[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

摘要

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。

主权项

1.一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。