CN113830330A - 一种基于中继星测控的卫星姿态指向方法和系统 - Google Patents

一种基于中继星测控的卫星姿态指向方法和系统 Download PDF

Info

Publication number
CN113830330A
CN113830330A CN202111161408.3A CN202111161408A CN113830330A CN 113830330 A CN113830330 A CN 113830330A CN 202111161408 A CN202111161408 A CN 202111161408A CN 113830330 A CN113830330 A CN 113830330A
Authority
CN
China
Prior art keywords
quaternion
target
satellite
measurement
resolving
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202111161408.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113830330B (zh
Inventor
黎飞
林佳伟
李巍
李建平
王春元
何刚
李乐尧
韩明仁
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Control Engineering
Original Assignee
Beijing Institute of Control Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Control Engineering filed Critical Beijing Institute of Control Engineering
Priority to CN202111161408.3A priority Critical patent/CN113830330B/zh
Publication of CN113830330A publication Critical patent/CN113830330A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113830330B publication Critical patent/CN113830330B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02D—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES IN INFORMATION AND COMMUNICATION TECHNOLOGIES [ICT], I.E. INFORMATION AND COMMUNICATION TECHNOLOGIES AIMING AT THE REDUCTION OF THEIR OWN ENERGY USE
    • Y02D30/00—Reducing energy consumption in communication networks
    • Y02D30/70—Reducing energy consumption in communication networks in wireless communication networks

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

本发明公开了一种基于中继星测控的卫星姿态指向方法和系统，该方法包括：计算得到太阳矢量在目标本体坐标系中的投影坐标；根据太阳矢量在目标本体坐标系中的投影坐标，解算得到目标四元数；根据解算得到的目标四元数，进行机动路径规划，得到机动路径规划后的目标四元数；根据机动路径规划后的目标四元数，进行卫星姿态指向调节。本发明可在测控天线不可转动时建立用户星对中继星的测控链路，在姿态指向期间同时考虑了测控天线指向中继星的需求和太阳帆板对日需求，保障了能源的有效利用。

Description

一种基于中继星测控的卫星姿态指向方法和系统
技术领域
本发明属于空间飞行器姿态规划技术领域，尤其涉及一种基于中继星测控的卫星姿态指向方法和系统。
背景技术
我国现已部署多颗静止轨道中继通信卫星，具备了对其他卫星提供全球天基测控的能力，随着中高轨道卫星发展速度加快以及地面测控资源的制约，中继星测控将成为后续卫星飞控和在轨运行的主要测控手段之一。
一般情况下，卫星测控天线波束较宽，无需用户星姿态机动即可建立中继星通信链路，但也存在以下特殊情况需要卫星进行姿态机动：1)大偏心率转移轨道期间，卫星某定向姿态下星间通信链路的几何条件可能不满足；2)卫星配置可转动窄波束天线，其转动机构发生故障导致天线不可转动。用户星和中继星存在非线性相对轨道运行，为实现对中继星的快速指向，需要以最大角加速度进行姿态路径规划。
发明内容
本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种基于中继星测控的卫星姿态指向方法和系统，用于在测控天线不可转动时建立用户星对中继星的测控链路，在姿态指向期间同时考虑了测控天线指向中继星的需求和太阳帆板对日需求，保障了能源的有效利用。
为了解决上述技术问题，本发明公开了一种基于中继星测控的卫星姿态指向方法，包括：
计算得到太阳矢量在目标本体坐标系中的投影坐标；
根据太阳矢量在目标本体坐标系中的投影坐标，解算得到目标四元数；
根据解算得到的目标四元数，进行机动路径规划，得到机动路径规划后的目标四元数；
根据机动路径规划后的目标四元数，进行卫星姿态指向调节。
在上述基于中继星测控的卫星姿态指向方法中，还包括：在进行卫星姿态指向调节的同时，根据太阳矢量在目标本体坐标系中的坐标，控制帆板转动，实现帆板法线对日。
在上述基于中继星测控的卫星姿态指向方法中，计算得到太阳矢量在目标本体坐标系中的投影坐标，包括：
根据太阳星历和卫星轨道位置，确定惯性坐标系下的太阳矢量
Figure BDA0003290330330000021
和中继星矢量
Figure BDA0003290330330000022
