一种用于惯性空间观测卫星的能源保障设计方法与流程

本发明涉及一种用于惯性空间观测卫星的能源保障设计方法，卫星姿态模式和单轴太阳翼控制方案设计，适用于各种轨道、多种惯性定向姿态需求的卫星总体设计，尤其适合对遍布宇宙空间的惯性天体源进行长期观测的空间天文卫星的总体设计。

背景技术：

卫星能源保障设计是指通过卫星总体方案设计(如轨道、工作模式等)为卫星电源系统提供良好的设计条件，多指在轨长期运行时太阳电池片的太阳光入射条件，应尽量保障太阳光与太阳电池片法线在一定角度范围内，且角度越小能源系统的效率越高。

目前太阳电池片多是通过太阳翼安装于卫星上，也有部分卫星使用星体表面贴片的方式安装。太阳翼有刚性板式、刚性异形以及柔性等多种类型，驱动方式有固定翼、单轴驱动以及双轴驱动。其中控制较为简单、太阳电池片面积利用率较高、使用较灵活的是单轴驱动的刚性板式太阳翼，这也是目前国内外卫星最常用的太阳翼及其驱动控制形式。

卫星总体的能源保障条件设计主要包括：卫星轨道设计、卫星姿态控制模式设计以及太阳翼安装和控制策略设计。通常几个方面高度耦合，而轨道设计和卫星姿态需求又与任务需求密切相关，通常是能源设计条件的决定性因素。

卫星轨道主要包括：太阳同步轨道、地球同步轨道以及倾斜轨道等。为实现太阳帆板法线对太阳矢量的跟踪，目前绝大部分卫星在卫星姿态控制方式上采用对日定向、对地定向、动态偏航，在太阳翼安装和驱动上采用：偏置安装、单轴驱动、双轴驱动等方式。

对于有地面指向需求的任务，如对地遥感、通信、导航等，影响卫星总体能源保障设计的主要是运行轨道的特性：

1)使用太阳同步轨道的任务，主要是对地遥感任务。太阳同步轨道的太阳入射角变化范围很小(通常在10°左右)，根据降交点地方时的不同(正午轨道或晨昏轨道)，太阳入射角的平均值不同，选择太阳帆板保持在轨道面内或垂直轨道面进行实时太阳跟踪控制方式来确保能源，而卫星星体则保持对地定向三轴稳定姿态。

2)使用地球同步轨道的任务，主要是通信和导航geo任务。轨道太阳入射角最大不超过23.5°，太阳帆板垂直轨道面进行实时太阳跟踪控制来确保能源，卫星星体保持对地定向三轴稳定姿态。

3)使用倾斜轨道的任务，如导航igso、meo任务以及部分通信和对地遥感任务。轨道太阳入射角变化范围很大，通常采用卫星对地定向动态偏航跟踪+单轴帆板跟踪(igso、meo)或卫星对地定向三轴稳定+双轴帆板跟踪的方式来确保能源。

4)任务期间因轨道回访周期变化而导致太阳同步轨道降交点变化的(轨道倾角不变)，如分平时和战时轨道的太阳同步轨道对地遥感的任务。平时和战时轨道太阳入射角的均值会有一定变化，采用单轴帆板偏置安装+实时太阳帆板跟踪的方式来确保能源。

对于无长期严格指向需求的任务，如飞船、深空探测等任务，通常在不同的任务期间采用对日定向、对地定向、对地偏航等不同的姿态控制方式来确保能源。

上述这些卫星，要么指向需求相对固定(如对地)，太阳光与卫星的相对关系也相对稳定，要么则没有严格指向需求，因此通过对日定向三轴稳定、对地定向三轴稳定或是对地偏航等传统的姿态控制方式配合帆板单轴跟踪、帆板偏置安装等简单方式即可很好满足能源需求。但是上述方法的实现通常与卫星运行轨道特性密切相关，但对于以下情况，轨道太阳入射角出现较大变化，或是指向要求出现较大变化时，上述方式就无法再满足能源需求。

