[发明专利]一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法

说明书

本发明公开了一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法，包括：获取卫星本体坐标系太阳矢量；计算获得卫星姿态四元数；进行奇异点处理并计算三轴控制力矩；对三轴控制力矩进行限幅；以及控制力矩分配及控制力矩矢量限幅。

技术领域

本发明涉及卫星姿态控制领域，特别涉及一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法。

背景技术

卫星在轨对日捕获运行过程中，一般采用磁强计、太阳敏感器、星敏感器、陀螺等作为敏感器进行卫星姿态测量，以磁力矩器、反作用轮或推力器作为执行机构进行太阳捕获。

磁力矩器短时产生的控制力矩较小，因此采用磁力矩器作为执行机构进行太阳捕获通常需要较长时间；采用推力器进行太阳捕获速度快，但通常需要提前打开推进加热器对推力器进行预热，需要消耗较多的能源且需要消耗推进剂。采用轮控对日时通常由双矢量(磁强计+太阳敏感器)或星敏感器+陀螺进行三轴定姿时，双矢量定姿需要提前注入轨道信息以便计算轨道系磁矢量及太阳矢量，而卫星初始入轨或姿态重捕获前星敏感器因动态性能或者视场受遮挡等原因不能保证能提供有效姿态数据。

为了增强姿控系统的可靠性，避免轨道数据暂时失效进入安全模式，必须采用新的思路去解决这个问题。

发明内容

针对现有技术中的卫星在轨对日捕获运行过程中存在的可靠性不够，避免轨道数据暂时失效进入安全模式等问题，根据本发明的一个实施例，提供一种基于陀螺积分计算太阳矢量的卫星自旋太阳捕获方法，包括：获取卫星本体坐标系太阳矢量；计算获得卫星姿态四元数；进行奇异点处理并计算三轴控制力矩；对三轴控制力矩进行限幅；以及控制力矩分配及控制力矩矢量限幅。

在本发明的一个实施例中，当太阳敏感器数据有效时，所述获取卫星本体坐标系太阳矢量的方法的计算公式为其中，S_s为太阳敏感器测量太阳矢量，A_s为太阳敏感器安装矩阵，S_b为卫星本体坐标系太阳矢量。

在本发明的一个实施例中，当太阳敏感器数据无效时，所述获取卫星本体坐标系太阳矢量的方法进一步包括：

进行卫星本体系坐标系角速度计算，计算公式为其中，ω_b为卫星本体坐标系角速度，ω_s为陀螺测量角速度，A_g为陀螺安装矩阵；

由卫星本体系坐标系角速度积分计算四元数，计算公式为

其中，q₀、q₁、q₂、q₃为四元数标量，ω_x,ω_y,ω_z为ω_b的三个分量；δ＝|ω_b|·Δt，Δt为积分时间；

由四元数计算获得转换矩阵M，计算公式为

以及

根据转换矩阵M以及前一周期的太阳矢量计算获得当前卫星本体系坐标系太阳矢量S_b，计算公式为其中，为前一周期的本体坐标系太阳矢量。

在本发明的一个实施例中，所述计算获得卫星姿态四元数的方法进一步包括：

由本体坐标系太阳矢量及卫星帆板法线矢量计算确定旋转轴和旋转角，并对旋转轴进行归一化；

由归一化的旋转轴和旋转角计算卫星姿态四元数；以及

将四元数中的矢量部分的帆板法线轴对应的矢量置零。

在本发明的一个实施例中，所述进行奇异点处理的方法为当帆板法线与太阳矢量方向相反，由此计算得到卫星姿态四元数为全零时，对旋转轴置非零矢量，即旋转轴选择与星体帆板法线垂直且与星体另外两轴夹角相同的方向，并由此计算卫星姿态四元数。