基于三个控制力矩陀螺的斜置帆板卫星长期对日控制方法与流程

本发明属于航天器控制，涉及基于三个控制力矩陀螺的斜置帆板卫星长期对日控制方法。

背景技术：

1、随着宇航领域的不断拓展，许多任务提出采用倾斜轨道对实现观测具有更多的优势。对于运行在倾斜轨道上的卫星，由于太阳帆板为固定翼安装，自身无驱动机构，为保证整星能源，需要保持帆板长期对日定向。由于敏感器安装布局的限制以及星体热控的需求，一些卫星的帆板不再沿本体主轴安装，而是相对星体斜置安装。因此，传统的对日定向控制方法不再适用。

技术实现思路

1、本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种基于三个控制力矩陀螺的斜置帆板卫星长期对日控制方法，解决斜置帆板卫星在执行机构最简配置下的长期对日控制问题。

2、本发明解决技术的方案是：一种基于三个控制力矩陀螺的斜置帆板卫星长期对日控制方法，包括以下步骤：

3、利用惯性系固定矢量和太阳矢量建立太阳惯性坐标系，确定对日定向姿态；

4、配置三台控制力矩陀螺，其中两个控制力矩陀螺分别沿卫星本体系y轴和z轴安装，另外一个控制力矩陀螺安装在卫星本体系-z轴和y轴所成夹角的角平分线上；

5、根据确定的对日定向姿态计算姿控三轴指令力矩，基于所述姿控三轴指令力矩设计三台控制力矩陀螺的指令转速，每个控制力矩陀螺根据对应的指令转速产生三轴控制力矩，实现斜置帆板卫星长期对日定向。

6、进一步的，建立太阳惯性坐标系包括：

7、并归一化；

8、令惯性系固定矢量则：

9、并归一化；

10、并归一化；

11、其中，(sxi,syi,szi)为惯性坐标系下单位太阳矢量。

12、进一步的，所述确定对日定向姿态，包括：

13、s1、计算当前时刻惯性坐标系相对太阳惯性坐标系旋转矩阵ai←sun：

14、

15、s2、计算当前时刻惯性坐标系相对太阳惯性坐标系四元数qi←sun：

16、令若|a23|＞0.9999，求得当前时刻惯性坐标系相对太阳惯性坐标系的姿态角为：

17、

18、否则：

19、

20、其中，为滚动角，θ为俯仰角，ψ为偏航角；

21、由所述姿态角求解四元数qi←sun：

22、

23、s3、计算卫星本体系相对太阳惯性坐标系四元数其中，qb←i为卫星本体系相对当前时刻惯性坐标系四元数；

24、s4、根据帆板偏置安装角度设置目标四元数：

25、若帆板斜置角度为α，要求实现帆板-x轴对日，设置目标四元数为

26、

27、s5、根据卫星本体系相对太阳惯性坐标系四元数qb←sun和目标四元数qaim，计算偏差四元数delq并进行归一化：取偏差四元数delq矢量部分为delq.v，计算控制姿态角anglecon,i＝-2·delq.v；

28、s6、设置三轴目标角速度ωaim均为0，设置输出角速度基准为卫星本体系相对惯性系角速度ωbi，计算控制姿态角速度ωcon,i＝ωbi-ωaim。

29、进一步的，沿卫星本体系y轴安装的控制力矩陀螺记为控制力矩陀螺a，用于z轴控制；沿卫星本体系z轴安装的控制力矩陀螺记为控制力矩陀螺b，用于y轴控制；安装在卫星本体系-z轴和y轴夹角角平分线上的控制力矩陀螺记为控制力矩陀螺c，用于x轴控制。

30、进一步的，所述计算姿控三轴指令力矩，包括：

31、计算pid控制参数：

32、

33、其中，kp,i为角度控制增益，kd,i为角速度控制增益，ki,i为角度积分控制增益，ii为星体主惯量，ξi为阻尼比，ωni为控制带宽，kp,i、kd,i为整定系数；

34、根据pid控制参数和对日定向姿态计算姿控三轴指令力矩tcon,i：

35、tpd,i＝kp,i·anglecon,i+kd,i·ωcon,i

36、

37、

38、其中，anglecon,i为控制姿态角，ωcon,i为控制姿态角速度，tc为控制周期；为当前周期的姿控积分量，姿控积分量初值默认为零。

39、进一步的，所述设计三台控制力矩陀螺的指令转速，包括：

40、基于计算出的姿控三轴指令力矩tcon,i得到对应的控制力矩陀螺指令转速δ计算方法如下：

41、

42、c1＝a1 cosδi-b1 sinδi

43、其中，δi为采集到的三台控制力矩陀螺外框位置，h0为单个控制力矩陀螺标称角动量；

44、根据单机实际执行能力，对三个控制力矩陀螺指令转速进行限幅。

45、本发明与现有技术相比的有益效果是：

46、(1)本发明为了实现斜置帆板法线指向太阳，无需改变现有执行机构的安装方式，通过设置偏置目标姿态角的方式，可以实现任意斜置角度安装帆板的对日指向，保证帆板受到太阳直射。

47、(2)由于长期对日定向不存在大角度机动，本发明通过采用三个控制力矩陀螺的最简配置就可以实现对日姿态的稳定控制，能够有效降低整星功耗，改善倾斜轨道能源紧张的问题。

技术特征：

1.基于三个控制力矩陀螺的斜置帆板卫星长期对日控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的基于三个控制力矩陀螺的斜置帆板卫星长期对日控制方法，其特征在于，建立太阳惯性坐标系包括：

3.根据权利要求2所述的基于三个控制力矩陀螺的斜置帆板卫星长期对日控制方法，其特征在于，所述确定对日定向姿态，包括：

4.根据权利要求3所述的基于三个控制力矩陀螺的斜置帆板卫星长期对日控制方法，其特征在于，沿卫星本体系y轴安装的控制力矩陀螺记为控制力矩陀螺a，用于z轴控制；沿卫星本体系z轴安装的控制力矩陀螺记为控制力矩陀螺b，用于y轴控制；安装在卫星本体系-z轴和y轴夹角角平分线上的控制力矩陀螺记为控制力矩陀螺c，用于x轴控制。

5.根据权利要求4所述的基于三个控制力矩陀螺的斜置帆板卫星长期对日控制方法，其特征在于，所述计算姿控三轴指令力矩，包括：

6.根据权利要求5所述的基于三个控制力矩陀螺的斜置帆板卫星长期对日控制方法，其特征在于，所述设计三台控制力矩陀螺的指令转速，包括：

技术总结本发明涉及一种基于三个控制力矩陀螺的斜置帆板卫星长期对日控制方法，包括利用惯性系固定矢量和太阳矢量建立太阳惯性坐标系，确定对日定向姿态；配置三台控制力矩陀螺，其中两个控制力矩陀螺分别沿卫星本体系Y轴和Z轴安装，另外一个控制力矩陀螺安装在卫星本体系‑Z轴和Y轴所成夹角的角平分线上；根据确定的对日定向姿态计算姿控三轴指令力矩，基于所述姿控三轴指令力矩设计三台控制力矩陀螺的指令转速，实现斜置帆板卫星长期对日控制。本发明可以实现任意斜置角度安装帆板的对日指向，保证帆板受到太阳直射；采用三个控制力矩陀螺的最简配置实现对日姿态的稳定控制，改善了倾斜轨道能源紧张的问题。技术研发人员：郭雯婷,施常勇,张肖,张钰轲,张竞天,郭祥,张召弟受保护的技术使用者：上海航天控制技术研究所技术研发日：技术公布日：2024/6/11