[发明专利]航天器帆板二维驱动机构停滞位置在轨辨识方法

权利要求书

1.一种航天器帆板二维驱动机构转动故障停滞位置在轨辨识方法，所述方法包括下述步骤：

S1:通过数值解析法，确定实际本体系太阳矢量S_m、理论本体系太阳矢量S_b、帆板俯仰停滞角θ和帆板偏航停滞角ψ的解析关系，所述解析关系通过下式(1)表示：

S_m＝R_x(θ)R_z(ψ)S_b (1)

式中，

S2:对式(1)进行解算，得到两组解；

S3：通过获取多点测量得到实际本体系太阳矢量和同步多点计算得到理论本体系太阳矢量信息，其中n为多点个数，且n为2到200的整数，根据方差最小原则确定真正的帆板俯仰停滞角θ和帆板偏航停滞角ψ；

其中，通过下述来确定实际本体系太阳矢量S_m：

A1.确定太阳矢量在传感器内的光斑位置：

A2.利用光斑位置计算太阳矢量的三轴分量：

S_mz＝1

将太阳矢量表示为：

S_m＝[S_mx S_my S_mz]^T

再做归一化处理

S_m＝S_m/|S_m|，

其中，驱动机构在初始位置时，定义驱动机构坐标系，太阳敏感器安装坐标系都和卫星本体标系重合；

其中a为太阳敏感器光阑口宽度，

I_na为太阳敏感器内部象限1的探测电流，

I_nb为太阳敏感器内部象限2的探测电流，

I_nc为太阳敏感器内部象限3的探测电流，

I_nd为太阳敏感器内部象限4的探测电流，

H为太阳敏感器光阑口上表面到探测电池片上表面高度,

h为太阳敏感器光阑口实际加工厚度；

其中，通过下述来确定理论本体系太阳矢量S_b：

B1.利用太阳星历模型计算惯性系下太阳矢量S_i

a)平近点角M为：

M＝6.2401+628.30196*T

其中T为以J2000时间点为起点的儒略世纪，

b)星上时平春分点的几何平黄经L为：

L＝4.8951+628.3076*T+0.03342*sin(M)

c)平黄赤交角eps为：

eps＝0.4090928

d)惯性系太阳矢量为：

B2.轨道速度与位置信息计算惯性系至轨道系的转换矩阵R_oi

输入：

uR_ICS＝[r_x r_y r_z]^T——卫星在赤道惯性坐标系中的位置矢量相应的单位矢量，

uV_ICS＝[v_x v_y v_z]^T——卫星在赤道惯性坐标系中的速度矢量相应的单位矢量，

计算处理：

R_oi[0][0]＝-(uR_ICS·uV_ICS)r_x+(uR_ICS·uR_ICS)v_x

R_oi[0][1]＝-(uR_ICS·uV_ICS)r_y+(uR_ICS·uR_ICS)v_y

R_oi[0][2]＝-(uR_ICS·uV_ICS)r_z+(uR_ICS·uR_ICS)v_z

R_oi[1][0]＝v_yr_z-v_zr_y

R_oi[1][1]＝v_zr_x-v_xr_z

R_oi[1][2]＝v_xr_y-v_yr_x

R_oi[2][0]＝-r_x

R_oi[2][1]＝-r_y

R_oi[2][2]＝-r_z；

B3.融合R_io、S_i、R_bo，计算理论本体系太阳矢量S_b

S_b＝R_boR_oiS_i (11)，

式(11)中S_b＝[S_bx S_by S_bz]^T，

R_bo为卫星姿态矩阵，按照312欧拉角表达如下：

矩阵中为卫星滚动角、θ′为俯仰角、ψ′为偏航角,是卫星三轴姿态欧拉角。