一种确定太阳电池阵法线矢量的方法技术

本发明专利技术涉及航天器姿态控制技术领域，提出一种确定太阳电池阵法线矢量的方法，包括下列步骤：构造姿态导引律，其中包括确定卫星进行姿态变化时星体的期望指向四元数和期望角速度；确定卫星的转动角速度，并且计算卫星当前姿态与星体的期望指向四元数和期望角速度之间的偏差，以便控制卫星根据所述姿态导引律进行姿态变化；确定卫星进行姿态变化时的太阳电池阵电流的变化；以及根据所述太阳电池阵电流确定太阳电池阵法线矢量。确定太阳电池阵法线矢量。确定太阳电池阵法线矢量。

【技术实现步骤摘要】
一种确定太阳电池阵法线矢量的方法


[0001]本专利技术总的来说涉及航天器姿态控制
具体而言，本专利技术涉及一种确定太阳电池阵法线矢量的方法。

技术介绍

[0002]卫星星体上通常安装有太阳电池阵用于获取电能，太阳电池阵一般包括太阳电池以及基板。随着卫星技术的发展，卫星载荷对能源需求越来越大，为了更加高效地获取电能，除增大太阳电池阵布片面积外，还可以使电池阵法线方向时刻与太阳光平行以更好的获取太阳能。现有技术中通常通过安装电池阵驱动机构来驱动太阳电池阵旋转。
[0003]然而由于结构、重量等原因，太阳电池阵以及所述电池阵驱动机构一般均无备份。所述电池阵驱动机构在轨工作过程中需要始终相对星体转动，而一旦所述电池阵驱动机构失效，太阳电池阵将保持固定指向。这种情况下就需要确定卫星本体坐标系中太阳电池阵法线矢量，并且通过转动星体使太阳电池阵法线朝向太阳获取能源。
[0004]现有技术中当所述电池阵驱动机构的信号传输功能正常时，可以通过安装在太阳电池阵上的太阳敏感器或者所述电池阵驱动机构自身的测角敏感器来计算太阳电池阵法线矢量。然而当所述电池阵驱动机构信号传输或敏感器异常时将无法确定太阳电池阵法线矢量。

