双自由度太阳帆板控制方法及其控制系统与流程

本申请涉及卫星研究技术领域，尤其涉及一种双自由度太阳帆板控制方法及其控制系统。

背景技术：

为了充分利用太阳能电池产生的电能，卫星上伸出一翼或两翼船帆似的板，板上布满了太阳能电池，这种船帆似的板被称为太阳能电池阵，即太阳帆板。为使太阳能电池达到尽可能高的利用率，卫星还安置了卫星太阳帆板驱动机构(简称sada)，其主要使命是带动太阳能电池阵转动并使其法线与太阳光射束重合，以获取尽可能多的太阳能，从而为卫星提供尽可能多的电能。目前，对卫星的姿态控制精度要求愈来愈高，利用单自由度伺服机构控制太阳帆板对准太阳的方法已越来越不能满足用户对高精度的要求，故双自由度太阳帆板的控制方法应运而生。

其中，一种常用的双自由度太阳帆板控制方法是采用太阳敏感器测量、双轴sada驱动太阳电池阵。这种方法需要测量两个角：1)太阳矢量在太阳帆板坐标系xoy面上的投影与其x轴间的夹角，即λ角，可采用两个狭缝式太阳敏感器，分别安装在卫星的+x面和-x面上，狭缝与太阳帆板坐标系的z轴平行；2)太阳矢量与太阳帆板坐标系z轴间的夹角，即α角，可另外采用两个狭缝式太阳敏感器，分别安装在卫星的+x面和-x面上，狭缝与太阳帆板坐标系的y轴平行。双轴sada的两个轴都可以是非连续转动的，其中一个轴的转动轴与卫星的z轴平行，称为转轴a，转动范围是[γ，180-γ]，周期与轨道周期相同，另一个轴的转动轴与卫星的z轴垂直，称为转轴b，其初始位置与卫星的y轴平行，转动范围与每个轨道的阴影区有关，当卫星进入日照区开始转动，转动角速度与轨道角速度相同，进入轨道阴影区后则快速回复到初始零位，之后停转等待。这种控制方法可直接将转轴a的转角-λ和转轴b的转角-(90-α)输入至控制器，控制器再根据输入的值计算出两个转轴的转动步数，再输出到sada，从而实现控制太阳帆板的控制，这种方法虽然可直接通过太阳敏感器测量太阳矢量相对太阳帆板坐标系的位置，测量结果准确度高，但是这种方法需要四个太阳敏感器和一个双轴sada，所需器件较多，并且双轴sada的机构复杂，可靠度不高，且都是关键单点，变量太多，大幅降低了系统的可靠度。

另一种常用的双自由度太阳帆板控制方法是采用星敏感器测量，控制卫星本体转动指向太阳。由于星敏感器的输出就是惯性坐标系中的矢量，该矢量与太阳矢量的几何关系是固定的。控制器可以直接使用星敏感器的输出与太阳矢量在惯性系中的坐标差作为控制器输入。这种方法虽然只需星敏感器的安装矩阵和时间，所需器件和条件少，但是，以转动卫星的方式控制太阳电池阵指向太阳，一方面这种操作方法较为繁琐，另一方面由于太阳和地球、卫星间的空间几何关系随轨道变化，在太阳电池阵指向太阳时卫星的指地面(z轴)并不一定指地，在要求有效载荷指地的卫星里，这种方法无法保证可同时实现太阳电池阵指向太阳和卫星指地面轴(z轴)指地，导致其准确度较差，可靠性较低，使用不够广泛。

技术实现要素：

本申请提供了一种双自由度太阳帆板控制方法及其控制系统，以解决现有技术中所需器件多、结构复杂、变量较多、可靠度不高的问题。

本申请第一方面提供了一种双自由度太阳帆板控制方法，包括以下步骤：

s1，测出当地时间即为初始时刻，和卫星轨道参数，包括轨道倾角ζ和初始时刻轨道升交点赤经η0；

s2，根据所述初始时刻计算出距离春分点的时间t，并将所述轨道倾角ζ和所述初始时刻轨道升交点赤经η0代入计算公式(1)中得出太阳矢量与轨道坐标系y轴的夹角β，

其中，xo＝sinζcos(η0+ωut)，

yo＝cosζ，

zo＝sinζsin(η0+ωut)，

sxo＝cos(ωit)，

syo＝sin(ωit)sin23.5°，

szo＝sin(ωit)cos23.5°，

其中，ζ为轨道倾角，η0为初始时刻轨道升交点赤经，ωu为轨道西退角速度，t为距离春分点的时间，23.5°为黄赤交角，ωi为地球公转角速度；

s3，sada安装在卫星y面上，即：使所述sada的转动轴与轨道坐标系y轴平行，零位设置为太阳帆板电池阵的法向指向卫星坐标系x轴，安装于卫星上的偏航机构控制卫星绕其偏航轴即卫星坐标系z轴旋转90°-β，所述sada停在所述零位，使太阳帆板电池阵处于针对太阳的姿态，即为初始太阳帆板姿态；

