一种航天器能源安全对日目标姿态计算方法与流程

1.本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种航天器能源安全对日目标姿态计算方法。


背景技术：

2.随着高分辨率遥感需求不断提升，当代大型卫星平台功耗不断增加，整星的能源需求成为越来越重要的一项问题。由于太阳帆板的指向和能源获取密切相关，因此在控制方案设计时需将帆板的能源获取作为一项重要约束予以考虑。因此有必要针对一类大型卫星平台开展“星体+帆板”的目标姿态设计，以满足卫星的能源获取需求，但现有技术中的能源获取方式单一，无法根据实际情况选择对日姿态，实现最大的能源获取。


技术实现要素：

3.本发明的目的在于克服上述缺陷，提供一种航天器能源安全对日目标姿态计算方法，适用于具有敏捷机动能力的遥感卫星。当航天器上太阳高度角较大时，航天器本体维持对地姿态，帆板转动对日；当航天器太阳高度角较小时，航天器本体偏航对日，根据航天器本体姿态确定帆板目标转动规律；当航天器帆板故障后，帆板在零位保持不动，航天器本体-z轴对日。本发明适用于不同轨道的对日定向，通过设计航天器本体的目标姿态和帆板的目标转动规律，实现航天器帆板的正对日，进而保证最高效率的能源获取。
4.为实现上述发明目的，本发明提供如下技术方案：
5.一种航天器能源安全对日目标姿态计算方法，包括如下步骤：
6.(1)计算太阳矢量在轨道系中的坐标；
7.(2)基于太阳矢量在轨道系中的坐标，确定航天器帆板正常工作时或航天器帆板发生故障时，航天器本体的目标姿态和航天器帆板的目标转动规律：
8.航天器帆板正常工作时：
9.当航天器的太阳高度角≥45
°
时，控制航天器本体的目标姿态为维持对地姿态，控制航天器帆板的目标转动规律为转动对日；
10.当航天器的太阳高度角＜45
°
时，控制航天器本体的目标姿态为偏航对日，根据航天器本体的目标姿态确定航天器帆板的目标转动规律；
11.航天器帆板发生故障时：
12.控制航天器本体的目标姿态为-z轴对日，控制航天器帆板的目标转动规律为在0度保持不动，所述-z轴所在坐标系为航天器本体坐标系。
13.航天器本体的目标姿态包括航天器本体的目标滚动角航天器本体的目标俯仰角θr和航天器本体的目标偏航角ψr；航天器帆板的目标转动规律包括航天器帆板的目标转角α
fs
和航天器帆板的目标角速度
14.进一步的，所述步骤(2)中，
15.航天器帆板正常工作时：
16.当航天器的太阳高度角≥45
°
时，控制航天器本体的目标姿态为维持对地姿态，控制航天器帆板的目标转动规律为转动对日的具体方法为：
[0017][0018][0019][0020]
当航天器的太阳高度角＜45
°
时，控制航天器本体的目标姿态为偏航对日，根据航天器本体的目标姿态确定航天器帆板的目标转动规律的具体方法为：
[0021][0022][0023][0024]
其中，为航天器本体的目标滚动角，θr为航天器本体的目标俯仰角，ψr为航天器本体的目标偏航角，α
fs
为航天器帆板的目标转角，为航天器帆板的目标角速度，s
ox
、s
oy
、s
oz
为太阳矢量在轨道系中的坐标，ωo为轨道角速度。
[0025]
进一步的，所述步骤(2)中，控制航天器本体的目标姿态为-z轴对日，控制航天器帆板的目标转动规律为保持不动的具体方法为：
[0026][0027][0028][0029]
α
fs
＝0；
[0030][0031]
其中，c
so(i,j)
为对日目标姿态矩阵c
so
的第i行、第j列个元素，i＝1,2,3，j ＝1,2,3；
[0032][0033]
进一步的，所述步骤(1)中，太阳矢量在轨道系中的坐标s
ox
、s
oy
、s
oz
根据太阳矢量
在惯性系中的坐标s
ix
、s
iy
、s
iz
转换得到：
[0034][0035]
其中，c
oi
为惯性系到轨道系的转换矩阵；
[0036]
太阳矢量在惯性系中的坐标s
ix
、s
iy
、s
iz
的计算方法为：
[0037][0038]
其中，u
sun
为当前时刻的太阳轨道幅角，ω
sun
为初始时刻的太阳升交点赤经， i
sun
