[发明专利]以对日指向偏差为约束的卫星平稳对地定向方法

说明书

本发明公开一种以对日指向偏差为约束的卫星平稳对地定向方法，属于航天器姿态控制技术领域。所述平稳对地定向方法分两步建立卫星的期望姿态：首先以卫星‑地心连线方向、黄道面法向为基础建立卫星的中间姿态；然后将中间姿态绕卫星‑地心连线方向旋转一个近似呈现周期变化的角度，从而在确保期望对地轴严格对地的同时，较好地抑制卫星的对日指向偏差。依据所述方法得到的卫星期望姿态能够保持平稳变化，避免了传统方法导致的日‑地‑卫星共线情况下卫星期望姿态在短时间内剧烈变化的奇异现象，从而大幅降低卫星对地定向过程中的峰值能耗。

技术领域

本发明属于航天器姿态控制技术领域，具体涉及一种以对日指向偏差为约束的卫星平稳对地定向方法。

背景技术

一般说来，地球轨道上的卫星都是两体定向的，太阳能电池阵对日定向，遥感和通信设备对地定向，也就是说，卫星在轨工作有对日定向和对地定向两种模式。其中，对地定向是卫星常用的姿态控制任务模式之一，它通过设定卫星的期望姿态，使卫星数传天线、光学相机等传感器或有效载荷指向地面以确保其正常工作，同时还可以设定适当约束以满足卫星太阳能电池阵对日充电的需求。由于对地观测或通信的传感器或有效载荷通常都是装在卫星本体上的，因此通过控制卫星本体的姿态就可以保证对地定向。另一方面，由于电能对于卫星的重要性不言而喻，要求太阳能电池阵的受晒面尽可能地朝向太阳，这也就是太阳能电池阵通常设计成可转动式的原因。由此，以对日指向偏差为约束的对地定向模式是一种典型的卫星对地定向模式，在这种模式下，卫星期望对地轴严格的指向卫星-地心连线方向，同时使得期望对日轴与卫星-太阳连线方向的夹角相对较小。

现有的文献与技术资料中，已开展了一些航天器对地定向方法的相关研究：

文献“仅地心矢量测量的卫星转对地定向姿态控制方法”(作者：雷拥军,等；期刊：空间控制技术与应用；卷期：44(6)；页码：5-11)针对角速度过大且陀螺测量的姿态异常情况，给出了一种仅依赖地心矢量的对地姿态快速恢复控制方法，该方法综合天平角抑制与能量耗散，采用几何方法求解具有星体角动量偏置的闭环控制非线性系统的各平衡点，通过合理选取参数可获得期望稳定对地姿态。

专利CN 103818564B(公告日：2015.11.25)公开了一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法，首先计算小推力轨道维持所需推力，然后计算对地定向姿态控制所需力矩，最后计算小推力一体化控制指令，该方法有效消除了因轨道姿态控制相对独立所产生的控制冗余。

专利CN 103019252B(公告日：2016.12.07)公开了一种火星探测器自主对地定向控制方法，通过反作用飞轮转速控制实现对地定向机动，之后利用星敏感器的测量值计算姿态角，并结合飞轮PI控制律进行对地稳态控制，该方法不依赖地球敏感器和陀螺，能够自主完成全姿态捕获地球和对地定向。

专利CN 108820253A(公开日：2018.11.16)公开了一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法，当轨道数据无效时利用上一周期姿态转化矩阵和轨道角速度信息拟合计算当前时刻姿态转化矩阵信息，再结合陀螺测量角速度信息计算卫星的姿态角和姿态角速度。

上述这些方法均是针对一些特殊的情形，例如陀螺测量姿态异常、轨道小推力、轨道短时失效等，或者是针对特殊的航天器任务，如火星探测器等，而给出的一些对地定向方法，普适性不强。而且，更为重要的是，传统的以对日指向偏差为约束的卫星平稳对地定向方法，要求卫星期望对地轴指向地心，同时将期望对日轴置于日-地-卫星所确定的平面内且与卫星-太阳连线方向的夹角最小。依据这样的传统方法，在卫星-太阳连线和卫星-地球连线接近平行前后的一段短时间内，卫星期望姿态会发生大幅度翻转，卫星期望姿态不能平稳变化，不利于卫星姿态控制系统的安全稳定，亦使得姿态控制系统频繁高功耗工作，对卫星寿命产生损害。

发明内容

本发明的主要目的是提供一种平稳的卫星以对日指向偏差为约束的对地定向方法，旨在克服现有方法将会导致卫星期望姿态在短时间内发生大幅度翻转的奇异现象，同时解决现有方法将会导致姿态控制系统频繁高功耗工作的问题。