基于重力矢量跟踪的立方星太阳翼对日定向地面实验方法

技术领域

本发明属于立方体卫星太阳翼技术领域，具体涉及一种基于重力矢量跟踪的立方星太阳翼对日定向地面实验方法及装置。

背景技术

立方体卫星(以下简称立方星)因体积小、质量轻、成本低、研发快，多颗卫星可同时发射等优点，适用于开展航天领域技术探索与验证，得到日益广泛的重视。目前制约立方星应用的主要因素之一是其能源供给能力限制，立方星工作能源由太阳能光伏电池提供，传统体装式方案将光伏电池安装于立方星外表面，受立方星表面积限制电量产能有限。展开式太阳翼采用折叠安装的扩大型光伏电池帆板，通过增大光伏电池面积的方式提高光伏产能。基本的展开式太阳翼仅实现光伏电池帆板的展开，太阳翼相对于立方星本体无法改变角度，因此太阳光入射角度受卫星姿态影响。而光伏电池的光电转换效率与光线相对于太阳翼的入射角度直接相关，越接近垂直照射时电能转化效率越高，因此提高展开式太阳翼的光伏产能主要取决于其对日定向能力。故后续发展出单轴跟踪及双轴跟踪方式，可实现太阳翼单自由度或双自由度转动以追踪太阳光，提高光伏转换效率和产能。为了提高对日定向太阳翼的控制精度和工作效率，在地面测试阶段，验证太阳翼的定向效果和定向精度具有重要意义。

考虑地面实验环境，以下原因导致难以直接采用太阳光作为光源进行太阳矢量追踪：(1)若引入太阳光，室内实验环境必须加以改造，增加复杂的室内外透光系统，成本昂贵，而且太阳光会随着时间不断改变角度，难以作为稳定的基准光源；(2)若采用室内模拟光源，一般照明方法无法产生平行光源，需使用专用太阳模拟器模拟平行太阳光，其价格昂贵且产生的照射光斑尺寸小，难以照射整个太阳翼；(3)立方星开展地面姿态控制模拟实验时，太阳翼位置随立方星姿态运动不断改变，太阳光或模拟光源难以精确指向并照射太阳翼；(4)室内环境的其它杂散光、反射光、室内照明等会对实验结果造成干扰。以上因素给太阳翼对日定向功能和精度的地面验证与测试带来困难，需要引入更为简便、准确的方法进行太阳翼对日定向功能的地面实验验证。

目前所见太阳翼地面实验方法，以大型半物理仿真联合的形式居多，主要针对大型柔性太阳翼。对立方星的小型刚性太阳翼而言，期望使用较为简单的实验方法和通用实验仪器便可完成其地面试验，这种技术复杂、设备要求高、实验验证过程麻烦的方法并不完全适用。文献“空间站对日定向装置半物理试验台关键技术，宇航学报，2019，Vol.40(5)：596-603”提出了一种太阳翼对日定向装置的地面试验方法。该方法结合大型物理试验台和MATLAB建模仿真两种方式，利用复杂的仿真单元、高精度加载单元、大型驱动装置等专用设备完成测试，结果表明太阳翼对日定向装置能稳定跟踪给定信号。此方法针对大型柔性太阳翼有良好实用性，但考虑到试验系统复杂程度、软硬件结合的试验条件、试验环境成本高、测试周期长等不足，并不适用于立方星小型刚性太阳翼对日定向地面实验。

发明内容

为解决立方星太阳翼对日定向地面试验能力的不足，克服传统方法所带来的试验系统复杂、设备要求高、步骤繁琐、测试周期长等问题，本发明提出了一种基于重力矢量跟踪的立方星太阳翼对日定向地面实验方法及装置。

本发明的发明构思是：

太阳翼追踪太阳光的实际工作过程，可描述为太阳翼对一个空间矢量的准确追踪，那我们在进行立方星太阳翼对日定向地面试验时，可以考虑采用一个能可靠模拟太阳光定常矢量特性的其他矢量作为跟踪对象，避免采用太阳模拟器等复杂专用设备。