根据测控天线在本体坐标系下的安装坐标(ax,ay,az)，确定测控天线在目标本体坐标系下的投影
Figure BDA0003290330330000023
的坐标：
Figure BDA0003290330330000024
建立如下方程组(1)：
Figure BDA0003290330330000025
其中，θ为
Figure BDA0003290330330000026
与
Figure BDA0003290330330000027
的夹角，
Figure BDA0003290330330000028
sx和sz为方程组(1)的两个待求解；
对方程组(1)进行求解，得到方程组(1)的解算结果；其中，方程组(1)的解算结果包括如下两组解：
Figure BDA0003290330330000029
和
Figure BDA00032903303300000210
根据方程组(1)的解算结果，确定太阳矢量在目标本体坐标系下的投影
Figure BDA00032903303300000211
的坐标：
Figure BDA00032903303300000212
在上述基于中继星测控的卫星姿态指向方法中，
Figure BDA00032903303300000213
Figure BDA0003290330330000031
当
Figure BDA0003290330330000032
即测控天线未指向卫星本体系的Y轴时，方程组(1)有解，且为实数解；
若sx1≠sx2，则选取与上一拍接近的一组解作为方程组(1)当前拍的解算结果。
在上述基于中继星测控的卫星姿态指向方法中，根据太阳矢量在目标本体坐标系中的投影坐标，解算得到目标四元数，包括：
根据
Figure BDA0003290330330000033
和
Figure BDA0003290330330000034
利用矢量叉乘，得到第一矩阵Mi和第二矩阵Mb：
Figure BDA0003290330330000035
Figure BDA0003290330330000036
其中，
Figure BDA0003290330330000037
和
Figure BDA0003290330330000038
分别为由
Figure BDA0003290330330000039
和
Figure BDA00032903303300000310
生成的呈正交的3个坐标轴矢量，
Figure BDA00032903303300000311
Figure BDA00032903303300000312
Figure BDA00032903303300000313
和
Figure BDA00032903303300000314
分别为由
Figure BDA00032903303300000315
和
Figure BDA00032903303300000316
生成的呈正交的3个坐标轴矢量，
Figure BDA00032903303300000317
根据双矢量定姿原理，得到目标本体坐标系相对惯性坐标系的方向余弦矩阵Cbi：
Figure BDA00032903303300000318
根据方向余弦矩阵Cbi，解算得到目标四元数qbi。
在上述基于中继星测控的卫星姿态指向方法中，根据解算得到的目标四元数，进行机动路径规划，得到机动路径规划后的目标四元数，包括：
获取某定向姿态下的四元数q；
根据qbi和q，解算得到误差四元数qe：
Figure BDA0003290330330000041
其中，
Figure BDA0003290330330000042
表示四元数乘法运算；
根据四元数与欧拉轴角的对应关系，将误差四元数qe表示为：
Figure BDA0003290330330000043
其中，
Figure BDA0003290330330000044
表示误差四元数对应的欧拉转角；qe0、qe1、qe2和qe3分别为qe的四个元数；
联立公式(2)和(3)，解算得到误差四元数对应的欧拉转角和欧拉转轴：
Figure BDA0003290330330000045
Figure BDA0003290330330000046
其中，Eq表示误差四元数对应的欧拉转轴，ex、ey和ez分别为Eq的3个分量；
进行机动路径规划，得到机动路径规划后的目标四元数。
在上述基于中继星测控的卫星姿态指向方法中，进行机动路径规划，得到机动路径规划后的目标四元数，包括：
根据误差四元数对应的欧拉转角，计算得到误差四元数对应的欧拉转角的误差和增益：
Figure BDA0003290330330000047
Figure BDA0003290330330000048
其中，
Figure BDA0003290330330000049
表示第i时刻误差四元数对应的欧拉转角的误差，
Figure BDA00032903303300000410
表示第i时刻误差四元数对应的欧拉转角，
Figure BDA00032903303300000411
表示第i时刻机动路径规划后的的拉转角，k(i)表示第i时刻误差四元数对应的欧拉转角的增益，α和k0分别为误差四元数对应的欧拉转角的增益中的两个系数；
根据
Figure BDA00032903303300000412
和k(i)，计算得到第i时刻的输入角速度v(i)：
Figure BDA00032903303300000413
根据v(i)与角速度限幅阈值的关系，得到经角速度限幅后的角速度：
Figure BDA0003290330330000051
其中，vin(i)表示第i时刻经角速度限幅后的角速度；vmax表示角速度限幅阈值；
根据vin(i)与角加速度限幅阈值的关系，得到经角加速度限幅后的角速度：
Figure BDA0003290330330000052
其中，vout(i)表示第i时刻经角加速度限幅后的角速度，vout(i-1)表示第i-1时刻经角加速度限幅后的角速度；amax表示角加速度限幅阈值；T表示星载计算机运算步长；
根据vout(i)，由角速度积分，解算得到机动路径规划后的欧拉转角：
Figure BDA0003290330330000053
根据vout(i)，解算得到机动路径规划后的目标四元数。
在上述基于中继星测控的卫星姿态指向方法中，根据vout(i)，解算得到机动路径规划后的目标四元数，包括：
