一种卫星的太阳翼控制方法、系统及卫星技术方案

本发明专利技术提供一种卫星的太阳翼控制方法、系统及卫星。所述卫星的太阳翼控制方法包括：获取所述卫星的太阳翼的最大转动角度，所述卫星的地球遮挡角；当设定的控制周期到达时，获取当前时间点t的轨道坐标系下的归一化太阳矢量，计算当前时间点t的太阳翼主轴指向太阳的转动角；确定所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角落入的区域；根据所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角落入的区域求解太阳翼的目标姿态角；所述目标姿态角包括偏航角、滚转角以及俯仰角，所述偏航角恒为0。本发明专利技术实现尽最大可能提高能源获取效率。

【技术实现步骤摘要】
一种卫星的太阳翼控制方法、系统及卫星
本专利技术涉及一种航天
，特别是涉及一种卫星的太阳翼控制方法、系统及卫星。
技术介绍
现代微小卫星具有重量轻、体积小等特点，逐步广泛应用于遥感、通信、空间科学试验等诸多领域，能够适用于的载荷也从以前的小功率逐步提高为大功率。然而微小卫星要想满足大功率载荷应用，就必须实现获取大功率能源获取。微小卫星的太阳翼在选取相同的单体太阳电池片情况下，主要能够从两方面获取大功率能源。一方面需要增大太阳翼的面积提高有效面积，另一方面需要通过调节太阳翼姿态指向太阳提高供电效率。然而，微小卫星由于自身体积和重量受限，通过太阳翼获取大功率能源时可能面临很多困难。比如：1)若太阳翼固联安装不对日跟踪指向，则存在着某段时间内无法获取能源问题(低倾角轨道时更明显)；2)安装相对更大的太阳翼在对日跟踪指向时会对微小卫星的星敏、天线、星间通信等单机造成遮挡；3)太阳翼运动时候会对卫星产生干扰力矩，而微小卫星通常安装较小型飞轮克服干扰力矩能力较差；4)微小卫星研制成本受限，其太阳翼跟踪指向机构较难采用可360度连续转向的滑环机构；5)微小卫星特别是由其构成的星座网络卫星数目较多，地面运控支援较少，需要星上自主完成不同太阳受照情况下的能源获取。鉴于此，如何找到一种适用于微小卫星获得大功率能源的太阳翼控制方案就成了本领域技术人员亟待解决的问题。
技术实现思路
鉴于以上所述现有技术的缺点，本专利技术的目的在于提供一种卫星的太阳翼控制方法、系统及卫星，用于解决现有技术中卫星由于自身体积和重量受限，通过太阳翼获取大功率能源时面临很多困难的问题。为实现上述目的及其他相关目的，本专利技术提供一种卫星的太阳翼控制方法，所述卫星的太阳翼控制方法包括：获取所述卫星的太阳翼的最大转动角度αmax，所述卫星的地球遮挡角γ；当设定的控制周期Δt到达时，获取当前时间点t的轨道坐标系下的归一化太阳矢量Rso(t)＝[xso(t),yso(t),zso(t)]，计算当前时间点t的太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)＝arccos(zso(t))；确定所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入的区域，所述区域包括：αd(t)≤αmax、αmax<αd(t)<π-γ，αd(t)≥π-γ中的任一个；根据所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入的区域求解太阳翼的目标姿态角；所述目标姿态角包括偏航角、滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)，所述偏航角恒为0。可选地，所述轨道坐标系包括VVLH坐标系。可选地，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)≤αmax时，则当前卫星处于光照区且太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)在太阳翼的最大转动角度αmax内，此时按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：可选地，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αmax<αd(t)<π-γ时，则当前卫星处于光照区且太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)在太阳翼的最大转动角度αmax以外，按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：其中，可选地，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)≥π-γ时，判断是否同时满足αmax<|αd(t-Δt)|<π-γ，如果满足，则t0＝t；此时对姿态导引律参数进行修正计算：|β|＝arcsin(|yso(t)|)；T为卫星的轨道周期；aθ＝θd(t0)；aφ＝φd(t0)；可选地，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)≥π-γ时，按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：可选地，所述卫星的太阳翼控制方法还包括：运用PID控制器实时获与所述目标姿态角对应的驱动信号。可选地，所述PID控制器采用的PID控制算法包括：其中，Oθ(t)和Oφ(t)分别为对应θ、φ角度的控制驱动信号；Kpθ、Kiθ、Kdθ、Kpφ、Kiφ、Kdφ为常规PID算法的控制参数，θ(t)、φ(t)为实时测量得到的θ、φ角度值。可选地，所述卫星的太阳翼控制方法还包括：根据所述驱动信号驱动所述卫星的二维转动机构调整所述太阳翼的主轴指向。本专利技术还提供一种卫星的太阳翼控制系统，所述卫星的太阳翼控制系统包括：基本参数获取模块，用于获取所述卫星的太阳翼的最大转动角度αmax，所述卫星的地球遮挡角γ；转动角计算模块，用于当设定的控制周期Δt到达时，获取当前时间点t的轨道坐标系下的归一化太阳矢量Rso(t)＝[xso(t),yso(t),zso(t)]，计算当前时间点t的太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)＝arccos(zso(t))；确定所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入的区域，所述区域包括：αd(t)≤αmax、αmax<αd(t)<π-γ，αd(t)≥π-γ中的任一个；目标姿态角计算模块，用于根据所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入的区域求解太阳翼的目标姿态角；所述目标姿态角包括偏航角、滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)，所述偏航角恒为0。可选地，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)≤αmax时，则当前卫星处于光照区且太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)在太阳翼的最大转动角度αmax内，此时按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：可选地，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αmax<αd(t)<π-γ时，则当前卫星处于光照区且太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)在太阳翼的最大转动角度αmax以外，按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：其中，可选地，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)≥π-γ时，判断是否同时满足αmax<|αd(t-Δt)|<π-γ，如果满足，则t0＝t；此时对姿态导引律参数进行修正计算：|β|＝arcsin(|yso(t)|)；T为卫星的轨道周期；aθ＝θd(t0)；aφ＝φd(t0)；可选地，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)≥π-γ时，按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：可选地，所述卫星的太阳翼控制系统还包括驱动信号获取模块，用于运用PID控制器获与所述目标姿态角对应的驱动信号。可选地，所述PID控制器采用的PID控制算法包括：其中，Oθ(t)和Oφ(t)分别为对应θ、φ角度的控制驱动信号；Kpθ、Kiθ、Kdθ、Kpφ、Kiφ、Kdφ为常规PID算法的控制参数，θ(t)、φ(t)为实时测量得到的θ、φ角度值。可选地，所述轨道坐标系包括VVLH坐标系。可选地，所述卫星的太阳翼控制系统还包括太阳翼调整模块，用于根据所述驱动信号驱动所述卫星的二维转动机构以调整所述太阳翼的主轴指向。可选地，所述二维转动机构安装于所述卫星的顶部、底部或内部。本专利技术还提供一种卫星，所述卫星包括如上所述的卫星的太阳本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种卫星的太阳翼控制方法，其特征在于，所述卫星的太阳翼控制方法包括：获取所述卫星的太阳翼的最大转动角度αmax，所述卫星的地球遮挡角γ；当设定的控制周期Δt到达时，获取当前时间点t的轨道坐标系下的归一化太阳矢量Rso(t)＝[xso(t),yso(t),zso(t)]，计算当前时间点t的太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)＝arccos(zso(t))；确定所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入的区域，所述区域包括：αd(t)≤αmax、αmax<αd(t)<π‑γ，αd(t)≥π‑γ中的任一个；根据所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入的区域求解太阳翼的目标姿态角；所述目标姿态角包括偏航角、滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)，所述偏航角恒为0。