鉴于立方星所具有的太阳翼面积小、刚度大等特点，本发明引入可类比太阳矢量的恒定重力矢量作为矢量追踪源，无需太阳模拟器等复杂专用设备，仅采用三轴转台等通用测试设备，即可实现太阳翼对日定向功能的模拟和测试。该方法测试步骤少，环节简单，速度快、无需复杂建模、适合一般实验室环境下的太阳翼测试和地面实验，用于验证其对日定向的功能和精度，更加符合立方星研发快、结构简单、低成本的特点。

本发明的技术方案为：

所述一种基于重力矢量跟踪的立方星太阳翼对日定向地面实验方法，其特征在于：所述方法以立方星本体转动状态下太阳翼跟踪恒定重力矢量的方式，代替立方星本体不动状态下太阳翼跟踪太阳矢量变化的实际工况，通过采用待验证的控制方法及伺服机构操纵太阳翼在俯仰和滚转方向转动，跟踪因立方星本体姿态改变引起的太阳翼与重力矢量之间相对方向变化，等效模拟实际工况下太阳翼在双自由度上跟踪太阳矢量过程，实现对太阳翼进行太阳矢量二维角随动跟踪的闭环控制功能及精度验证，达到在地面室内条件下验证太阳翼二维对日定向效果的目的。

进一步的，所述一种基于重力矢量跟踪的立方星太阳翼对日定向地面实验方法，其特征在于：将三轴加速度计安装于太阳翼上替代原有太阳敏感器获取被测矢量的方位信息；所述被测矢量为地面实验时的重力矢量；通过三轴转台运动带动立方星本体姿态相对于重力矢量变化，模拟在轨时太阳矢量相对于立方星本体的照射方位变化，通过采用待验证的控制方法及伺服机构操纵太阳翼在俯仰和滚转方向转动，跟踪因立方星本体姿态改变引起的太阳翼与重力矢量之间相对方向变化，等效模拟实际工况下太阳翼在双自由度上跟踪太阳矢量过程，实现对太阳翼进行太阳矢量二维角随动跟踪的闭环控制功能及精度验证。

进一步的，所述一种基于重力矢量跟踪的立方星太阳翼对日定向地面实验方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤1：使用太阳翼上的三轴加速度计测量当前重力矢量方位，然后将所得信息传输给太阳翼随动装置控制器；

步骤2：所述太阳翼随动装置控制器采用待验证的控制方法操纵太阳翼在俯仰和滚转方向转动，实现太阳翼对于重力矢量的跟踪；

步骤3：通过改变并测量立方星本体姿态的俯仰角和滚动角，实现调整太阳翼法线方向和重力矢量方向的二维夹角，进而所述太阳翼随动装置采用待验证的控制方法及伺服机构操纵太阳翼在俯仰和滚转方向转动，实现太阳翼对于重力矢量的二维随动跟踪，模拟实际在轨飞行卫星本体姿态不动而太阳矢量转动时，太阳翼对太阳矢量的随动跟踪过程。

进一步的，所述待验证的控制方法为：根据三轴加速度计测量的当前重力矢量方位，计算获得当前重力方向与太阳翼法线方向在俯仰和滚转轴的夹角，据此控制伺服机构驱动太阳翼二维转动以减小两轴向的角度偏差，直到重力矢量方向与太阳翼法线方向重合。

进一步的，步骤3中，采用三轴转台改变立方星本体姿态的俯仰角和滚动角，控制重力矢量方向与太阳翼法线方向的二维夹角模拟立方星在轨运行时太阳矢量方向与太阳翼法线方向的二维夹角。

进一步的，步骤3中，三轴转台的控制立方星本体姿态的俯仰角和滚动角的变化规律为：

其中θ

一种基于重力矢量跟踪的立方星太阳翼对日定向地面实验装置，其特征在于：包括立方星本体、太阳翼、太阳翼控制器、三轴加速度计、俯仰通道驱动装置，滚转通道驱动装置、俯仰通道角度传感器、滚转通道角度传感器、三轴转台运动台面；

