CN114564035A - 一种双轴的太阳帆板驱动控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种双轴的太阳帆板驱动控制方法，其步骤为，通过姿轨控系统根据时间模块和定轨模快计算出轨道光照条件，即轨道系太阳矢量So与轨道面的夹角β角；根据反馈SADA转过角度及卫星平台测量本体系太阳矢量，实时计算帆板法线与本体系太阳矢量夹角；根据轨道系太阳矢量和轨道面夹角β角大小，来确定帆板驱动机构不同控制模式状态；根据细化的各个控制模式对双轴SADA各轴进行控制指令分配。本发明使SADA控制帆板对日时在保证星上能源的基础上，有利于尽可能减少现有设计中双轴转动带来的振动耦合，保证卫星姿态稳定；其次，减少载荷工作损失时间及工作姿态稳定度，保证卫星有效工作寿命；此外，利于减少星上分流压力和散热压力。
Description
技术领域
本发明涉及卫星技术研究领域，尤其涉及一种双轴的太阳帆板驱动控制方法。
背景技术
随着新任务和新需求的提出，卫星互联网被列为“新基建”范畴，卫星互联网建设已经上升到国家建设层面，而低轨卫星由于具备卫星轨道低、信号传播时延短、其链路损耗小、卫星和用户终端的要求低等优势，已成为“新基建”建设中的重要组成部分。
其中，非极地低轨的倾斜轨道(轨道角大于0°且小于90°)因具有主要目标用户回访次数多的优势而成为星座建设中主力军，纵观国际范围内，SpaceX和波音公司也已经分别在倾角为55°、45°、53°等多个倾斜轨道的轨道面上展开星座建设。
对于倾斜轨道，其还具备的特点便是由于升交点赤经变化和地球公转，使太阳光线和轨道面夹角(Beta角)产生长周期的大角度变化，同时，光照时间也随Beta角变化而变化；这个变化过程中，在Beta角较小的条件下，卫星在轨道稳定姿态运行时受照面以轨道周期为周期的大角度变化，同时光照时间短；在Beta角较大的条件下，卫星在轨道稳定姿态运行时受照面基本变化较小，同时光照时间长。
针对卫星在轨飞行的主要能源来源，主要依靠卫星帆板铺设太阳能电池片的方式，伸展开的帆板可大大增加卫星获取太阳能的面积，所以帆板是绝大多数卫星获取太阳能的必备设备；因之，卫星主要利用太阳能电池阵通过光电效应，将太阳能转化的电能维持性正常工作，通常我们将这种太阳能电池阵称为太阳帆板。
显然，倾斜轨道上的卫星为了保证星上能源，适应轨道光照条件变化、提高太阳能电池阵的利用效率，通常采用卫星机动使太阳帆板对日或者通过增加太阳帆板驱动机构(SADA)，驱动太阳帆板转动，使太阳光线尽可能垂直照射太阳帆板，从而获得最大太阳能，并将其转化为电能，以满足星上供电需求。
可见，对于卫星太阳帆板驱动控制技术的研究是必要的，经过技术人员研判与测试，发现了以往的卫星太阳帆板驱动控制技术所存在着明显的劣势，包括以下几个方面：
(1)卫星机动使太阳帆板对日的方法，通常是已知固定帆板与卫星相对位置(即帆板安装矩阵)，利用星敏感器或其他姿态敏感器确定卫星三轴姿态，根据帆板安装矩阵实时计算出太阳矢量与帆板法线夹角，再根据该夹角控制调整卫星三轴姿态而使帆板对日，但由于光照条件变化使卫星无法保持兼顾载荷工作目标姿态及帆板对日的卫星姿态，这缩短了卫星载荷工作时间，降低了卫星有效寿命；
(2)针对倾斜轨道由于光照条件存在两个自由度不同周期的变化，目前所采用的SADA驱动帆板对日的方法一般为两种方案，其一是采用单自由度SADA轨道内实时对日配合卫星偏航方向转动控制减小帆板法线和太阳矢量夹角，这种方法适用于倾角小于45°轨道，但该控制方法单自由度SADA实时保持转动，同卫星偏航方向实时控制，使得卫星无法适应用偏航指向要求的载荷工作姿态需求，同时，卫星偏航实时控制也带来了对卫星姿态的扰动；
(3)目前若采用另一种方案，即采用双轴SADA实时跟踪转动同时在两个方向转动，根据帆板上敏感器反馈的帆板指向和卫星计算的太阳矢量控制SADA通过两个方向转动进行对日，而且倾角一方面控制算法复杂，卫星两个方向实时转动导致惯量实时变化，不利于整星姿态控制，一方面双轴SADA帆板转动控制易产生耦合，增加导致卫星姿态扰动。