根据vout(i)，解算得到机动路径规划后的误差四元数qeout：
Figure BDA0003290330330000054
根据qeout，解算得到机动路径规划后的目标四元数qdout：
Figure BDA0003290330330000055
在上述基于中继星测控的卫星姿态指向方法中，根据太阳矢量在目标本体坐标系中的坐标，控制帆板转动，实现帆板法线对日，包括：
根据方程组(1)的解算结果，得到目标帆板转角β：
Figure BDA0003290330330000061
根据目标帆板转角β，控制帆板转动，实现帆板法线对日。
相应的，本本发明还公开了一种基于中继星测控的卫星姿态指向系统，包括：
计算模块，用于计算得到太阳矢量在目标本体坐标系中的投影坐标；
解算模块，用于根据太阳矢量在目标本体坐标系中的投影坐标，解算得到目标四元数；
机动路径规划模块，用于根据解算得到的目标四元数，进行机动路径规划，得到机动路径规划后的目标四元数；
调节模块，用于根据机动路径规划后的目标四元数，进行卫星姿态指向调节。
本发明具有以下优点：
(1)本发明公开了一种基于中继星测控的卫星姿态指向方案，基于统一的坐标系设计了最小角度方向的角速度机动，实现通信链路的快速建立，在姿态指向期间同时考虑了测控天线指向中继星的需求和太阳帆板对日需求，保障了能源的有效利用。
(2)本发明公开了一种基于中继星测控的卫星姿态指向方案，克服了现有以固定角加速度进行姿态路径规划的不足，可实现自适应路径规划，在实现最大角加速度姿态机动的同时，避免了姿态机动末期收敛时间较慢的问题。
(3)本发明公开了一种基于中继星测控的卫星姿态指向方案，将卫星姿态运动分解为两个步骤：基于最小路径的姿态角速度机动，从而快速建立星间链路；在跟踪误差范围内通过姿态指向运动，实时维持星间链路。上述途径有效解决了对中继星的快速跟踪和稳定指向问题。
(4)本发明公开了一种基于中继星测控的卫星姿态指向方案，以明显的物理意义建立了测控天线指向中继星的矢量和太阳矢量的约束关系，同时利用双矢量定姿原理得到卫星目标姿态，加之帆板驱动机构的转动，创造性地解决了测控天线指向中继星和帆板法线同时指向太阳的工程问题，提高了测控期间太阳能源利用效率。
(5)本发明公开了一种基于中继星测控的卫星姿态指向方案，针对一类不可转动的测控天线进行设计，对测控天线的安装位置和天线波束并无特殊要求。
附图说明
图1是本发明实施例中一种基于中继星测控的卫星姿态指向方法的步骤流程图；
图2是本发明实施例中一种欧拉转角的自适应规划框图；
图3是本发明实施例中一种欧拉转角规划曲线图；
图4是本发明实施例中一种欧拉转角加速度和角加速度规划曲线图；
图5是本发明实施例中一种目标四元数规划曲线图；
图6是本发明实施例中一种基于中继星测控的卫星姿态指向系统的结构框图。
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公开的实施方式作进一步详细描述。
本发明的核心思想之一在于：引入太阳矢量在本体坐标系XOZ面内的约束条件，建立方程得到太阳矢量在目标本体坐标系中的坐标，进一步利用双矢量原理得到卫星姿态指向的目标四元数。计算出后误差四元数后，求取与之对应的欧拉轴角，并且采用自适应方法对欧拉转角进行最大角加速度规划，以实现测控天线对中继星通信链路的快速建立。通过帆板转动，实现帆板法线对日。
如图1，在本实施例中，该基于中继星测控的卫星姿态指向方法，包括：
步骤101，计算得到太阳矢量在目标本体坐标系中的投影坐标。
在本实施例中，可以根据太阳星历和卫星轨道位置，确定惯性坐标系下的太阳矢量
Figure BDA0003290330330000071
和中继星矢量
Figure BDA0003290330330000072
然后，根据测控天线在本体坐标系下的安装坐标(ax,ay,az)，确定测控天线在目标本体坐标系下的投影
Figure BDA0003290330330000081
的坐标：
Figure BDA0003290330330000082
进一步的，建立如下方程组(1)：
Figure BDA0003290330330000083
对方程组(1)进行求解，得到方程组(1)的解算结果。
最后，根据方程组(1)的解算结果，确定太阳矢量在目标本体坐标系下的投影
Figure BDA0003290330330000084
的坐标：
Figure BDA0003290330330000085
其中，θ为
Figure BDA0003290330330000086
与
Figure BDA0003290330330000087
的夹角，
Figure BDA0003290330330000088
sx和sz为方程组(1)的两个待求解；方程组(1)的解算结果包括如下两组解：
Figure BDA0003290330330000089
和
Figure BDA00032903303300000810
优选的：
Figure BDA00032903303300000811
Figure BDA00032903303300000812
其中，当
Figure BDA00032903303300000813
即测控天线未指向卫星本体系的Y轴时，方程组(1)有解，且为实数解。若sx1≠sx2，则选取与上一拍接近的一组解作为方程组(1)当前拍的解算结果。
步骤102，根据太阳矢量在目标本体坐标系中的投影坐标，解算得到目标四元数。
在本实施例中，可以根据
Figure BDA00032903303300000814
和
Figure BDA00032903303300000815
利用矢量叉乘，得到第一矩阵Mi和第二矩阵Mb：
Figure BDA0003290330330000091
Figure BDA0003290330330000092
其中，
Figure BDA0003290330330000093
和
Figure BDA0003290330330000094
分别为由
Figure BDA0003290330330000095
和
Figure BDA0003290330330000096
生成的呈正交的3个坐标轴矢量，
Figure BDA0003290330330000097
Figure BDA0003290330330000098