所述立方星本体用于安装太阳翼和太阳翼控制器，其中太阳翼由太阳能电池板组成，与立方星本体之间通过太阳翼二维转动机构连接；

所述太阳翼控制器用于控制太阳翼的俯仰通道驱动装置和滚转通道驱动装置；

所述三轴加速度计安装在太阳翼上，用于测量重力矢量方向；

所述俯仰通道驱动装置和滚转通道驱动装置根据太阳翼控制器的信号驱动太阳翼进行俯仰和滚转通道的转动；

所述俯仰通道角度传感器用于测量太阳翼在俯仰通道的实时旋转角度；所述滚转通道角度传感器用于测量太阳翼在滚转通道的实时旋转角度；

所述立方星本体固定安装在三轴转台运动台面上，三轴转台运动台面通过自身旋转带动立方星本体转动，使太阳翼法线方向与重力矢量方向夹角出现偏差。

有益效果

本发明的有益效果是：

(1)所用实验仪器设备为实验室通用仪器设备，实验成本低，实验系统和实验方案设计更加简单，实现便利，快速性好；

(2)以重力矢量代替太阳矢量，无需专用仪器设备，矢量自身方位无改变，不受环境光等外部扰动影响，使反馈状态更加稳定无间断、容易获取测量且不易被干扰；

(3)以卫星本体姿态运动代替太阳矢量转动，容易实现地面状态下星体和被追踪矢量之间的方位关系控制和测量，降低了对实验设备和实验环境的要求；

(4)以三轴加速度计代替太阳敏感器，能够实现地面实验时的测量元件等效替代，测量稳定性好，降低实验难度，提高实验可靠性；

(5)适用于立方星等多种卫星刚性太阳翼二维对日定向地面实验，经简化后还可用于立方星刚性太阳翼的一维对日定向地面实验。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1为双轴跟踪随动太阳翼示意图。

图中标号：1为立方星本体，2为太阳翼，3为太阳敏感器，4为太阳翼控制器，5为太阳翼俯仰转动臂，6为太阳翼滚转转轴，7为俯仰通道驱动电机，8为滚转通道驱动电机。

图2为太阳矢量跟踪的测量坐标系旋转示意图。

图3为重力矢量跟踪的本体坐标系旋转示意图。

图4为二自由度重力矢量追踪地面实验示意图。

图中标号：1为立方星本体，2为太阳翼，3为太阳敏感器，5为太阳翼俯仰转动臂，6为太阳翼滚转转轴，10为三轴加速度计，11为三轴转台运动台面，12为俯仰通道角度传感器，13为滚转通道角度传感器。

图5为太阳翼二维矢量跟踪算法等效分析流程图。

图6为地面实验测试流程图。

具体实施方式

针对采用展开式太阳翼的立方星，存在太阳翼对日定向地面试验能力不足，传统方法试验系统复杂、设备要求高、步骤繁琐、测试周期长等问题，本发明提出了一种基于重力矢量跟踪的立方星太阳翼对日定向地面实验方法及相应装置。该方法使用矢量方向恒定不变、室内容易获取、不易被干扰的重力矢量代替矢量方向时刻改变且不便测量、室内难以稳定获取、容易受环境光影响的太阳矢量作为追踪对象；以立方星本体姿态相对于重力矢量的运动，代替太阳矢量在太空中相对立方星本体的转动，能够方便获得准确、可控、容易测量的矢量方向变化；实验装置方面用三轴加速度计代替太阳敏感器作为太阳翼进行矢量跟踪时的测量元件，通过三轴转台实现星体姿态角转动并给出转角测量值，所需测量元件和仪器设备通用性强、容易获得。

该实验方法的核心思想是地面实验时以方向恒定、不易受干扰的重力矢量替代方向变化、易受干扰的太阳矢量作为被测矢量，通过将三轴加速度计安装于太阳翼上替代原有太阳敏感器获取被测矢量的方位信息，用三轴转台运动带动卫星姿态相对于重力矢量变化，模拟在轨时太阳矢量相对于卫星的照射方位变化，进而验证太阳翼进行太阳矢量二维角随动跟踪的闭环控制功能及精度。

