【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及卫星姿态控制，具体涉及一种轨道卫星对日轨控姿态设计方法。
技术介绍
1、近地圆轨道卫星由于受到大气阻力影响，卫星衰减相对较快，采用电推进轨道控制能提高星上燃料利用率，增加航天器有效载荷的质量，从而降低卫星发射质量与成本。
2、由于采用电推力器轨控一次往往需要几十分钟，在某些特殊情况下，例如能源紧张、轨控过程功耗过大，需要卫星在太阳阵对日充电的状态下进行轨控。对于帆板固定的卫星，对日下进行轨控必然涉及轨控效率损失。
技术实现思路
1、本专利技术的目的是针对轨控过程需要帆板对日的卫星，尤其是采用电推力器进行轨控的卫星，综合考虑帆板对日和轨控效率最大化需求，给出轨控过程目标姿态设计方法。
2、为了达到上述目的，本专利技术提供了一种轨道卫星对日轨控姿态设计方法，包括：
3、步骤1，计算轨道光照角beta；
4、步骤2，计算轨控时段内，阳照区中心时刻转轨控任务时，轨控起始时刻往后的最近的阳照区中心时刻tm；
5、步骤3，计算正侧视能够满足帆板光照角需求的轨控时长t_orb；
6、步骤4，根据t_orb，计算俯仰偏置角theta；
7、步骤5，计算轨控过程目标姿态角fai，根据俯仰偏置角theta和目标姿态角fai，计算姿态角速度。
8、可选地，步骤1中，
9、beta＝arcsin(soy)
10、其中，soy为单位太阳矢量在轨道系y轴的投影；当太阳在卫星飞行
11、可选地，步骤2中，
12、tm＝t+mod[φ-π-u,2π]/ω0
13、其中，φ为阴影区中心点纬度幅角，u为计算时刻卫星的纬度幅角，ω0为轨道角速度，t为计算时刻星上时间。
14、可选地，步骤3中，包括：
15、步骤s3.1，矩阵s0＝[0sind(beta)-cosd(beta)]；
16、步骤s3.2，t_orb＝2×(π/2-sunangle_xq)/ωo+|beta|÷58.5×57.3×900；
17、步骤s3.3，rot_yo＝rot(2,t_orb/2×ωo)；rot(2,β)表示绕y轴旋转β的旋转矩阵；
18、
19、矩阵s2＝rot_yo×s0；
20、矩阵s3＝rot(1,beta)×s2；rot(1,α)表示绕x轴旋转α的旋转矩阵；
21、
22、sunangle＝π/2-arccos(-s3(3))；
23、其中，ωo为轨道角速度，sunangle_xq为轨控需要的帆板光照角；
24、步骤s3.4，
25、若|sunangle-sunangle_xq|≤0.05/57.3，输出t_orb；
26、若|sunangle-sunangle_xq|>0.05/57.3，则t_orb’＝t_orb-2×(sunangle_xq-sunangle)/ωo；返回步骤s3.3，重新计算sunangle；其中，步骤s3.3中的t_orb的值为t_orb’。
27、可选地，步骤4中，
28、若t＜tm-t_orb/2，则theta＝ωo[t-(tm-t_orb/2)]；
29、若t＞tm+t_orb/2，则theta＝ωo[t-(tm+t_orb/2)]；
30、其余theta＝0；
31、其中，ωo为轨道角速度，t为计算时刻星上时间。
32、可选地，步骤5中，
33、目标姿态滚动角fai＝beta；
34、以三轴姿态欧拉角(fai,theta,0)按照213转序进行旋转得到轨控目标姿态四元数；
35、再按照以下公式计算偏轨控过程目标姿态角速度：
36、
37、本专利技术的有益效果为：
38、本专利技术通过调整俯仰偏置角实现轨控过程全程满足需求的帆板光照角度；通过计算正侧视(即不需要俯仰偏置)能够满足帆板光照角需求的轨控时长和时段，实现该时段内不进行俯仰偏置，进而实现推力方向和飞行方向平行，提升轨控效率。
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1.一种轨道卫星对日轨控姿态设计方法，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的轨道卫星对日轨控姿态设计方法，其特征在于，步骤1中，
3.如权利要求1所述的轨道卫星对日轨控姿态设计方法，其特征在于，步骤2中，
4.如权利要求1所述的轨道卫星对日轨控姿态设计方法，其特征在于，步骤3中，包括：
5.如权利要求1所述的轨道卫星对日轨控姿态设计方法，其特征在于，步骤4中，
6.如权利要求1所述的轨道卫星对日轨控姿态设计方法，其特征在于，步骤5中，
【技术特征摘要】
1.一种轨道卫星对日轨控姿态设计方法，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的轨道卫星对日轨控姿态设计方法，其特征在于，步骤1中，
3.如权利要求1所述的轨道卫星对日轨控姿态设计方法，其特征在于，步骤2中，
4.如...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘德庆，胡文坤，郭思岩，于迎军，陈秀梅，陈撼，张增安，裴甲瑞，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：
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