1)指向目标遍布宇宙空间的任意惯性指向卫星。

现今，卫星功能朝多样化的方向发展，出现了很多非固定姿态卫星。如对遍布全天球的宇宙天体进行长时间科学观测的各波段空间天文台(如硬x射线调制望远镜卫星)等。对于此类卫星，卫星姿态相对于轨道系的指向可能是任意状态，传统的设计方式已不适用，需要通过设计专门的惯性定向姿态模式和帆板控制策略来确保能源需求。

2)同时具有多种不同惯性姿态指向控制模式的卫星。

为实现卫星功能最大化，在同一颗卫星上实现多种不同的观测或工作需求也是卫星发展的一个方向。不同的观测或功能需求对卫星的姿态指向控制会出现不同的要求，如某些时候为固定指向、某些时候为慢速旋转指向等。不同的姿态指向控制模式下，太阳光与星体的相对关系的规律也会不同，传统的方式也无法满足能源需求，需要在总体设计时统筹设计。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种适用于任意轨道惯性空间观测卫星的能源保障设计方法，可为卫星系统提供极好的太阳电池片受照条件，降低卫星能源系统设计难度，确保整星能源供应。

本发明的技术解决方案是：一种适用于惯性空间观测卫星的能源保障设计方法，该方法包括下列步骤：

(1)、根据卫星基本构型和太阳翼安装方向，确定惯性空间观测卫星本体坐标系和固定对日面；

(2)、基于步骤(1)所确定的固定对日面，进行姿态控制算法设计，在保证观测所需的观测指向和观测覆盖的前提下，使单次观测过程中太阳矢量与帆板安装轴垂直面的夹角最小；

(3)、基于姿态控制算法设计结果，针对太阳矢量的变化规律，设计太阳翼跟踪算法，使整星在观测全程中获得能量最大；

(4)、判断观测全程卫星所获得的是否足能源设计要求，是，则结束，否则，重新执行步骤(1)～(4)。

所述惯性空间观测卫星，至少具备如下三种工作模式之一：针对特定惯性目标点长期观测的定点观测模式、针对区域目标覆盖的小天区观测模式，以及针对全天球覆盖观测的巡天观测模式。

所述惯性空间观测卫星为单轴驱动太阳翼的惯性空间观测卫星。

卫星本体坐标系的+x轴方向定义为观测载荷的指向，±y轴方向定义为太阳翼安装轴、z轴方向由右手定则确定。

所述固定对日面在与太阳翼安装轴平行的星体平面中选取。

当卫星工作在定点观测模式下时，所述姿态控制算法为惯性定向三轴稳定姿态控制算法，卫星本体坐标系三轴姿态为：

为给定惯性目标点在地心惯性系下的单位矢量；

为太阳矢量在地心惯性系下的单位矢量；

当卫星工作在小天区观测模式下时，所述的姿态控制算法为惯性定向小角度旋转姿态控制算法，具体实现为：

(s1)、利用待观测惯性空间区域中心点与太阳相对位置关系确定卫星扫描基准坐标系；

(s2)、将待观测惯性空间区域的外切矩形天区作为卫星实际指向覆盖区域，所述外切矩形天区相互垂直的两条边分别与卫星扫描基准坐标系的y轴和z轴平行；

(s3)、调整卫星姿态至基准姿态，在该基准姿态下，卫星本体坐标系的x轴与卫星扫描基准坐标系x轴在一条直线上，且方向一致，y轴与卫星扫描基准坐标系y轴平行且方向一致，z轴与卫星扫描基准坐标系z轴平行且方向一致；

(s4)、通过整星绕卫星本体坐标系y轴或z轴的旋转，调整载荷观测主轴指向，对卫星实际指向扫描覆盖区域往复连续扫描，实现观测区域全覆盖。

当卫星工作在巡天观测模式下时，所述的姿态控制算法为对日定向慢旋姿态控制，卫星本体坐标系三轴姿态为：

为太阳矢量在惯性系下单位矢量；

为地心矢量在惯性下的单位矢量；

定义当太阳翼法线指向星体-z轴时，±y翼转角均为0°，令+y翼控制转角为βy+，-y翼控制转角为βy-，太阳翼跟踪算法是太阳翼转角单次观测期间保持不变，具体转角值算法为：