针对如图1所示双轴跟踪随动(二维对日定向)太阳翼，首先使用太阳翼上的三轴加速度计测量当前重力矢量方位，然后将所得信息传输给太阳翼随动装置控制器，计算获得当前重力方向与太阳翼法线方向在俯仰和滚转轴的夹角，据此驱动太阳翼二维转动以减小两轴向的角度偏差，直到重力方向与太阳翼法线方向重合，从而实现太阳翼对于重力矢量的随动跟踪。同时，通过改变并测量立方星本体姿态的俯仰角和滚动角，可以调整太阳翼法线方向和重力方向的二维夹角，进而操纵太阳翼开展重力矢量的二维随动跟踪，据此模拟实际在轨飞行卫星本体姿态不动而太阳矢量转动时，太阳翼对太阳矢量的随动跟踪过程。这种方式可有效验证太阳翼对太阳矢量的随动控制算法和伺服跟踪能力，克服室内环境不易获取恒定太阳矢量进而影响太阳翼二维对日定向功能和精度验证的难题。

下面给出本发明的原理分析以及具体的实验过程：

(1)传感器等效替代

采用三轴加速度计代替太阳敏感器，两者都是固联于太阳翼光照面上的器件。太阳敏感器用于测量太阳矢量相对于传感器本体的二自由度角方位，从而确定太阳矢量相对于太阳翼的方位。三轴加速度计用于测量三轴重力加速度，进而解算获取太阳翼相对于重力矢量的二自由度角方位。这两种传感器均是通过测量某种矢量和传感器本体之间的二维相对角度关系，从而确定太阳翼和该矢量之间的俯仰和滚动通道夹角，并以此作为反馈测量值实现太阳翼对该矢量的随动跟踪。同时，由于测量结果为被测矢量相对于传感器各坐标轴的夹角，故与传感器在太阳翼上的具体安装位置无关。因此，本发明使用三轴加速度计替代太阳敏感器进行矢量角方位测量是可行的，据此设计和验证的随动跟踪控制算法也完全适用于太阳翼的二维对日定向追踪。具体算法详见下述等效分析。

(2)太阳翼二维矢量随动跟踪控制算法等效性分析

①坐标系定义

卫星本体坐标系Ox

太阳翼测量坐标系Ox

上述两坐标系均在图1中展示。

②太空太阳矢量追踪描述

当卫星在轨运行时，以卫星本体为参考点，则太阳矢量相对卫星本体转动。针对二自由度太阳翼，固连在太阳翼上的太阳翼测量坐标系Ox

在太阳翼测量坐标系Ox

要使太阳翼再次实现对日定向，则需旋转太阳翼使其法线平行于太阳矢量，如图2所示，Ox

太阳翼再次完成对日定向时，[x

则俯仰角β和滚转角γ的表达式如下：

③地面重力矢量追踪描述

地面实验时，将立方星固定于水平放置的三轴转台上，此时转台平面始终与卫星本体坐标系Ox

当卫星轨道确定后，太阳矢量

其中，θ

三轴转台基于上式旋转规律旋转后，根据三轴重力加速度分量可得重力矢量表达式，太阳翼控制器基于重力矢量方位实时调整太阳翼俯仰角和滚转角，使其法线方向与重力矢量方向重合，从而实现地面实验重力矢量追踪。

在太阳翼测量坐标系Ox

三轴转台旋转后，三轴加速度计测得重力矢量三轴分量改变，此时可将其表示为单位向量[a

在下一时刻，太阳翼法线跟踪重力矢量方向，当两者重新重合时，在太阳翼测量坐标系Ox

可知：

L

即在地面实验中，卫星太阳翼的俯仰角β′和滚转角γ′可描述为：

考虑到太阳敏感器与三轴加速度计的等效作用，将单位重力矢量分别表示为三轴分量及高低角、方位角形式，其中高低角和方位角分别为θ′、

又由式(7)和式(8)可得：

显然，式(12)与式(13)相等，结合式(11)可得：

因此，可得出：

由式(4)、式(5)和式(15)、式(16)对比可知，地面实验时太阳翼追踪重力矢量的俯仰角β′和滚转角γ′与卫星在轨运行时太阳翼追踪太阳矢量的俯仰角β和滚转角γ等效。