(4)通过分析不难得出，若采用包括以上两种方案在内的现有方案来应对，当前大倾角的倾斜轨道上卫星帆板对日方案均只考虑了轨道光照条件变化中太阳帆板对日角度变化对帆板获取太阳能能力的影响，然而，均未考虑光照时间变化对帆板获取太阳能能力的影响；Beta角变大，光照时间变长，此时星上能源富余过多，通常需将星上富余能源进行分流，保证能源系统安全，减轻星上散热压力。
综上所分析，本发明正是在现有公知技术的基础上，以实际应用与理论分析为基础，综合利用倾斜轨道光照特性，根据倾斜轨道上太阳矢量和轨道面夹角(Beta角)和光照时长的变化特点，细化双轴SADA系统控制模式，对其进行分轴、分模式控制，提出一种适用倾斜轨道的双轴SADA控制系统，以解决现有设计中卫星主动对日与载荷工作姿态需求冲突、缩减载荷工作时间同时带来姿态扰动、双轴SADA两个方向实时转动导致惯量实时变化不利于整星姿态、双轴SADA帆板转动控制易产生耦合而增加导致卫星姿态扰动、以及未考虑光照时间变化导致特定时间端能源过度富余而带来的分流及散热压力等问题。经过本发明技术方案的提出，技术人员不断地进行实践与分析，能够证明本发明所提出的技术方案可解决、或至少可缓解、或可部分解决现有技术存在的问题，同时也有利于为卫星技术研究领域针对双轴的太阳帆板驱动控制今后的技术拓展带来一定的启示。
发明内容
针对以上缺陷，本发明提供一种双轴的太阳帆板驱动控制方法，其用于解决现有设计中卫星主动对日与载荷工作姿态需求冲突、缩减载荷工作时间同时带来姿态扰动、双轴SADA两个方向实时转动导致惯量实时变化不利于整星姿态、双轴SADA帆板转动控制易产生耦合而增加导致卫星姿态扰动、以及未考虑光照时间变化导致特定时间端能源过度富余而带来的分流及散热压力等问题。
为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：
一种双轴的太阳帆板驱动控制方法，其适用于倾斜轨道的双轴SADA控制系统，该方法基于综合考虑beta角大小、光照时间长短及受照面变化，并且利用卫星平台姿轨控系统，包括以下步骤：
步骤一：通过姿轨控系统根据时间模块和定轨模快计算出轨道光照条件，即轨道系太阳矢量So与轨道面的夹角β角；
步骤二：根据反馈SADA转过角度及卫星平台测量本体系太阳矢量，实时计算帆板法线与本体系太阳矢量夹角；
步骤三：根据轨道系太阳矢量和轨道面夹角β角大小，来确定帆板驱动机构不同控制模式状态，包括：
模式Ⅰ:β≤-50°，光照时间长，卫星姿态保持稳定时受照面基本保持在+Y不变；
模式Ⅱ：-50°<β≤-30°，光照时间变短，卫星姿态保持稳定时受照面由+Y逐渐-Z过渡，进出阴影区受照面则变为-X/+X面；
模式Ⅲ:-30°<β≤-15，光照时间变短，卫星姿态保持稳定时受照面由+Y进一步-Z过渡，进出阴影区受照面则变为-X/+X面；
模式Ⅳ:-15°<β≤15°，光照时间最短，卫星姿态保持稳定时受照面在+X/-Z/-X面变化；
模式Ⅴ:15°<β≤30°，光照时间变长，卫星姿态保持稳定时受照面由+X/-Z/-X逐渐-Y过渡，进出阴影区受照面则变为-X/+X面；
模式Ⅵ:30°<β≤50°，光照时间逐渐变长，卫星姿态保持稳定时受照面由+X/-Z/-X面进一步向-Y面过渡；
模式Ⅶ:β>50°，光照时间长，卫星姿态保持稳定时受照面基本保持在-Y不变；
步骤四：根据步骤三所细化的各个帆板驱动机构控制模式，对双轴SADA各轴进行控制指令分配，双轴SADA其中一轴在特定模式下实时追踪太阳转动，其他模式下角度保持，而另一轴仅在Beta角超过阈值时转入角度控制模式，进行短时控制，其他模式下角度保持，以便卫星本体保持三轴稳定对地指向，也可确保星上能源同时保证卫星载荷工作需求。
对于步骤四，其控制指令分配包括：
若β≤-50°，此模式下的光照时间足够长，卫星姿态保持稳定时受照面基本保持不变，在SADAX转动至50°进行角度保持后，轨道面内对日SADAY在0°位上进行角度保持不再继续转动；
