[发明专利]以对地指向偏差为约束的卫星平稳对日定向方法

权利要求书

1.一种以对地指向偏差为约束的卫星平稳对日定向方法，其特征在于步骤包括：

步骤1，建立卫星的中间姿态，使得卫星的期望对地轴指向地心，卫星的期望对日轴指向轨道面法向或负法向，从而使得卫星的自由轴沿着卫星前进方向或其相反方向，且卫星的期望对地轴、期望对日轴与自由轴构成右手空间直角坐标系；

所述期望对地轴为与卫星本体坐标系某一坐标轴固连的，期望与卫星-地心连线方向小于某一特定约束角的轴线；所述期望对日轴为与卫星本体坐标系某一坐标轴固连的，期望与卫星-日心连线方向重合的轴线；

步骤2，将卫星的中间姿态坐标系沿一欧拉轴旋转一个角度使得期望对日轴与太阳方向偏差减小，且保证期望对地轴与地心方向的夹角不大于约束角。

2.根据权利要求1所述的以对地指向偏差为约束的卫星平稳对日定向方法，其特征在于，步骤1的详细步骤包括：

S1，依据卫星部组件布局，区分卫星的期望对地轴、期望对日轴和自由轴，同时依据任务需求设定约束角；

S2，获取卫星当前轨道位置矢量、卫星瞬时轨道面法线方向单位向量和卫星-日心连线方向矢量，并求取卫星-地心连线方向矢量；

S3，建立卫星的中间姿态，使得期望对地轴指向地心，期望对日轴指向轨道面法向或负法向，从而使得自由轴沿着卫星前进方向或其相反方向。

3.根据权利要求1所述的以对地指向偏差为约束的卫星平稳对日定向方法，其特征在于，步骤2的详细步骤包括：

S4，确定将中间姿态做进一步旋转时的欧拉轴的空间方向；

S5，计算中间姿态下期望对日轴与卫星-日心连线方向的夹角，并定义为对日偏差角；

S6，计算中间姿态下期望对地轴与欧拉轴的夹角，在此基础上将中间姿态绕欧拉轴旋转，计算出当对地偏差角恰等于约束角时中间姿态绕欧拉轴所旋转的角度，并定义为旋转约束角；

S7，确定将中间姿态做进一步旋转时的旋转角度，并定义为欧拉角；

S8，将中间姿态沿步骤S4所确定的欧拉轴旋转由步骤S7所确定的旋转角度，得到最终卫星期望姿态；

S9，对期望姿态进行差分进一步得出卫星期望角速度，最终得到卫星姿态控制系统的全部输入。

4.根据权利要求1所述的一种以对地指向偏差为约束的卫星平稳对日定向方法，其特征在于，所述期望对地轴取决卫星上期望对地组件的布局位置，与卫星本体坐标系的正x轴、负x轴、正y轴、负y轴、正z轴或负z轴之一重合，所述期望对地组件包括相机和天线；所述期望对日轴取决卫星上期望对日组件的布局位置，与卫星本体坐标系的正x轴、负x轴、正y轴、负y轴、正z轴或负z轴之一重合，所述期望对日组件包括太阳能电池阵和太阳敏感器。

5.根据权利要求1所述的一种以对地指向偏差为约束的卫星平稳对日定向方法，其特征在于，所述欧拉轴设定为中间姿态下卫星期望对日轴与卫星-日心连线所确定的平面的法线方向。

6.根据权利要求3所述的一种以对地指向偏差为约束的卫星平稳对日定向方法，其特征在于，当卫星中间姿态绕所述欧拉轴进行任意旋转，对地偏差角均不会大于约束角时，所述旋转约束角无解，此时，旋转角度取步骤S5所确定的中间姿态下的对日偏差角。

7.根据权利要求3所述的一种以对地指向偏差为约束的卫星平稳对日定向方法，其特征在于，当卫星中间姿态绕所述欧拉轴进行旋转，存在对地偏差角大于约束角的情形时，所述旋转约束角有解，此时，旋转角度取步骤S5所确定的中间姿态下的对日偏差角与步骤S6所确定的旋转约束角中的较小值。

8.一种以对地指向偏差为约束的卫星平稳对日定向系统，包括计算机设备，其特征在于，该计算机设备被编程或配置以执行权利要求1～7中任意一项所述以对地指向偏差为约束的卫星平稳对日定向方法的步骤，或该计算机设备的存储器上存储有被编程或配置以执行权利要求1～7中任意一项所述以对地指向偏差为约束的卫星平稳对日定向方法的计算机程序。

9.一种卫星，其特征在于，该卫星带有权利要求8所述的以对地指向偏差为约束的卫星平稳对日定向系统。

10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，该计算机可读存储介质上存储有被编程或配置以执行权利要求1～7中任意一项所述以对地指向偏差为约束的卫星平稳对日定向方法的计算机程序。