Figure BDA0003290330330000099
和
Figure BDA00032903303300000910
分别为由
Figure BDA00032903303300000911
和
Figure BDA00032903303300000912
生成的呈正交的3个坐标轴矢量，
Figure BDA00032903303300000913
然后，根据双矢量定姿原理，得到目标本体坐标系相对惯性坐标系的方向余弦矩阵Cbi：
Figure BDA00032903303300000914
最后，根据方向余弦矩阵Cbi，解算得到目标四元数qbi。
步骤103，根据解算得到的目标四元数，进行机动路径规划，得到机动路径规划后的目标四元数。
在本实施例中，首先，获取某定向姿态下的四元数q；根据qbi和q，解算得到误差四元数qe：
Figure BDA00032903303300000915
其中，
Figure BDA00032903303300000916
表示四元数乘法运算。
然后，根据四元数与欧拉轴角的对应关系，将误差四元数qe表示为：
Figure BDA00032903303300000917
其中，
Figure BDA00032903303300000918
表示误差四元数对应的欧拉转角；qe0、qe1、qe2和qe3分别为qe的四个元数。
进一步的，联立公式(2)和(3)，解算得到误差四元数对应的欧拉转角和欧拉转轴：
Figure BDA0003290330330000101
Figure BDA0003290330330000102
其中，Eq表示误差四元数对应的欧拉转轴，ex、ey和ez分别为Eq的3个分量。
最后，进行机动路径规划，得到机动路径规划后的目标四元数。
优选的，进行机动路径规划，得到机动路径规划后的目标四元数具体可以包括：
根据误差四元数对应的欧拉转角，计算得到误差四元数对应的欧拉转角的误差和增益：
Figure BDA0003290330330000103
Figure BDA0003290330330000104
其中，
Figure BDA0003290330330000105
表示第i时刻误差四元数对应的欧拉转角的误差，
Figure BDA0003290330330000106
表示第i时刻误差四元数对应的欧拉转角，
Figure BDA0003290330330000107
表示第i时刻机动路径规划后的的拉转角，k(i)表示第i时刻误差四元数对应的欧拉转角的增益，α和k0分别为误差四元数对应的欧拉转角的增益中的两个系数。
根据
Figure BDA0003290330330000108
和k(i)，计算得到第i时刻的输入角速度v(i)：
Figure BDA0003290330330000109
根据v(i)与角速度限幅阈值的关系，得到经角速度限幅后的角速度：
Figure BDA00032903303300001010
根据vin(i)与角加速度限幅阈值的关系，得到经角加速度限幅后的角速度：
Figure BDA0003290330330000111
根据vout(i)，由角速度积分，解算得到机动路径规划后的欧拉转角：
Figure BDA0003290330330000112
根据vout(i)，解算得到机动路径规划后的目标四元数。
其中，vin(i)表示第i时刻经角速度限幅后的角速度；vmax表示角速度限幅阈值；vout(i)表示第i时刻经角加速度限幅后的角速度，vout(i-1)表示第i-1时刻经角加速度限幅后的角速度；amax表示角加速度限幅阈值；T表示星载计算机运算步长。
进一步优选的，先根据vout(i)，解算得到机动路径规划后的误差四元数qeout：
Figure BDA0003290330330000113
然后，根据qeout，解算得到机动路径规划后的目标四元数qdout：
Figure BDA0003290330330000114
如图2，为欧拉转角的自适应规划框图，
Figure BDA0003290330330000115
与
Figure BDA0003290330330000116
相减，可得到欧拉转角误差
Figure BDA0003290330330000117
将
Figure BDA0003290330330000118
乘以增益并与
Figure BDA0003290330330000119
相加得到v(i)，v(i)先后经过角速度限幅和角加速度限幅，得到vout(i)；最后，通过积分得到
Figure BDA00032903303300001110
可以看出，增益能够根据误差的大小进行自适应调整：误差增大时，增益减小；误差减小时，增益增大。这样设计的优点在于，可以减小姿态机动末期的跟踪误差收敛时间。
步骤104，根据机动路径规划后的目标四元数，进行卫星姿态指向调节。
步骤105，在进行卫星姿态指向调节的同时，根据太阳矢量在目标本体坐标系中的坐标，控制帆板转动，实现帆板法线对日。
在本实施例中，根据方程组(1)的解算结果，得到目标帆板转角β：
Figure BDA0003290330330000121
根据目标帆板转角β，控制帆板转动，实现帆板法线对日。
在上述实施例的基础上，下面以以一颗处于椭圆轨道的用户星和一颗处于GEO轨道的中继星为例进行说明。
卫星初始轨道参数如表1所示：
项目 中继星 用户星
轨道历元 2022-09-08 08:00:00 2022-09-08 08:00:00
半长轴(km) 42166.3 18378.1
偏心率(°) 0.001 0.3
轨道倾角(°) 0.05 40
升交点赤经(°) 110 50
近地点幅角(°) 5 100
平近点角(°) 10 55
表1，卫星初始轨道参数表
测控天线安装在卫星本体-Z轴上，即Ab＝[0 0 -1]T。用户星初始时刻处于对地定向姿态。姿态角加速度限幅为0.5°/s2，姿态角速度限幅为3°/s，星载计算机仿真步长T＝0.064s。自适应增益参数分别为k0＝0.2和α＝5。
(1)计算太阳矢量在目标本体坐标系的坐标
取太阳矢量在目标本体坐标系的投影为Sb＝[sx 0 sz]T。测控天线坐标为Tb＝Ab＝[ax ay az]T＝[0 0 -1]T。设θ为矢量
Figure BDA0003290330330000122
和