若-50°<β≤-30°，此模式下的光照时间变化较大，卫星姿态保持稳定时受照面会发生变化，在SADAX转动至30°进行角度保持不再继续转动后，轨道面内对日SADAY以轨道周期T为转动周期，根据卫星姿轨控系统计算卫星本体系太阳矢量转动做轨道面内对日；
若-30°<β≤-15°，SADAX转动至相应15°进行角度保持不再继续转动后，SADAY以轨道周期T为转动周期，根据卫星姿轨控系统计算本体系太阳矢量转动做轨道面内对日；
若-15°<β≤15°，SADAX转动至相应0°进行角度保持不再继续转动后，SADAY以轨道周期T为转动周期，根据卫星姿轨控系统计算本体系太阳矢量转动做轨道面内对日；
若15°<β≤30°，SADAX转动至相应-15°进行角度保持不再继续转动，SADAY以轨道周期T为转动周期，根据卫星姿轨控系统计算本体系太阳矢量转动做轨道面内对日；
若30°<β≤50°，进入该模式后，SADAX转动至相应-30°进行角度保持，SADAY以轨道周期T为转动周期，根据卫星姿轨控系统计算本体系太阳矢量转动做轨道面内对日；
若β>50°，此模式下的光照时间足够长，卫星姿态保持稳定时受照面基本保持不变。
进一步地，对于以上各控制指令，当卫星以能源电压低于安全阈值时，卫星可自主或通过遥控根据计算帆板法线和太阳矢量夹角Sunangle判读若Sunangle大于20度，则星上自主或遥控对SADAY进行短时正向校正；若Sunangle判读若Sunangle小于-20度，则星上自主或遥控对SADAY进行短时负向校正；卫星本体保持三轴稳定对地指向，即可保证星上能源同时保证卫星载荷工作需求。
对于以上技术方案，技术人员进一步实施，包括：
对于步骤一，可根据当前时刻距初始时刻时间秒，利用太阳星历，计算惯性系太阳矢量Si；
对于步骤一，计算惯性系太阳矢量Si之后，再进一步通过卫星平台姿轨控系统利用GPS及北斗卫星导航系统确定卫星位置Ri和速度参数Vi，计算出惯性系到轨道姿转换矩阵Aoi，将位置矢量Ri与速度矢量Vi单位化，得到uR，uV惯性坐标系下轨道面法线矢量；
对于步骤一，根据惯性系太阳矢量通过惯性坐标系做轨道坐标系转换矩阵，计算卫星轨道系太阳矢量So。
本发明采用的技术方案，根据应用状况，还可相应地实施为：
双轴的太阳帆板驱动控制方法通过分轴、分模式控制，使SADA控制帆板对日时在保证星上能源的基础上，减少双轴转动带来的振动耦合；
双轴的太阳帆板驱动控制方法用于使卫星平台可维持载荷工作姿态，满足载荷指向的工作需求，减少载荷工作损失时间及工作姿态稳定度；
双轴的太阳帆板驱动控制方法在Beta较大时双轴均可进行角度保持，避免星上能源在该时间段富余过多，减少星上分流压力和散热压力。
另外，不同控制模式状态各自具有相应的转入条件与转出条件。
本发明所实施之技术方案通过控制模式细化使双轴SADA其中一轴在特定模式下实时追踪太阳转动，其他模式下角度保持，而另一轴仅在Beta角超过阈值时转入角度控制模式，进行短时控制，其他模式下角度保持；通过分轴、分模式控制，即可使SADA控制帆板对日时在保证星上能源的基础上，有利于尽可能减少现有设计中双轴转动带来的振动耦合，保证卫星姿态稳定；其次，卫星平台可维持载荷工作姿态，满足载荷指向的工作需求，减少载荷工作损失时间及工作姿态稳定度，保证卫星有效工作寿命；此外，控制模式细化后，考虑到光照时间及受照面变化减少了SADA转动范围，在Beta较大时双轴均可进行角度保持，避免星上能源在该时间段富余过多，减少星上分流压力和散热压力。
附图说明
下面根据附图对本发明作进一步详细说明。
图1是对于太阳帆板驱动控制方法的SADA双轴控制状态示意图；
图2是本发明所实施的双轴的太阳帆板驱动控制方法，其控制流程示意图；
图3是本发明所实施的双轴的太阳帆板驱动控制方法，其SADA模式选择示意图。
具体实施方式