s4，通过所述卫星轨道参数和所述初始时刻确定卫星进入日照区起点的时刻及其位置，和卫星退出日照区止点的时刻及其位置；

s5，当所述卫星到达其进入日照区起点的时刻的位置时，开始控制所述卫星从所述初始太阳帆板姿态发生变化，所述变化为控制所述卫星绕其偏航轴匀速转动，其转动角速度为4β/t，t为轨道周期，同时驱动所述sada绕卫星轨道坐标系y轴匀速转动，其转动角速度为轨道角速度ω0，直到所述卫星到达其退出日照区止点的时刻的位置时，停止所述变化动作；

s6，当所述卫星到达其退出日照区止点的时刻的位置时，调整所述太阳帆板至所述初始太阳帆板姿态，直至所述卫星到达其进入日照区起点的时刻的位置时，重复所述步骤s5。

与现有技术相比，本申请所提供的双自由度太阳帆板控制方法将偏航机动和单自由度的sada(卫星太阳帆板驱动机构)结合对卫星及太阳帆板进行驱动，只需要一个偏航轴执行机构及一个单自由度sada和一个用于测量当地时间、卫星轨道参数、卫星进入日照区起点的时刻和位置及卫星退出日照区止点的时刻和位置的北斗卫星导航系统和太阳敏感器即可，所需器件较少；且采用单自由度的sada即可，与现有技术中的采用双自由度的sada(即双轴sada)相比，其结构简单，可靠度高；本申请对太阳帆板姿态变化的控制是连续的，以转动角速度为控制输入，可大幅提升系统控制的可靠度；再有，通过偏航轴执行机构驱动卫星和通过单自由度sada控制太阳帆板，与现有技术中只通过控制卫星自身的方法相比，其实现难度较低，准确性更高，也可适用于要求有效载荷指地的卫星中，使用更广泛；再有本申请以角速度控制，由于卫星在空间所受外力较小，卫星建立角速度后，基本上不再需要输出控制力矩，便能保持均速转动，这种方法在节能的同时也提高了控制的稳定性和可靠度。再有，由于对于低轨低倾角的卫星来说，卫星都将经历一个约占整个轨道周期40％左右时间的阴影区，而在阴影区其实不需要太阳帆板进行对日运动，本申请的方法利用了这一点，设计太阳帆板只需在日照区连续转动进行对日运动，而在阴影区停止对日跟踪运动，回到初始太阳帆板姿态，等待日照区的到来，这种方法更高效、更节能、控制精度更高、准确性更高。

进一步的，所述卫星进入日照区起点的时刻和位置为所述卫星经过星下点当地时间早上6点的时刻和位置，所述星退出日照区止点的时刻和位置为所述卫星经过星下点当地时间下午6点的时刻和位置。

卫星经过星下点当地时间早上6点时的位置相对于实际上卫星进入日照区起点的时刻的位置非常接近，且与太阳的空间几何关系差别不大，卫星经过星下点当地时间下午6点时的位置相对于实际上卫星退出日照区止点的时刻的位置来说，同样位置非常接近，且与太阳的空间几何关系差别不大。将控制的初始位置和终止位置确定在星下点当地时间早上6点时和下午6点时，对能源获取的影响可以忽略，并且该时间和位置相对于每次实际日照区起点和止点的时间和位置更为确定，更方便系统设定，更好实现。

