【技术实现步骤摘要】
磁控非自旋对日定向方法
[0001]本专利技术涉及一种调节在轨卫星的帆板实施磁控非自旋对日定向的方法，属于航空航天设计领域。
技术介绍
[0002]随着国内卫星姿态与在轨控制技术的快速发展，在轨卫星的能源安全性能与平台存活时间得以不断提升。对于在轨微纳卫星来说，当出现某些非自主能够解决的问题时平台通常将卫星转入能量消耗最小的模式以等待地面进行处理、保证卫星在轨的安全。如关闭星上大功率载荷和执行器，采用最低能耗配置并进入磁控对日模式，从而确保在光照区太阳光按照设定的夹角入射太阳帆板，因此磁控对日模式的可靠性和控制精度直接影响卫星在轨最小工作模式的有效性，对卫星平台的安全起着至关重要的作用。
[0003]目前所使用的磁控旋转对日定向方法，由于受陀螺力矩以及磁场在轨道微分叉乘磁场因素的影响，使得卫星非自旋轴向角速度存在一定的波动，且自旋轴倾向转到轨道法向方向会造成卫星期望对日方向和太阳矢量方向存在较大的误差。现有通常的帆板法向和太阳矢量方向夹角在20度以上，能源效率较低。
[0004]有鉴于此，特提出本专利申请。
技术实现思路
[0005]本专利技术所述的磁控非自旋对日定向方法，在于解决上述现有技术存在的问题而提供一种在轨全程实施磁控非自旋对日定向的方法，相对于现有磁控对日方法的不足之处而可有效地解决因星体转动角速度带来的陀螺力矩以及磁场在轨道面变化带来的对日夹角误差过大的问题，从而实现非自旋磁控下的光照区域快速准确对日调节。
[0006]为实现上述设计目的，所述的磁控非自旋对日定向...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种磁控非自旋对日定向方法，其特征在于：通过对磁力矩器磁矩在磁场强度为法向量平面力矩的控制，实现单轴对日定向调节，期望控制力矩的T
dir
的计算公式如下，T
dir
＝J0{k1θsgn(V
torque
·
S
A
)V
torque
‑
k2(V
torque
·
ω
mag
)V
torque
‑
k3(ω
mag
‑
(V
torque
·
ω
mag
)V
torque
)}其中，
·
表示向量的点乘，
×
表示叉乘，|
·
|表示向量的范数，sgn(
·
)为符号函数，J0∈R3×3是卫星地面标定的转动惯量，k1,k2,k3∈R1为磁控对日算法的控制系数，θ∈R1是测量或者计算得到的卫星本体系太阳矢量S
m
∈R3×1与期望得到的本体系太阳矢量S
d
∈R3×1之间的夹角，ω
mag
∈R3×1表示卫星惯性系角度在以磁场矢量为法向量的平面上角速度分量，V
torque
∈R3×1表示期望磁矩施加的磁力矩方向，S
A
∈R3×1为S
m
叉乘S
d
得到的向量，V
mag
表示卫星本体系磁场强度B
b
∈R3×1的单位矢量方向，ω
bi
∈R3×1为卫星本体系相对于惯性系的角速度；上述参数以下式具体表示，ω
mag
＝ω
bi
‑
(ω
bi
·
V
mag
)V
magmag
S
A
＝S
m
×
S
d
,S
B
＝S
m
+S
d
如上述对日定向方法的调节过程包括如下步骤，(1)、根据当前卫星本体系单位化太阳矢量方向S
m
和期望得到的本体系太阳矢量S
d
计算得到S
A
和S
B
；(2)依据S
A
和S
B
计算得到转动轴平面的单位法向量V
spin
；(3)依据当前的卫星本体系磁场强度B
b
计算得到单位化磁场矢量方向V
mag
；(4)根据向量V
spin
和向量V
mag
叉乘得到转动轴平面和角加速平面之间的交线矢量方向V
torque
，该矢量方向垂直于卫星本体系磁场强度，同时可以作为转动轴使得当前太阳矢量方向转向期望太阳矢量方向；(5)利用卫星测量得到的本体系角速度ω
bi
和磁场矢量V
mag
计算得到角速度在角加速平面上的分量ω
mag
；该分量与磁场矢量垂直并分成两部分，一部分是转动轴V
torque
平行，一部分是V
torque
垂直；(6)根据当前卫星本体系单位化太阳矢量方向S
m
和期望得到的本体系太阳矢量S
d
，计算得两个矢量之间的夹角θ；(7)通过在转动轴V
torque
方向产生以误差角θ为角度误差的力矩，实现当前测量太阳矢量趋于期望太阳矢量方向；(8)最后利用公式计算得到在角加速平面上的期望控制力矩并计算得到期望控制磁
矩，磁矩计算公式为m
b
＝B
b
×
T
dir
/||B
b
||2通过对磁矩在磁场强度为法向量平面力矩的控制，以实现单轴对日定向调节。2.根据权利要求1所述的磁控非自旋对日定向方法，其特征在于：在所述的步骤(1)中，向量S
A
和S
B
为非归一化向量，向量S
B
与向量S
...
【专利技术属性】
技术研发人员：李明翔，张众正，王菲，董兴涛，张爽，姜宇鹏，
申请(专利权)人：山东航天电子技术研究所，
类型：发明
国别省市：
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