专利名称：一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法
技术领域：
本发明涉及一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，可以在星上实现正弦形式的偏航机动，主要在非太阳同步轨道的卫星上使用。
背景技术：
卫星帆板上铺设有太阳能电池片，伸展开的帆板可以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，也是卫星在轨飞行的主要能源来源。目前我国在轨运行的卫星除了使用固定翼帆板外，大部分采用单自由度的帆板。选用单自由度帆板的卫星在选择轨道时，多是选择太阳和轨道面夹角小的太阳同步轨道，从而帆板驱动机构在垂直轨道面方向旋转帆板就可以令太阳直射帆板。在非太阳同步轨道下，太阳方向和轨道面夹角的变化很大，可以有90度的变化范围。显而易见，当太阳垂直照射到轨道面时，垂直轨道面的帆板无论怎样转动都无法获得能源。所以，配有单自由度的帆板 的非太阳同步轨道的卫星，为了实现帆板法线指向太阳，需要进行卫星的姿态机动。由于卫星的任务多是对地球进行观测的，需要令卫星的某一面(例如安装有相机等设备的一侧)始终朝向地面，因此常采用偏航机动模式。偏航机动模式是采用单自由度帆板的非太阳同步轨道卫星，在太阳方向与轨道面间的夹角较大时，通过绕星体偏航轴机动和帆板转动，使得帆板法线与太阳方向平行，达到保证能源供应和对地指向的一种飞行模式。在现有偏航机动模式下，随着太阳高度角的减小，偏航角的变化越来越集中在轨道的正午点(α为O度的点)和午夜点(α为180度的点)附近的一段范围内，造成在正午点和午夜点附近偏航角速度较大，采用喷气控制时，推进剂消耗量大，采用角动量交换装置控制(多采用此方式)时对角动量容量需求大，卫星需要配备较大容量的角动量交换装置，重量大的问题。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是克服现有技术的不足，提供了一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，实现了卫星按照正弦形式进行偏航机动，在保证能源供应的条件下，降低了对卫星角动量交换装容量的需求。本发明包括如下技术方案一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，步骤如下(I)根据太阳方向在轨道系的分量计算太阳高度角β ;(2)根据太阳方向在轨道系的分量计算太阳方位角α ；(3)根据星上注入数据判断是按照头对日方式进行规划，还是按照尾对日方式进行规划，头对日方式进入步骤(4)，尾对日方式，进入步骤(5)；(4)按照头对日的方式进行偏航角正弦规划，得到偏航角Vtl和偏航角速度转入步骤⑶;(5)按尾头对日的方式进行偏航角正弦规划，得到偏航角Vtl和偏航角速度Po，转入步骤⑶;(6)根据得到的偏航角Ftl和偏航角速度^计算帆板转速&/ ；(7)根据得到的偏航角Vtl、偏航角速度^、帆板转速^^·进行偏航角度跟踪控制和帆板转速控制。所述步骤(I)中根据太阳方向在轨道系的分量计算太阳高度角β按照如下公式进行如果“Is。」〉I)贝Ij: β = arcsin (-Soy/ Soy |) X Kdar否则β= arcsin (-Soy) XKdar其中Stjy为太阳方向在轨道系下Y轴的分量；Kto为从弧度转化到度所乘的系数。所述步骤(2)中根据太阳方向在轨道系的分量计算太阳方位角α按照如下公式进行a = arctan2(-S0X,-Sj XKdar ;其中Sax为太阳方向在轨道系下X轴的分量^为太阳方向在卫星轨道系下Z轴的分量；arctan2(y，x)函数定义如下· (
arctan —if x>Q
f
arctan -\-\-π if x < Oandy > 0
(j；) arctan2(y9x) = ^arctan — -π if x< Qandy < 0。
J
π广
—if X = Oandy > 0
π
if X = Oandy < 0所述步骤(4)中计算偏航角Ψ(ι和偏航角速度 按照如下公式进行如果β> O. O则Ψ0= -90-(90-β) Xsin(KradX α )ψα = -Co0 X(90-β)χcos(Krad Xα)；否则ψ0= 90+(90+β) Xsin(KradX α )Ψα=ωαχ (90 + β)χ cos(Krad χ α)；其中Oci为轨道角速度的绝对值，单位为度/秒，KradS度转化到弧度所乘的系数。所述步骤(5)中计算偏航角Ψ(ι和偏航角速度&按照如下公式进行如果β> O. O贝IJ: Ψ0 = 90-(90-β) Xsin(KradX α )W0 = -CO0 χ (90-β)χcos(Krad χ a)；否则ψ0= -90+(90+β) Xsin(KradX α )ψ0=ω0 χ (90 + β)χcos(Krad χ α)；其中Otl为轨道角速度的绝对值，单位为度/秒，KradS度转化到弧度所乘的系数。