进一步的，于所述卫星的x面安装一太阳敏感器，以测量所述卫星进入日照区起点的时刻的位置及所述卫星退出日照区止点的时刻的位置。

太阳敏感器的测量可靠性很高，其结构简单，且功率小，节能，其视场很大，分辨率很高。

进一步的，通过北斗卫星导航系统测出所述初始时刻、所述轨道倾角ζ、所述初始时刻轨道升交点赤经η0及所述卫星进入日照区起点的时刻，和所述卫星退出日照区止点的时刻。

北斗卫星导航系统是目前较成熟的卫星导航系统，可靠性高，使用方便，可保证测量数据准确性。

更进一步的，在所述步骤s6中，通过以反向控制所述变化的方式调整所述太阳帆板至所述初始太阳帆板姿态。

这种方式原理简单、可靠度高、操作方便快捷。

更进一步的，所述卫星采用轨道倾角ζ为45度的低轨低倾角轨道。

由于45度轨道倾角的低轨低倾角轨道是使用比较广泛的一种卫星轨道，故该技术方案更具广泛性，研究价值更高。

进一步的，所述偏航机构包括用于控制其偏航轴转动的动量轮。

该动量轮结构简单可靠，效果明显。

本申请的第二方面提供了一种双自由度太阳帆板控制系统，用于实现基于前述权利要求任一所述的双自由度太阳帆板控制方法，其包括：

安装于卫星y面上的单自由度的sada，其转动轴与轨道坐标系y轴平行；

安装于卫星上的偏航机构，其包括偏航轴和控制所述偏航轴转动的动量轮，所述偏航轴与卫星坐标系的z轴重合；

安装于卫星x面上的太阳敏感器，以测量卫星进入日照区起点的时刻的位置和卫星退出日照区止点的时刻的位置；及

与所述sada、所述偏航机构、所述太阳敏感器和北斗卫星导航系统控制连接的控制器。

该控制系统所需器件少，结构控制精度高，控制稳定性高，可靠度高，实现难度低，准确性高，使用更广泛。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性的，并不能限制本申请。

附图说明

图1为本申请实施例所提供的双自由度太阳帆板控制方法流程图。

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本申请的实施例，并与说明书一起用于解释本申请的原理。

具体实施方式

下面通过具体的实施例并结合附图对本申请做进一步的详细描述。

如图1所示，本申请实施例提供了一种双自由度太阳帆板控制方法及其控制系统，该双自由度太阳帆板控制方法包括以下步骤：

s1，测出当地时间即为初始时刻，和卫星轨道参数，包括轨道倾角ζ和初始时刻轨道升交点赤经η0，具体可以通过北斗卫星导航系统来测出，北斗卫星导航系统是目前较成熟的卫星导航系统，可靠性高，使用方便，可保证测量数据准确性。

s2，根据初始时刻计算出距离春分点的时间t，并将轨道倾角ζ和初始时刻轨道升交点赤经η0代入计算公式(1)中得出太阳矢量与轨道坐标系y轴的夹角β，

其中，xo＝sinζcos(η0+ωut)，

yo＝cosζ，

zo＝sinζsin(η0+ωut)，

sxo＝cos(ωit)，

syo＝sin(ωit)sin23.5°，

szo＝sin(ωit)cos23.5°，

其中，ζ为轨道倾角，η0为初始时刻轨道升交点赤经，ωu为轨道西退角速度，t为距离春分点的时间，23.5°为黄赤交角，ωi为地球公转角速度。

s3，将sada(卫星太阳帆板驱动机构)安装在卫星y面上，即：使该sada的转动轴与轨道坐标系y轴平行，零位设置为太阳帆板电池阵的法向指向卫星坐标系x轴，安装于卫星上的偏航机构控制卫星绕其偏航轴即卫星坐标系z轴旋转90°-β，保持sada停在前述零位，这样就可以使太阳帆板电池阵处于针对太阳的姿态，即为初始太阳帆板姿态。

步骤s2中计算太阳矢量与轨道坐标系y轴的夹角β，以及步骤s3中偏航机构控制卫星绕其偏航轴旋转90°-β的操作，是考虑到卫星受到非球形地球的引力造成的轨道面西退和地球公转造成的太阳矢量与地球赤道面夹角周期性变化引起的卫星的中长周期运动而做出的调整，中长期运动的主要影响是太阳矢量在轨道坐标y轴的分量，即太阳矢量和轨道坐标系y轴间的夹角，同时涉及到涉及到两自由度控制原理。

具体的，可以以轨道倾角ζ为45度的低轨低倾角轨道为例进行说明，其轨道面西退的周期大致在2至3个月，不考虑太阳矢量和地球赤道面间的夹角的变化，那么轨道坐标系的y轴在地心赤道坐标系中的运动就是：轨道坐标系的y轴与北极的夹角保持45°不变，并绕北极做周期2至3个月的圆锥运动。

