一種基于偏航導引的傾斜軌道航天器獲取能源的方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種基于偏航導引的傾斜軌道航天器獲取能源的方法，步驟為：根據(jù)儒略世紀數(shù)計算J2000慣性坐標系下的太陽單位矢量根據(jù)太陽單位矢量衛(wèi)星位置和衛(wèi)星運行速度計算太陽高度角β；根據(jù)衛(wèi)星位置和衛(wèi)星運行速度計算J2000慣性坐標系到軌道坐標系的轉(zhuǎn)移矩陣Aoi；根據(jù)太陽單位矢量和J2000慣性坐標系到軌道坐標系的轉(zhuǎn)移矩陣Aoi，計算軌道坐標系下的太陽高低角θs；根據(jù)太陽高度角β和太陽高低角θs，計算偏航導引角ψ和帆板驅(qū)動角R；通過偏航姿態(tài)控制和帆板一維驅(qū)動，使太陽矢量垂直太陽帆板平面，保證航天器獲取能源。本發(fā)明能在太陽高度角變化范圍大，光照條件復雜的情況下，實現(xiàn)航天器的太陽帆板法線指向太陽，從而保證航天器在傾斜軌道的情況下能夠獲得太陽能源。
【專利說明】一種基于偏航導引的傾斜軌道航天器獲取能源的方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種基于偏航導引的傾斜軌道航天器獲取能源的方法，屬于航天器姿 軌控系統(tǒng)姿態(tài)控制方法的研究，用以保證傾斜軌道航天器的能源。

【背景技術(shù)】
[0002] 目前，長壽命航天器所需要的能源絕大部分是由太陽帆板提供的。我國的低軌長 壽命航天器多數(shù)采用太陽同步軌道，除了考慮任務(wù)需求外，還有一個重要的原因就是采用 這種軌道，太陽帆板能夠獲得較好的光照條件，保證航天器能源。然而隨著科技飛速發(fā)展， 采用傾斜軌道來實現(xiàn)某些特定的任務(wù)目標則變得具有更多優(yōu)勢，如采用75°傾角的衛(wèi)星， 可以實現(xiàn)對地球最優(yōu)的覆蓋。眾所周知，傾斜軌道航天器所面臨的一個棘手問題就是太陽 帆板在軌光照條件比較惡劣。
[0003] 航天器軌道光照角情況，取決于太陽矢量與軌道平面的夾角，專業(yè)術(shù)語稱為太陽 高度角，用β表示。傾斜軌道航天器，受到地球公轉(zhuǎn)和軌道升交點赤經(jīng)（一般用Ω表示） 漂移的綜合作用，太陽高度角β持續(xù)變化，會周期性過零，太陽高度角β的變化周期長短 與航天器軌道高度及軌道傾角有關(guān)，從1個月至1年不等。一般的，航天器軌道高度越高， 軌道傾角（小于90° )越大，那么太陽高度角β的變化周期就越長，反之，太陽高度角β 的變化周期就越短。
[0004] 航天器軌道周期與軌道高度有關(guān)，地球傾斜軌道航天器軌道周期一般為90分鐘 到14小時不等。所以在一個軌道周期內(nèi)，航天器太陽高度角β的變化很小，太陽光照矢量 相對于航天器本體形成一個圓錐面，半錐角為90° -β。不同時期，由于太陽高度角β的 不同，半錐角也逐漸變化，如圖1所示。
[0005] 太陽同步軌道的一個顯著特征就是軌道面的進動速度與地球繞太陽公轉(zhuǎn)的速度 大小相等方向相反，因此一年之中太陽矢量與軌道平面的夾角，也就是太陽高度角β是在 一個較小的范圍內(nèi)變化的，一般在15°以內(nèi)。在太陽高度角β的一個變化周期內(nèi)，太陽矢 量的運行軌跡僅為一個較小的環(huán)形帶，對于航天器來說，如果其采取三軸零姿態(tài)控制方式， 太陽永遠只出現(xiàn)在其軌道面的一端，存在一個固定的背陽面，利于帆板對日定向控制，整星 熱控及光學姿態(tài)敏感器布局。