为太阳轨道倾角。
[0039]
进一步的，
[0040]
其中，m
sun
为当前时刻的太阳平近点角，e
sun
为太阳偏心率，ω
sun
为初始时刻的太阳近地点幅角；
[0041][0042]
其中，为太阳平近点角变化率，t为当前时刻，t0为初始时刻，为初始时刻的太阳平近点角。
[0043]
进一步的，所述步骤(2)中，
[0044]
航天器帆板正常工作时：
[0045]
当航天器的太阳高度角≥45
°
时，控制航天器本体的目标姿态为维持对地姿态，控制航天器帆板的目标转动规律为转动对日的具体方法还包括：
[0046][0047]
当航天器的太阳高度角＜45
°
时，控制航天器本体的目标姿态为偏航对日，根据航天器本体的目标姿态确定航天器帆板的目标转动规律的具体方法还包括：
[0048][0049]
其中，为航天器本体的目标滚动角随时间的变化率，为航天器本体的目标俯仰角随时间的变化率，为航天器本体的目标偏航角随时间的变化率。
[0050]
进一步的，所述步骤(2)中，当航天器帆板发生故障时，控制航天器本体的目标姿态为-z轴对日，控制航天器帆板的目标转动规律为保持不动的具体方法还包括：
[0051]
[0052]
其中，为航天器本体的目标滚动角随时间的变化率，为航天器本体的目标俯仰角随时间的变化率，为航天器本体的目标偏航角随时间的变化率，ω
sox
、ω
soy
、ω
soz
分别为对日目标角速度在轨道系下的三轴分量。
[0053]
即，航天器本体的目标姿态还包括航天器本体的目标滚动角随时间的变化率航天器本体的目标俯仰角随时间的变化率航天器本体的目标偏航角随时间的变化率
[0054]
对日目标角速度为：航天器本体-z轴对日姿态下，航天器的目标角速度。
[0055]
进一步的，
[0056]
其中，ω
si
为对日目标角速度在惯性系下的坐标，ω
so
为对日目标角速度在轨道系下的坐标，c
oi
为惯性系到轨道系的转换矩阵。
[0057]
进一步的，ω
si
＝[0 0 ω0s
oy
/(s
ox2
+s
oy2
)]
t
；
[0058]
其中，ωo为轨道角速度。
[0059]
本发明与现有技术相比具有如下至少一种有益效果：
[0060]
(1)本发明针对不同轨道及帆板故障下各类工况给出了星体目标姿态和帆板目标转角的计算方法，相比现有的整圈帆板转动策略，本发明能够实现航天器处于不同情况下的帆板正对日，实现最高效率的能源获取；
[0061]
(2)本发明根据航天器的太阳高度角的大小，对航天器本体和航天器帆板给出不同的控制策略，使航天器帆板实现正对日的过程中，最大限度的节约了能量，提高了效率；
[0062]
(3)本发明采用多项参数对航天器本体和航天器帆板进行控制，提高了控制过程的精度和可靠性，同时，各项参数计算方法简单有效；
[0063]
(4)本发明计算方法通用性强，可适应各类轨道情况，以及帆板故障的情况。
附图说明
[0064]
图1为本发明太阳高度角较大时的航天器本体目标姿态角，其中图(a)为航天器的目标滚动角，图(b)为航天器的目标俯仰角，图(c)为航天器的目标偏航角；
[0065]
图2为本发明太阳高度角较大时的帆板目标转动规律，其中图(a)为帆板的目标转角，图(b)为帆板的目标角速度；
[0066]
图3为本发明太阳高度角较小时的航天器本体目标姿态角，其中图(a)为航天器的目标滚动角，图(b)为航天器的目标俯仰角，图(c)为航天器的目标偏航角；
[0067]
图4为本发明太阳高度角较小时的帆板目标转动规律，其中图(a)为帆板的目标转角，图(b)为帆板的目标角速度；
[0068]
图5为本发明帆板故障时的航天器本体目标姿态角，其中图(a)为航天器的目标滚动角，图(b)为航天器的目标俯仰角，图(c)为航天器的目标偏航角；
[0069]
图6为本发明帆板故障时的帆板目标转动规律，其中图(a)为帆板的目标转角，图
(b)为帆板的目标角速度。
具体实施方式
[0070]
下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。
[0071]
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