轨道坐标系的y轴在地心赤道坐标系中的运动方程如下：。

xo＝sinζcos(η0+ωut)，

yo＝cosζ，

zo＝sinζsin(η0+ωut)，

式中，轨道倾角ζ为45度，η0为初始时刻轨道升交点赤经，ωu为轨道西退角速度，t为距离春分点的时间。

地球公转造成的太阳矢量与地球赤道面夹角周期性变化，由公转角速度(一年一圈)和公转角速度与北极的夹角共同作用产生，太阳矢量在地心赤道坐标系中的运动方程如下：

sxo＝cos(ωit)，

syo＝sin(ωit)sin23.5°，

szo＝sin(ωit)cos23.5°，

式中，23.5°为黄赤交角，ωi为地球公转角速度，t为距离春分点的时间。

综合考虑轨道西退和地球公转，太阳矢量和轨道坐标系y轴的夹角β有如下计算公式(1)：

s4，通过卫星轨道参数和初始时刻确定卫星进入日照区起点的时刻及其位置，和卫星退出日照区止点的时刻及其位置，具体可以通过北斗卫星导航系统测出卫星进入日照区起点的时刻和卫星退出日照区止点的时刻，还可以通过安装于卫星x面上的太阳敏感器，测出卫星进入日照区起点时刻的位置和卫星退出日照区止点时刻的位置，太阳敏感器是通过敏感太阳矢量的方位来确定太阳矢量在卫星坐标系中的方位，从而获取卫星相对于太阳方位信息的。由于对大多数应用来说，可以把太阳近似看作点光源，且太阳光源很强，故太阳敏感器结构简单，且其功率要求也很小，太阳敏感器的视场很大，分辨率很高，其测量可靠性很高。

优选的，该卫星进入日照区起点的时刻和位置为卫星经过星下点当地时间早上6点的时刻和位置，该卫星退出日照区止点的时刻和位置为卫星经过星下点当地时间下午6点的时刻和位置。卫星经过星下点当地时间早上6点时的位置相对于实际上卫星进入日照区起点的时刻的位置非常接近，且与太阳的空间几何关系差别不大，卫星经过星下点当地时间下午6点时的位置相对于实际上卫星退出日照区止点的时刻的位置来说，同样位置非常接近，且与太阳的空间几何关系差别不大。将控制的初始位置和终止位置确定在星下点当地时间早上6点时和下午6点时，对能源获取的影响可以忽略，并且该时间和位置相对于每次实际日照区起点和止点的时间和位置更为确定，更方便系统设定，更好实现。

s5，当卫星到达其进入日照区起点的时刻(或卫星经过星下点当地时间早上6点的时刻)的位置时，开始控制卫星从初始太阳帆板姿态发生变化，该变化为控制卫星绕其偏航轴匀速转动，其转动角速度为4β/t，t为轨道周期，同时驱动sada绕卫星轨道坐标系y轴匀速转动，其转动角速度为轨道角速度ω0，直到卫星到达其退出日照区止点的时刻的位置时，停止所述变化动作；此步骤控制的姿态变化涉及到两自由度控制原理及考虑到短周期运动的影响。

在设计太阳帆板电池阵指向太阳控制方法时，影响最直接的是卫星沿轨道周期运动造成的太阳矢量在轨道坐标系中的运动，即前述的短周期运动，其是由轨道角速度引起的。太阳矢量在轨道坐标系中的表示如下：

两边微分，仅考虑轨道角速度ω0，得到：

式中表明：太阳矢量在轨道坐标系y轴的分量不变，而太阳矢量在轨道坐标系xoz面上的分量则绕坐标系y轴做周期性转动，周期与轨道周期相同。有如下表达式：

式中：β为太阳矢量与轨道坐标系y轴间的夹角，δ0为太阳矢量在轨道坐标系xoz面上的投影与轨道坐标系x轴间的夹角，当卫星处于星下点当地时间早上6点的时刻时，即选择星下点当地时间早上6点的时刻为初值，则δ0为0。

步骤s5中的驱动sada绕卫星轨道坐标系y轴匀速转动，其转动角速度为轨道角速度ω0，就是考虑到前述卫星的短周期运动造成的影响的做出的调整；卫星绕其偏航轴匀速转动，其转动角速度为4β/t，就是考虑到前述卫星的轨道运动做出的。

前述步骤s3及步骤s5提及的两自由度控制原理具体为，首先定义太阳帆板固定坐标系为：原点在太阳帆板电池阵的几何中心，太阳帆板电池阵的法向方向为x轴，与太阳帆板连接的sada的转动轴，沿卫星指向太阳帆板的方向为y轴，z轴由右手法则确定。

