[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

说明书

本发明公开一种以对地指向偏差为约束的卫星平稳对日定向方法，属于航天器姿态控制技术领域。所述平稳对日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、卫星轨道面法向及卫星前进方向为基础建立卫星的中间姿态；然后将中间姿态绕一欧拉轴旋转某一角度，以减小卫星的对日指向偏差，且保证期望对地轴与地心方向的夹角不大于约束角。依据所述策略得到的卫星期望姿态能够保持平稳变化，避免了传统策略导致的日‑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日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，具体涉及一种以对地指向偏差为约束的卫星平稳对日定向方法。

背景技术

对日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，使卫星太阳能电池阵平面充分对日以提供充足的能源，同时还可以设定适当约束以满足卫星其它组件、设备或载荷对卫星姿态的需求。其中，以对地指向偏差为约束的对日定向模式是一种较常见的卫星对日定向模式，它既能满足卫星对日定向的充电需求，又能保证天线、相机等重要组件具备指向地面或地表的工作条件。

然而，传统的以对地指向偏差为约束的对日定向方法，要求卫星期望对日轴严格指向太阳方向，同时将期望对地轴置于日-地-卫星所确定的平面内且与卫星-地心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-地球连线接近平行的前后一段短时间内，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

本发明的主要目的时提供一种平稳的卫星以对地指向偏差为约束的对日定向方法，旨在克服现有的同类方法将会导致卫星期望姿态在短时间内大幅度翻转的奇异现象。

为实现上述目的，本发明提出一种以对地指向偏差为约束的卫星平稳对日定向方法，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；

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；

所述步骤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。

所述步骤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。