[发明专利]一种低轨道卫星双自由度太阳翼控制方法

权利要求书

1.一种低轨道卫星双自由度太阳翼控制方法，其特征在于，包括：

S1:获取卫星的角速度，并判断所述角速度的绝对值是否大于速度阈值，如果大于则将太阳翼的转动轴和摆动轴的控制指令设置为停转保持指令后进行S5，否则进行S2；

S2：根据卫星上的太阳敏感器获取卫星本体系下的太阳矢量，并将其转换到轨道坐标系下；

S3:根据所述太阳矢量计算轨道面与太阳矢量之间的夹角，并判断所述夹角的绝对值是否小于角度阈值，如果小于所述阈值，则将太阳翼设置为连续对日跟踪控制，否则将太阳翼设置为固定角度对日跟踪控制；

S4：判断太阳翼转动轴和摆动轴是否同时控制，若是同时控制则进行S5，否则根据摆动轴的状态，对转动轴的指令进行调整；

S5：输出转动轴和摆动轴的控制指令控制太阳翼运动。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述转动轴的控制指令包括速度指令和停转指令，所述摆动轴的控制指令包括跟踪指令和停转指令。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，S3中所述夹角计算方法为：

其中，SunOrb(1)、SunOrb(2)和SunOrb(3)分别为太阳翼在轨道坐标系下的X轴、Y轴和Z轴坐标。

4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，在将太阳翼设置为连续对日跟踪控制后，根据卫星本体系下的太阳矢量计算太阳翼转动轴的目标跟踪角度和跟踪误差，调整转动轴的指令和摆动轴指令，其中，

计算所述目标跟踪角度DestAngA为：

DestAngA＝-sign[SunBody(1)]×DestAngA1

其中，

SunBody(1)和SunBody(3)分别为太阳翼在本体坐标系下的X轴和Z轴坐标。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，当所述跟踪误差大于预设的跟踪误差滞环右门限时，设置转动轴的指令为速度指令，且速度为速度档位的第一档位正转或者反转；

当所述跟踪误差小于预设的跟踪误差滞环右门限时，设置转动轴的指令为速度指令，且速度为速度档位的第二档位正转或者反转；

当摆动轴处于预设的角度时，则设置摆动轴指令为停转保持指令；

当摆动轴处于其它角度时，则设置摆动轴指令为角度跟踪指令且跟踪预设角度。

6.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，将太阳翼设置为固定角度对日跟踪控制后，设置转动轴的控制指令为速度指令且速度档位为第二档位正转或反转，当转动轴旋转到85°的位置时将转动轴的速度指令的速度档位切换为第一档位正转或反转，当转动轴旋转到89.5°的位置时，将转动轴的控制指令切换为停转保持指令，使其停在90°的位置，且误差小于0.5°；

根据夹角β的符号设置摆动轴的指令，如果β符号为正，则摆动轴的控制指令为90°，否则为-90°。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述S4中摆动轴的状态为运动状态时，将转动轴的控制指令切换为停转保持，否则不修改转动轴的控制指令。

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，判断所述摆动轴状态的依据为，获取卫星三个周期角速度的绝对值，判断三个周期角速度的绝对值是否小于停转阈值，如果小于停转阈值，则认为摆动轴处于停转状态，否则认为摆动轴处于运动状态。

9.根据权利要求5或6所述的方法，其特征在于，判断转动轴为正转或反转的依据为：

将跟踪误差转换到±180°的范围内并将结果对360取余，如果取余后的值大于180°，转动轴为反转，否则为正转。

10.根据权利要求5或6所述的方法，其特征在于，第一档位速度为卫星轨道角速度，第二档位速度为三倍卫星轨道角速度。