双自由度太阳翼不连续回转控制方法及系统技术方案

本发明专利技术实施例公开一种双自由度太阳翼不连续回转控制方法及系统，所述不连续回转控制方法包括获得太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角，以得到太阳矢量与太阳翼法向在第一坐标投影面和第二坐标投影面的夹角，进一步得到第一控制轴和第二控制轴的驱动目标指令；判定卫星所处位置，若处于阳照区，则驱动第一控制轴使得太阳矢量与太阳翼法向在第一坐标投影面重合，再以轨道角速度实时跟踪对准太阳矢量，驱动第二控制轴以调整太阳翼相对轨道面的位置角度，使得太阳翼的法向与太阳矢量在第二坐标投影面重合；若处于阴影区，则驱动所述第一控制轴执行回转指令。则驱动所述第一控制轴执行回转指令。则驱动所述第一控制轴执行回转指令。

【技术实现步骤摘要】
双自由度太阳翼不连续回转控制方法及系统


[0001]本专利技术涉及航天器控制领域。更具体地，涉及一种双自由度太阳翼不连续回转控制方法及系统。

技术介绍

[0002]随着卫星星座的建立，为实现全球通讯、遥感的组网覆盖，需在非太阳同步轨道面进行若干颗卫星布局。由于卫星一定倾斜角度布置，导致太阳矢量与轨道面夹角出现周期性角度变化。因此，固定式安装方式的太阳电池片无法保证能够时刻对准太阳，即使太阳光照区卫星能源也无法连续供给。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的在于提供一种双自由度太阳翼不连续回转控制方法及系统，以解决相关技术存在的问题中的至少一个。
[0004]为达到上述目的，本专利技术采用下述技术方案：
[0005]本专利技术第一方面提供了一种双自由度太阳翼不连续回转控制方法，包括，
[0006]获得太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角，以得到太阳矢量与太阳翼法向在第一坐标投影面和第二坐标投影面的夹角，进一步得到第一控制轴和第二控制轴的驱动目标指令；
[0007]判定卫星所处位置，若处于阳照区，则根据所述驱动目标指令驱动第一控制轴使得太阳矢量与太阳翼法向在第一坐标投影面重合，再以轨道角速度实时跟踪对准太阳矢量，同时，驱动第二控制轴以调整太阳翼相对轨道面的位置角度，使得太阳翼的法向与太阳矢量在第二坐标投影面重合，并驱动所述第一控制轴在阴影区边界处停止转动；
[0008]若处于阴影区，则驱动所述第一控制轴执行回转指令以使得所述第一控制轴在到达阳照区前到达目标角度。
[0009]可选地，所述第一控制轴用于实现垂直轨道面方向太阳翼的转动，所述第二控制轴用于实现平行轨道面内太阳翼的转动；
[0010]所述第一控制轴和第二控制轴包括非导电滑环。
[0011]可选地，所述获得太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角包括：
[0012]获得卫星轨道位置信息，进而获得卫星轨道坐标系下的太阳矢量以及太阳矢量相对所述卫星轨道坐标系的位置关系；
[0013]根据双自由度太阳翼相对于卫星的安装坐标系矩阵，将卫星轨道坐标系下的太阳矢量转化为太阳翼坐标系下的太阳矢量，获得太阳矢量在太阳翼坐标系的方位；
[0014]根据双自由度太阳翼的第一控制轴与第二控制轴的位置传感器获得太阳翼实际位置相对太阳翼坐标系的位置关系；
[0015]根据太阳矢量在太阳翼坐标系上的第一投影和第二投影得到太阳矢量在沿轨道
运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角。
[0016]可选地，所述方法还包括，根据所述卫星轨道位置信息获得卫星绕行轨道高度和绕行轨道面的倾斜度，得到阴影区和阳照区的角度范围。
[0017]可选地，所述方法还包括，每隔一个指令计算周期，更新太阳翼目标法向，根据当前的太阳翼目标法向更新目标指令，所述目标指令包括第一控制轴的目标角度和第二控制轴的目标角度。
[0018]可选地，根据公式(1)和公式(2)计算所述第一控制轴的目标角度AAng和第二控制轴的目标角度BAng：
[0019]AAng＝
‑
sign(SunVec_Ass(1))*(Pi
‑
acos(Cos_Ang))
……
(1)
[0020]BAng＝
‑
asin(SunVec_Ass(2)/sqrt(SunVec_Ass(3)^2+SunVec_Ass(2)^2+SunVec(1)^2))
[0021]……
(2)
[0022]其中，SunVec_Ass(1)为太阳矢量在太阳翼坐标系的X轴方向分量，SunVec_Ass(2)为太阳矢量在太阳翼坐标系的Y轴方向分量，SunVec_Ass(3)为太阳矢量在太阳翼坐标系的Z轴方向分量，Cos_Ang为太阳矢量在太阳翼坐标系第一坐标投影面上的投影与Z轴之间夹角。
[0023]可选地，所述第一控制轴在阳照区跟踪太阳矢量时的角加速度为“0.005
°
/s2～0.015
°
/s
2”；
[0024]所述第一控制轴在阴影区执行回转指令时的角加速度为“0.03
°
/s2～0.5
°
/s
2”。
[0025]本专利技术第二方面提供了一种双自由度太阳翼不连续回转控制系统，其特征在于，