本发明所实施的双轴的太阳帆板驱动控制方法，所实施的技术手段要达到的目的在于，解决现有同类设计方案中所暴露出的如卫星主动对日与载荷工作姿态需求冲突、缩减载荷工作时间的同时带来姿态扰动、双轴SADA两个方向实时转动导致惯量实时变化不利于整星姿态、双轴SADA帆板转动控制易产生耦合而增加导致卫星姿态扰动、以及未考虑光照时间变化导致特定时间端能源过度富余而带来的分流及散热压力等问题。
本发明所实施之技术方案，主要实施双轴的太阳帆板驱动控制方法，由于设计应用的需求不同，对于在实践中采用的各类控制板的具体尺寸、装置的设置、以及所涉及的其它辅助性的组件等，若涉及到则相比现有常规技术手段均无改进，当然，本发明之技术方案更不涉及进一步去改进电路组件以及电路图等具体的电路布局，本领域技术人员均知晓，只要能够实施本发明技术方案的步骤，对于有待进一步研发的这些技术手段都可带来或多或少的启示作用；当然，不仅限于以上常规技术手段等，若要全部列举出来是不现实的。因而，本发明所实施的技术方案实际上是一种能够让本领域技术人员结合常规技术手段参照及实施的双轴的太阳帆板驱动控制方法，技术人员根据不同的应用条件以及应用需求，按照本申请形成的控制方法进行实践应用与测试，能够获得其带来的一系列优势，这些优势将会在以下对方法步骤的解析中逐步体现出来。
如图1-3所示，本发明所实施的双轴的太阳帆板驱动控制方法，其适用于倾斜轨道的双轴SADA控制系统，在具体实施时，可参考以下各个步骤根据不同需求来实施，具体为：
(一)首先，通过姿轨控系统根据时间模块和定轨模快计算出轨道光照条件，即轨道系太阳矢量So和轨道面夹角β角；
根据当前时刻距初始时刻时间秒，利用太阳星历，计算惯性系太阳矢量Si，所涉及的计算公式可采用如下：
其中，Is为黄赤交角，Us为当前时刻太阳黄经；
Is＝23.4452×π/180
Us＝M0+(0.98561×TDays+1.9139×sin(TDays×2×π/365.25))×π/180
其中，M0为初始时刻真黄经，TDays为相对初始时刻天数。
在初步计算以上数据之后，再进一步通过卫星平台姿轨控系统利用GPS及北斗卫星导航系统确定卫星位置Ri和速度参数Vi，计算出惯性系到轨道姿转换矩阵Aoi，将位置矢量Ri与速度矢量Vi单位化，得到uR，uV惯性坐标系下轨道面法线矢量，计算方法如下：
H＝uR×uV＝[uRyuVz-uRzuVy uRzuVx-uRxuVz uRxuVy-uRyuVx]T
单位化得到uH；
计算惯性坐标系下轨道坐标系X轴矢量：
X＝uH×uR
单位化得到uX；
由惯性坐标系到轨道坐标系的转换矩阵Aoi：
根据惯性系太阳矢量通过惯性坐标系做轨道坐标系转换矩阵，计算卫星轨道系太阳矢量So：
So＝AoiSi
从而根据轨道系太阳矢量来计算出轨道系太阳矢量与轨道面的夹角β角：
其中，轨道坐标系下轨道面法线No＝(0-10)T。
(二)然后，根据反馈SADA转过角度及卫星平台测量本体系太阳矢量，实时计算帆板法线与太阳矢量夹角；
我们将根据太阳矢量与轨道面夹角β角转动的SADA称为SADAX，SADAX以卫星本体坐标-Z轴为0°，通过测角仪测量SADAX转过角度φ，根据右手定则逆时针转动为正、顺时针转动为负，具有在-90°～90°范围内绕卫星X轴摆动能力；
相应地，我们将轨道面内对日转动的SADA称为SADAY，SADAY以帆板法线与卫星本体坐标-Z轴及帆板轴平面重合时为0°，通过测角仪测量SADAX转过角度θ，根据右手定则逆时针转动为正、顺时针转动为负，具有绕帆板轴360转动能力。
帆板法线初始位置可表示为SPb＝[0 0 -1]T；
其中，SADAX转过角度φ，SADAY转过角度θ，不进行绕Z轴转动ψ为0°；
卫星本体坐标系下帆板法线可表示为：
再计算帆板法线SPb与太阳矢量夹角：
Sunangle＝arccos(SbgSPb)
其中Sb为本体系太阳矢量，SPb为本体系卫星帆板法线矢量。
(三)进一步地，再根据轨道系太阳矢量和轨道面夹角β角大小，来确定帆板驱动机构控制模式如下，亦可参考图3：
模式I：
当β≤-50°，光照时间长(近似整轨)，卫星姿态保持稳定时受照面基本保持在+Y不变；