Figure BDA0003290330330000123
的夹角，根据以上条件，建立方程：
Figure BDA0003290330330000124
解得：
Figure BDA0003290330330000125
当
Figure BDA0003290330330000131
即测控天线未指向本体Y轴时，方程有解，且为实数解。如果sx1≠sx2，为保证卫星姿态跟踪的连续性，应选取与上一拍接近的解。
(2)计算惯性系到目标本体系的姿态转换矩阵
利用矢量叉乘建立矩阵：
Figure BDA0003290330330000132
Figure BDA0003290330330000133
则，矩阵
Figure BDA0003290330330000134
矩阵
Figure BDA0003290330330000135
根据双矢量定姿原理，得到目标本体系相对惯性系的方向余弦阵为
Figure BDA0003290330330000136
最后，根据方向余弦矩阵Cbi，解算得到目标四元数qbi。
(3)姿态四元数机动路径规划
误差四元数qe为：
Figure BDA0003290330330000137
已知四元数与欧拉轴角存在对应的关系，误差四元数qe可进一步写为：
Figure BDA0003290330330000138
解得：
Figure BDA0003290330330000139
Figure BDA00032903303300001310
对欧拉转角进行自适应规划：
计算误差和增益：
Figure BDA00032903303300001311
Figure BDA00032903303300001312
其中，k0＝0.2和α＝5
计算输入角速度：
Figure BDA0003290330330000141
进行角速度限幅，得到经角速度限幅后的角速度：
Figure BDA0003290330330000142
其中，vmax＝3。
进行角加速度限幅，得到经角加速度限幅后的角速度：
Figure BDA0003290330330000143
其中，amax＝0.5，T＝0.064。
由角速度积分得到规划后的欧拉转角：
φout(i)＝φout(i-1)+Tv(i)
进而，得到机动路径规划后的目标四元数qeout：
Figure BDA0003290330330000144
Figure BDA0003290330330000145
(4)计算目标帆板转角
设太阳帆板零位位置的法线指向卫星本体的-Z轴，根据
Figure BDA0003290330330000146
得到目标帆板转角为：β＝arctan(-sx,-sz)。其中，如果β<0，则β＝β+360。仿真曲线如图3～5所示。
在上述实施例的基础上，如图6，本发明还公开了一种基于中继星测控的卫星姿态指向系统，包括：计算模块601，用于计算得到太阳矢量在目标本体坐标系中的投影坐标；解算模块602，用于根据太阳矢量在目标本体坐标系中的投影坐标，解算得到目标四元数；机动路径规划模块603，用于根据解算得到的目标四元数，进行机动路径规划，得到机动路径规划后的目标四元数；调节模块604，用于根据机动路径规划后的目标四元数，进行卫星姿态指向调节。
对于系统实施例而言，由于其与方法实施例相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例部分的说明即可。
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。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种基于中继星测控的卫星姿态指向方法，其特征在于，包括：
计算得到太阳矢量在目标本体坐标系中的投影坐标；
根据太阳矢量在目标本体坐标系中的投影坐标，解算得到目标四元数；
根据解算得到的目标四元数，进行机动路径规划，得到机动路径规划后的目标四元数；
根据机动路径规划后的目标四元数，进行卫星姿态指向调节。
2.根据权利要求1所述的基于中继星测控的卫星姿态指向方法，其特征在于，还包括：在进行卫星姿态指向调节的同时，根据太阳矢量在目标本体坐标系中的坐标，控制帆板转动，实现帆板法线对日。
3.根据权利要求2所述的基于中继星测控的卫星姿态指向方法，其特征在于，计算得到太阳矢量在目标本体坐标系中的投影坐标，包括：
根据太阳星历和卫星轨道位置，确定惯性坐标系下的太阳矢量
Figure FDA00032903303200000110
和中继星矢量
Figure FDA00032903303200000111
根据测控天线在本体坐标系下的安装坐标(ax,ay,az)，确定测控天线在目标本体坐标系下的投影
Figure FDA0003290330320000011
的坐标：
Figure FDA0003290330320000012
建立如下方程组(1)：
Figure FDA0003290330320000013
其中，θ为
Figure FDA0003290330320000014
与
Figure FDA0003290330320000015
的夹角，
Figure FDA0003290330320000016
sx和sz为方程组(1)的两个待求解；
对方程组(1)进行求解，得到方程组(1)的解算结果；其中，方程组(1)的解算结果包括如下两组解：
Figure FDA0003290330320000017
和
Figure FDA0003290330320000018
根据方程组(1)的解算结果，确定太阳矢量在目标本体坐标系下的投影
Figure FDA0003290330320000019
的坐标：
Figure FDA0003290330320000021
4.根据权利要求3所述的基于中继星测控的卫星姿态指向方法，其特征在于，
Figure FDA0003290330320000022
Figure FDA0003290330320000023
当
Figure FDA0003290330320000024
即测控天线未指向卫星本体系的Y轴时，方程组(1)有解，且为实数解；
若sx1≠sx2，则选取与上一拍接近的一组解作为方程组(1)当前拍的解算结果。
5.根据权利要求3所述的基于中继星测控的卫星姿态指向方法，其特征在于，根据太阳矢量在目标本体坐标系中的投影坐标，解算得到目标四元数，包括：
