【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航空航天，特别涉及一种近地低倾角轨道航天器对地定向模式下的双轴太阳翼驱动机构的控制策略。
技术介绍
1、近年来空间技术日益发展，人造地球卫星等航天器的数量大幅上升，为保证航天器在轨正常工作，电源系统至关重要，其中太阳电池阵-蓄电池组的电源方案以其质量比功率高、可靠性强等特点，在近地轨道航天器中获得广泛应用。单位面积太阳帆板可以提供的能量取决于帆板的法线方向与太阳矢量之间的夹角，在航天器入轨后，为保证太阳帆板可以获得最大能源，需要保证帆板尽可能以垂直角度面对太阳矢量。长期在轨运行的航天器，由于其姿态调整、轨道运行等原因，太阳相对于本体的位置会不断变化，因此航天器需要设计帆板对日的策略。
2、对于近地轨道航天器而言，一种常见的在轨姿态保持模式为对地定向模式，常用于对地通信、气象观测等需要载荷面向地面的工况，其特点为航天器的某一个轴始终指向地面。在这种姿态保持模式下，太阳相对于航天器本体的视运动在轨道坐标系下可以描述为太阳俯仰角(beta角)的慢变化与太阳方位角的快变化合成得来。
3、航天器的太阳帆板可以由太阳翼驱动机构(sada)驱动着进行旋转，以达到面向太阳的效果。对于低倾角轨道，由于升交点赤经偏移和地球公转，太阳方向矢量和轨道面的夹角(beta角)会在较大范围内交替变化，此时为了保证太阳帆板的对日，在整星姿态保持对地模式的前提下，就需要双自由度sada驱动太阳帆板旋转实现对日定向，保证帆板的充电效率。在驱动sada旋转的过程中，既要求帆板指向快速准确以保证充电效率，也要保证驱动的稳定性，以减
技术实现思路
1、本专利技术要解决现有技术中的技术问题，提供一种近地低倾角轨道航天器对地定向模式下的双轴太阳翼驱动机构的控制策略。
2、为了解决上述技术问题，本专利技术的技术方案具体如下：
3、一种近地低倾角轨道航天器对地定向模式下的双轴太阳翼驱动机构的控制策略，包括以下步骤：
4、步骤1：太阳视位置运动推导；
5、1.1惯性系下太阳位置计算；
6、对惯性系下太阳位置进行推导，得到惯性坐标系下的太阳位置公式；
7、1.2轨道系下太阳视位置计算；
8、根据轨道系与惯性系的转换矩阵，得到轨道系中的太阳视位置；
9、1.3太阳方位角俯仰角解算；
10、对太阳视位置进行分解，太阳矢量在轨道系中表达为方位角和俯仰角；
11、步骤2：sada工作模式设计；
12、2.1校准模式；
13、sada旋转一定角度，在触发霍尔传感器或行程开关时重新捕获角度，达到校准效果；sada两个轴的转动速度分别为1°/s；
14、2.2捕获模式；
15、sada两个轴的角速度分别为1°/s；在角度达到目标角度阈值后则转速为0；
16、2.3跟踪模式；
17、在轨运行阶段，sada的a轴相对卫星本体以负的轨道角速度连续转动，实现对太阳方位角的跟踪；a轴旋转角度限制在40°至320°之间，在地影区时a轴反向旋转回起始位置；
18、2.4保持模式；
19、电机加电，通过保持力矩实现帆板与星体的静态连接；
20、步骤3：工作模式切换跳转；
21、3.1在卫星入轨初期，整星的姿态模式为三轴对日模式：
22、通过卫星的姿态调整实现太阳帆板的对日，sada处于保持模式，与卫星保持固定角度不动；
23、3.2在卫星长期工作阶段，卫星的姿态模式为对地定向模式：
24、首先sada进入校准模式，获取实际角度位置，作为转动角度的基准；
25、在校准获取有效位置后，sada进入捕获模式，a轴和b轴分别由当前位置开始转动，a轴目标角度为太阳的方位角，b轴目标角度为太阳的俯仰角；
26、当a轴和b轴都转动到目标角度判定阈值后，工作模式转为跟踪模式，a轴和b轴sada分别以保持模式的跟踪角速度对目标位置进行跟踪，同时依据实际的跟踪超差情况，对跟踪角速度进行不同档位的切换。
27、在上述技术方案中，步骤2中，跟踪模式下，b轴角速度固定为0.05°/s。
28、在上述技术方案中，步骤2中，跟踪模式下，a轴的角速度分为4档，在阳照区时旋转方向均为正向，出现跟踪偏差时通过降低转速来进行补偿。
29、在上述技术方案中，a轴和b轴转动到目标角度的判定阈值分别设置为1°。
30、在上述技术方案中，步骤1中，1.1惯性系下太阳位置计算，具体为：