[0072]
与现有的帆板360
°
转动对日方法不同，本发明结合星体能够敏捷机动的特点，提出了适用于不同轨道的对日定向方法，实现航天器的帆板能够正对日，实现最高效率的能源获取。本发明一种航天器能源安全对日目标姿态计算方法的步骤如下：
[0073]
(1)计算太阳矢量在轨道系中的坐标：
[0074][0075][0076][0077][0078]
其中，m
sun
为当前时刻的太阳平近点角；
[0079]usun
为当前时刻的太阳轨道幅角；
[0080]
为t0时刻的太阳平近点角；
[0081]
ω
sun
为t0时刻的太阳近地点幅角；
[0082]
ω
sun
为t0时刻的太阳升交点赤经；
[0083]
t为当前时刻；
[0084]
t0为初始时刻。
[0085]
为太阳平近点角变化率，为常数；
[0086]esun
为太阳偏心率，为常数；
[0087]isun
为太阳轨道倾角，为常数；
[0088]six
、s
iy
、s
iz
分别为太阳矢量在惯性系中的三轴坐标；
[0089]sox
、s
oy
、s
oz
分别为太阳矢量在轨道系中的三轴坐标；
[0090]coi
为惯性系到轨道系的转换矩阵。
[0091]
(2)当航天器上太阳高度角较大时，航天器本体维持对地姿态，帆板360
°
转动对日；
[0092]
当航天器太阳高度角较小时，航天器本体偏航对日，根据航天器本体姿态确定帆
板的目标转动规律，具体的说，根据航天器本体姿态计算帆板的目标角速度；
[0093]
当航天器帆板故障后，帆板在零位保持不动，航天器本体-z轴对日。
[0094]
本步骤的具体计算方法如下：
[0095]
(2-1)当航天器上太阳高度角较大时，航天器本体的目标姿态为：
[0096][0097]
其中，θr，ψr分别为航天器本体的目标滚动、俯仰、偏航角。
[0098]
航天器三轴目标姿态角的导数为：
[0099][0100]
其中，分别为航天器本体的目标滚动、俯仰、偏航角导数，即航天器本体的目标滚动角随时间的变化率目标俯仰角随时间的变化率和目标偏航角随时间的变化率帆板的目标转角为：
[0101][0102]
其中，α
fs
为帆板的目标转角。
[0103]
帆板的目标角速度为：
[0104][0105]
其中，为帆板的目标角速度；
[0106]
ωo为轨道角速度。
[0107]
可实现帆板对日。
[0108]
(2-2)当航天器上太阳高度角较小时，航天器本体的目标姿态为：
[0109][0110]
其中，θr，ψr分别为航天器本体的目标滚动、俯仰、偏航角。
[0111]
航天器三轴目标姿态角的导数为：
[0112][0113]
其中，分别为航天器本体的目标滚动、俯仰、偏航角导数。
[0114]
帆板的目标转角为：
[0115][0116]
帆板的目标角速度为：
[0117][0118]
其中，为帆板的目标角速度；
[0119]
ωo为轨道角速度。
[0120]
可实现帆板对日。
[0121]
(2-3)当航天器帆板故障时，航天器本体的目标姿态计算公式为：
[0122][0123][0124]
θr＝arcsin(c
so(3,1)
)，
[0125][0126]
其中，c
so
为对日目标姿态矩阵；
[0127]cso(i,j)
为矩阵c
so
的第i行、第j列个元素，i＝1,2,3，j＝1,2,3。
[0128]
航天器三轴目标姿态角的导数的计算公式为：
[0129]
ω
si
＝[0 0 ω0s
oy
/(s
ox2
+s
oy2
)]
t
[0130]
ω
so
＝c
oi
ω
si
[0131][0132]
其中，ω
si
为对日目标角速度在惯性系下的坐标；
[0133]
ω
so
为对日目标角速度在轨道系下的坐标；
[0134]
ω
sox
、ω
soy
、ω
soz
分别为对日目标角速度在轨道系下的三轴分量。帆板的目标转角为：
[0135]
α
fs
＝0
[0136]
帆板的目标角速度为：
[0137][0138]
可实现帆板对日。
[0139]
实施例1：
[0140]
(1)计算太阳矢量在轨道系中的坐标：
