利用星敏感器信息的飞轮控制捕获太阳及对日定向方法

摘要

一种利用星敏感器信息的飞轮控制捕获太阳及对日定向方法，包含以下步骤：S1、利用星敏感器测量信息qbi、太阳在惯性系的方位qsi解算卫星星体内某一矢量坐标系d转换到太阳矢量坐标系的四元数qsd；S2、利用矢量坐标系转换到太阳矢量坐标系的四元数qsd、姿态机动最大角速度ωmax和飞轮输出力矩Mm特性计算参数，根据参数规划姿态机动路径；S3、根据S2中规划的姿态机动路径设计控制律，将控制量分配到飞轮组，控制卫星实现某一矢量d的对日定向。作为利用太阳敏感器对日定向的补充定向手段，本发明系统简单可靠，且在阴影区就可实施对日定向的功能，弥补太阳敏感器不能不间断定向的缺陷。

说明书

技术领域

本发明涉及卫星上飞轮的控制技术领域，具体涉及一种利用星敏感器信息的飞轮控制捕获太阳及对日定向方法。

背景技术

卫星姿态异常并经过速率阻尼后，卫星角速度可控制在一定范围内，此角速度在星敏感器可正常工作的动态范围内。利用星敏感器测得的卫星相对于惯性坐标系的姿态四元数、根据星上星历计算的太阳在惯性坐标系的方位信息，可以解算出太阳相对于星上某矢量(该矢量指向太阳以保证能源)的姿态四元数。根据此四元数，可以解算出星上某矢量指向太阳所绕的空间轴n和转动角度α。规划姿态机动路径，使星上某矢量指向太阳的姿态机动过程中卫星的角速度不超过设定值，以确保星敏感器工作在跟踪状态。

卫星捕获太阳及对日定向一般使用太阳敏感器。0-1式太阳敏感器用于搜索太阳；测量太阳方位角的太阳敏感器(也称太阳角计)用于捕获太阳并对日定向。由于需根据太阳敏感器信号控制卫星按一定逻辑搜索太阳，还需要陀螺测量卫星角速度，以控制执行机构(飞轮或喷气)实现卫星搜索太阳并对日定向。若太阳敏感器或陀螺失效，则不能实现捕获太阳并对日定向。另一方面，如果卫星处于阴影区，即使太阳敏感器正常也无输出信号。需要卫星进入光照区才能开始捕获太阳及对日定向。

利用星敏感器信息进行捕获太阳及对日定向，可以作为利用太阳敏感器和陀螺信息捕获太阳的备份手段。就使用的敏感器而言，利用星敏感器捕获太阳并对日定向仅使用星敏感器，系统简单可靠，且在阴影区就可实施捕获太阳及对日定向。一旦卫星进入光照区，卫星马上可以获得能源。

发明内容

本发明旨在提供一种一种利用星敏感器信息的飞轮控制捕获太阳及对日定向方法。

一种一种利用星敏感器信息的飞轮控制捕获太阳及对日定向方法，包含以下步骤：

S1、利用星敏感器测量信息q_bi、太阳在惯性系i的方位q_si解算卫星星体内某一矢量坐标系d转换到太阳矢量坐标系s的四元数q_sd；

S2、利用矢量坐标系d转换到太阳矢量坐标系s的四元数q_sd、姿态机动最大角速度ω_max和飞轮输出力矩M_m特性计算参数根据参数规划姿态机动路径；

S3、根据S2中规划的姿态机动路径设计控制律，将控制量分配到飞轮组，控制卫星实现某一矢量d的对日定向。

上述的一种利用星敏感器信息的飞轮对日定向方法，其中，所述卫星星体内某一矢量坐标系d转换到太阳矢量坐标系s的四元数q_sd的计算公式为：

其中，q_db为矢量坐标系d到星体坐标系b的四元数，q_bi为卫星本体坐标系b相对于惯性坐标系i的四元数，q_si为太阳矢量坐标系s相对于惯性坐标系i的四元数。

上述的一种利用星敏感器信息的飞轮控制捕获太阳及对日定向方法，其中，所述矢量坐标系d绕转轴n旋转α角度，从而与太阳矢量坐标系s重合，所述绕转轴n和α角度分别为：

α＝2arccos(q₀)

n＝cosβ₁i_d+cosβ₂j_d+cosβ₃k_d

其中，

上述的一种利用星敏感器信息的飞轮控制捕获太阳及对日定向方法，其中，所述的参数为，：

上式中，若则按图2所示的加速减速角速度规划示意图和图3所示的加速减速角度规划示意图规划机动路径，若则按图4所示的加速匀速减速角速度规划示意图和图5所示的加速匀速减速角度规划示意图规划机动路径，其中，I_n为绕转轴n的转动惯量。

上述的一种利用星敏感器信息的飞轮控制捕获太阳及对日定向方法，其中，在卫星本体坐标系b中，分配到m个飞轮的控制指令矩阵为：

其中，D为卫星的飞轮力矩分配矩阵，M_b为控制力矩在卫星本体坐标系b中的矩阵。

一种利用星敏感器信息的飞轮对地定向方法，包含以下步骤：

A1、利用星敏感器测量信息q_bi、地球在惯性系的方位q_ei解算卫星星体内某一矢量坐标系d转换到地球矢量坐标系e的四元数q_ed；

A2、利用矢量坐标系d转换到地球矢量坐标系e的四元数q_ed、姿态机动最大角速度ω_max和飞轮输出力矩M_m特性计算参数根据参数规划姿态机动路径；

A3、根据A2中规划的姿态机动路径设计控制律，将控制量分配到飞轮组，控制卫星实现某一矢量Od的对地定向。

本发明的优点和有益效果是：系统简单可靠，且在太阳阴影区就可实施对日定向的功能，弥补太阳敏感器不能不间断定向的缺陷。

附图说明

图1是本发明中坐标系的示意图。

图2是本发明中卫星加速减速角速度规划示意图。

图3是本发明中卫星加速减速角度规划示意图。

图4是本发明中卫星加速匀速减速角速度规划示意图。

图5是本发明中卫星加速匀速减速角度规划示意图。

具体实施方式

以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。

如图1坐标系所示，卫星本体坐标系b(O-X_bY_bZ_b)中有一矢量Od，任务要求卫星姿态异常时，矢量Od始终指向太阳，以保证星上能源供应充足。设定一个新坐标系d(O-X_dY_dZ_d)，以矢量Od为新坐标系的X_d轴，Yd轴垂直于Z_bX_d平面，即Z_d符合右手定则。

因此，可以确定以矢量Od为X轴的新坐标系d(O-X_dY_dZ_d)到卫星本体坐标系b(O-X_bY_bZ_b)的四元数的值，设其为q_bd。

卫星本体坐标系b(O-X_bY_bZ_b)相对于惯性坐标系i的四元数由星敏感器测得的四元数和星敏感器安装四元数解算得到，设为q_bi。

太阳在惯性坐标系i中的方位根据卫星星历计算得到，时间已知后也为确定值。类似坐标系d(O-X_dY_dZ_d)的定义，在惯性系中定义太阳矢量坐标系s，则太阳矢量坐标系s相对于惯性坐标系i的四元数为q_si。

一种利用星敏感器信息的飞轮控制捕获太阳及对日定向方法，包含以下三步骤：

S1、利用星敏感器测量信息q_bi、太阳在惯性系的方位q_si解算卫星星体内某一矢量坐标系d转换到太阳矢量坐标系s的四元数q_sd。

根据上述对各四元数的定义说明，可以求得四元数q_sd如下：

进一步地，所述矢量坐标系d中的矢量Od绕转轴n旋转α角度，从而与太阳矢量坐标系s中的矢量Os重合，则所述绕转轴n和α角度分别为：

n＝cosβ₁i_d+cosβ₂j_d+cosβ₃k_d(2)

α＝2arccos(q₀)(3)

其中，β为转轴矢量n与坐标轴i、j、k的夹角，

矢量n在卫星本体坐标系b中表示为：

n_b＝A(q_db)·n(4)

式中，A(q_db)为四元数q_db表示的卫星本体坐标系b到矢量坐标系d的姿态转换矩阵：

S2、利用矢量坐标系d转换到太阳矢量坐标系s的四元数q_sd、姿态机动最大角速度ω_max和飞轮输出力矩M_m特性计算参数根据参数规划姿态机动路径。

根据星敏感器动态性能，确定机动过程中的最大角速度ω_max，以确保机动速度不超出星敏动态能力。

根据飞轮的最大输出力矩M_max，选择飞轮机动过程的机动力矩为M_m＝2M_max/3，留有一定余量进行误差控制。

设绕转轴n的转动惯量为I_n，设机动初始时刻由式(3)求得的绕转轴n的机动角度为α₀，则参数为，：

上式中，若则按图2和图3规划机动路径，若则按图4和图5规划机动路径。

S3、根据S2中规划的姿态机动路径设计控制律，将控制量分配到飞轮组，控制卫星实现某一矢量d的对日定向。

在卫星本体坐标系中，机动过程中转过的角度为φ＝α₀-α，机动过程中的角速度为按如下形式设计控制律：

其中，φ_r为规划目标角，K_p为比例参数、K_d为微分参数。

控制力矩M_n在矢量d坐标系的表示为：

M_n＝cosβ₁i_d+cosβ₂j_d+cosβ₃k_d(8)

设卫星的飞轮力矩分配矩阵为D，控制力矩在卫星本体坐标系中的矩阵为M_b，则，分配到m个飞轮的控制指令矩阵为：

根据式(9)向m个飞轮分别发送控制力矩数据，使飞轮调整三轴方向，维持卫星向日的稳定性。

同理可得一种利用星敏感器信息的飞轮对地定向方法，包含以下步骤：

A1、利用星敏感器测量信息q_bi、地球在惯性系的方位q_ei解算卫星星体内某一矢量坐标系d转换到地球矢量坐标系e的四元数q_ed；

A2、利用矢量坐标系d转换到地球矢量坐标系e的四元数q_ed、姿态机动最大角速度ω_max和飞轮输出力矩M_m特性计算参数根据参数规划姿态机动路径；

A3、根据A2中规划的姿态机动路径设计控制律，将控制量分配到飞轮组，控制卫星实现某一矢量Od的对地定向。

相呼应地，只需将对日定向的方法中，各细化的步骤中的对日的坐标系和参数，替换为地球矢量坐标系中的参数进行计算，即可得到对地定向的控制数据。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。