【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航天器总体设计，具体地，涉及一种基于实时轨道参数的高精度太阳阵跟踪方法及系统。
技术介绍
1、传统航天器的太阳阵对日跟踪方法主要分为：①基于太阳敏感器的闭环跟踪控制；②基于轨道信息的主动跟踪控制。其中，方法①依赖太阳敏感器的采集信息，增加了系统设计复杂性，且太阳敏感器视场范围有限，无法实现任意角度的对日；方法②不依赖敏感器信息，可实现任意角度的对日，但由于卫星轨道的实时变化特点，整个跟踪过程存在误差积累，控制精度较低。为了解决这一问题，本专利提出了一种基于实时轨道参数的高精度太阳阵跟踪方法，具有良好的工程应用价值。
2、通过专利检索发现，专利cn105035364a专利技术了一种低倾角轨道雷达卫星的太阳阵驱动摆动方法，该方法针对低倾角卫星太阳光照角变化范围大的特点，根据不同的飞行姿态设计了太阳阵的驱动摆动方式，在不同工况下均能实现光照角大于50°，该方法是通过设计太阳阵的摆动角度和驱动状态实现更高的光照角，无法解决跟踪精度低的问题，与本专利侧重点不同；专利cn104181941a专利技术了一种适应倾斜轨道卫星的帆板双向控制方法，通过帆板驱动规律与卫星偏航机动相结合，解决了倾斜轨道卫星使用一维帆板驱动机构实现对日定向的问题，该方法同样是针对低倾角卫星太阳光照角变化范围大的特点，提出了通过整星偏航机动配合帆板驱动实现帆板对日，与本专利研究对象和侧重点不同；专利cn107703975a专利技术了一种无线能量传输型帆板对日跟踪系统，该方法侧重于在无电气连接的基础上将测量、控制信号通过无线信号传输实现星内通信，与
技术实现思路
1、针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种基于实时轨道参数的高精度太阳阵跟踪方法及系统。
2、根据本专利技术提供的一种基于实时轨道参数的高精度太阳阵跟踪方法，包括：
3、步骤s1：根据航天器轨道参数计算轨道周期内的轨道角速度变化情况；
4、步骤s2：根据航天器轨道角速度变化确定太阳阵驱动机构不同跟踪速度档位；
5、步骤s3：根据航天器轨道参数计算卫星及太阳位置矢量；
6、步骤s4：计算航天器进出阴影时刻、光照期和阴影期的时间；
7、步骤s5：计算当前时刻太阳矢量在太阳阵驱动轴法平面的方位；
8、步骤s6：计算航天器进出阴影时刻太阳阵驱动角的跟踪偏差；
9、步骤s7：根据跟踪偏差更新驱动机构速度档位。
10、优选地，在所述步骤s1中：
11、轨道角速度随轨道半长轴a变化，其中：μ＝3.986004418×10-5km3/s2为地球引力常数；
12、在所述步骤s2中：
13、根据步骤s1得到的轨道角速度，设计不同的跟踪速度档位ω0±n×δω,n＝1,2,3....
