倾斜轨道海洋动力卫星高精度轨控过程中的能源控制方法与流程

1.本发明属于航天器轨道控制技术领域，尤其涉及一种倾斜轨道海洋动力卫星高精度轨控过程中的能源控制方法。


背景技术：

2.海洋动力环境观测卫星主要使命是：观测全球海洋动力环境参数，包括海面风场、海面高度场、浪场、海流、海上风暴、潮汐、海洋动力场、大洋环流和海表温度场等重要海洋参数。它是海洋防灾减灾的重要监测手段，其中全球高分辨率海洋大地水准面数据可直接为国防服务。
3.为解决对海洋连续实时的观测，减少海洋动力环境全球海洋区域覆盖所需时间，海洋动力环境监测网卫星一般由三颗海洋动力环境观测卫星组成，一颗卫星运行在极轨轨道上，两颗运行在倾斜轨道上。为了海洋动力环境卫星具有高精度高分辨率海洋大地水准面测量数据，对卫星轨道保持精度提出了很高的要求，一般要求地面轨迹的最大漂移范围优于1km，则卫星轨道半场轴控制误差要求优于1m，对于极轨海洋卫星，可以采用hy
‑
2卫星已经实现轮控模式下的小推力轨控方案，但是对于倾斜轨道海洋动力环境观测卫星，在能源、偏航机动控制、轨道等多方面约束下，实现卫星高精度轨道控制，具有很大挑战。


技术实现要素：

4.本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种倾斜轨道海洋动力卫星高精度轨控过程中的能源控制方法，在保证整星能源安全前提下，很好的实现卫星的高精度轨道控制。
5.为了解决上述技术问题，本发明公开了一种倾斜轨道海洋动力卫星高精度轨控过程中的能源控制方法，包括：
6.步骤1，地面注入变轨数据块，确定变轨时刻torbit和变轨时长l1；
7.步骤2，当星上确定地面注入的变轨数据块有效时，星上根据变轨时刻torbit，确定卫星开始从偏航跟踪模式返回对地零姿态机动时刻t0；
8.步骤3，当t≥t0时，星上自主设置星上帆板故障诊断标志和模拟太阳故障诊断标志为禁止，同时设置卫星帆板跟踪采用转角控制方式，卫星开始偏航返回；其中，t表示卫星当前星时；
9.步骤4，星上根据当前卫星姿态和太阳矢量，计算得到帆板控制目标角α
fr
；
10.步骤5，星上根据帆板驱动线路返回的帆板转角α
f
和帆板控制目标角α
fr
之差，输出帆板控制指令；
11.步骤6，当卫星姿态趋近于0时，卫星自动保持正常对地零姿态；
12.步骤7，当t＝torbit时，卫星自主开始变轨，星上开始累积变轨时间，累积的变轨时间满足变轨时长l1，卫星自主关闭轨控发动机，变轨结束；
13.步骤8，当t≥torbit l1 t1时，卫星自动开始从零姿态进行偏航跟踪；其中，t1表示
变轨结束后姿控等待时间；
14.步骤9，当卫星跟踪的姿态误差满足连续多次小于阈值时，卫星自主将帆板控制方式从转角控制方式转换为模拟太阳控制方式，同时自主将帆板故障诊断允许标志和模拟太阳自主诊断标志设为允许。
15.在上述倾斜轨道海洋动力卫星高精度轨控过程中的能源控制方法中，能源安全自主诊断标志记作powerauto；其中，powerauto＝1，表示允许星上自主进行能源安全模式诊断；powerauto＝0，表示禁止星上自主进行能源安全模式诊断；
16.所述倾斜轨道海洋动力卫星高精度轨控过程中的能源控制方法，还包括：
17.在步骤1之前，地面设置星上能源安全自主诊断标志为禁止；
18.在步骤9之后，地面注入星上能源安全自主诊断允许标志为允许。
19.在上述倾斜轨道海洋动力卫星高精度轨控过程中的能源控制方法中，当如下三个条件同时成立时，确定地面注入的变轨数据块有效：
20.条件1：
21.条件2：
