CN112650260B - 倾斜轨道卫星偏航引导下的太阳帆板变速驱动方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了倾斜轨道卫星偏航引导下的太阳帆板变速驱动方法，包含以下过程：实时计算太阳高度角及卫星轨道角；根据太阳高度角和卫星轨道角实时计算当前时刻太阳帆板的理论转角和理论驱动角速度；根据当前时刻太阳帆板的理论转角计算当前时刻太阳帆板需要驱动的角度；选择太阳帆板驱动机构的档位中最接近当前时刻太阳帆板的理论驱动角速度的档位为中心值，并根据当前时刻太阳帆板需要驱动的角度确定微幅调整量，从而得到当前时刻太阳帆板的驱动角速度。本发明的太阳帆板采用变角速度驱动的方法，实现了太阳帆板时刻垂直于太阳，保障了卫星能源。

Description

倾斜轨道卫星偏航引导下的太阳帆板变速驱动方法
技术领域
本发明涉及倾斜轨道卫星姿态控制技术，尤其涉及一种倾斜轨道卫星偏航引导下的太阳帆板变速驱动方法。
背景技术
随着航天业的飞速发展，卫星的功能越来越丰富，携带的有效载荷功率也越来越大，对太阳帆板对准太阳的精度也有精确的范围。倾斜轨道卫星如果仅以轨道角速度的反方向进行驱动太阳帆板，随着太阳高度角的变化，太阳帆板和太阳的夹角也越来越大，满足不了星上载荷使用要求，因此偏航方向必须随着太阳高度角的变化定期或者实时进行导引机动。否则，太阳帆板需要进行两个方向时刻二维驱动，才可以实现对准太阳。但二维驱动机构成本较高，长寿命指标等可靠性有待验证。现在越来越多的倾斜轨道卫星采用偏航方向姿态机动，和设计合理的太阳帆板驱动方案，来实现对准太阳的需求，保障星上能源。
发明内容
本发明提出了一种倾斜轨道卫星偏航引导下的太阳帆板变速驱动方法，能使处于倾斜轨道的卫星，在偏航方向实时导引机动的情况下，太阳帆板通过变速驱动控制实现时刻垂直对准太阳，保障星上能源充足。
为了达到上述目的，本发明提出了一种倾斜轨道卫星偏航引导下的太阳帆板变速驱动方法，包括以下过程：
实时计算太阳高度角及卫星轨道角；
根据太阳高度角和卫星轨道角实时计算当前时刻太阳帆板的理论转角和理论驱动角速度；
根据当前时刻太阳帆板的理论转角计算当前时刻太阳帆板需要驱动的角度；
选择太阳帆板驱动机构的档位中最接近当前时刻太阳帆板的理论驱动角速度的档位为中心值，并根据当前时刻太阳帆板需要驱动的角度确定微幅调整量，从而得到当前时刻太阳帆板的驱动角速度。
进一步地，所述太阳高度角的计算公式为：
Figure BDA0002803074490000021
其中，β为太阳高度角；Si为第一太阳矢量，即当前时刻太阳位置在惯性坐标系的投影；hi为轨道面法线，即卫星当前时刻运行轨道的法线在惯性坐标系的投影；
所述卫星轨道角的计算公式为：
Figure BDA0002803074490000022
其中，sox为第二太阳矢量在轨道坐标系下x方向的投影；soz为第二太阳矢量在轨道坐标系下z方向的投影，所述第二太阳矢量即为当前时刻太阳位置在卫星轨道坐标系的投影。
进一步地，所述太阳帆板的理论转角α的计算公式为：
α＝a sin(cosβ·sin us)
所述太阳帆板的理论驱动角速度
Figure BDA0002803074490000025
的计算公式为：
Figure BDA0002803074490000023
其中，
Figure BDA0002803074490000024
为卫星轨道角速度。
进一步地，所述当前时刻太阳帆板需要驱动的角度的计算公式为：
Δα＝α0-α
其中，α0为当前时刻太阳帆板当前转角位置。