31、太阳位置公式如下：
32、
33、其中：au＝1.49597870×108km，t为标准历元j2000.0起算的儒略日，as为轨道半长轴，es为太阳赤道偏心率，εs为平黄赤交角，ls为太阳几何黄经。
34、在上述技术方案中，步骤1中，1.2轨道系下太阳视位置计算，具体为：
35、1.2.1地心黄道坐标系下的轨道根数；
36、定义卫星在地心黄道坐标系下的轨道根数：
37、
38、设和分别表示近地点和半通经方向的单位矢量，分别在oe-xiyizi和oe-xhyhzh下表示单位矢量和有：
39、
40、
41、由oe-xiyizi和oe-xhyhzh之间的坐标转换关系，得到两个矢量方程：
42、
43、
44、解方程得到：
45、iq＝arccos(cosωsinisinε+cosεcosi)；
46、
47、
48、1.2.2太阳视运动的推导；
49、在地心黄道坐标系下太阳方向的单位矢量为：
50、
51、通过坐标变换，得到太阳方向单位矢量在轨道坐标系oe-xhyhzh中的表示：
52、
53、其中：α＝ωq+f。
54、在上述技术方案中，步骤1中，1.3太阳方位角俯仰角解算，具体为：
55、定义太阳在轨道系下的方位角θ和俯仰角β：
56、
57、得：
58、
59、sinβ＝-siniqsin(s-ωq)；
60、得：
61、θ＝-α+χ＝-f-ωq+χ；
62、其中：χ＝arctan(cosiqtan(s-ωq))+kπ，k为整数，当cos(s-ωq)>0时，取k为偶数；当cos(s-ωq)<0时，取k为奇数。
63、本专利技术具有以下有益效果：
64、本专利技术的近地低倾角轨道航天器对地定向模式下的双轴太阳翼驱动机构的控制策略，能够保证低倾角轨道下的帆板对日；通过简化太阳本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种近地低倾角轨道航天器对地定向模式下的双轴太阳翼驱动机构的控制策略，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的近地低倾角轨道航天器对地定向模式下的双轴太阳翼驱动机构的控制策略，其特征在于，步骤2中，跟踪模式下，B轴角速度固定为0.05°/s。
3.根据权利要求1所述的近地低倾角轨道航天器对地定向模式下的双轴太阳翼驱动机构的控制策略，其特征在于，步骤2中，跟踪模式下，A轴的角速度分为4档，在阳照区时旋转方向均为正向，出现跟踪偏差时通过降低转速来进行补偿。
4.根据权利要求1所述的近地低倾角轨道航天器对地定向模式下的双轴太阳翼驱动机构的控制策略，其特征在于，A轴和B轴转动到目标角度的判定阈值分别设置为1°。
5.根据权利要求1所述的近地低倾角轨道航天器对地定向模式下的双轴太阳翼驱动机构的控制策略，其特征在于，步骤1中，1.1惯性系下太阳位置计算，具体为：
6.根据权利要求1所述的近地低倾角轨道航天器对地定向模式下的双轴太阳翼驱动机构的控制策略，其特征在于，步骤1中，1.2轨道系下太阳视位置计算，具体为：>
7.根据权利要求1所述的近地低倾角轨道航天器对地定向模式下的双轴太阳翼驱动机构的控制策略，其特征在于，步骤1中，1.3太阳方位角俯仰角解算，具体为：
...【技术特征摘要】
1.一种近地低倾角轨道航天器对地定向模式下的双轴太阳翼驱动机构的控制策略，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的近地低倾角轨道航天器对地定向模式下的双轴太阳翼驱动机构的控制策略，其特征在于，步骤2中，跟踪模式下，b轴角速度固定为0.05°/s。
3.根据权利要求1所述的近地低倾角轨道航天器对地定向模式下的双轴太阳翼驱动机构的控制策略，其特征在于，步骤2中，跟踪模式下，a轴的角速度分为4档，在阳照区时旋转方向均为正向，出现跟踪偏差时通过降低转速来进行补偿。
4.根据权利要求1所述的近地低倾角轨道航天器对地定向模式下的双轴太...
【专利技术属性】
技术研发人员：吕志宇，任颢，曲友阳，范林东，戴路，
申请(专利权)人：长光卫星技术股份有限公司，
类型：发明
国别省市：
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