根据
Figure FDA0003290330320000025
和
Figure FDA0003290330320000026
利用矢量叉乘，得到第一矩阵Mi和第二矩阵Mb：
Figure FDA0003290330320000027
Figure FDA0003290330320000028
其中，
Figure FDA0003290330320000029
和
Figure FDA00032903303200000210
分别为由
Figure FDA00032903303200000211
和
Figure FDA00032903303200000212
生成的呈正交的3个坐标轴矢量，
Figure FDA00032903303200000213
Figure FDA00032903303200000214
Figure FDA00032903303200000215
和
Figure FDA00032903303200000216
分别为由
Figure FDA00032903303200000217
和
Figure FDA00032903303200000218
生成的呈正交的3个坐标轴矢量，
Figure FDA00032903303200000219
根据双矢量定姿原理，得到目标本体坐标系相对惯性坐标系的方向余弦矩阵Cbi：
Figure FDA0003290330320000031
根据方向余弦矩阵Cbi，解算得到目标四元数qbi。
6.根据权利要求5所述的基于中继星测控的卫星姿态指向方法，其特征在于，根据解算得到的目标四元数，进行机动路径规划，得到机动路径规划后的目标四元数，包括：
获取某定向姿态下的四元数q；
根据qbi和q，解算得到误差四元数qe：
Figure FDA0003290330320000032
其中，
Figure FDA0003290330320000033
表示四元数乘法运算；
根据四元数与欧拉轴角的对应关系，将误差四元数qe表示为：
Figure FDA0003290330320000034
其中，
Figure FDA0003290330320000035
表示误差四元数对应的欧拉转角；qe0、qe1、qe2和qe3分别为qe的四个元数；
联立公式(2)和(3)，解算得到误差四元数对应的欧拉转角和欧拉转轴：
Figure FDA0003290330320000036
Figure FDA0003290330320000037
其中，Eq表示误差四元数对应的欧拉转轴，ex、ey和ez分别为Eq的3个分量；
进行机动路径规划，得到机动路径规划后的目标四元数。
7.根据权利要求6所述的基于中继星测控的卫星姿态指向方法，其特征在于，进行机动路径规划，得到机动路径规划后的目标四元数，包括：
根据误差四元数对应的欧拉转角，计算得到误差四元数对应的欧拉转角的误差和增益：
Figure FDA0003290330320000041
Figure FDA0003290330320000042
其中，
Figure FDA0003290330320000043
表示第i时刻误差四元数对应的欧拉转角的误差，
Figure FDA0003290330320000044
表示第i时刻误差四元数对应的欧拉转角，
Figure FDA0003290330320000045
表示第i时刻机动路径规划后的的拉转角，k(i)表示第i时刻误差四元数对应的欧拉转角的增益，α和k0分别为误差四元数对应的欧拉转角的增益中的两个系数；
根据
Figure FDA0003290330320000046
和k(i)，计算得到第i时刻的输入角速度v(i)：
Figure FDA0003290330320000047
根据v(i)与角速度限幅阈值的关系，得到经角速度限幅后的角速度：
Figure FDA0003290330320000048
其中，vin(i)表示第i时刻经角速度限幅后的角速度；vmax表示角速度限幅阈值；
根据vin(i)与角加速度限幅阈值的关系，得到经角加速度限幅后的角速度：
Figure FDA0003290330320000049
其中，vout(i)表示第i时刻经角加速度限幅后的角速度，vout(i-1)表示第i-1时刻经角加速度限幅后的角速度；amax表示角加速度限幅阈值；T表示星载计算机运算步长；
根据vout(i)，由角速度积分，解算得到机动路径规划后的欧拉转角：
Figure FDA00032903303200000410
根据vout(i)，解算得到机动路径规划后的目标四元数。
8.根据权利要求7所述的基于中继星测控的卫星姿态指向方法，其特征在于，根据vout(i)，解算得到机动路径规划后的目标四元数，包括：
根据vout(i)，解算得到机动路径规划后的误差四元数qeout：
Figure FDA0003290330320000051
根据qeout，解算得到机动路径规划后的目标四元数qdout：
Figure FDA0003290330320000052
9.根据权利要求3所述的基于中继星测控的卫星姿态指向方法，其特征在于，根据太阳矢量在目标本体坐标系中的坐标，控制帆板转动，实现帆板法线对日，包括：
根据方程组(1)的解算结果，得到目标帆板转角β：
Figure FDA0003290330320000053
根据目标帆板转角β，控制帆板转动，实现帆板法线对日。
10.一种基于中继星测控的卫星姿态指向系统，其特征在于，包括：
计算模块，用于计算得到太阳矢量在目标本体坐标系中的投影坐标；
解算模块，用于根据太阳矢量在目标本体坐标系中的投影坐标，解算得到目标四元数；
机动路径规划模块，用于根据解算得到的目标四元数，进行机动路径规划，得到机动路径规划后的目标四元数；
调节模块，用于根据机动路径规划后的目标四元数，进行卫星姿态指向调节。