【技术特征摘要】
1.一种卫星的太阳翼控制方法，其特征在于，所述卫星的太阳翼控制方法包括：获取所述卫星的太阳翼的最大转动角度αmax，所述卫星的地球遮挡角γ；当设定的控制周期Δt到达时，获取当前时间点t的轨道坐标系下的归一化太阳矢量Rso(t)＝[xso(t),yso(t),zso(t)]，计算当前时间点t的太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)＝arccos(zso(t))；确定所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入的区域，所述区域包括：αd(t)≤αmax、αmax＜αd(t)＜π-γ，αd(t)≥π-γ中的任一个；根据所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入的区域求解太阳翼的目标姿态角；所述目标姿态角包括偏航角、滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)，所述偏航角恒为0。2.根据权利要求1所述的卫星的太阳翼控制方法，其特征在于：当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)≤αmax时，则当前卫星处于光照区且太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)在太阳翼的最大转动角度αmax内，此时按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：3.根据权利要求1所述的卫星的太阳翼控制方法，其特征在于：当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αmax＜αd(t)＜π-γ时，则当前卫星处于光照区且太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)在太阳翼的最大转动角度αmax以外，按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：其中，4.根据权利要求1所述的卫星的太阳翼控制方法，其特征在于：当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)≥π-γ时，判断是否同时满足αmax＜|αd(t-Δt)|＜π-γ，如果满足，则t0＝t；此时对姿态导引律参数aθ,bθ,cθ,dθ,aφ,bφ,cφ进行修正计算：|β|＝arcsin(|yso(t)|)；T为卫星的轨道周期；aθ＝θd(t0)；aφ＝φd(t0)；5.根据权利要求4所述的卫星的太阳翼控制方法，其特征在于：当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)≥π-γ时，按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：6.根据权利要求1所述的卫星的太阳翼控制方法，其特征在于：所述卫星的太阳翼控制方法还包括：运用PID控制器实时获取与所述目标姿态角对应的驱动信号。7.根据权利要求6所述的卫星的太阳翼控制方法，其特征在于：所述PID控制器采用的PID控制算法包括：其中，Oθ(t)和Oφ(t)分别为对应θd(t)、φd(t)角度的控制驱动信号；Kpθ、Kiθ、Kdθ、Kpφ、Kiφ、Kdφ为常规PID算法的控制参数，θ(t)、φ(t)为实时测量得到的θd(t)、φd(t)角度值。8.根据权利要求6所述的卫星的太阳翼控制方法，其特征在于：所述卫星的太阳翼控制方法还包括：根据所述驱动信号驱动所述卫星的二维转动机构调整所述太阳翼的主轴指向。9.一种卫星的太阳翼控制系统，其特征在于：所述卫星的太阳翼控制系统包括：基本参数获取模块，用于获取所述卫星的太阳翼的最大转动角度αmax，所述卫星的地球遮挡角γ；转动角计算模块，用于当设定的控制周期Δ...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭崇滨，斯朝铭，周美江，陈有梅，张科科，陈宏宇，
申请(专利权)人：上海微小卫星工程中心，
类型：发明
国别省市：上海;31