14、其中，ω0为一个轨道周期的轨道角速度均值，δω为太阳阵跟随速度最小控制档位。
15、优选地，在所述步骤s3中：
16、航天器在j2000.0惯性系的位置矢量ri表示为：
17、
18、
19、其中，as为半长轴瞬根数，es为偏心率瞬根数，is为轨道倾角瞬根数，ωs为升交点赤经瞬根数，fs为真近点角瞬根数，us为轨道幅角瞬根数，rs为卫星位置距离；
20、计算当前时刻儒略世纪数tt：
21、
22、其中，t为相对utc时间2000年1月1日12:00:00的0.1ms计数；
23、计算当前时刻太阳在j2000.0惯性坐标系下的轨道参数：
24、asun＝1.49598022589*108
25、esun＝0.01670862-0.00004204tt-0.00000124tt2
26、isun＝(23.439291-0.01300417tt-0.00000016tt2)×π/180
27、ωsun＝(282.937347+0.32256206tt-0.00015757tt2)×π/180
28、msun＝(357.52910000+35999.05028889tt)×π/180
29、其中，asun为半长轴瞬根数，esun为偏心率瞬根数，isun为轨道倾角瞬根数，ωsun为近地点幅角瞬根数，msun为平近点角瞬根数；
30、计算太阳在j2000.0惯性坐标系的矢量si：
31、
32、其中，为偏近点角瞬根数，usun＝fsun+ωsun为轨道幅角瞬根数，fsun＝msun+2×esunsinmsun+1.25×esun2sin2msun为真近点角瞬根数。
33、优选地，在所述步骤s4中：
34、当卫星矢量与太阳矢量的夹角αrw＝arccos(si·ri)大于角度时，为阴影区，否则为处于光照期；
35、若前一拍为光照期，且当前拍为阴影期，则将当前时刻记录为进阴影时刻tin；
36、若前一拍为阴影期，且当前拍为光照期，则将当前时刻记录为出阴影时刻tout；
37、根据进出阴影时刻计算每轨的光照期时间tlight和阴影期时间tshadow；
38、在所述步骤s5中：
39、通过坐标转换得到航天器本体系太阳矢量sb：
40、so＝rx(-90)rz(90)rz(us)rx(is)rz(ωs)si
41、
42、
43、
44、
45、其中，rz，ry，rx分别代表绕z轴、y轴、x轴的旋转矩阵；so为航天器轨道系太阳矢量，θ为俯仰姿态角，为滚动姿态角，ψ为偏航姿态角；
46、计算太阳矢量sb在本体系xoz平面的方位角，为太阳阵驱动的目标角度：
47、
48、优选地，在所述步骤s6中：
49、在进阴影时刻tin和出阴影时刻tout通过驱动机构的角度传感器获取实际转动角度αtin和αtout，将目标角度和实际转角进行归一化，转化到0°～360°之间，并计算两者的偏差得到δαtin＝αtin-αsun和δαtout＝αtin-αsun；
50、在所述步骤s7中：
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1.一种基于实时轨道参数的高精度太阳阵跟踪方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的基于实时轨道参数的高精度太阳阵跟踪方法，其特征在于：
3.根据权利要求1所述的基于实时轨道参数的高精度太阳阵跟踪方法，其特征在于，在所述步骤S3中：
4.根据权利要求1所述的基于实时轨道参数的高精度太阳阵跟踪方法，其特征在于：
5.根据权利要求1所述的基于实时轨道参数的高精度太阳阵跟踪方法，其特征在于：
6.一种基于实时轨道参数的高精度太阳阵跟踪系统，其特征在于，包括：
7.根据权利要求6所述的基于实时轨道参数的高精度太阳阵跟踪系统，其特征在于：
8.根据权利要求6所述的基于实时轨道参数的高精度太阳阵跟踪系统，其特征在于，在所述模块M3中：
9.根据权利要求6所述的基于实时轨道参数的高精度太阳阵跟踪系统，其特征在于：
10.根据权利要求6所述的基于实时轨道参数的高精度太阳阵跟踪系统，其特征在于：
【技术特征摘要】
1.一种基于实时轨道参数的高精度太阳阵跟踪方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的基于实时轨道参数的高精度太阳阵跟踪方法，其特征在于：
3.根据权利要求1所述的基于实时轨道参数的高精度太阳阵跟踪方法，其特征在于，在所述步骤s3中：
4.根据权利要求1所述的基于实时轨道参数的高精度太阳阵跟踪方法，其特征在于：
5.根据权利要求1所述的基于实时轨道参数的高精度太阳阵跟踪方法，其特征在于：
...【专利技术属性】
技术研发人员：李迎杰，张苗苗，温渊，袁牧野，张娟，李云端，汪自军，朱维，吕利清，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：
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