CN202111161408.3A 2021-09-30 2021-09-30 一种基于中继星测控的卫星姿态指向方法和系统 Active CN113830330B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111161408.3A CN113830330B (zh) 2021-09-30 2021-09-30 一种基于中继星测控的卫星姿态指向方法和系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111161408.3A CN113830330B (zh) 2021-09-30 2021-09-30 一种基于中继星测控的卫星姿态指向方法和系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113830330A true CN113830330A (zh) 2021-12-24
CN113830330B CN113830330B (zh) 2023-08-29

Family

ID=78967984

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111161408.3A Active CN113830330B (zh) 2021-09-30 2021-09-30 一种基于中继星测控的卫星姿态指向方法和系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113830330B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114313318A (zh) * 2021-12-31 2022-04-12 浙江时空道宇科技有限公司 卫星太阳能帆板转角处理方法、装置、卫星及存储介质

Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6237876B1 (en) * 2000-07-28 2001-05-29 Space Systems/Loral, Inc. Methods for using satellite state vector prediction to provide three-axis satellite attitude control
US20100140413A1 (en) * 2008-11-17 2010-06-10 Bailey David A Method for maximum data collection with a control moment gyroscope controlled satellite
CN103293957A (zh) * 2013-05-22 2013-09-11 上海新跃仪表厂 一种相对动坐标系进行路径规划的卫星姿态机动方法
CN103808323A (zh) * 2012-11-07 2014-05-21 上海航天控制工程研究所 一种卫星姿态跟踪机动的余弦过渡加速度路径方法
CN104960674A (zh) * 2015-06-01 2015-10-07 北京控制工程研究所 一种运动目标的指向跟踪控制方法
CN105905317A (zh) * 2016-06-07 2016-08-31 湖北航天技术研究院总体设计所 一种卫星对日定向控制系统及其控制方法
CN106155074A (zh) * 2016-08-15 2016-11-23 上海航天控制技术研究所 一种保证星地链路的卫星三轴对日定向控制方法
CN107600464A (zh) * 2017-09-18 2018-01-19 上海航天控制技术研究所 利用星敏感器信息的飞轮控制捕获太阳及对日定向方法
CN108502209A (zh) * 2018-05-24 2018-09-07 上海微小卫星工程中心 一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法
CN108657470A (zh) * 2018-05-14 2018-10-16 上海微小卫星工程中心 航天器帆板一维驱动机构停滞位置在轨辨识及修正方法
CN110775302A (zh) * 2019-09-24 2020-02-11 北京控制工程研究所 一种基于太阳帆板输出电流信息的应急对日方法
CN111605737A (zh) * 2020-05-11 2020-09-01 北京控制工程研究所 一种航天器三超控制多级协同规划与敏捷机动方法
CN111891403A (zh) * 2020-08-05 2020-11-06 上海航天控制技术研究所 一种卫星姿态机动规划方法

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6237876B1 (en) * 2000-07-28 2001-05-29 Space Systems/Loral, Inc. Methods for using satellite state vector prediction to provide three-axis satellite attitude control
US20100140413A1 (en) * 2008-11-17 2010-06-10 Bailey David A Method for maximum data collection with a control moment gyroscope controlled satellite
CN103808323A (zh) * 2012-11-07 2014-05-21 上海航天控制工程研究所 一种卫星姿态跟踪机动的余弦过渡加速度路径方法
CN103293957A (zh) * 2013-05-22 2013-09-11 上海新跃仪表厂 一种相对动坐标系进行路径规划的卫星姿态机动方法
CN104960674A (zh) * 2015-06-01 2015-10-07 北京控制工程研究所 一种运动目标的指向跟踪控制方法
CN105905317A (zh) * 2016-06-07 2016-08-31 湖北航天技术研究院总体设计所 一种卫星对日定向控制系统及其控制方法
CN106155074A (zh) * 2016-08-15 2016-11-23 上海航天控制技术研究所 一种保证星地链路的卫星三轴对日定向控制方法
CN107600464A (zh) * 2017-09-18 2018-01-19 上海航天控制技术研究所 利用星敏感器信息的飞轮控制捕获太阳及对日定向方法