[0006] 對于傾斜軌道航天器來說，如果其采取三軸零姿態(tài)控制方式，在太陽高度角β的 一個變化周期內(nèi)，太陽矢量運行軌跡將形成一個兩端開口的"球"，將航天器包裹其中，開口 的大小為90° 。極端地，如果太陽高度角β為90度，則開口的"球"會變?yōu)橐粋€封閉 的"球"。也就是說，太陽可能出現(xiàn)在航天器的各個地方，不利于帆板對日定向控制，也不利 于整星熱控，更不利于光學姿態(tài)敏感器布局。
[0007] 綜上所述，由于傾斜軌道航天器的光照條件比較惡劣，所以傾斜軌道航天器不能 采取類似太陽同步軌道航天器三軸零姿態(tài)控制方案，而必須尋求其他解決方案。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0008] 本發(fā)明的目的是提供一種基于偏航導引的傾斜軌道航天器獲取能源的方法，能夠 在太陽高度角變化范圍大，光照條件復雜的情況下，實現(xiàn)航天器的太陽帆板法線指向太陽， 從而保證航天器在傾斜軌道的情況下能夠獲得太陽能源。
[0009] 為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種基于偏航導引的傾斜軌道航天器獲取能源的方 法，具體包含以下步驟：
[0010] 步驟1、根據(jù)儒略世紀數(shù)計算J2000慣性坐標系下的太陽單位矢量S ;
[0011] 步驟2、根據(jù)J2000慣性坐標系下的太陽單位矢量S，衛(wèi)星位置月，以及衛(wèi)星運行速 度P，計算太陽高度角β ;
[0012] 步驟3、根據(jù)衛(wèi)星位置及和衛(wèi)星運行速度Ρ，計算J2000慣性坐標系到軌道坐標系 的轉(zhuǎn)移矩陣Α& ;
[0013] 步驟4、根據(jù)J2000慣性坐標系下的太陽單位矢量S，以及J2000慣性坐標系到軌 道坐標系的轉(zhuǎn)移矩陣A&，計算軌道坐標系下的太陽高低角Θ s ;
[0014] 步驟5、根據(jù)太陽高度角β和太陽高低角0s，計算偏航導引角ψ和帆板驅(qū)動角 R；
[0015] 步驟6、通過偏航姿態(tài)控制和帆板一維驅(qū)動，使太陽矢量垂直于太陽帆板平面，保 證航天器能源的獲取。
[0016] 上述步驟1中，具體包含以下步驟：
[0017] 步驟1. 1、根據(jù)時間t計算太陽軌道：
[0018] 該時間t是指從世界時間2000年1月1日12點0分0秒到當前時刻的世紀數(shù)；
[0019] 計算太陽軌道傾角：

【權(quán)利要求】
1. 一種基于偏航導引的傾斜軌道航天器獲取能源的方法，其特征在于，包含以下步 驟： 步驟1、根據(jù)儒略世紀數(shù)計算J2000慣性坐標系下的太陽單位矢量S左； 步驟2、根據(jù)J2000慣性坐標系下的太陽單位矢量S *5，衛(wèi)星位置友，以及衛(wèi)星運行速度 F，計算太陽高度角β ; 步驟3、根據(jù)衛(wèi)星位置j和衛(wèi)星運行速度f，計算J2000慣性坐標系到軌道坐標系的轉(zhuǎn) 移矩陣A。^ 步驟4、根據(jù)J2000慣性坐標系下的太陽單位矢量S ,以及J2000慣性坐標系到軌道坐 標系的轉(zhuǎn)移矩陣A&，計算軌道坐標系下的太陽高低角Θ s ; 步驟5、根據(jù)太陽高度角β和太陽高低角0s，計算偏航導引角ψ和帆板驅(qū)動角R; 步驟6、通過偏航姿態(tài)控制和帆板一維驅(qū)動，使太陽矢量垂直于太陽帆板平面，保證航 天器能源的獲取。