技术实现思路

[0005]为至少部分解决现有技术中的上述问题，本专利技术提出一种确定太阳电池阵法线矢量的方法，包括下列步骤：
[0006]构造姿态导引律，其中包括确定卫星进行姿态变化时星体的期望指向四元数和期望角速度；
[0007]确定卫星的转动角速度，并且计算卫星当前姿态与星体的期望指向四元数和期望角速度之间的偏差，以便控制卫星根据所述姿态导引律进行姿态变化；
[0008]确定卫星进行姿态变化时的太阳电池阵电流的变化；以及
[0009]根据所述太阳电池阵电流确定太阳电池阵法线矢量。
[0010]在本专利技术一个实施例中规定，星体根据所述姿态导引律的导引分别绕卫星本体坐标系的三个坐标轴进行整周转动并且转动过程中转动轴垂直于太阳矢量，其中包括：
[0011]在初始时刻，卫星本体坐标系的Z轴指向太阳矢量方向；
[0012]在导引开始后的0～T
s
时间内，卫星本体坐标系的X轴垂直于太阳矢量，卫星绕卫星本体坐标系的X轴以转动角速度ω
s
转动360
°
，其中，T
s
表示星体绕卫星本体坐标系的坐标轴整周转动所需时间，表示为下式：
[0013]在导引开始后的T
s
～T
s
+T
d
时间内，星体恢复至卫星本体坐标系的Z轴指向太阳矢量方向，其中T
d
表示完成一个轴向的整周转动后到开始下一个轴向的整周转动所需的准备
时间；
[0014]在导引开始后的T
s
+T
d
～2T
s
+T
d
时间内，卫星本体坐标系的Y轴垂直于太阳矢量，星体绕卫星本体坐标系的Y轴以角速度ω
s
转动360
°
；
[0015]在导引开始后的时间内，星体绕卫星本体坐标系的X轴或Y轴转动90
°
，以便使卫星本体坐标系的X轴或Y轴指向太阳矢量方向并且Z轴垂直于太阳矢量方向；以及
[0016]在导引开始后的时间内，卫星本体坐标系的Z轴垂直于太阳矢量方向，星体绕卫星本体坐标系的Z轴以转动角速度ω
s
转动360
°
，其中以T
all
表示星体完成上述姿态变化的时间，
[0017]在本专利技术一个实施例中规定，构造所述姿态导引律包括确定t
start
～t
start
+T
all
时间内的期望指向四元数q
d
(t)和期望角速度ω
d
(t)，其中t
start
表示所述姿态导引律开始时刻；
[0018]其中以t
now
表示星上时刻，当t
now
≤t
start
时将所述期望角速度ω
d
(t)表示为下式：
[0019]ω
d
(t
now
)＝[0 0 0]T
；
[0020]根据t
now
时刻J2000惯性坐标系中的太阳矢量单位位置矢量计算欧拉转角表示为下式：
[0021]ψ＝0
[0022][0023]其中，表示太阳矢量模值，S
ix
，S
iy
，S
iz
表示的三个分量；以及
[0024]将所述欧拉转角按Z
‑
X
‑
Y的旋转次序转换为t
now
时刻的期望指向四元数q
d
(t
now
)，表示为下式：
[0025][0026]当t
start
＜t
now
≤t
start
+T
s
时，所述期望角速度ω
d
(t
now
)表示为下式：
[0027]ω
d
(t
now
)＝[ω
s 0 0]T
；
[0028]根据所述期望角速度ω
d
(t
now
)计算一个积分时间内星体转过的角度δ，表示为下式：
[0029]δ＝|ω
d
(t
now
)|
·
Δt
[0030][0031]其中，|ω
d
(t
now
)|表示期望角速度矢量模值，ω
dx
，ω
dy
，ω
dz
表示ω
d
的三个分量，Δt表示积分时间；
[0032]将星体的转动四元数q
m
表示为下式：
[0033]以及
[0034]根据星体的前一周期的期望指向四元数q
d
(t
now
‑
Δt)和所述转动四元数q
m
，计算当前时刻的期望指向四元数q
d
(t
now
)，表示为下式：
[0035]q
d
(t
now
)＝q
d
(t
now
‑
Δt)
·
q
m
；
[0036]当t
start
+T
s
＜t
now
≤t
start
+T
s
+T
d
时，所述期望角速度ω
d
(t
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种确定太阳电池阵法线矢量的方法，其特征在于，包括下列步骤：构造姿态导引律，其中包括确定卫星进行姿态变化时星体的期望指向四元数和期望角速度；确定卫星的转动角速度，并且计算卫星当前姿态与星体的期望指向四元数和期望角速度之间的偏差，以便控制卫星根据所述姿态导引律进行姿态变化；确定卫星进行姿态变化时的太阳电池阵电流的变化；以及根据所述太阳电池阵电流确定太阳电池阵法线矢量。2.根据权利要求1所述的确定太阳电池阵法线矢量的方法，其特征在于，星体根据所述姿态导引律的导引分别绕卫星本体坐标系的三个坐标轴进行整周转动并且转动过程中转动轴垂直于太阳矢量，其中包括：在初始时刻，卫星本体坐标系的Z轴指向太阳矢量方向；在导引开始后的0～T
s
时间内，卫星本体坐标系的X轴垂直于太阳矢量，卫星绕卫星本体坐标系的X轴以转动角速度ω
s
转动360
°
，其中，T
s
表示星体绕卫星本体坐标系的坐标轴整周转动所需时间，表示为下式：在导引开始后的T
s
～T
s
+T
d
时间内，星体恢复至卫星本体坐标系的Z轴指向太阳矢量方向，其中T
d
表示完成一个轴向的整周转动后到开始下一个轴向的整周转动所需的准备时间；在导引开始后的T
s
+T
d
～2T
s
+T
d
时间内，卫星本体坐标系的Y轴垂直于太阳矢量，星体绕卫星本体坐标系的Y轴以角速度ω
s
转动360
°
；在导引开始后的时间内，星体绕卫星本体坐标系的X轴或Y轴转动90
°
，以便使卫星本体坐标系的X轴或Y轴指向太阳矢量方向并且Z轴垂直于太阳矢量方向；以及在导引开始后的时间内，卫星本体坐标系的Z轴垂直于太阳矢量方向，星体绕卫星本体坐标系的Z轴以转动角速度ω
s
转动360
°
，其中以T
all
表示星体完成上述姿态变化的时间，3.根据权利要求2所述的确定太阳电池阵法线矢量的方法，其特征在于，构造所述姿态导引律包括确定t
start
～t
start
+T
all
时间内的期望指向四元数q
d
(t)和期望角速度ω
d
(t)，其中t
start
表示所述姿态导引律开始时刻；其中以t
now
表示星上时刻，当t
now
≤t
start
时将所述期望角速度ω
d
(t)表示为下式：ω
d
(t
now
)＝[0 0 0]
T
；根据t
now
时刻J2000惯性坐标系中的太阳矢量单位位置矢量计算欧拉转角θ，ψ，表示为下式：ψ＝0
其中，表示太阳矢量模值，S
ix
，S
iy
，S
iz
表示的三个分量；以及将所述欧拉转角θ、ψ按Z
‑
X
‑
Y的旋转次序转换为t
now
时刻的期望指向四元数q
d
(t
now
)，表示为下式：当t
start
＜t
now
≤t
start
+T
s
时，所述期望角速度ω
d
(t
now
)表示为下式：ω
d
(t
now
)＝[ω
s 0 0]
T
；根据所述期望角速度ω
d
(t
now
)计算一个积分时间内星体转过的角度δ，表示为下式：δ＝|ω
d
(t
now
)|
·
Δt其中，|ω
d
(t
now
)|表示期望角速度矢量模值，ω
dx
，ω
dy
，ω
dz
表示ω
d
的三个分量，Δt表示积分时间；将星体的转动四元数q
m
表示为下式：以及根据星体的前一周期的期望指向四元数q
d
(t
now
‑
Δt)和所述转动四元数q
m
，计算当前时刻的期望指向四元数q
d
(t
now
)，表示为下式：q
d
(t
now
)＝q
d
(t
now
‑
Δt)
·
q
m
；当t
start
+T
s
＜t
now
≤t
start
+T
s
+T
d
时，所述期望角速度ω
d
(t
now
)表示为下式：ω
d
(t
now
)＝[0 0 0]
T
根据t
now
时刻J2000惯性坐标系中的太阳矢量单位位置矢量计算欧拉转角θ，ψ，表示为下式：：ψ＝0；以及将所述欧拉转角θ、ψ按Z
‑
X
‑
Y的旋转次序转换为t
now
时刻的期望指向四元数q
d
(t
now
)，表示为下式：当t
start
+T
s
+T
d
＜t
now
≤t
start
+2T
s
+T
d
时，所述期望角速度ω
d
(t
now
)表示为下式：ω
...

【专利技术属性】
技术研发人员：戴正升，朱野，曹彩霞，吴子轶，谢祥华，严玲玲，方禹鑫，卞晶，
申请(专利权)人：上海微小卫星工程中心，
类型：发明
国别省市：