假定太阳矢量在太阳帆板固连坐标系中的表述为[sx，sy，sz]^t,太阳矢量与太阳帆板固连坐标系z轴夹角为α，即：太阳矢量与其在太阳帆板固连坐标系xoy面上的投影间的夹角为90–α，太阳矢量在太阳帆板固连坐标系xoy面上的投影与太阳帆板固连坐标系x轴间的夹角为λ。那么有：sx＝sinαcosλ，sy＝sinαsinλ，sz＝cosα，采用两自由度转动控制sada以使太阳帆板电池阵的法向方向指向太阳，设定首先绕z轴转动ψ，再绕y轴转动θ，转动后的太阳矢量在太阳帆板固连坐标系的坐标为那么有：

当太阳帆板电池阵的法向指向太阳时，有：

可解得，ψ＝λ，θ＝-(90°-α)。

表明第一次绕z轴的转动ψ，使x轴、z轴、太阳矢量处于一个平面里，与y轴垂直。表明第二次转动θ，是x轴与太阳矢量重合，卫星帆板电池阵法向方向正指向太阳。

s6，当卫星到达其退出日照区止点的时刻(或卫星经过星下点当地时间下午6点的时刻)的位置时，调整太阳帆板至初始太阳帆板姿态，直至卫星到达其进入日照区起点的时刻(或卫星经过星下点当地时间早上6点的时刻)的位置时，重复前述步骤s5。

优选的，通过以反向控制所述变化的方式调整太阳帆板至初始太阳帆板姿态。这种方式原理简单、可靠度高、操作方便快捷。另外，前述的偏航机构具体可以包括用于控制其偏航轴转动的动量轮，该动量轮结构简单可靠，效果明显。

与现有技术相比，本申请实施例所提供的双自由度太阳帆板控制方法将偏航机动和单自由度的sada(卫星太阳帆板驱动机构)结合对卫星及太阳帆板进行驱动，只需要一个偏航轴执行机构及一个单自由度sada和一个用于测量当地时间、卫星轨道参数、卫星进入日照区起点的时刻和位置及卫星退出日照区止点的时刻和位置的北斗卫星导航系统和太阳敏感器即可，所需器件较少；且采用单自由度的sada即可，与现有技术中的采用双自由度的sada(即双轴sada)相比，其结构简单，可靠度高；本申请对太阳帆板姿态变化的控制是连续的，以转动角速度为控制输入，可大幅提升系统控制的可靠度；再有，通过偏航轴执行机构驱动卫星和通过单自由度sada控制太阳帆板，与现有技术中只通过控制卫星自身的方法相比，其实现难度较低，准确性更高，也可适用于要求有效载荷指地的卫星中，使用更广泛；再有本申请以角速度控制，由于卫星在空间所受外力较小，卫星建立角速度后，基本上不再需要输出控制力矩，便能保持均速转动，这种方法在节能的同时也提高了控制的稳定性和可靠度。再有，由于对于低轨低倾角的卫星来说，卫星都将经历一个约占整个轨道周期40％左右时间的阴影区，而在阴影区其实不需要太阳帆板进行对日运动，本申请实施例所提供的方法利用了这一点，设计太阳帆板只需在日照区连续转动进行对日跟踪运动，回到初始太阳帆板姿态，等待日照区的到来，这种方法更高效、更节能、控制结构更简单、准确性更高。

本申请实施例所提供的双自由度太阳帆板控制系统可以包括安装于卫星y面上的单自由度sada，其转动轴与轨道坐标系y轴平行；和安装于卫星上的偏航机构，其包括偏航轴和控制该偏航轴转动的动量轮，该偏航轴与卫星坐标系的z轴重合。及安装于卫星x面上的太阳敏感器，以测量卫星进入日照区起点的时刻的位置和卫星退出日照区止点的时刻的位置；还可以利用北斗卫星导航系统测出初始时刻、轨道倾角ζ、初始时刻轨道升交点赤经η0及卫星进入日照区起点的时刻，和卫星退出日照区止点的时刻；及与sada、偏航机构、太阳敏感器和北斗卫星导航系统控制连接的控制器，用来控制前述器件执行对应操作。该控制系统所需器件少，结构简单，控制稳定性高，可靠度高，实现难度低，准确性高，使用更广泛。

以上所述仅为本申请的较佳实施例而已，并不用以限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。