22.条件3：torbit
‑
t>t
lmit
；
23.其中，θ
r
,ψ
r
分别表示卫星相对目标姿态的滚动姿态角误差、俯仰姿态角误差和偏航姿态角误差，分别表示卫星相对目标姿态的滚动姿态角速度误差、俯仰姿态角速度误差和偏航姿态角速度误差，α
lmit
表示姿态角误差限幅值，表示姿态角速度误差限幅值，t
lmit
表示最大的偏航机动时长，fabs()为绝对值函数，max()为最大值函数，t0＝torbit
‑
detat1，detat1为卫星从最大偏航姿态机动回对地零姿态时间的1.5倍。
24.在上述倾斜轨道海洋动力卫星高精度轨控过程中的能源控制方法中，
25.星上帆板故障诊断标志记作baptaauto；其中，baptaauto＝1，表示允许星上自主进行帆板故障诊断；baptaauto＝0，表示禁止星上自主进行帆板故障诊断；
26.模拟太阳故障诊断标志记作assauto；其中，assauto＝1，表示允许星上自主进行模拟太敏故障诊断；assauto＝0，表示禁止星上自主进行模拟太敏故障诊断；
27.卫星帆板跟踪方式字记作babtactr；其中，babtactr＝1，表示采用帆板输出转角进行帆板控制；assauto＝0，表示采用模拟太阳进行帆板控制；
28.当t≥t0时，自主设置baptaauto＝1，assauto＝0，babtactr＝1。
29.在上述倾斜轨道海洋动力卫星高精度轨控过程中的能源控制方法中，帆板控制目标角α
fr
的计算流程如下：
30.根据太阳矢量[s
ox
,s
oy
,s
oz
]
t
，计算得到太阳矢量在本体坐标系下的投影s
bφ
：
[0031]
s
bφ
＝r
z
(ψ
z
)
·
[s
ox
,s
oy
,s
oz
]
t
[0032]
其中，r
z
(ψ
z
)绕z轴旋转ψ
z
的方向余弦阵，ψ
z
表示定姿的偏航角；
[0033]
计算得到帆板控制目标角α
fr
：
[0034]
α
fr
＝arctan2(
‑
s
bφx
,
‑
s
bφz
)
[0035]
其中，s
bφx
和s
bφz
分别为s
bφ
在x方向和z方向的分量。
[0036]
在上述倾斜轨道海洋动力卫星高精度轨控过程中的能源控制方法中，星上根据帆
板驱动线路返回的帆板转角α
f
和帆板控制目标角α
fr
之差，输出帆板控制指令，包括：
[0037]
根据α
f
和α
fr
之差，计算帆板机构转动方向babtacmdd：
[0038]
babtacmdd＝sgn(α
fr
‑
α
f
)
[0039]
获取帆板线路执行步距babtacmdf；
[0040]
根据帆板线路执行步距babtacmdf，计算得到帆板转角计数babtacmdn：
[0041][0042]
其中，sgn()为符号函数，fabs()为绝对值函数，floor()为去整函数。
[0043]
在上述倾斜轨道海洋动力卫星高精度轨控过程中的能源控制方法中，当卫星姿态趋近于0时，卫星自动保持正常对地零姿态，包括：
[0044]
当和满足连续n1次小于和时，卫星自动保持正常对地零姿态；其中，θ,ψ分别表示卫星相对对地零姿态的动姿态角误差、俯仰姿态角误差和偏航姿态角误差，分别表示卫星相对对地零姿态的滚动姿态角速度误差、俯仰姿态角速度误差和偏航姿态角速度误差，θ0,ψ0分别表示卫星相对对地零姿态的滚动姿态角误差阈值、俯仰姿态角误差阈值和偏航姿态角误差阈值，分别表示卫星相对对地零姿态的滚动姿态角速度误差阈值、俯仰姿态角速度误差阈值和偏航姿态角速度误差阈值，n1为设定的任一常数。
[0045]