[0026]夹角计算模块，用于计算得到太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角；
[0027]太阳翼驱动模块，用于基于所述太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角，计算太阳翼法向在第一坐标投影面和第二坐标投影面的误差，基于所述误差计算并输出第一控制轴和第二控制轴的驱动目标指令，以使得所述太阳翼的法向与太阳矢量重合；
[0028]同时，实时更新太阳翼运动过程的法向矢量，进而实时更新夹角的计算；
[0029]若卫星处于阳照区，则驱动第一控制轴以轨道角速度跟踪太阳矢量，驱动第二控制轴以调整太阳翼相对轨道面的位置角度，使得太阳翼的法向与太阳矢量重合，并驱动所述第一控制轴在阴影区边界处停止转动；
[0030]若卫星阴影区，则驱动所述第一控制轴执行回转指令以使得所述第一控制轴在卫星出阴影区前到达目标角度。
[0031]本专利技术的有益效果如下：
[0032]本实施例提供的一种双自由度太阳翼不连续回转控制方法，通过控制太阳翼使其仅在阳照区跟踪太阳，在非阳照区回转，实现了卫星能源在阳照区的连续供给，实现了太阳翼的不连续回转，不仅提高控制效率和精度、同时，提高结构可靠性并降低了生产成本，节约了整体耗能。
附图说明
[0033]下面结合附图对本专利技术的具体实施方式作进一步详细的说明。
[0034]图1示出本申请的一个实施例提出的一种双自由度太阳翼的结构示意图。
[0035]图2示出本申请一个实施例提出的一种双自由度太阳翼不连续回转控制方法的流程图。
[0036]图3示出本申请一个实施例提出卫星所在阴影区的示意图。
[0037]图4示出本申请一个实施例提出的目标指令和第一控制轴的运动控制跟踪曲线。
具体实施方式
[0038]为了更清楚地说明本专利技术，下面结合实施例和附图对本专利技术做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本专利技术的保护范围。
[0039]为了实现一定倾角卫星的能源连续供给，卫星一般采取双自由太阳翼，通过控制太阳翼沿轨面方向上的以轨道角速度跟踪太阳矢量和垂直轨道面方向上的太阳与轨道面的周期性夹角，保证太阳翼法向矢量与太阳矢量重合，但是，专利技术人发现，目前的太本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种双自由度太阳翼不连续回转控制方法，其特征在于，所述双自由度太阳翼包括第一控制轴和第二控制轴，所述第一控制轴和第二控制轴包括非导电滑环，所述方法包括，获得太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角，以得到太阳矢量与太阳翼法向在第一坐标投影面和第二坐标投影面上投影的夹角，根据所述太阳矢量与太阳翼法向在第一坐标投影面和第二坐标投影面上投影的夹角得到第一控制轴和第二控制轴的驱动目标指令；判定卫星所处位置，若处于阳照区，则根据所述驱动目标指令驱动第一控制轴使得太阳矢量与太阳翼法向在第一坐标投影面重合，再以轨道角速度实时跟踪对准太阳矢量，同时，驱动第二控制轴以调整太阳翼相对轨道面的位置角度，使得太阳翼的法向与太阳矢量在第二坐标投影面重合，并驱动所述第一控制轴在阴影区边界处停止转动；若处于阴影区，则驱动所述第一控制轴执行回转指令以使得所述第一控制轴在到达阳照区前到达目标角度。2.根据权利要求1所述的双自由度太阳翼不连续回转控制方法，其特征在于，所述第一控制轴用于实现垂直轨道面方向太阳翼的转动，所述第二控制轴用于实现平行轨道面内太阳翼的转动。3.根据权利要求1所述的双自由度太阳翼不连续回转控制方法，其特征在于，所述获得太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角包括：获得卫星轨道位置信息，进而获得卫星轨道坐标系下的太阳矢量以及太阳矢量相对所述卫星轨道坐标系的位置关系；根据双自由度太阳翼相对于卫星的安装坐标系矩阵以及轨道和星体本体坐标系转换矩阵，将卫星轨道坐标系下的太阳矢量转化为太阳翼坐标系下的太阳矢量，获得太阳矢量在太阳翼坐标系的方位；根据双自由度太阳翼的第一控制轴与第二控制轴的位置传感器获得太阳翼实际位置相对太阳翼坐标系的位置关系；根据太阳矢量在太阳翼坐标系上的第一投影和第二投影得到太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角。4.根据权利要求3所述的双自由度太阳翼不连续回转控制方法，其特征在于，还包括：根据所述卫星轨道位置信息获得卫星绕行轨道高度和绕行轨道面的倾斜度，得到阴影区和阳照区的角度范围。5.根据权利要求1所述的双自由度太阳翼不连续回转控制方法，其特征在于，还包括：卫星在轨运行时，每隔一个指令计算周期，更新太阳翼目标法向，根据当前的太阳翼目标法向更新目标指令，所述目标指令包括第一控制轴的目标角度和第二控制轴的目标角度。6.根据权利要求5所述的双自由度太阳翼不连续回转控制方法，其特征在于，根据公式(1)和公式(2)计算所述第一控制轴的目标角度AAng和第二控制轴的目标角度BAng：AA...

【专利技术属性】
技术研发人员：牛立新，郑科宇，郭聪，金震，黄丽雅，王鹏飞，张安强，
申请(专利权)人：航天科工空间工程发展有限公司，
类型：发明
国别省市：