进一步地，当前时刻太阳帆板的驱动角速度等于太阳帆板驱动机构的档位中作为中心值的档位值和微幅调整量之和。
进一步地，根据当前时刻太阳帆板需要驱动的角度确定微幅调整量的方法，包括：根据当前时刻太阳帆板需要驱动的角度大小以及太阳帆板需要和太阳位置保持的角度确定微幅调整量。
本发明具有以下优势：
本发明在卫星偏航姿态连续实施导引机动的前提下，太阳帆板采用变角速度驱动的方法，实现了太阳帆板时刻垂直于太阳，保障了卫星能源，节省了使用二维驱动机构的成本。
附图说明
图1为本发明实施例提供的倾斜轨道卫星偏航引导下的太阳帆板变速驱动方法的流程图；
图2为本发明实施例提供的卫星运行一个轨道周期太阳帆板的理论转角的变化图；
图3为本发明实施例提供的卫星运行一个轨道周期太阳帆板的理论驱动角速度的变化图；
图4为本发明实施例提供的太阳帆板驱动控制的规律图。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比率，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。
太阳和轨道面夹角变化不大的轨道有太阳同步轨道、地球静止轨道等，在这种类型轨道上运行的卫星，太阳帆板以轨道角速度反方向进行驱动就可以保障帆板和太阳的位置相对固定。倾斜轨道上运行的卫星，太阳和卫星轨道面的角度范围很大，若卫星偏航方向姿态不进行机动，太阳帆板仅沿着轨道角速度反方向旋转，随着时间的积累，太阳帆板和太阳的夹角也很大，满足不了能源使用要求。为了太阳帆板和太阳的关系相对固定，太阳帆板驱动机构需要两个方向进行驱动旋转，因二维驱动机构成本很高、长寿命指标等可靠性有待验证，因此倾斜轨道卫星会按照太阳高度角的变化，偏航方向姿态需要定期或者实时进行导引机动。
本发明提出了一种倾斜轨道卫星偏航引导下的太阳帆板变速驱动方法，在卫星偏航姿态连续实施导引机动的前提下，太阳帆板采用变角速度驱动的方法，实现了太阳帆板时刻垂直于太阳，保障了卫星能源，节省了使用二维驱动机构的成本。
本发明实施例中，卫星的轨道倾角为53.13度，轨道高度为20182公里，卫星偏航轴需要实时导引机动，在一个轨道周期内偏航姿态需要机动的范围为5度到175度变化。太阳帆板沿着卫星本体坐标系±Y轴安装，帆板转角为零度时的位置定义为太阳帆板法线与卫星本体坐标系-X方向重合的位置。
如图1所示，本发明提出的倾斜轨道卫星偏航引导下的太阳帆板变速驱动方法，包含以下步骤：
S1、实时计算太阳高度角β及卫星轨道角us。
太阳高度角为太阳和卫星轨道面的夹角，也就是第一太阳矢量Si与卫星轨道面法线hi夹角的余角。所述太阳高度角的计算公式为：
Figure BDA0002803074490000041
其中，Si为第一太阳矢量，即当前时刻太阳位置在惯性坐标系的投影；hi为轨道面法线，即卫星当前时刻运行轨道的法线在惯性坐标系的投影。当第一太阳矢量方向与轨道面法向同侧时，β>0；当太阳矢量方向与轨道面法向异侧时，β<0；当太阳矢量在轨道面内时，β＝0。实际运行过程中，第一太阳矢量及轨道面法线均可通过卫星上的星载计算机获取。
倾斜轨道卫星太阳高度角β会随着时间变化，变化的范围和卫星轨道倾角i有关。本实施例中，太阳高度角的变化范围为i±23.65°，卫星轨道面太阳高度角β最大年变化范围在±77°之内，最小年变化范围±30°之内。将当前时刻计算得到的太阳高度角设为10°。
卫星一个周期在轨道上运行一圈，卫星轨道角us反应卫星在轨道上的位置，卫星轨道角us的变化范围为0°到360°之间。当卫星处在太阳和地球连线外侧时，卫星轨道角定义为90°；当卫星处在太阳和地球连线内侧时，卫星轨道角定义为270°，具体计算由太阳投影在卫星轨道坐标系的第二太阳矢量so得到。所述卫星轨道角us的计算公式为：