在上述倾斜轨道海洋动力卫星高精度轨控过程中的能源控制方法中，当t＝torbit时，星上时间t＝变轨时刻torbit，卫星自主开始接通轨控推力器，进行卫星轨道控制，同时星上开始累积变轨时间，当累积的变轨时间满足变轨时长l1时，卫星自主关闭轨控发动机，变轨结束。
[0046]
在上述倾斜轨道海洋动力卫星高精度轨控过程中的能源控制方法中，当t≥torbit l1 t1时，卫星采用动量轮控制卫星自动开始从零姿态进行偏航跟踪；其中，100s≤t1≤600s。
[0047]
在上述倾斜轨道海洋动力卫星高精度轨控过程中的能源控制方法中，当卫星跟踪的姿态误差满足连续多次小于阈值时，卫星自主将帆板控制方式从转角控制方式转换为模拟太阳控制方式，同时自主将帆板故障诊断允许标志和模拟太阳自主诊断标志设为允许，包括：
[0048]
当和满足连续n2次小于和时，卫星自主将帆板控制方式从转角控制方式转换为模拟太阳控制方式，同时自主将帆板故障诊断允许标志和模拟太阳自主诊断标志设为允许，保持正常对地零姿态；其中，θ
r0
,ψ
r0
分别表示卫星相对目标姿态的滚动姿态角误差阈值、俯仰姿态角误差阈值和偏航姿态角误差阈值，分别表示卫星相对目标姿态的滚动姿态角速度误差阈值、俯仰姿态角速度误差阈值和偏航姿态角速度误差阈值，n2为设定的任一常数。
[0049]
本发明具有以下优点：
[0050]
(1)本发明针对倾斜轨道海洋动力环境观测卫星，在能源、偏航机动控制、轨道等多方面约束下，实现卫星高精度轨道控制的难题，提出了一种倾斜轨道海洋动力卫星高精度轨控过程中的能源控制方法，在保证整星能源安全前提下，很好的实现卫星的高精度轨道控制。
[0051]
(2)本发明在倾斜轨道海洋卫星轨控过程中，利用星体实时偏航姿态 帆板转角控的能源控制策略，有效解决了采用传统ass控制帆板策略不适用于倾斜轨道卫星机动过程对日能源安全隐患，实现了卫星的高精度轨道控制，同时确保轨控过程中整星能源安全，该方法已经成功应用于hy
‑
2c卫星飞行验证，取得了良好的效果，也可应用于后续需要实现高精度轨道控制的倾斜轨道卫星。
附图说明
[0052]
图1是本发明实施例中一种倾斜轨道海洋卫星运行示意图；
[0053]
图2是本发明实施例中一种轨道面进动情况示意图；
[0054]
图3是本发明实施例中一种轨道太阳入射角β变化情况示意图；
[0055]
图4是本发明实施例中一种卫星地影时间示意图；
[0056]
图5是本发明实施例中一种倾斜轨道海洋动力卫星高精度轨控过程中的能源控制方法的步骤流程图。
具体实施方式
[0057]
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公开的实施方式作进一步详细描述。
[0058]
如图1，为了使海洋动力环境卫星具有高精度高分辨率海洋大地水准面测量数据，对卫星轨道保持精度提出了很高的要求，一般要求地面轨迹的最大漂移范围优于1km，则卫星控制系统要求实现下列要求：
[0059]
轨道半长轴误差小于1m；
[0060]
轨道倾角误差小于0.007
°
；
[0061]
偏心率不大于0.00007；
[0062]
近地点幅角误差小于3.5
°
。
[0063]
以66
°
的非太阳同步回归冻结轨道位例，在j2000惯性坐标系升交点赤经每天西退2.492
°
，大约145天卫星轨道面转动一圈，轨道面进动情况如图2所示，轨道太阳入射角β变化情况如图3所示，最大约
±
89.5
°
。
[0064]