2. 如權(quán)利要求1所述的基于偏航導引的傾斜軌道航天器獲取能源的方法，其特征在 于，上述步驟1中，具體包含以下步驟： 步驟1. 1、根據(jù)時間t計算太陽軌道： 該時間t是指從世界時間2000年1月1日12點0分0秒到當前時刻的世紀數(shù)； 計算太陽軌道傾角：
； 計算太陽偏心率：e = 0· 01670862-0. 00004204 · t ; 計算太陽平近點角：
； 計算太陽真近點角：f = M+2 · e · sin(M)+l. 25 · e2 · sin(2M); 計算中間量：
； 計算太陽軌道幅角：us = up-M+f-10· 05572 π · t ; 步驟1. 2、計算在J2000慣性坐標系下的太陽單位矢量5 : ^ = (Xs 5 ys 5 )? Xs - cos (us); ys = sin(us)cos( ε )； zs = sin (us) sin ( ε )。
3. 如權(quán)利要求2所述的基于偏航導引的傾斜軌道航天器獲取能源的方法，其特征在 于，上述步驟2中，具體包含以下步驟： 步驟2. 1、計算軌道法線矢量/7 : /7 = S X嚴； 步驟2. 2、計算太陽高度角β :
〇
4. 如權(quán)利要求3所述的基于偏航導引的傾斜軌道航天器獲取能源的方法，其特征在 于，上述步驟3中，具體包含以下步驟：
5. 如權(quán)利要求4所述的基于偏航導引的傾斜軌道航天器獲取能源的方法，其特征在 于，上述步驟4中，具體包含以下步驟： 步驟4. 1、計算軌道坐標系的太陽位置矢量：
步驟4. 2、定義太陽在軌道坐標系的高低角的零點處于軌道面的-Z軸，計算太陽高低 角9S:
6. 如權(quán)利要求5所述的基于偏航導引的傾斜軌道航天器獲取能源的方法，其特征在 于，上述步驟5中，具體包含以下步驟： 步驟5. 1、偏航導引角Ψ的計算方法為：
帆板驅(qū)動角R的計算方法為： R = arcsin [cos ( Θ s) cos ( β )]; 步驟 5· 2、當 I β I 彡 10。，且 0。彡 Θ s 彡 5。、175。彡 Θ s 彡 185。、 355° < 365°時，采用工程化處理方法，按照角速率為常值設(shè)計偏航角控制規(guī)律， 即：

其中：V e為ts時刻理論計算的偏航導引角，Θ ^為起控點到奇異點的角度大小。
7.如權(quán)利要求6所述的基于偏航導引的傾斜軌道航天器獲取能源的方法，其特征在 于，上述步驟6中，具體包含以下步驟： 步驟6. 1、航天器姿態(tài)敏感器測量航天器當前的偏航姿態(tài)，利用閉環(huán)反饋控制方式，控 制噴氣或飛輪執(zhí)行機構(gòu)，使得偏航控制用角逐漸逼近到步驟5中計算得到的偏航導引角 Ψ，保證太陽帆板縱軸與太陽矢量的夾角為垂直； 步驟6. 2、太陽帆板驅(qū)動機構(gòu)測量當前角度信息，利用閉環(huán)反饋控制方式，使得測量的 帆板當前角度逐漸逼近到步驟5中計算得到的帆板驅(qū)動角R，保證太陽矢量在垂直太陽帆 板縱軸的平面內(nèi)的投影與太陽帆板正法線之間的夾角為零。
【文檔編號】G05D27/02GK104090612SQ201410323453
【公開日】2014年10月8日 申請日期:2014年7月8日 優(yōu)先權(quán)日:2014年7月8日
【發(fā)明者】葉立軍, 朱虹, 豐保民, 朱文山 申請人:上海新躍儀表廠