所述步骤(6)中计算帆板转速^^按照如下公式进行Sbx = cos Ψ0Sox+sin Ψ0Soy
权利要求
1.一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，其特征在于步骤如下 (1)根据太阳方向在轨道系的分量计算太阳高度角β; (2)根据太阳方向在轨道系的分量计算太阳方位角α； (3)根据星上注入数据判断是按照头对日方式进行规划，还是按照尾对日方式进行规划，头对日方式进入步骤(4)，尾对日方式，进入步骤(5)； (4)按照头对日的方式进行偏航角正弦规划，得到偏航角Vtl和偏航角速度00，转入步骤⑶; (5)按尾头对日的方式进行偏航角正弦规划,得到偏航角Ψ(!和偏航角速度Wo，转入步骤⑶； (6)根据得到的偏航角Vtl和偏航角速度Po计算帆板转速 ,; (J)根据得到的偏航角Ψο、偏航角速度#ο、帆板转速&/进行偏航角度跟踪控制和帆板转速控制。
2.根据权利要求I所述的一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，其特征在于 所述步骤(I)中根据太阳方向在轨道系的分量计算太阳高度角β按照如下公式进行如果(I Stjy I > I) 贝Ij : β = arcsin (-Soy/ Soy |) X Kdar 否则β = arcsin (-Soy) XKdar 其中Stjy为太阳方向在轨道系下Y轴的分量；Kdat为从弧度转化到度所乘的系数。
3.根据权利要求I所述的一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，其特征在于所述步骤(2)中根据太阳方向在轨道系的分量计算太阳方位角α按照如下公式进行 a = arctan2(-S0X, -Soz) XKdat ;其中Sox为太阳方向在轨道系下X轴的分量；S0Z为太阳方向在卫星轨道系下Z轴的分量；arctan2(y，x)函数定义如下
4.根据权利要求I所述的一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，其特征在于所述步骤(4)中计算偏航角Vtl和偏航角速度#0按照如下公式进行 如果β >0.0贝IJ :Ψ0 = -90-(90-β) Xsin(KradX α)Ψο = ~ω0 X(90-β)χcos(Krad XO)； 否则Ψ0 = 90+(90+β) Xsin(KradX α) (90 + β)χ cos(Krad X a)； 其中Otl为轨道角速度的绝对值，单位为度/秒，Krad为度转化到弧度所乘的系数。
5.根据权利要求I所述的一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，其特征在于所述步骤(5)中计算偏航角Vtl和偏航角速度Wq按照如下公式进行 如果β >0.0 则Ψ0 = 90-(90-β) Xsin(KradX α)Ψο = -ω0 X(90-β)χ cos(Krad χ )； 否则Ψ0 = -90+(90+β) Xsin(KradX α)Ψ0 = ω0χ (90 + β)χ cosd χ α)； 其中Otl为轨道角速度的绝对值，单位为度/秒，Krad为度转化到弧度所乘的系数。
6.根据权利要求I所述的一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，其特征在于所述步骤(6)中计算帆板转速按照如下公式进行
全文摘要
本发明公开了一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，在飞行器偏航轴机动方法中设计了正弦偏航导引律，使偏航轴跟踪一条正弦曲线，同时根据该曲线计算帆板转速，保证在这种模式下太阳方向与帆板法线夹角最小。正弦偏航导引律的应用，在保证飞行器能源的同时，降低了原偏航机动模式对角动量交换装置容量的需求，为航天器减小角动量容量需求，降低控制系统重量提供了一种方法。
文档编号G05D1/08GK102880059SQ20121038843
公开日2013年1月16日 申请日期2012年10月15日 优先权日2012年10月15日
发明者董文强, 张志方, 张锦江, 何英姿 申请人:北京控制工程研究所