当αi＜90°时，βy+＝-(90-αi)，βy-＝90-αi；

当αi>90°时，βy+＝αi-90，βy-＝-(αi-90)；

当αi＝90°时，βy+＝0，βy-＝0。

其中，i为观测目标编号，αi为目标太阳夹角，为目标矢量与太阳矢量间的夹角，βy+为+y翼控制转角，βy-为-y翼控制转角。

定点模式下，目标矢量取为观测卫星质点指向待观测目标点。

小天区模式下，目标矢量取为观测卫星质点指向待观测天区中心点。

巡天模式下，目标太阳夹角αi取值为90°。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)、本发明基于固定对日面，将姿态控制算法与单轴帆板跟踪算法设计相结合，不受轨道限制，在同一卫星上实现对遍布宇宙空间的惯性目标点源、任意区域天区扫描覆盖和全天球覆盖观测需求的同时，实现单轴太阳翼太阳电池片较好的受照条件，简化系统设计，解决了任意惯性指向卫星或同时具有多种不同惯性姿态指向控制需求的卫星以传统设计方式无法满足能源需求的问题。

(2)、本发明选取与单轴太阳翼安装轴平行的星体平面为固定对日面，并通过姿态控制算法设计保障整星各工作模式具有统一的固定对日面，通过简单且高可靠的太阳翼控制策略即可为各种具有惯性观测需求的卫星的能源设计提供良好的太阳翼受照条件，降低卫星能源系统设计难度，确保整星能源供应。

(3)、本发明基于观测目标惯性指向和太阳方位确定卫星三轴观测姿态，不受轨道限制，在同一卫星实现定点、区域覆盖和全天扫描各种惯性观测需求的同时，实现整星固定对日面控制。

(4)、本发明提出了基于观测目标与太阳夹角进行控制的单轴太阳翼跟踪算法，不受轨道限制，可实现各种惯性观测需求卫星观测时单轴太阳翼太阳电池片较好的受照条件。

附图说明

图1为本发明建立的用于惯性空间观测卫星能源保障设计方法流程。

图2是本发明实施例硬x射线调整望远镜(hxmt)卫星的坐标系指向定义。

图3是本发明实施例硬x射线调整望远镜(hxmt)卫星定点观测模式能源保障设计的实现原理。

图4是本发明实施例硬x射线调整望远镜(hxmt)卫星小天区观测模式能源保障设计的实现原理。

图5是本发明实施例硬x射线调整望远镜(hxmt)卫星巡天观测模式能源保障设计的实现原理。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。

本发明利用空间惯性目标与太阳相对关系变化缓慢的特点(一天1°)，提出的适用于各种轨道、采用单轴驱动太阳翼的惯性空间观测卫星能源保障设计方法，具体设计步骤如下：

(1)、根据卫星基本构型和太阳翼安装方向确定惯性空间观测卫星本体坐标系和固定对日面；

卫星本体坐标系的+x轴方向为观测载荷的指向，±y轴方向为单轴太阳翼安装轴、整星z轴指向满足右手定则。

所述固定对日面在与单轴太阳翼安装轴平行的星体平面中选取，使待设计保障的整星各工作模式具有统一的固定对日面。(2)、基于步骤(1)所确定的固定对日面，进行姿态控制算法设计，在保证观测所需的观测指向和观测覆盖的前提下，使单次观测过程中太阳矢量与帆板安装轴垂直面的夹角最小；

所述惯性空间观测卫星，至少具备如下三种工作模式之一：针对特定惯性目标点长期观测的定点观测模式、针对区域目标覆盖的小天区观测模式，以及针对全天球覆盖观测的巡天观测模式。

