[发明专利]一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制方法及系统

说明书

本发明涉及一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制方法及系统，其包括：获取真实太阳矢量在航天器轨道坐标系下的矢量表达式；根据得到的真实太阳矢量表达式计算真实太阳矢量与轨道平面的夹角，获得真实太阳矢量的Beta角；预先设定一个或若干个Beta角的阈值区间，并设定在这些预先设定的阈值区间内虚拟太阳矢量的Beta角与真实太阳矢量的Beta角之间的对应关系；当真实太阳矢量的Beta角进入设定的阈值区间时，开始根据真实太阳矢量和虚拟太阳矢量的Beta角实时计算虚拟太阳矢量；根据虚拟太阳矢量计算航天器的目标偏航角；通过航天器自身的姿态控制系统，实时控制航天器的偏航机动角跟踪目标偏航角，实现利用虚拟太阳矢量实施的航天器偏航机动控制。

技术领域

本发明涉及一种航天工程中航天器动力学与控制系统技术领域，特别是关于一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制方法及系统。

背景技术

大部分航天器均采用单自由度帆板，在轨期间为了保持良好的太阳帆板入射角度和避免散热面受晒，往往采用偏航机动的姿态控制策略，通过绕星体偏航轴机动来实现对日定向和对地指向，通过帆板转动使得帆板法线与太阳方向平行，保证能源供应。典型的实施偏航机动策略的在轨航天器包括：TOPEX(海洋地形环境)卫星(轨道倾角i＝63.1°，轨道高度h＝1334km)、GPS卫星(i＝55°，h＝20200km)等。

在一个轨道周期内，太阳矢量在轨道坐标系xy平面上的投影会周期性摆动，按照传统的偏航机动策略，航天器本体坐标系X_b轴始终跟踪太阳矢量在轨道坐标系xy平面上的投影。当太阳矢量与轨道平面的夹角(本领域通用定义为Beta角)较小时，投影的摆动范围可能从接近+X_o轴转到接近-X_O轴，角度变化接近180°。而且当投影转到在±Y_o轴附近时，偏航角速度会比较大，对执行机构提出了很高的技术要求。对于喷气控制原理的执行机构，会导致推进剂消耗量大，对于角动量交换原理的执行机构，会导致更高的角动量包络需求。此外，航天器上往往搭载某些有指向需求的载荷，在航天器偏航机动时需要转动很大的方位角才能维持自身的指向需求，如果偏航机动角度过大，可能超出载荷的方位角转动范围，导致载荷任务失败；如果偏航机动角速度过大，可能超出载荷的方位角速度上限，也会导致载荷任务失败。

发明内容

针对上述问题，本发明的目的是提供一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制方法及系统，其利用航天器在轨实时计算得到的虚拟太阳矢量，实现降低航天器偏航机动角度范围和偏航角速度。并准确控制散热面的入射角度的效果，以降低对载荷方位转角范围、方位转动角速度，以及执行机构的技术要求。

为实现上述目的，本发明采取以下技术方案：一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制方法，其特征在于包括以下步骤：1)获取真实太阳矢量在航天器轨道坐标系下的矢量表达式其中，S_x、S_y、S_z分别表示真实太阳矢量在轨道坐标系xyz轴上的坐标值；2)根据得到的真实太阳矢量表达式计算真实太阳矢量与轨道平面的夹角，获得真实太阳矢量的Beta角β_t；3)预先设定一个或若干个Beta角的阈值区间，并设定在这些预先设定的阈值区间内虚拟太阳矢量的Beta角β_v与真实太阳矢量的Beta角β_t之间的对应关系β_v＝f(β_t)，|β_v|≤90°，且β_v≠0°；4)当真实太阳矢量的Beta角β_t进入步骤3)设定的阈值区间时，开始根据真实太阳矢量和虚拟太阳矢量的Beta角β_v实时计算虚拟太阳矢量5)根据虚拟太阳矢量计算航天器的目标偏航角ψ；6)通过航天器自身的姿态控制系统，实时控制航天器的偏航机动角跟踪目标偏航角ψ，实现利用虚拟太阳矢量实施的航天器偏航机动控制。

进一步，所述步骤1)中，真实太阳矢量达式采用以下两种方法得到：1.1)由航天器根据装载的太阳敏感器测量值得到；1.2)由航天器在轨实时计算获得。