【技术实现步骤摘要】
一种直线规划的头对日—尾对日交替连续偏航姿态控制方法
本专利技术涉及一种直线规划的头对日—尾对日交替连续偏航姿态控制方法，通过一圈头对日连续偏航模式、一圈尾对日连续偏航模式的交替和切换，以及对偏航姿态、姿态角速度进行规划和控制，实现卫星姿态角连续偏航控制和帆板的有效跟踪，解决卫星在轨飞行过程中外漏部件过热和过冷的问题。
技术介绍
三轴对地稳定卫星是现阶段应用最广泛的航天器之一，这些卫星一般配置单自由度转动的帆板，通过驱动帆板转动使得帆板法线和太阳矢量保持较小的角度，提高帆板的发电效率。当太阳高度角大于一定度数时，在三轴对地姿态时，单自由度的帆板法线和太阳矢量夹角会比较大，帆板发电效率降低。连续偏航姿态控制方法通过设计变化的偏航角，可以保证太阳高度角较大时，太阳矢量和帆板法线夹角较小，该方法也成功在卫星工程上得到应用。对于某些大型航天器或部分热控能力弱的小卫星，有些暴漏在航天器外侧的部件由于连续的太阳照射或连续的无法见到太阳，可能过热或过冷，影响部件的功能和寿命，如何通过姿态控制既保证帆板的发电效率和暴露在卫星舱外部件不过热和过冷，目前有文献提出采用头对日和尾对日切...
【技术保护点】
1.一种直线规划的头对日—尾对日交替连续偏航姿态控制方法，其特征在于步骤如下：(1)根据卫星的飞行特点，计算太阳高度角βns、半个轨道周期飞行时间Thalft、以及飞行轨道上的相位角αns；(2)设计当太阳高度角大于零以及太阳高度角小于零两种工况时的连续偏航姿态规划策略，根据上述规划策略设计偏航姿态角的直线规划曲线；所述的规划策略为头对日、尾对日两种模式交替策略；(3)根据步骤(2)设计的连续偏航姿态规划策略，进行偏航姿态控制。
【技术特征摘要】
1.一种直线规划的头对日—尾对日交替连续偏航姿态控制方法，其特征在于步骤如下：(1)根据卫星的飞行特点，计算太阳高度角βns、半个轨道周期飞行时间Thalft、以及飞行轨道上的相位角αns；(2)设计当太阳高度角大于零以及太阳高度角小于零两种工况时的连续偏航姿态规划策略，根据上述规划策略设计偏航姿态角的直线规划曲线；所述的规划策略为头对日、尾对日两种模式交替策略；(3)根据步骤(2)设计的连续偏航姿态规划策略，进行偏航姿态控制。2.根据权利要求1所述的一种直线规划的头对日—尾对日交替连续偏航姿态控制方法，其特征在于：所述步骤(2)中两种工况时的策略具体为：从头对日连续偏航开始，一个轨道周期采用头对日连续偏航模式，下一个轨道周期采用尾对日连续偏航模式，之后每个轨道周期依次循环；其中，头对日连续偏航模式下，前半个轨道周期利用直线规划偏航角拟合头对日连续偏航，后半个轨道周期利用直线规划偏航角拟合头对日连续偏航模式到为尾对日连续偏航模式的切换；尾对日连续偏航模式下，前半个轨道周期利用直线规划偏航角拟合尾对日连续偏航，后半个轨道周期利用直线规划偏航角拟合尾对日连续偏航模式到头对日连续偏航模式的切换。3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于：设计偏航姿态角的直线规划曲线具体通过下述方式实现：s1、按照卫星运动方向，根据正常飞行过程中角αns的规律，设计一个控制周期内的典型特征点；所述的控制周期包括一个采用头对日连续偏航模式的轨道周期和一个采用尾对日连续偏航模式的轨道周期；所述的典型特征点包括两种偏航模式的起点和终点；s2、在卫星进入头对日连续偏航模式起点前，根据接收的指令触发，卫星姿态角从对地三轴稳定模式的零姿态往按头对日模式求得的偏航角ψ0机动；s3、按照直线规划策略，按照卫星运动方向，依次在卫星进入头对日连续偏航模式起点时刻，计算头对日连续偏航前半个轨道周期的偏航角和偏航角速度；在卫星进入头对日连续偏航模式终点时刻，计算头对日连续偏航后半个轨道周期往尾对日连续偏航切换的偏航角和偏航角速度；在尾对日连续偏航模式起点时刻，计算尾对日连续偏航前半个轨道周期的偏航角和偏航角速度；在尾对日连续偏航模式终点时刻，计算尾对日连续偏航后半个轨道周期往头对日连续偏航切换的偏航角和偏航角速度。4.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于：头对日连续偏航模式与尾对日连续偏航模式的起点分别为其对应轨道周期内相位角的位置；头对日连续偏航模式与尾对...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈长青，苏晏，张一，胡海霞，王敏，安思颖，刘阳，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。