综上所述，地面实验时三轴加速度计的输出与太阳敏感器的输出等效，且太阳翼旋转俯仰角和滚转角的计算与太阳矢量跟踪时一致，故本实验的核心思想可行：在地面实验时，以重力矢量替代太阳矢量，以三轴转台的运动带动卫星姿态变化，从而用重力矢量相对于卫星本体的方位变化模拟在轨时太阳矢量相对于卫星本体的照射方位变化；将三轴加速度计安装于太阳翼上替代原有太阳敏感器获取被测矢量的方位信息，在旋转姿态一致时可进行太阳翼追踪变方位矢量的等效模拟。其等效分析流程图如图5所示。

④主要实验过程

在三轴转台启动后，卫星的姿态跟随转台运动台面的旋转发生变化，三轴加速度计实时测量重力矢量三轴分量的变化，然后将信息传递给太阳翼控制器，实时解算得出太阳翼法线与重力矢量重合所需的俯仰角β′和滚转角γ′，再控制电机驱动太阳翼旋转，使其及时跟踪β′和γ′的变化以达到太阳翼的定向控制。在此过程中，可根据安装在立方星本体上的俯仰通道角度传感器和滚转通道角度传感器测得太阳翼实际旋转的俯仰角β

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外、术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。因此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

(1)地面实验中各部件组成及功能介绍

主要部件组成：立方星本体1、太阳翼2、太阳翼控制器4、三轴加速度计10、俯仰通道驱动电机7，滚转通道驱动电机8、俯仰通道角度传感器12、滚转通道角度传感器13、三轴转台运动台面11。

立方星本体1用于安装太阳翼2和太阳翼控制器4，其中太阳翼2由太阳能电池板组成，与立方星本体1之间由太阳翼俯仰转动臂5和太阳翼滚转转轴6连接；太阳翼控制器4用于控制太阳翼的俯仰通道驱动电机7和滚转通道驱动电机8；三轴加速度计10用于测量重力矢量方向；俯仰通道驱动电机7和滚转通道驱动电机8根据太阳翼控制器4的信号驱动太阳翼2进行俯仰和滚转通道的转动；俯仰通道角度传感器12用于测量太阳翼2在俯仰通道的实时旋转角度；滚转通道角度传感器13用于测量太阳翼2在滚转通道的实时旋转角度；三轴转台运动台面11旋转带动立方星本体1转动，使太阳翼2法线与重力矢量夹角出现偏差。

(2)地面实验过程

三轴加速度计10代替太阳敏感器3时的太阳翼2双自由度转角闭环控制功能验证。

主要测试太阳翼2是否可以在俯仰及滚转双自由度上正常转动，确认太阳敏感器3与三轴加速度计10根据太阳翼2测量坐标系安装时的信号极性是否一致；确认当三轴转台运动台面11旋转引起太阳翼2法线与重力矢量产生夹角后，俯仰通道驱动电机7和滚转通道驱动电机8是否启动并驱动太阳翼2在两个自由度内转动，初步验证以三轴加速度计10作为反馈传感器时太阳翼2矢量追踪闭环控制工作的完成效果。

考虑到太阳敏感器3位于太阳翼2或立方星本体1上的两种安装方式，本发明对更为复杂的太阳敏感器3安装于太阳翼2上的方式进行描述。若太阳敏感器3安装在立方星本体1上，将太阳敏感器3的敏感主轴与卫星本体坐标系Ox

太阳翼2单通道跟踪重力矢量测试。

置三轴转台运动平面11为水平，置太阳翼2所在平面与立方星本体1下端面水平，将立方星本体1下端面固定于三轴转台运动台面11上，此时三轴转台运动台面11与卫星本体坐标系Ox

使三轴转台运动台面11回到水平位置后，控制三轴转台运动台面11仅改变滚转角δ

太阳翼2俯仰和滚转双通道矢量追踪测试。

基于第二步的太阳翼2在单通道跟踪重力矢量测试，实验人员控制三轴转台运动台面11旋转以模拟太阳矢量的旋转规律，即同时改变三轴转台运动台面11的俯仰角θ

Δt＝t

整个测试流程如图6所示。可知，本发明所提出的采用三轴转台运动台面11运转模拟立方星本体1和所测量矢量之间的方位关系，以重力矢量模拟太阳矢量，用三轴加速度计10模拟太阳敏感器3的太阳翼替代矢量追踪实验方法，能够在地面实验阶段测试验证太阳翼2二维对日定向功能的正确性和工作性能。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型，本发明未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。