长期运行期间卫星地影情况如图4所示，卫星有全日照情况出现，最大地影时间约为35min(即1/3轨道周期)，最小地影时间为0min，地影时间大约以145天为周期。为保证卫星供电安全，能源系统一般要求蓄电池组放电深度不超过30％，因此一个轨道圈卫星光照时间不少于1/3个轨道圈。
[0065]
本发明针对倾斜轨道海洋动力环境观测卫星，在能源、偏航机动控制、轨道等多方面约束下，实现卫星高精度轨道控制的难题，提出了一种倾斜轨道海洋动力卫星高精度轨控过程中的能源控制方法。
[0066]
如图5，该倾斜轨道海洋动力卫星高精度轨控过程中的能源控制方法，包括：
[0067]
步骤501，地面设置星上能源安全自主诊断标志为禁止。
[0068]
在本实施例中，可以将能源安全自主诊断标志记作powerauto。其中，powerauto＝1，表示允许星上自主进行能源安全模式诊断；powerauto＝0，表示禁止星上自主进行能源安全模式诊断。
[0069]
步骤502，地面注入变轨数据块，确定变轨时刻torbit和变轨时长l1。
[0070]
步骤503，当星上确定地面注入的变轨数据块有效时，星上根据变轨时刻torbit，确定卫星开始从偏航跟踪模式返回对地零姿态机动时刻t0。
[0071]
在本实施例中，当如下三个条件同时成立时，确定地面注入的变轨数据块有效：
[0072]
条件1：
[0073]
条件2：
[0074]
条件3：torbit
‑
t>t
lmit
。
[0075]
其中，θ
r
,ψ
r
分别表示卫星相对目标姿态的滚动姿态角误差、俯仰姿态角误差和偏航姿态角误差，分别表示卫星相对目标姿态的滚动姿态角速度误差、俯仰姿态角速度误差和偏航姿态角速度误差，α
lmit
表示姿态角误差限幅值，表示姿态角速度误差限幅值，t
lmit
表示最大的偏航机动时长，fabs()为绝对值函数，max()为最大值函数，t0＝torbit
‑
detat1，detat1为卫星从最大偏航姿态机动回对地零姿态时间的1.5倍，t表示卫星当前星时。。
[0076]
步骤504，当t≥t0时，星上自主设置星上帆板故障诊断标志和模拟太阳故障诊断标志为禁止，同时设置卫星帆板跟踪采用转角控制方式，卫星开始偏航返回。
[0077]
在本实施例中，将星上帆板故障诊断标志记作baptaauto，模拟太阳故障诊断标志记作assauto，卫星帆板跟踪方式字记作babtactr。其中，baptaauto＝1，表示允许星上自主进行帆板故障诊断；baptaauto＝0，表示禁止星上自主进行帆板故障诊断；assauto＝1，表示允许星上自主进行模拟太敏故障诊断；assauto＝0，表示禁止星上自主进行模拟太敏故障诊断；babtactr＝1，表示采用帆板输出转角进行帆板控制；assauto＝0，表示采用模拟太阳进行帆板控制。也即，当t≥t0时，自主设置baptaauto＝1，assauto＝0，babtactr＝1。
[0078]
步骤505，星上根据当前卫星姿态和太阳矢量，计算得到帆板控制目标角α
fr
。
[0079]
在本实施例中，帆板控制目标角α
fr
的计算流程如下：
[0080]
根据太阳矢量[s
ox
,s
oy
,s
oz
]
t
，计算得到太阳矢量在本体坐标系下的投影s
bφ
：
[0081]
s
bφ
＝r
z
(ψ
z
)
·
[s
ox
,s
oy
,s
oz
]
t
[0082]
根据s
bφ
，计算得到帆板控制目标角α
fr
：
[0083]
α
fr
＝arctan2(
‑
s
bφx
,
‑
s
bφz
)
[0084]
其中，r
z
(ψ
z
)绕z轴旋转ψ
z
的方向余弦阵，ψ
z
表示定姿的偏航角，s
bφx
