[发明专利]一种卫星偏航控制导引方法

摘要

本发明提供了一种卫星偏航控制导引方法，该方法包括如下步骤步骤一、计算轨道太阳角(简称β角)和轨道系下太阳矢量，步骤二、当β角大于等于给定阈值时，按照当前轨道系太阳矢量计算偏航目标角，当β角小于给定阈值时，按照β角为指定角度的假想太阳矢量计算偏航目标角；步骤三、当β角过零时，同时满足目标偏航角为小角度条件后，切换偏航目标角的计算方法。

主权项

一种卫星偏航控制导引方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：步骤一、计算β角和轨道系下太阳矢量；步骤二、当β角的绝对值大于等于给定阈值时，按照当前轨道系太阳矢量计算偏航目标角，计算公式为ψm＝atan2(Soy,Sox)；当β角的绝对值小于给定阈值时，按照β角为指定角度的假想太阳矢量计算偏航目标角，其中，所述指定角度为3°，如果β角大于零，计算公式为ψm＝atan2(0.05236,S0x)，如果β角小于等于零，计算公式为ψm＝atan2(‑0.05236,S0x)，所述ψm为目标偏航角，所述S0x和Soy为太阳在轨道系下的矢量中的分量，所述给定阈值是3°；步骤三、当β角过零时，同时满足目标偏航角为小角度条件后，切换偏航目标角的计算方法，所述β角过零是指本周期β角与前一周期β角符号相反，当β角符号由正变为负时，将所述计算方法切换为ψm＝atan2(0.05236,S0x)，当β角符号由负变为正时，将所述计算方法切换为ψm＝atan2(‑0.05236,S0x)，以避免偏航目标切换时，卫星进行大角度的偏航机动，其中目标偏航角为小角度条件为目标偏航角在预设的阈值范围内，所述预设的阈值为5°。