CN108657470A (zh) * 2018-05-14 2018-10-16 上海微小卫星工程中心 航天器帆板一维驱动机构停滞位置在轨辨识及修正方法
CN108502209A (zh) * 2018-05-24 2018-09-07 上海微小卫星工程中心 一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法
CN110775302A (zh) * 2019-09-24 2020-02-11 北京控制工程研究所 一种基于太阳帆板输出电流信息的应急对日方法
CN111605737A (zh) * 2020-05-11 2020-09-01 北京控制工程研究所 一种航天器三超控制多级协同规划与敏捷机动方法
CN111891403A (zh) * 2020-08-05 2020-11-06 上海航天控制技术研究所 一种卫星姿态机动规划方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114313318A (zh) * 2021-12-31 2022-04-12 浙江时空道宇科技有限公司 卫星太阳能帆板转角处理方法、装置、卫星及存储介质
CN114313318B (zh) * 2021-12-31 2024-02-02 浙江时空道宇科技有限公司 卫星太阳能帆板转角处理方法、装置、卫星及存储介质

Also Published As

Publication number Publication date
CN113830330B (zh) 2023-08-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Wang et al. Integrated relative position and attitude control for spacecraft rendezvous with ISS and finite-time convergence
Golzari et al. Quaternion based linear time-varying model predictive attitude control for satellites with two reaction wheels
US10175700B2 (en) Methods and apparatus to minimize command dynamics of a satellite
CN110347170A9 (zh) 可重复使用运载器再入段鲁棒容错制导控制系统及工作方法
Zhao et al. Adaptive saturated control for spacecraft rendezvous and docking under motion constraints
JP7199317B2 (ja) 軌道遷移のために宇宙機飛行経路を追跡するシステム及び方法
CN111319793B (zh) 敏捷卫星多种工作模式姿态基准通用设计方法
Zhang et al. Output-feedback super-twisting control for line-of-sight angles tracking of non-cooperative target spacecraft
Li et al. Robust adaptive control for spacecraft final proximity maneuvers with safety constraint and input quantization
Yang et al. Trajectory planning of dual-arm space robots for target capturing and base manoeuvring
US6441776B1 (en) Method and apparatus for spacecraft payload pointing registration
CN113830330B (zh) 一种基于中继星测控的卫星姿态指向方法和系统
CN112130590A (zh) 一种基于瞬时惯性系下速度补偿的星载天线对地指向确定方法
CN108427429B (zh) 一种考虑动态指向约束的航天器视轴机动控制方法
CN110502038B (zh) 一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法
Xie et al. Inverse kinematics problem for 6-DOF space manipulator based on the theory of screws
CN109918706B (zh) 一种基于广义动力学的卫星-天线耦合系统路径规划算法
US6860451B1 (en) Spacecraft spin axis reorientation method
Huang et al. Dynamic infinity‐norm constrained control allocation for attitude tracking control of overactuated combined spacecraft
CN114706413B (zh) 近地轨道微纳卫星变质心姿态控制方法及系统
Wu et al. Adaptive parameter identification based nadir-pointing control of spacecraft with misaligned rotational component
CN110576983A (zh) 一种轨道转移过程中的姿态确定方法
CN112329202B (zh) 一种火星车对环绕器天线指向算法的优化实现方法
Bang et al. Spacecraft attitude control compensating internal payload motion using disturbance observer technique
CN115524969A (zh) 一种提高空间交会对接模型预测控制运算速度的方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant