一种卫星偏航控制导引方法
【技术领域】
[0001]本发明属于航天器姿态控制技术领域，涉及一种卫星在进行偏航姿态控制时的导引律设计方法。
【背景技术】
[0002]倾斜轨道卫星由于β角变化范围很大，为满足能源需求，通常在卫星上安装一维转动太阳帆板，通过控制卫星偏航姿态和帆板转动使得帆板的法线指向太阳，保证卫星能源。
[0003]卫星在长期稳态运行过程中通常采用反作用轮进行姿态控制，通过控制偏航姿态将太阳矢量控制在星体的XOZ面内并且使卫星的+X轴指向太阳。但当β角较小时(即太阳、地球和卫星接近在一条线上)，目标姿态变化最大角速度达到10°/s以上。如图1所示是不同β角情况下卫星目标偏航姿态角在一轨内的变化示意图，图2所示是β角与星体偏航角速度关系示意图。可见，β角越小，角速度变化越大，所需反作用力越大，在太阳角趋向于0°时，会超出反作用轮控制能力。反作用轮需要以最大力矩输出，经过几百秒时间甚至更长时间才能将姿态稳定。在姿态稳定过程中，帆板对日精度无法满足要求。
[0004]解决上述问题传统的方法是当β角大于5°时，进行偏航控制，按照图1目标姿态角调整卫星姿态；当β角小于等于5°时，不进行偏航调整，将卫星三轴对地稳定，通过帆板O?360°转动跟踪太阳，但此时太阳在卫星XOZ面内变化，卫星±Χ面和土Z面轮流受照，不利于整星热控，影响地面测定轨精度，并且卫星需要切换姿态控制模式。
[0005]需要设计一种新的导引方法，在太阳、地球和卫星接近一条直线时，提前规划导引律，确保卫星目标姿态的变化在反作用轮的可控范围内，同时保证帆板对日精度。
【发明内容】
[0006]本发明所要解决的技术问题是提供一种应用于倾斜轨道卫星的偏航控制导引律设计方法。该方法包括如下步骤:步骤一、计算β角和轨道系下太阳矢量;步骤二、当β角大于等于给定阈值时，按照当前轨道系太阳矢量计算偏航目标角，当β角小于给定阈值时，按照β角为指定角度的假想太阳矢量计算偏航目标角；步骤三、当β角过零时，同时满足目标偏航角为小角度条件后，切换偏航目标角的计算方法。所述阈值范围是2?4°，并优选为3°。
[0007]可选的，步骤二中，按照太阳角为3°的假想太阳进行跟踪的步骤是在β角的绝对值小于3°时，如果β角大于零，t=a tan 2(0.05236，SQX)，如果β角小于等于零，t=a tan 2(-0.05236，Sc*)。其中，为目标偏航角，S。为轨道系下的太阳矢量，分量为Scix Jc^Sciz。
[0008]可选的，步骤二中，按照实际的太阳矢量计算偏航目标角的步骤是:在β角的绝对值大于等于3° 时，I^m=a tan 2(Soy，Sox)0
[0009]可选的，步骤三中，如果计算目标角所采用的β角与前一周期符号相反，则只有当计算的目标角在一预设的阈值范围以内才进行目标角切换，以避免β角在从正变负，或从负变正时，偏航目标姿态发生突变。所述阈值范围优选是5°。
[0010]本发明的优点在于，提出一种偏航导引方法，当β角在预定角度范围以内时，按照β角以预定角度变化的假太阳进行跟踪，保证太阳始终在卫星+X面，有利于热控实施，满足帆板对日精度要求，同时保证目标姿态变化在反作用轮的控制能力范围以内，卫星无须切换姿态控制模式。
【附图说明】
[0011]图1所示是本发明现有技术中对应不同β角卫星的目标偏航姿态角一轨内的变化示意图。
[0012]图2所示是本发明现有技术中β角与星体最大偏航角速度的关系示意图。
[0013]图3所示是本发明【具体实施方式】中卫星所采用的偏航导引策略示意图。
[0014]图4所示是本发明【具体实施方式】中β角变化曲线。
[0015]图5所示是本发明【具体实施方式】中卫星在轨偏航目标姿态和卫星姿态变化曲线。
[0016]图6所示是本发明【具体实施方式】中卫星姿态角速度变化曲线。
[0017]图7所示是本发明【具体实施方式】中卫星偏航轴反作用轮力矩指令分布。
[0018]图8所示是本发明【具体实施方式】中卫星帆板转角曲线。
【具体实施方式】
[0019]下面以某高轨倾斜轨道卫星为典型实例，结合附图对本发明提供的一种卫星偏航控制导弓I方法的【具体实施方式】做详细说明。
[0020]该卫星为倾斜地球同步轨道卫星，轨道倾角为55°，卫星一维转动帆板安装在卫星±￥面，通过偏航姿态调整和帆板转动使得帆板法线指向太阳，对日精度在3°以内。
[0021]卫星采用偏航导引策略如图3所示。采用该策略，所获得的在轨偏航目标姿态和卫星姿态变化曲线如图4所示，反作用轮力矩指令分布如图5所示，帆板转动变化角度曲线如图6所示。
[0022]本实施例已成功应用于型号卫星，在轨数据表明，采用该导引策略反作用轮能够控制卫星姿态实时跟踪目标姿态，且没有达到反作用轮最大控制能力，姿态跟踪精度在
0.03°以内，帆板跟踪太阳精度在3°以内。
[0023]以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
【主权项】
1.一种卫星偏航控制导引方法，其特征在于，该方法包括如下步骤: 步骤一、计算β角和轨道系下太阳矢量； 步骤二、当β角大于等于给定阈值时，按照当前轨道系太阳矢量计算偏航目标角，当β角小于给定阈值时，按照β角为指定角度的假想太阳矢量计算偏航目标角； 步骤三、当β角过零时，同时满足目标偏航角为小角度条件后，切换偏航目标角的计算方法。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述阈值范围是2?4°。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述阈值为3°。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤二中，按照β角为3°的假想太阳进行跟踪的步骤是在β角的绝对值小于3°时，如果β角大于零，fc=atan 2(0.05236，SQx)，如果β角小于等于零，fc = atan 2(-0.05236，SQx)，其中，为目标偏航角，S。为太阳在轨道系下的矢量。5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤二中，按照当前轨道太阳矢量计算偏航目标角步骤是在β角的绝对值大于或等于3°时，i]v=atan 2(Soy,Sox)o6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤三中，如果β角过零时(即本周期β角与前一周期β角符号相反)，则只有当计算的目标角在预设的阈值范围以内才进行偏航目标角切换，以避免偏航目标切换时，卫星进行大角度的偏航机动。7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述阈值是5°。
【专利摘要】本发明提供了一种卫星在进行偏航姿态控制时的导引律设计方法，该方法包括如下步骤：步骤一、计算轨道太阳角(简称β角)和轨道系下太阳矢量，步骤二、当β角大于等于给定阈值时，按照当前轨道系太阳矢量计算偏航目标角，当β角小于给定阈值时，按照β角为指定角度的假想太阳矢量计算偏航目标角；步骤三、当β角过零时，同时满足目标偏航角为小角度条件后，切换偏航目标角的计算方法。
【IPC分类】B64G1/36
【公开号】CN105539884
【申请号】CN201610081901
【发明人】白涛, 熊淑杰, 张锐, 王昊光, 刘伟, 李笑月
【申请人】上海微小卫星工程中心
【公开日】2016年5月4日
【申请日】2016年2月5日