(a)当卫星工作在定点观测模式下时，所述姿态控制算法为惯性定向三轴稳定姿态控制算法，卫星本体坐标系三轴姿态为：

为给定惯性目标点在地心惯性系下的单位矢量；

为太阳矢量在地心惯性系下的单位矢量；

(b)当卫星工作在小天区观测模式下时，所述的姿态控制算法为惯性定向小角度旋转姿态控制算法，具体实现为：

(b1)、利用待观测惯性空间区域中心点与太阳相对位置关系确定卫星扫描基准坐标系；

(b2)、将待观测惯性空间区域的外切矩形天区作为卫星实际指向扫描覆盖区域，所述外切矩形天区相互垂直的两条边分别与卫星扫描基准坐标系的y轴和z轴平行；

(b3)、调整卫星姿态至基准姿态，在该基准姿态下，卫星本体坐标系的x轴与卫星扫描基准坐标系x轴在一条直线上，且方向一致，y轴与卫星扫描基准坐标系y轴平行且方向一致，z轴与卫星扫描基准坐标系z轴平行且方向一致；

(b4)、通过整星绕卫星本体坐标系y轴或z轴的旋转，调整载荷观测主轴指向，对卫星实际指向扫描覆盖区域往复连续扫描，实现观测区域全覆盖。

(c)当卫星工作在巡天观测模式下时，所述的姿态控制算法为对日定向慢旋姿态控制，卫星本体坐标系三轴姿态为：

为太阳矢量在惯性系下单位矢量；

为地心矢量在惯性下的单位矢量；

(3)、基于姿态控制算法设计结果，针对太阳矢量的变化规律，设计太阳翼跟踪算法，使整星在观测全程中获得能量最大；

定义当太阳翼法线指向星体-z轴时，±y翼转角均为0°，令+y翼控制转角为βy+，-y翼控制转角为βy-，太阳翼跟踪算法是太阳翼转角单次观测期间保持不变，具体转角值算法为：

当αi＜90°时，βy+＝-(90-αi)，βy-＝90-αi；

当αi>90°时，βy+＝αi-90，βy-＝-(αi-90)；

当αi＝90°时，βy+＝0，βy-＝0。

其中，i为观测目标编号，αi为目标太阳夹角，为目标矢量与太阳矢量间的夹角，βy+为+y翼控制转角，βy-为-y翼控制转角。

(a)、当卫星工作在定点观测模式下时，目标矢量取为观测卫星质点指向待观测目标点。

(b)、当卫星工作在小天区模式下时，目标矢量取为观测卫星质点指向待观测天区中心点。

(c)、当卫星工作在巡天模式下时，αi取值为90°。

该算法在确保能源设计要求的前提下使算法简洁，非常适用于星上处理。

(4)、判断观测全程卫星所获得的是否足能源设计要求，是，则结束，否则，重新执行步骤(1)～(4)。

实施例：

结合附图，通过硬x射线调整望远镜(hxmt)卫星实施例对本发明进行进一步说明。

hxmt卫星的观测需求基本涵盖了惯性观测的各类要求，包括3类：针对特定惯性目标点长期观测的定点观测、针对区域目标覆盖的区域观测，以及针对全天球覆盖观测的巡天观测。同时不同观测间切换需要通过姿态机动完成。由于姿态机动是变化过程，且时间较短，因此需用进行能源保障设计的工作状态包括3种：定点模式、小天区模式、巡天模式。

hxmt卫星采用单轴太阳翼，能源设计要求为：观测过程中太阳翼法线与太阳矢量夹角不超过18°。

基于上述要求，利用本发明设计方法进行卫星的能源保障设计，具体为：

(1)、确定观测卫星本体坐标系：

hxmt卫星定义的整星本体坐标系为：

·观测载荷的指向为整星+x轴方向；

·单轴太阳翼安装轴沿星体±y轴方向；

·整星z轴指向由右手定则确定。

见附图2。

(2)、根据卫星基本构型和太阳翼安装方向选取固定对日面；hxmt卫星与太阳翼安装轴平行的星体平面为±x和±z面，由于+x面安装观测载荷，且有指向要求，因此在±z面中选取固定对日面。hxmt卫星选取了-z面为固定对日面。见附图2。