和s
bφz
分别为s
bφ
在x方向和z方向的分量。
[0085]
步骤506，星上根据帆板驱动线路返回的帆板转角α
f
和帆板控制目标角α
fr
之差，输出帆板控制指令。
[0086]
在本实施例中，首先，根据α
f
和α
fr
之差，计算帆板机构转动方向babtacmdd：
[0087]
babtacmdd＝sgn(α
fr
‑
α
f
)
[0088]
进一步的，获取帆板线路执行步距babtacmdf，并根据帆板线路执行步距babtacmdf，计算得到帆板转角计数babtacmdn：
[0089][0090]
其中，sgn()为符号函数，fabs()为绝对值函数，floor()为去整函数。
[0091]
步骤507，当卫星姿态趋近于0时，卫星自动保持正常对地零姿态。
[0092]
在本实施例中，当和满足连续n1次小于和时，认为卫星姿态趋近于0，卫星自动保持正常对地零姿态。其中，θ,ψ分别表示卫星相对对地零姿态的动姿态角误差、俯仰姿态角误差和偏航姿态角误差，分别表示卫星相对对地零姿态的滚动姿态角速度误差、俯仰姿态角速度误差和偏航姿态角速度误差，θ0,ψ0分别表示卫星相对对地零姿态的滚动姿态角误差阈值、俯仰姿态角误差阈值和偏航姿态角误差阈值，分别表示卫星相对对地零姿态的滚动姿态角速度误差阈值、俯仰姿态角速度误差阈值和偏航姿态角速度误差阈值，n1为设定的任一常数。
[0093]
步骤508，当t＝torbit时，卫星自主开始变轨，星上开始累积变轨时间，累积的变轨时间满足变轨时长l1，卫星自主关闭轨控发动机，变轨结束。
[0094]
在本实施例中，当t＝torbit时，星上时间t＝变轨时刻torbit，卫星自主开始接通轨控推力器，进行卫星轨道控制，同时星上开始累积变轨时间，当累积的变轨时间满足变轨时长l1时，卫星自主关闭轨控发动机，变轨结束。
[0095]
步骤509，当t≥torbit l1 t1时，卫星自动开始从零姿态进行偏航跟踪。
[0096]
在本实施例中，当t≥torbit l1 t1时，卫星采用动量轮控制卫星自动开始从零姿态进行偏航跟踪。其中，t1表示变轨结束后姿控等待时间，取值范围可以如下：100s≤t1≤600s。
[0097]
步骤510，当卫星跟踪的姿态误差满足连续多次小于阈值时，卫星自主将帆板控制方式从转角控制方式转换为模拟太阳控制方式，同时自主将帆板故障诊断允许标志和模拟太阳自主诊断标志设为允许。
[0098]
在本实施例中，当和满足连续n2次小于和时，卫星自主将帆板控制方式从转角控制方式转换为模拟太阳控制方式，同时自主将帆板故障诊断允许标志和模拟太阳自主诊断标志设为允许(即置：baptaauto＝1、assauto＝1、babtactr＝0。)，保持正常对地零姿态。其中，θ
r0
,ψ
r0
分别表示卫星相对目标姿态的滚动姿态角误差阈值、俯仰姿态角误差阈值和偏航姿态角误差阈值，分别表示卫星相对目标姿态的滚动姿态角速度误差阈值、俯仰姿态角速度误差阈值和偏航姿态角速度误差阈值，n2为设定的任一常数。
[0099]
步骤511，地面注入星上能源安全自主诊断允许标志为允许。
[0100]
在本实施例中，卫星过境时，地面注入星上能源安全自主诊断允许标志为允许，即powerauto＝1，允许星上自主进行能源安全模式诊断。
[0101]
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
[0102]
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。