Figure BDA0002803074490000051
其中，sox为第二太阳矢量so在轨道坐标系下x方向的投影；soz为第二太阳矢量在轨道坐标系下z方向的投影。本实施例中，将当前时刻计算得到的卫星轨道角us设为60°。
S2、根据太阳高度角和卫星轨道角实时计算当前时刻太阳帆板的理论转角和理论驱动角速度。
根据太阳高度角β、卫星轨道角us以及卫星轨道角速度
Figure BDA0002803074490000057
计算太阳帆板理论转角α和理论驱动角速度
Figure BDA0002803074490000052
所述太阳帆板的理论转角α的计算公式为：
α＝asin(cosβ·sinus)
所述太阳帆板的理论驱动角速度
Figure BDA0002803074490000056
的计算公式为：
Figure BDA0002803074490000053
太阳高度角β与卫星轨道角us数值是时刻变化的，所以计算出的太阳帆板理论转角α和理论驱动角速度
Figure BDA0002803074490000054
也是时刻变化的。如图2和图3所示，分别为卫星运行一个轨道周期太阳帆板的理论转角α和理论驱动角速度
Figure BDA0002803074490000055
的变化图。其中，图2的横轴为时间，单位是秒，纵轴为太阳帆板的理论转角，单位是度；图3的横轴为时间，单位是秒，纵轴为太阳帆板的理论驱动角速度，单位是度/秒。
本实施例中，倾斜轨道卫星的轨道高度为20182公里，该轨道高度下的卫星的轨道角速度为1.454×10-4弧度/秒。当前时刻太阳帆板的理论转角α和理论驱动角速度
Figure BDA0002803074490000061
分别为：
α＝a sin(cosβ·sin us)＝asin(cos(10*pi/180)·sin(60*pi/180))＝58.525°
Figure BDA0002803074490000062
S3、根据当前时刻太阳帆板的理论转角计算当前时刻太阳帆板需要驱动的角度；
所述当前时刻太阳帆板需要驱动的角度的计算公式为：
Δα＝α0-α
其中，α0为当前时刻太阳帆板当前转角位置。
实际运行过程中，可通过星载软件读取太阳帆板当前转角位置α0。本实施例中，设通过星载软件实时读取的太阳帆板当前转角位置α0为55度，由步骤S2计算得到的当前时刻太阳帆板的理论转角α为58.525度，因此，当前时刻太阳帆板需要驱动的角度Δα为3.525度。
S4、选择太阳帆板驱动机构的档位中最接近当前时刻太阳帆板的理论驱动角速度的档位为中心值，并根据当前时刻太阳帆板需要驱动的角度确定微幅调整量，从而得到当前时刻太阳帆板的驱动角速度。
太阳帆板由太阳帆板驱动机构进行驱动，以改变太阳帆板的转角。太阳帆板驱动机构的步进电机具有多个档位，每两个档位间的角速度增量均相等。选择太阳帆板驱动机构的档位中最接近当前时刻太阳帆板的理论驱动角速度
Figure BDA0002803074490000063
的档位为中心值，并根据当前时刻太阳帆板需要驱动的角度Δα的大小以及太阳帆板需要与太阳位置保持的角度对中心值进行微幅调整，微幅调整量大小设为Δω，得出当前时刻太阳帆板的最终驱动角速度ωf。当前时刻太阳帆板最终驱动角速度等于以太阳帆板驱动机构的档位中作为中心值的档位值和微幅调整量Δω的和。
