[发明专利]一种卫星的太阳翼控制方法、系统及卫星

说明书

技术领域

本发明涉及一种航天技术领域，特别是涉及一种卫星的太阳翼控制方法、系统及卫星。

背景技术

现代微小卫星具有重量轻、体积小等特点，逐步广泛应用于遥感、通信、空间科学试验等诸多领域，能够适用于的载荷也从以前的小功率逐步提高为大功率。然而微小卫星要想满足大功率载荷应用，就必须实现获取大功率能源获取。微小卫星的太阳翼在选取相同的单体太阳电池片情况下，主要能够从两方面获取大功率能源。一方面需要增大太阳翼的面积提高有效面积，另一方面需要通过调节太阳翼姿态指向太阳提高供电效率。然而，微小卫星由于自身体积和重量受限，通过太阳翼获取大功率能源时可能面临很多困难。比如：1)若太阳翼固联安装不对日跟踪指向，则存在着某段时间内无法获取能源问题(低倾角轨道时更明显)；2)安装相对更大的太阳翼在对日跟踪指向时会对微小卫星的星敏、天线、星间通信等单机造成遮挡；3)太阳翼运动时候会对卫星产生干扰力矩，而微小卫星通常安装较小型飞轮克服干扰力矩能力较差；4)微小卫星研制成本受限，其太阳翼跟踪指向机构较难采用可360度连续转向的滑环机构；5)微小卫星特别是由其构成的星座网络卫星数目较多，地面运控支援较少，需要星上自主完成不同太阳受照情况下的能源获取。

鉴于此，如何找到一种适用于微小卫星获得大功率能源的太阳翼控制方案就成了本领域技术人员亟待解决的问题。

发明内容

鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种卫星的太阳翼控制方法、系统及卫星，用于解决现有技术中卫星由于自身体积和重量受限，通过太阳翼获取大功率能源时面临很多困难的问题。

为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供一种卫星的太阳翼控制方法，所述卫星的太阳翼控制方法包括：获取所述卫星的太阳翼的最大转动角度α_max，所述卫星的地球遮挡角γ；当设定的控制周期Δt到达时，获取当前时间点t的轨道坐标系下的归一化太阳矢量R_so(t)＝[x_so(t),y_so(t),z_so(t)]，计算当前时间点t的太阳翼主轴指向太阳的转动角α_d(t)＝arccos(z_so(t))；确定所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角α_d(t)落入的区域，所述区域包括：α_d(t)≤α_max、α_max<α_d(t)<π-γ，α_d(t)≥π-γ中的任一个；根据所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角α_d(t)落入的区域求解太阳翼的目标姿态角；所述目标姿态角包括偏航角、滚转角φ_d(t)以及俯仰角θ_d(t)，所述偏航角恒为0。

可选地，所述轨道坐标系包括VVLH坐标系。

可选地，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角α_d(t)落入区域α_d(t)≤α_max时，则当前卫星处于光照区且太阳翼主轴指向太阳的转动角α_d(t)在太阳翼的最大转动角度α_max内，此时按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φ_d(t)以及俯仰角θ_d(t)：

可选地，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角α_d(t)落入区域α_max<α_d(t)<π-γ时，则当前卫星处于光照区且太阳翼主轴指向太阳的转动角α_d(t)在太阳翼的最大转动角度α_max以外，按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φ_d(t)以及俯仰角θ_d(t)：

其中，