(3)各工作模式下的姿态控制算法设计

hxmt卫星3种工作模式的姿态控制算法通过统一思路设计实现，基于星体-z面为固定对日面，由太阳矢量方向和各模式下的观测目标位置确定整星三轴指向，其中观测目标位置确定+x轴指向、太阳矢量和观测目标联合确定星体xoz面，从而确定卫星的三轴指向。

·定点模式为惯性定向三轴稳定姿态控制，其三轴基准姿态确定算法为：

为给定观测目标在地心惯性系下的单位矢量；

为太阳矢量在地心惯性系下的单位矢量；

·定点模式算法原理图见附图3。通过上述定点姿态控制，太阳矢量与基准姿态星体±y面夹角为0°。

·小天区模式为惯性定向小角度旋转姿态控制，其基准姿态(以天区中心点为基准)确定算法同定点模式。小天区扫描时以基准坐标为中心分别绕z轴旋转进行行扫或绕y轴旋转进行列扫，实现2no×2no大小天区的逐行往复扫描覆盖。

小天区模式算法原理图见附图4。通过上述小天区姿态控制，扫描过程中太阳矢量与星体±y面夹角最大为n°。

·巡天模式为对日定向慢旋姿态控制，其三轴确定算法为：

为太阳矢量在惯性系下单位矢量；

为地心矢量在惯性下的单位矢量；

巡天模式算法原理图见附图5。通过上述巡天姿态控制，太阳矢量始终与星体+x轴平行，即与±y面夹角为0°。

(4)各工作模式下的帆板控制算法设计

通过姿态控制算法设计，3种工作模式下，太阳矢量始终与星体±y面夹角在0°到n°之间，对日条件相似。从简化的角度出发，统一设计各模式的太阳翼跟踪算法。

太阳翼转角单次观测期间保持稳定不变，+y翼转角为βyi+，-y翼转角为βyi-，转角值由目标太阳角αi(范围0到180°)确定，定义太阳翼法线指向星体-z轴时，±y翼转角均为0°，则具体算法为：

当αi<90°时，βyi+＝-(90-αi),βyi-＝90-αi

当αi>90°时，βyi+＝αi-90,βyi-＝-(αi-90)

当αi＝90°时，βyi+＝βyi-＝0

其中，

1)定点模式下，αi是待观测目标点与太阳的夹角，见附图3；

2)小天区模式下，αi是待观测天区中心点与太阳的夹角，见附图4；

3)巡天模式下，αi-≡90，见附图5。

(5)确认设计结果是否满足要求

hxmt卫星能源设计要求为：太阳翼法线跟踪太阳矢量，且夹角不超过18°。通过上述设计，hxmt卫星在3种工作模式下太阳翼法线与太阳翼矢量的夹角分别为：

·定点模式，夹角近似为0°；

·小天区模式，夹角在0°和15.5°(n为天区半角，最大设计值11°)之间变化；

·巡天模式，夹角为0。

全部设计结果满足要求，设计结束。

与现有技术相比，本发明具备下列特点：

本发明基于观测目标惯性指向和太阳方位确定卫星三轴姿态的卫星观测姿态设计方法，不受轨道限制，在同一卫星实现定点、区域覆盖和全天扫描各种观测需求的同时，实现固定对日面控制。

本发明基于固定对日面，将姿态控制算法与单轴帆板跟踪算法设计相结合的惯性空间卫星能源保障设计方法，不受轨道限制，在同一卫星上实现对遍布宇宙空间的惯性目标点源、任意区域天区扫描覆盖和全天球覆盖观测需求的同时，实现单轴太阳翼太阳电池片较好的受照条件，简化系统设计。

本发明基于观测目标与太阳的夹角进行单轴太阳翼跟踪控制的算法，不受轨道限制，可同时实现对遍布宇宙空间的惯性目标点源、任意区域天区扫描覆盖和全天球扫描覆盖观测时单轴太阳翼太阳电池片较好的受照条件。

本发明的设计方法不受轨道类型限制，可直接推广应用到后续各种轨道的惯性空间观测卫星。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知技术和知识。