转入条件：计算β连续60s满足小于等于-50°；
转出条件:β连续60s满足大于等于-50°(模式2)。
模式Ⅱ：
当-50°<β≤-30°，光照时间变短，卫星姿态保持稳定时受照面由+Y逐渐-Z过渡，进出阴影区受照面则变为-X/+X面；
转入条件：计算β连续60s满足-50°<β≤-30°；
转出条件:计算β连续60s满足小于等于-50°(模式1)或β连续60s满足大于等于30°(模式3)。
模式Ⅲ:
当-30°<β≤-15，光照时间变短，卫星姿态保持稳定时受照面由+Y进一步-Z过渡，进出阴影区受照面则变为-X/+X面；
转入条件：计算β连续60s满足-30°<β≤-15°；
转出条件:计算β连续60s满足小于等于-30°(模式2)或β连续60s满足大于等于-15°(模式4)。
模式Ⅳ:
当-15°<β≤15°，该模式下光照时间最短，星姿态保持稳定时受照面在+X/-Z/-X面变化；
转入条件：计算β连续60s满足-15°<β≤15°；
转出条件:计算β连续60s满足小于等于-15°(模式3)或β连续60s满足大于等于15°(模式5)。
模式Ⅴ:
当15°<β≤30°，光照时间变长，卫星姿态保持稳定时受照面由+X/-Z/-X逐渐-Y过渡，进出阴影区受照面则变为-X/+X面；
转入条件：计算β连续60s满足15°<β≤30°；
转出条件:计算β连续60s满足小于等于15°(模式4)或β连续60s满足大于等于30°(模式6)。
模式Ⅵ:
当30°<β≤50°，光照时间逐渐变长，星姿态保持稳定时受照面由+X/-Z/-X面进一步向-Y面过渡；
转入条件：计算β连续60s满足30°<β≤50°；
转出条件:计算β连续60s满足小于等于30°(模式5)或β连续60s满足大于等于50°(模式7)。
模式Ⅶ:
当β>50°，光照时间长(近似整轨)，卫星姿态保持稳定时受照面基本保持在-Y不变；
转入条件：计算β连续60s满足β>50°；
转出条件:计算β连续60s满足小于等于50°(模式6)。
(四)最后，根据以上所分析的各个帆板驱动机构控制模式，对双轴SADA各轴进行控制指令分配，亦可参考图3，具体如下：
模式Ⅰ:
若β≤-50°，此模式下的光照时间足够长(近似整轨)，卫星姿态保持稳定时受照面基本保持不变，因此，在SADAX转动至50°进行角度保持后，轨道面内对日SADAY在0°位上进行角度保持不再继续转动，卫星本体保持三轴稳定对地指向，即可在保证星上能源的同时亦保证卫星载荷工作需求；
模式Ⅱ：
若-50°<β≤-30°，此模式下的光照时间变化较大，卫星姿态保持稳定时受照面会发生变化，因此，在SADAX转动至30°进行角度保持不再继续转动后，轨道面内对日SADAY以轨道周期T为转动周期，根据卫星姿轨控系统计算卫星本体系太阳矢量转动做轨道面内对日，此模式下卫星以能源电压低于安全阈值时，卫星可自主或通过遥控根据计算帆板法线和太阳矢量夹角Sunangle判读若Sunangle大于20度，则星上自主或遥控对SADAY进行短时正向校正；若Sunangle判读若Sunangle小于-20度，则星上自主或遥控对SADAY进行短时负向校正；卫星本体保持三轴稳定对地指向，即可保证星上能源同时保证卫星载荷工作需求。
模式Ⅲ:
若-30°<β≤-15°，该模式下，SADAX转动至相应15°进行角度保持不再继续转动后，SADAY以轨道周期T为转动周期，根据卫星姿轨控系统计算本体系太阳矢量转动做轨道面内对日，此模式下卫星以能源电压低于安全阈值时，卫星可自主或通过遥控根据计算帆板法线和太阳矢量夹角Sunangle判读若Sunangle大于20度，则星上自主或遥控对SADAY进行短时正向校正；若Sunangle判读若Sunangle小于-20度，则星上自主或遥控对SADAY进行短时负向校正；卫星本体保持三轴稳定对地指向，即可保证星上能源同时保证卫星载荷工作需求。
模式Ⅳ:
若-15°<β≤15°，该模式下，SADAX转动至相应0°进行角度保持不再继续转动后，SADAY以轨道周期T为转动周期，根据卫星姿轨控系统计算本体系太阳矢量转动做轨道面内对日，此模式下卫星以能源电压低于安全阈值时，卫星可自主或通过遥控根据计算帆板法线和太阳矢量夹角Sunangle判读若Sunangle大于20度，则星上自主或遥控对SADAY进行短时正向校正；若Sunangle判读若Sunangle小于-20度，则星上自主或遥控对SADAY进行短时负向校正，卫星本体保持三轴稳定对地指向，即可保证星上能源同时保证卫星载荷工作需求。
模式Ⅴ:
若15°<β≤30°，该模式下，SADAX转动至相应-15°进行角度保持不再继续转动，SADAY以轨道周期T为转动周期，根据卫星姿轨控系统计算本体系太阳矢量转动做轨道面内对日，此模式下卫星以能源电压低于安全阈值时，卫星可自主或通过遥控根据计算帆板法线和太阳矢量夹角Sunangle判读若Sunangle大于20度，则星上自主或遥控对SADAY进行短时正向校正；若Sunangle判读若Sunangle小于-20度，则星上自主或遥控对SADAY进行短时负向校正，卫星本体保持三轴稳定对地指向，即可保证星上能源同时保证卫星载荷工作需求。
模式Ⅵ:
若30°<β≤50°，进入该模式后，SADAX转动至相应-30°进行角度保持，SADAY以轨道周期T为转动周期，根据卫星姿轨控系统计算本体系太阳矢量转动做轨道面内对日，此模式下卫星以能源电压低于安全阈值时，卫星可自主或通过遥控根据计算帆板法线和太阳矢量夹角Sunangle判读若Sunangle大于20度，则星上自主或遥控对SADAY进行短时正向校正；若Sunangle判读若Sunangle小于-20度，则星上自主或遥控对SADAY进行短时负向校正；卫星本体保持三轴稳定对地指向，即可保证星上能源同时保证卫星载荷工作需求。
模式Ⅶ:
若β>50°，此模式下的光照时间足够长(近似整轨)，卫星姿态保持稳定时受照面基本保持不变，因此在SADAX转动至-50°进行角度保持后，轨道面内对日SADAY在(0°-θ)位上进行角度保持不再继续转动，卫星本体保持三轴稳定对地指向，即可保证星上能源同时保证卫星载荷工作需求。
以上本发明所实施的双轴的太阳帆板驱动控制方法，其设计基础是综合考虑倾斜轨道光照特性，根据大倾角的倾斜轨道上光照时间随太阳矢量和轨道面夹角(Beta角)变化而变化：即Beta角较小时光照时间小，Beta角为0°时光照时间最短(低轨卫星约为0.5个轨道周期)，随着Beta角变大，光照时间变长，Beta角约大于65°时轨道全光照。因此，完全太阳帆板完全正对太阳，即太阳帆板法线和太阳矢量夹角(太阳角)为0°时，轨道Beta角较大的全光照条件下帆板获取太阳能约为Beta角为0°时的两倍。
因此，本发明所实施之技术方案其设计可行性是基于综合考虑beta角大小、光照时间长短及受照面变化，再结合卫星平台自身定姿结果，其积极方面表现为：
通过控制模式细化使双轴SADA其中一轴在特定模式下实时追踪太阳转动，其他模式下角度保持，而另一轴仅在Beta角超过阈值时转入角度控制模式，进行短时控制，其他模式下角度保持；
通过分轴、分模式控制，即可使SADA控制帆板对日时在保证星上能源的基础上，有利于尽可能减少现有设计中双轴转动带来的振动耦合，保证卫星姿态稳定；其次，卫星平台可维持载荷工作姿态，满足载荷指向的工作需求，减少载荷工作损失时间及工作姿态稳定度，保证卫星有效工作寿命；此外，控制模式细化后，考虑到光照时间及受照面变化减少了SADA转动范围，在Beta较大时双轴均可进行角度保持，避免星上能源在该时间段富余过多，减少星上分流压力和散热压力。
在本说明书的描述中，若出现术语“本实施例”、“具体实施”等描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、方法步骤、材料或特点包含于本发明或发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例；而且，所描述的具体特征、方法步骤、材料或特点可以在任何一个或多个实施例或示例中以恰当的方式结合。