本实施例中，太阳帆板的驱动机构的步进电机的档位为0.00886度/秒，0.00836度/秒，0.00786度/秒等，每0.0005度/秒为一个台阶，每两个档位间的角速度增量为0.0005度/秒，快速捕获的档位为0.6度/秒和-0.6度/秒。由步骤S2计算得到的当前时刻太阳帆板的理论驱动角速度
Figure BDA0002803074490000071
为0.0078度/秒，与太阳帆板驱动机构的档位中的0.00786度/秒最接近，因此太阳帆板以0.00786度/秒为中心值，进行旋转。理论驱动角速度是时变的，因此帆板驱动角速度档位的中心值也是时变的。假设太阳帆板需要和太阳位置保持在5度之内，则太阳帆板的驱动规律如图4所示：当前时刻太阳帆板需要驱动的角度在±3度之内时，当前时刻的太阳帆板的最终驱动角速度ωf运行在当前中心值档位；当前时刻太阳帆板需要驱动的角度超过3度时，需要在当前中心值档位附近降低两个档位作为当前时刻的太阳帆板的最终驱动角速度ωf；当前时刻太阳帆板需要驱动的角度超过4度时，需要在当前中心值档位附近降低4个档位作为当前时刻的太阳帆板的最终驱动角速度ωf；当时刻太阳帆板需要驱动的角度超过5度时，将在-0.6度/秒快速捕获档位作为当前时刻的太阳帆板的最终驱动角速度ωf。太阳帆板驱动角速度以当前时刻的太阳帆板的最终驱动角速度驱动太阳帆板改变转角，实现了太阳帆板时刻垂直于太阳，保障了星上能源。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (3)

1.倾斜轨道卫星偏航引导下的太阳帆板变速驱动方法，其特征在于，包含以下过程：
实时计算太阳高度角及卫星轨道角；
根据太阳高度角和卫星轨道角实时计算当前时刻太阳帆板的理论转角和理论驱动角速度；
根据当前时刻太阳帆板的理论转角计算当前时刻太阳帆板需要驱动的角度；
选择太阳帆板驱动机构的档位中最接近当前时刻太阳帆板的理论驱动角速度的档位为中心值，并根据当前时刻太阳帆板需要驱动的角度确定微幅调整量，从而得到当前时刻太阳帆板的驱动角速度；
所述太阳高度角的计算公式为：
Figure FDA0003946789650000011
其中，β为太阳高度角；Si为第一太阳矢量，即当前时刻太阳位置在惯性坐标系的投影；hi为轨道面法线，即卫星当前时刻运行轨道的法线在惯性坐标系的投影；
所述卫星轨道角的计算公式为：
Figure FDA0003946789650000012
其中，us为卫星轨道角，sox为第二太阳矢量在轨道坐标系下x方向的投影；soz为第二太阳矢量在轨道坐标系下z方向的投影，所述第二太阳矢量即为当前时刻太阳位置在卫星轨道坐标系的投影；
所述太阳帆板的理论转角α的计算公式为：
α＝asin(cosβ·sinus)
所述太阳帆板的理论驱动角速度
Figure FDA0003946789650000021
的计算公式为：
Figure FDA0003946789650000022
其中，
Figure FDA0003946789650000023
为卫星轨道角速度；
所述当前时刻太阳帆板需要驱动的角度的计算公式为：
Δα＝α0-α
其中，α0为当前时刻太阳帆板当前转角位置。
2.如权利要求1所述的太阳帆板变速驱动方法，其特征在于，当前时刻太阳帆板的驱动角速度等于太阳帆板驱动机构的档位中作为中心值的档位值与微幅调整量之和。
3.如权利要求1所述的太阳帆板变速驱动方法，其特征在于，根据当前时刻太阳帆板需要驱动的角度确定微幅调整量的方法，包括：根据当前时刻太阳帆板需要驱动的角度大小以及太阳帆板需要和太阳位置保持的角度确定微幅调整量。
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