[0141][0142]
[0143][0144][0145]
其中，m
sun
为当前时刻的太阳平近点角；
[0146]usun
为当前时刻的太阳轨道幅角；
[0147]
为t0时刻的太阳平近点角；
[0148]
ω
sun
为t0时刻的太阳近地点幅角；
[0149]
ω
sun
为t0时刻的太阳升交点赤经；
[0150]
t为当前时刻；
[0151]
t0为初始时刻。
[0152]
为太阳平近点角变化率，为常数；
[0153]esun
为太阳偏心率，为常数；
[0154]isun
为太阳轨道倾角，为常数；
[0155]six
、s
iy
、s
iz
分别为太阳矢量在惯性系中的三轴坐标；
[0156]sox
、s
oy
、s
oz
分别为太阳矢量在轨道系中的三轴坐标；
[0157]coi
为惯性系到轨道系的转换矩阵。
[0158]
(2)当航天器上太阳高度角较大时，航天器本体的目标姿态为：
[0159][0160]
其中，θr，ψr分别为航天器本体的目标滚动、俯仰、偏航角。
[0161]
航天器三轴目标姿态角的导数为：
[0162][0163]
其中，分别为航天器本体的目标滚动、俯仰、偏航角导数，即航天器本体的目标滚动角随时间的变化率目标俯仰角随时间的变化率和目标偏航角随时间的变化率帆板的目标转角为：
[0164][0165]
其中，α
fs
为帆板的目标转角。
[0166]
帆板的目标角速度为：
[0167][0168]
其中，为帆板的目标角速度；
[0169]
ωo为轨道角速度。
[0170]
可实现帆板对日。
[0171]
图1和图2分别给出了太阳高度角较大时的航天器本体姿态和帆板转角实际控制结果。从图中可以看出，当太阳高度角较大时，航天器本体为对地姿态，帆板为整圈转动，其中，图2(b)中的纵坐标dα
fs
即为前文的
[0172]
(3)当航天器太阳高度角较小时，航天器本体的目标姿态为：
[0173][0174]
其中，θr，ψr分别为航天器本体的目标滚动、俯仰、偏航角。
[0175]
航天器三轴目标姿态角的导数为：
[0176][0177]
其中，分别为航天器本体的目标滚动、俯仰、偏航角导数。
[0178]
帆板的目标转角为：
[0179][0180]
帆板的目标角速度为：
[0181][0182]
其中，为帆板的目标转角；
[0183]
ωo为轨道角速度。
[0184]
可实现帆板对日。
[0185]
图3和图4分别给出了太阳高度角较小时的航天器本体姿态和帆板转角实际控制结果。从图中可以看出，当太阳高度角较小时，航天器本体为偏航对日，帆板为正弦运动。
[0186]
(4)当航天器帆板故障后，航天器本体的目标姿态计算公式为：
[0187][0188][0189]
θr＝arcsin(c
so(3,1)
)，
[0190][0191]
其中，c
so
为对日目标姿态矩阵；
[0192]cso(i,j)
为矩阵c
so
的第i行、第j列个元素，i＝1,2,3，j＝1,2,3。
[0193]
航天器三轴目标姿态角的导数的计算公式为：
[0194]
ω
si
＝[0 0 ω0s
oy
/(s
ox2
+s
oy2
)]
t
[0195]
ω
so
＝c
oi
ω
si
[0196][0197]
其中，ω
si
为对日目标角速度在惯性系下的坐标；
[0198]
ω
so
为对日目标角速度在轨道系下的坐标；
[0199]
ω
sox
、ω
soy
、ω
soz
分别为对日目标角速度在轨道系下的三轴分量。
[0200]
帆板的目标转角为：
[0201]
α
fs
＝0
[0202]
帆板的目标角速度为：
[0203][0204]
可实现帆板对日。
[0205]
图5和图6分别给出了帆板故障时的航天器本体姿态和帆板转角实际控制结果。从图中可以看出，当帆板故障时，航天器本体三轴姿态均不为零，帆板目标转角为零。
[0206]
以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。
[0207]
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。