在本说明书的描述中，术语“连接”、“设置”、“具有”等均做广义理解，例如，“连接”可以是固定连接或在不影响部件关系与技术效果的基础上通过中间组件间接进行，也可以是一体连接或部分连接，如同此例的情形对于本领域普通技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
上述对实施例的描述是为了便于该技术领域的普通技术人员能够理解和应用，熟悉本领域技术的人员显然可轻易对这些实例做出各种修改，并把在此说明的一般原理应用到其它实施例中而不必经过创造性的劳动。因此，本案不限于以上实施例，对于以下几种情形的修改，都应该在本案的保护范围内：①以本发明技术方案为基础并结合现有公知常识所实施的新的技术方案，该新的技术方案所产生的技术效果并没有超出本发明技术效果之外，如，采用细化双轴SADA系统控制模式且对其进行分轴、分模式控制所形成的技术方案，并且所产生的技术效果没有超出本发明之外；②采用公知技术对本发明技术方案的部分特征的等效替换，所产生的技术效果与本发明技术效果相同，例如，对本方法步骤所涉及到的装置或组件等进行等效替换；③以本发明技术方案为基础进行拓展，拓展后的技术方案的实质内容没有超出本发明技术方案之外；④利用本发明文本记载内容或说明书附图所作的等效变换，将所得技术手段应用在其它相关技术领域的方案。
Claims (10)
1.一种双轴的太阳帆板驱动控制方法，其适用于倾斜轨道的双轴SADA控制系统，该方法基于综合考虑beta角大小、光照时间长短及受照面变化，并且利用卫星平台姿轨控系统，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一：通过姿轨控系统根据时间模块和定轨模快计算出轨道光照条件，即轨道系太阳矢量So与轨道面的夹角β角；
步骤二：根据反馈SADA转过角度及卫星平台测量本体系太阳矢量，实时计算帆板法线与本体系太阳矢量夹角；
步骤三：根据轨道系太阳矢量和轨道面夹角β角大小，来确定帆板驱动机构不同控制模式状态，包括：
模式Ⅰ:β≤-50°，光照时间长，卫星姿态保持稳定时受照面基本保持在+Y不变；
模式Ⅱ：-50°<β≤-30°，光照时间变短，卫星姿态保持稳定时受照面由+Y逐渐-Z过渡，进出阴影区受照面则变为-X/+X面；
模式Ⅲ:-30°<β≤-15，光照时间变短，卫星姿态保持稳定时受照面由+Y进一步-Z过渡，进出阴影区受照面则变为-X/+X面；
模式Ⅳ:-15°<β≤15°，光照时间最短，卫星姿态保持稳定时受照面在+X/-Z/-X面变化；
模式Ⅴ:15°<β≤30°，光照时间变长，卫星姿态保持稳定时受照面由+X/-Z/-X逐渐-Y过渡，进出阴影区受照面则变为-X/+X面；
模式Ⅵ:30°<β≤50°，光照时间逐渐变长，卫星姿态保持稳定时受照面由+X/-Z/-X面进一步向-Y面过渡；
模式Ⅶ:β>50°，光照时间长，卫星姿态保持稳定时受照面基本保持在-Y不变；
步骤四：根据步骤三所细化的各个帆板驱动机构控制模式，对双轴SADA各轴进行控制指令分配，双轴SADA其中一轴在特定模式下实时追踪太阳转动，其他模式下角度保持，而另一轴仅在Beta角超过阈值时转入角度控制模式，进行短时控制，其他模式下角度保持，以便卫星本体保持三轴稳定对地指向，也可确保星上能源同时保证卫星载荷工作需求。
2.根据权利要求1所述的双轴的太阳帆板驱动控制方法，其特征在于，对于步骤四，其控制指令分配包括：
若β≤-50°，此模式下的光照时间足够长，卫星姿态保持稳定时受照面基本保持不变，在SADAX转动至50°进行角度保持后，轨道面内对日SADAY在0°位上进行角度保持不再继续转动；
若-50°<β≤-30°，此模式下的光照时间变化较大，卫星姿态保持稳定时受照面会发生变化，在SADAX转动至30°进行角度保持不再继续转动后，轨道面内对日SADAY以轨道周期T为转动周期，根据卫星姿轨控系统计算卫星本体系太阳矢量转动做轨道面内对日；
