[发明专利]一种卫星初入轨段的初始太阳捕获方法

摘要

本发明涉及一种卫星初入轨段的初始太阳捕获方法，该方法包括：(1)根据太阳矢量在惯性系下的单位矢量S_i，并结合星箭分离时卫星的初始姿态计算星体对日轴在惯性系下的矢量nZ_i，初始化捕获太阳起始时刻的姿态四元素(2)每个控制周期，根据陀螺的测量输出更新四元素作为本次的控制器输入量；(3)控制卫星进行姿态机动，直至此时卫星的对日轴已经指向太阳，完成初始太阳捕获，本发明方法非常适用于卫星初入轨阶段的太阳捕获任务，能够令卫星以最短的路径和最快的时间捕获太阳，及时保证了卫星的能源供应，此外本方法还可以推广应用到任何已知目标矢量位置坐标和当前姿态信息的卫星指向控制中。

主权项

1.一种卫星初入轨段的初始太阳捕获方法，其特征在于包括如下步骤：(1)初始化捕获太阳起始时刻的姿态四元素具体方法为：a)、根据轨道系相对于惯性系的姿态转换矩阵C_OI，和卫星本体系相对于轨道系的姿态转换矩阵C_BO，计算卫星本体系相对于惯性系的姿态转换矩阵C_BI，所述卫星本体系是指固连于卫星星体的笛卡尔坐标系，三个坐标轴分别定义为X轴，Y轴和Z轴：CBI=CBO·COI,]]>记CBI=a11a12a13a21a22a23a31a32a33]]>b)、由对应时刻的太阳矢量在惯性系下的单位矢量S_i和星体对日轴在惯性系下的矢量nZ_i，计算出太阳矢量与星体对日轴间的夹角δ：nZVi=-a31-a32-a33T,]]>记nZvi=nZixnZiynZizT]]>δ=Svi·nZvi=arccos(SixnZix+SiynZiy+SiznZiz)]]>所述星体对日轴为卫星本体系中的-Z轴，即Z轴的反向；c)、进一步得出捕获太阳起始时刻的姿态四元素如果δ＞175°：则：q^BT=[0,sin(δ/2),0,cos(δ/2)]T,]]>记q^BT=q^BT1q^BT2q^BT3q^BT4T]]>如果δ＜5°则：q^BT=[0,0,0,1]T]]>如果5°≤δ≤175°则：vVi=SVi×nZVi=0-SizSiySiz0-Six-SiySix0nZixnZiynZiz,]]>记viV=[vix,viy,viz]T,Svi=[Six,Siy,Siz]T,]]>表示对矢量取模vV=CBIvVi,]]>记vV=[vx,vy,vz]T]]>q^BT[vxsin(δ/2),vysin(δ/2),vzsin(δ/2),cos(δ/2)]T]]>q^BT=q^BT/|q^BT|,]]>记|q^BT|=q^BT12+q^BT22+q^BT32+q^BT42;]]>(2)实时更新捕获太阳过程中的姿态四元素q^BT=q^BT+12q^BT4-q^BT3q^BT2q^BT3q^BT4-q^BT1-q^BT2q^BT1q^BT4-q^BT1-q^BT2-q^BT3ωxωyωzΔt]]>q^BT=q^BT/|q^BT|]]>其中：[ω_x，ω_y，ω_z]^T为星体角速度，Δt为控制周期；(3)控制星体，令逼近[0，0，0，1]^T，当时，星体对日轴与太阳矢量重合，完成卫星初入轨段的初始太阳捕获。