表示为下式：
ωd(tnow)＝[0 ωs 0]T；
根据所述期望角速度ωd(tnow)计算一个积分时间内星体转过的角度δ，表示为下式：
δ＝|ωd(tnow)|·Δt
将星体的转动四元数qm表示为下式：
Figure FDA0003316470360000036
以及
根据星体的前一周期的期望指向四元数qd(tnow-Δt)和所述转动四元数qm，计算当前时刻的期望指向四元数qd(tnow)，表示为下式：
qd(tnow)＝qd(tnow-Δt)·qm；
当tstart+2Ts+Td＜tnow≤tstart+2Ts+Ts/4+Td时，所述期望角速度ωd(tnow)表示为下式：
ωd(tnow)＝[0 0 0]T；
根据tnow时刻J2000惯性坐标系中的太阳矢量单位位置矢量
Figure FDA0003316470360000037
计算欧拉转角
Figure FDA0003316470360000038
θ，ψ，表示为下式：
Figure FDA0003316470360000039
ψ＝0；
将所述欧拉转角
Figure FDA00033164703600000310
θ、ψ按Z-X-Y的旋转次序转换为过程四元数q0，表示为下式：
Figure FDA0003316470360000041
以及
根据所述过程四元数q0以及星体的转动四元数qm计算tnow时刻的期望指向四元数qd(tnow)，表示为下式：
qd(tnow)＝q0·qm
qm＝[0.7071 0 0.7071 0]T；
以及当tstart+2Ts+Ts/4+Td＜tnow≤tstart+Tall时，所述期望角速度ωd(tnow)表示为下式：
ωd(tnow)＝[0 0 ωs]T；
根据所述期望角速度ωd(tnow)计算一个积分时间内星体转过的角度δ，表示为下式：
δ＝|ωd(tnow)|·Δt；
将星体的转动四元数qm表示为下式：
Figure FDA0003316470360000042
以及
根据星体的前一周期的期望指向四元数qd(tnow-Δt)和所述转动四元数qm，计算当前时刻的期望指向四元数qd(tnow)，表示为下式：
qd(tnow)＝qd(tnow-Δt)·qm。
4.根据权利要求3所述的确定太阳电池阵法线矢量的方法，其特征在于，卫星通过星上飞轮控制卫星的转动，其中所述卫星的转动角速度ωs表示为下式：
Figure FDA0003316470360000043
其中，h表示星上飞轮的额定角动量、I表示星体惯量以及k表示系统设计余量。
5.根据权利要求4所述的确定太阳电池阵法线矢量的方法，其特征在于，将完成一个轴向的整周转动后到开始下一个轴向的整周转动所需的准备时间Td表示为下式：
Figure FDA0003316470360000044
其中，Twheel表示星上飞轮的最大输出力矩，T0表示姿态稳定时间。
6.根据权利要求5所述的确定太阳电池阵法线矢量的方法，其特征在于，根据所述太阳电池阵电流确定太阳电池阵法线矢量包括下列步骤：
在所述太阳电池阵电流I(t1)＞η·Im的第一时刻t1，将第一时刻t1卫星本体坐标系下的第一单位太阳矢量表示为
Figure FDA0003316470360000051
将第一时刻t1的第一太阳电池阵电流I(t1)表示为I1，并且输出所述第一单位太阳矢量
Figure FDA0003316470360000052
和第一太阳电池阵电流I1，其中η表示有效门限比例、Im表示太阳电池阵在一个太阳常数光照条件直射下产生的电流；
在所述太阳电池阵电流I(t2)＞η·Im的第二时刻t2，将第二时刻t2卫星本体坐标系下的第二单位太阳矢量表示为
Figure FDA0003316470360000053
将第二时刻t2的第二太阳电池阵电流I(t2)表示为I2，其中当
Figure FDA0003316470360000054
时将
Figure FDA0003316470360000055
和I2清零，并且重新等待所述太阳电池阵电流I(t2)＞η·Im的第二时刻t2，当
Figure FDA0003316470360000056
时输出所述第二单位太阳矢量表示为
Figure FDA0003316470360000057
和第二太阳电池阵电流I(t2)，其中ε表示单位太阳矢量夹角判断门限；
在所述太阳电池阵电流I(t3)＞η·Im的第三时刻t3，将第三时刻t3卫星本体坐标系下的第三单位太阳矢量表示为
Figure FDA0003316470360000058
将第三时刻t3的第三太阳电池阵电流I(t3)表示为I3，其中当
Figure FDA0003316470360000059
时将
Figure FDA00033164703600000510
和I3清零，并且重新等待所述太阳电池阵电流I(t3)＞η·Im的第三时刻t3，当
Figure FDA00033164703600000511
时输出所述第三单位太阳矢量
Figure FDA00033164703600000512
和第三太阳电池阵电流I3，取中
Figure FDA00033164703600000513
表示对矩阵求行列式；以及
根据所述第一至第三单位太阳矢量以及第一至第三太阳电池阵电流确定卫星本体坐标系下太阳电池阵法线矢量
Figure FDA00033164703600000514
表示为下式：
Figure FDA00033164703600000515
Figure FDA00033164703600000516
其中，上标-1表示对矩阵求逆矩阵、
Figure FDA0003316470360000061
表示太阳电池阵法线矢量模值、Lx，Ly，Lz表示
Figure FDA0003316470360000062
的三个分量。
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