[發明專利]一種衛星偏航控制導引方法

有效

• 申請號: 201610081901.7
• 申請日: 2016-02-05
• 公開（公告）號: CN105539884B
• 公開（公告）日: 2017-10-27
• 發明（設計）人: 白濤;熊淑杰;張銳;林寶軍;王昊光;劉偉;李笑月
• 申請（專利權）人: 上海微小衛星工程中心
• 主分類號: B64G1/36
• 分類號: B64G1/36
• 代理公司: 上海盈盛知識產權代理事務所(普通合伙)31294
• 代理人: 孫佳胤

技術領域

本發明屬于航天器姿態控制技術領域，涉及一種衛星在進行偏航姿態控制時的導引律設計方法。

背景技術

傾斜軌道衛星由于β角變化范圍很大，為滿足能源需求，通常在衛星上安裝一維轉動太陽帆板，通過控制衛星偏航姿態和帆板轉動使得帆板的法線指向太陽，保證衛星能源。

衛星在長期穩態運行過程中通常采用反作用輪進行姿態控制，通過控制偏航姿態將太陽矢量控制在星體的XOZ面內并且使衛星的+X軸指向太陽。但當β角較小時(即太陽、地球和衛星接近在一條線上)，目標姿態變化最大角速度達到10°/s以上。如圖1所示是不同β角情況下衛星目標偏航姿態角在一軌內的變化示意圖，圖2所示是β角與星體偏航角速度關系示意圖。可見，β角越小，角速度變化越大，所需反作用力越大，在太陽角趨向于0°時，會超出反作用輪控制能力。反作用輪需要以最大力矩輸出，經過幾百秒時間甚至更長時間才能將姿態穩定。在姿態穩定過程中，帆板對日精度無法滿足要求。

解決上述問題傳統的方法是當β角大于5°時，進行偏航控制，按照圖1目標姿態角調整衛星姿態；當β角小于等于5°時，不進行偏航調整，將衛星三軸對地穩定，通過帆板0～360°轉動跟蹤太陽，但此時太陽在衛星XOZ面內變化，衛星±X面和±Z面輪流受照，不利于整星熱控，影響地面測定軌精度，并且衛星需要切換姿態控制模式。

需要設計一種新的導引方法，在太陽、地球和衛星接近一條直線時，提前規劃導引律，確保衛星目標姿態的變化在反作用輪的可控范圍內，同時保證帆板對日精度。

發明內容

本發明所要解決的技術問題是提供一種應用于傾斜軌道衛星的偏航控制導引律設計方法。該方法包括如下步驟：步驟一、計算β角和軌道系下太陽矢量；步驟二、當β角大于等于給定閾值時，按照當前軌道系太陽矢量計算偏航目標角，當β角小于給定閾值時，按照β角為指定角度的假想太陽矢量計算偏航目標角；步驟三、當β角過零時，同時滿足目標偏航角為小角度條件后，切換偏航目標角的計算方法。所述閾值范圍是2～4°，并優選為3°。

可選的，步驟二中，按照太陽角為3°的假想太陽進行跟蹤的步驟是在β角的絕對值小于3°時，如果β角大于零，ψ_m＝a tan 2(0.05236,S_ox)，如果β角小于等于零，ψ_m＝a tan 2(-0.05236,S_ox)。其中，ψ_m為目標偏航角，S_o為軌道系下的太陽矢量，分量為S_ox、S_oy、S_oz。

可選的，步驟二中，按照實際的太陽矢量計算偏航目標角的步驟是：在β角的絕對值大于等于3°時，ψ_m＝a tan 2(S_oy,S_ox)。

可選的，步驟三中，如果計算目標角所采用的β角與前一周期符號相反，則只有當計算的目標角在一預設的閾值范圍以內才進行目標角切換，以避免β角在從正變負，或從負變正時，偏航目標姿態發生突變。所述閾值范圍優選是5°。

本發明的優點在于，提出一種偏航導引方法，當β角在預定角度范圍以內時，按照β角以預定角度變化的假太陽進行跟蹤，保證太陽始終在衛星+X面，有利于熱控實施，滿足帆板對日精度要求，同時保證目標姿態變化在反作用輪的控制能力范圍以內，衛星無須切換姿態控制模式。

附圖說明

圖1所示是本發明現有技術中對應不同β角衛星的目標偏航姿態角一軌內的變化示意圖。

圖2所示是本發明現有技術中β角與星體最大偏航角速度的關系示意圖。

圖3所示是本發明具體實施方式中衛星所采用的偏航導引策略示意圖。

圖4所示是本發明具體實施方式中β角變化曲線。

圖5所示是本發明具體實施方式中衛星在軌偏航目標姿態和衛星姿態變化曲線。

圖6所示是本發明具體實施方式中衛星姿態角速度變化曲線。

圖7所示是本發明具體實施方式中衛星偏航軸反作用輪力矩指令分布。

圖8所示是本發明具體實施方式中衛星帆板轉角曲線。

具體實施方式

下面以某高軌傾斜軌道衛星為典型實例，結合附圖對本發明提供的一種衛星偏航控制導引方法的具體實施方式做詳細說明。

該衛星為傾斜地球同步軌道衛星，軌道傾角為55°，衛星一維轉動帆板安裝在衛星±Y面，通過偏航姿態調整和帆板轉動使得帆板法線指向太陽，對日精度在3°以內。