若-30°<β≤-15°，SADAX转动至相应15°进行角度保持不再继续转动后，SADAY以轨道周期T为转动周期，根据卫星姿轨控系统计算本体系太阳矢量转动做轨道面内对日；
若-15°<β≤15°，SADAX转动至相应0°进行角度保持不再继续转动后，SADAY以轨道周期T为转动周期，根据卫星姿轨控系统计算本体系太阳矢量转动做轨道面内对日；
若15°<β≤30°，SADAX转动至相应-15°进行角度保持不再继续转动，SADAY以轨道周期T为转动周期，根据卫星姿轨控系统计算本体系太阳矢量转动做轨道面内对日；
若30°<β≤50°，进入该模式后，SADAX转动至相应-30°进行角度保持，SADAY以轨道周期T为转动周期，根据卫星姿轨控系统计算本体系太阳矢量转动做轨道面内对日；
若β>50°，此模式下的光照时间足够长，卫星姿态保持稳定时受照面基本保持不变。
3.根据权利要求2所述的双轴的太阳帆板驱动控制方法，其特征在于：当卫星以能源电压低于安全阈值时，卫星可自主或通过遥控根据计算帆板法线和太阳矢量夹角Sunangle判读若Sunangle大于20度，则星上自主或遥控对SADAY进行短时正向校正；若Sunangle判读若Sunangle小于-20度，则星上自主或遥控对SADAY进行短时负向校正；卫星本体保持三轴稳定对地指向，即可保证星上能源同时保证卫星载荷工作需求。
4.根据权利要求1所述的双轴的太阳帆板驱动控制方法，其特征在于：对于步骤一，可根据当前时刻距初始时刻时间秒，利用太阳星历，计算惯性系太阳矢量Si。
5.根据权利要求4所述的双轴的太阳帆板驱动控制方法，其特征在于：对于步骤一，计算惯性系太阳矢量Si之后，再进一步通过卫星平台姿轨控系统利用GPS及北斗卫星导航系统确定卫星位置Ri和速度参数Vi，计算出惯性系到轨道姿转换矩阵Aoi，将位置矢量Ri与速度矢量Vi单位化，得到uR，uV惯性坐标系下轨道面法线矢量。
6.根据权利要求5所述的双轴的太阳帆板驱动控制方法，其特征在于：对于步骤一，根据惯性系太阳矢量通过惯性坐标系做轨道坐标系转换矩阵，计算卫星轨道系太阳矢量So。
7.根据权利要求1-6任一项所述的双轴的太阳帆板驱动控制方法，其特征在于：所述双轴的太阳帆板驱动控制方法通过分轴、分模式控制，使SADA控制帆板对日时在保证星上能源的基础上，减少双轴转动带来的振动耦合。
8.根据权利要求1-6任一项所述的双轴的太阳帆板驱动控制方法，其特征在于：所述双轴的太阳帆板驱动控制方法用于使卫星平台可维持载荷工作姿态，满足载荷指向的工作需求，减少载荷工作损失时间及工作姿态稳定度。
9.根据权利要求1任一项所述的双轴的太阳帆板驱动控制方法，其特征在于：所述双轴的太阳帆板驱动控制方法在Beta较大时双轴均可进行角度保持，避免星上能源在该时间段富余过多，减少星上分流压力和散热压力。
10.根据权利要求1所述的双轴的太阳帆板驱动控制方法，其特征在于：不同控制模式状态各自具有相应的转入条件与转出条件。
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| CN202210230399.7A CN114564035A (zh) | 2022-03-09 | 2022-03-09 | 一种双轴的太阳帆板驱动控制方法 |
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Cited By (1)
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2022
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| CN115258204B (zh) * | 2022-09-05 | 2024-04-05 | 长光卫星技术股份有限公司 | 一种中低轨通信卫星能源增加方法 |
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