一种针对仅有单侧单轴SADA的微小卫星轨控方法与流程

本发明涉及卫星轨道控制，尤其涉及一种针对仅有单侧单轴sada的微小卫星轨控方法。

背景技术：

1、随着航天技术的发展，微小卫星以其质量轻、体积小、成本低、研制周期短等一系列优点得到了大量的应用，由于部分微小卫星所携带的载荷的限制，卫星需要长期保持对地定向的工作姿态，需要安装太阳翼驱动机构(sada)控制帆板太阳翼对日定向充电以保证整星的能源安全，由于对低成本、轻质化的需求，部分微小卫星在设计时仅使用单侧单轴sada，以减少整星成本和质量。对于微小卫星，由于其对低成本、轻质化的需求，推进系统通常只配备一个轨控推力器，不配备姿控推力器，轨道控制任务中的姿态稳定由三轴反作用飞轮来保障。由于卫星结构设计、安装偏差、推力器性能等因素，轨控任务中推力器的推力矢量无法严格通过卫星质心，推力矢量相对于质心的偏差会形成偏差力矩。持续的偏差力矩会引起整星角动量的增大，需要三轴反作用飞轮进行吸收，随着轨控时间的变长，偏差角动量会导致飞轮组角动量的饱和，进而对整星的姿态安全存在影响。

2、基于此，本领域技术人员亟需提出一种针对单侧单轴sada微小卫星仅安装轨控推力器且三轴反作用飞轮控制能力有限情况下的轨控方法。

技术实现思路

1、有鉴于此，本发明提供了一种大规模遥感卫星星座的全球自动覆盖方法，本发明根据单侧单轴sada转动时卫星质心位置的变化特点和飞轮可用输出力矩，分析轨控任务中卫星姿态稳定时sada转动角度的范围并计算轨控时间最长时的sada转动角度，根据sada转动角度与卫星到太阳矢量的关系，计算sada转动角度对应的卫星位置和时刻，根据可用弧段规划轨控任务。

2、为了达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

3、一种针对仅有单侧单轴sada的微小卫星轨控方法，包括以下步骤：

4、s1.获取单侧单轴sada转动不同角度时对应的卫星质心位置；

5、s2.根据所述卫星质心位置，计算推力矢量偏差力臂，判断轨控时姿态安全的范围并计算轨控时间最长的位置；

6、s3.根据sada转动角度与卫星到太阳矢量的关系，计算sada转动角度对应的卫星位置和时刻。

7、优选的，获取所述单侧单轴sada转动不同角度时对应的所述卫星质心位置，具体为：

8、根据所述单侧单轴sada转动不同角度时对应的卫星模型质心位置数据，采用最小二乘法进行圆曲线拟合，生成质心位置变化曲线；

9、根据采样点信息和所述质心位置变化曲线，求得sada转动任意角度时对应的所述卫星质心位置。

10、优选的，根据所述卫星质心位置，计算推力矢量偏差力臂，具体包括：

11、星体系中轨控推力器喷口轴线通常与某1个坐标轴平行，轨控推力器喷口与质心在与喷口轴线垂直的另外2个坐标轴上的位置偏差，形成所述推力矢量偏差力臂；

12、中轨控推力器喷口在产生所述推力矢量偏差力臂方向上的2个坐标分别为(xp,yp)，推力在2个坐标轴上形成的偏差力臂分别为l1和l2，则

13、l1＝xp-x,l2＝yp-y；

14、其中，(x,y)表示卫星质心坐标；p无定义仅做区分。

15、优选的，判断轨控时姿态安全的范围具体包括：

16、轨控期间单轴飞轮所能提供的最大控制力矩为m，推力为f，则轨控期间满足第一判断条件：

17、

18、基于所述第一判断条件和所述质心位置变化曲线，获取所述推力矢量偏差力臂满足实际要求时sada旋转角度的范围。

19、优选的，计算轨控时间最长的位置，具体包括：

20、轨控期间单个飞轮吸收角动量的阈值为h，根据所述推力矢量偏差力臂，理论上的最长轨控时间t为：

21、

22、优选的，根据sada转动角度与卫星到太阳矢量的关系，计算sada转动角度对应的卫星位置和时刻，包括：

23、利用卫星的轨道动力学模型积分，得到轨道递推终止时刻卫星的位置和速度；

24、基于所述轨道递推终止时刻卫星的位置和速度，计算地下惯性系下卫星的位置和速度；

25、由于卫星轨道坐标系+yo轴为卫星轨道坐标系xoozo面的法向量，设地心惯性系下太阳的位置矢量rsi，则卫星到太阳的矢量在轨道坐标系xoozo面的投影rssiy为：

26、rssiy＝(rsi-ri)-((rsi-ri)yo)yo；

27、式中，yo表示+yo轴的归一化矢量，ri表示地心惯性系下卫星的位置；

28、对于所述sada转动角度，当所述太阳矢量在轨道平面上的投影与轨道坐标系+zo轴重合时，对应所述sada转动角度为±180°，当太阳矢量与轨道坐标系-zo轴重合时，对应所述sada转动角度为0°，绕轨道坐标系+yo轴逆时针转动时视为角度增加；

29、由于所述sada转动角度既与卫星的所述推力矢量偏差力臂相对应，又与卫星的在轨位置相对应；根据轨控可用的sada转动角度范围及最优值分析，得到sada转动角度满足要求时对应的卫星位置；根据卫星位置与时刻的对应关系，得到轨控可用的时间范围及最优值对应的时刻。

30、优选的，所述卫星的轨道动力学模型表达式为：

31、

32、其中，

33、式中，卫星在地固系下的位置矢量为r＝[x y z]t，位置矢量的模为地球引力常数为μe，地球赤道半径为re，卫星的轨道动力学模型只考虑二体问题和j2摄动；表示卫星位置r的二阶导数，f1表示二体摄动项，f2表示j2摄动项。

34、优选的，轨道递推终止时刻卫星的位置和速度表达式为：

35、

36、

37、其中，卫星开始轨道递推时初始时刻为t0，位置为r0，速度为v0；轨道递推终止时刻为tf；轨道递推终止时刻卫星的位置rf和速度vf。

38、优选的，对于投影矢量与卫星位置矢量速度矢量的夹角，分别有：

39、

40、sada的转动角度表示为：

41、

42、其中，αr表示投影矢量rssiy与卫星位置矢量的夹角，αv表示投影矢量rssiy与卫星速度矢量的夹角，vi表示地心惯性系下卫星的速度。

43、优选的，还包括：

44、将满足轨控可用sada转动角度范围的卫星位置转换为星下点经纬度，根据地面站的经纬度及其测控范围，计算地面站实时跟踪轨控过程的弧段和时间范围。

45、经由上述的技术方案可知，与现有技术相比，本发明公开提供了一种针对仅有单侧单轴sada的微小卫星轨控方法，对于仅装有单侧单轴sada的微小卫星，其轨控任务时整星的姿态安全受sada转动角度影响。因此，根据sada转动角度与质心位置、卫星在轨位置的对应关系，通过本发明的技术方案可以合理地选择轨控时刻，并且在确保轨控任务中整星姿态安全的同时，尽可能的提高单次轨控任务的控制能力，根据地面站实时遥测的需求，提前规划轨控任务和指令上注。