一种基于多个太阳电池片的太阳捕获方法

摘要

一种基于多个太阳电池片的太阳捕获方法，在卫星的-Z面上布局4个成一定几何关系的太阳电池片。然后通过规一化电流值的大小确定卫星初始转动方向，控制卫星转动并在转动过程中持续根据规一化电流值的大小调整卫星的转动方向，让卫星的-Z轴始终向着太阳方向转动。当3个或4个电池片的规一化电流大于给定槛值时，确定出卫星的实测姿态。当实测姿态满足条件时，利用陀螺角速度对姿态进行预估，并利用实测姿态进行修正得到预估姿态，当实测姿态不满足条件时，直接使用实测姿态更新预估姿态，最后通过预估姿态得到卫星对日定向所需的控制量，经闭环控制后达到对太阳定向和跟踪的目的。采用本发明方法能够快速的捕获太阳并稳定跟踪。

主权项

1.一种基于多个太阳电池片的太阳捕获方法，其特征在于步骤如下：（1）在卫星-Z面上布局4个太阳电池片，每个太阳电池片在卫星-Z面布局时，应保证每个太阳电池片沿感光面法线方向上无障碍物遮挡，4个太阳电池片的法线方向与卫星本体坐标系-Z面的法线方向的夹角相同且均为β，其中1号太阳电池片法线与卫星本体坐标系的+X轴夹角为90°-β、2号太阳电池片法线与卫星本体坐标系的+Y轴夹角为90°-β、3号太阳电池片法线与卫星本体坐标系的-X轴夹角为90°-β、4号太阳电池片法线与卫星本体坐标系的-Y轴夹角为90°-β；（2）依次读取每个太阳电池片的电流值，进行归一化处理后得到归一化电流I_i,i=1,2,3,4；然后再对I_i的真实性进行判断，在真实的情况下则保留I_i的当前值，如果不真实则将I_i设置为0；所述归一化处理的方法是将太阳电池片每个周期实测电流值除以该太阳电池片在1个太阳常数下正面垂直照射太阳电池片所产生的最大电流值；电流真实性的判断依据为电流值满足关系I_i>ε>0，则认为电流I_i是真实有效的，ε为给定的阈值；（3）利用归一化电流确定初始搜索方向，若max(I₁,I₂,I₃,I₄)<ε，则控制卫星绕其本体坐标系的Y轴按照目标角速度ω_yb匀速转动，同时保持X轴和Z轴不转动，直至某个电流采集周期获取的I_i满足max(I₁,I₂,I₃,I₄)≥ε后进入步骤（4）；若max(I₁,I₂,I₃,I₄)≥ε，则按照最大规一化电流值所对应的太阳电池片所在位置确定卫星初始转动方向，具体如下：若I₁=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则控制卫星绕Y轴按照目标角速度ω_yb=-ω_b进行匀速转动，另外两个轴保持稳定不转动；若I₂=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则控制X轴按照目标角速度ω_xb=ω_b进行匀速转动，另外两个轴保持稳定不转动；若I₃=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则控制Y轴按照目标角速度ω_yb=ω_b进行匀速转动，另外两个轴保持稳定不转动；若I₄=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则控制X轴按照目标角速度ω_xb=-ω_b进行匀速转动，另外两个轴保持稳定不转动；ω_b为转动角速度，转动角速度的正负按照旋转轴右手系确定，前面的负号表示反向转动；（4）采集4个太阳电池片的电流信息并根据归一化电流最大值调整卫星的转动方向，若I₁=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则调整卫星绕Y轴按照目标角速度ω_yb=-ω_b进行匀速转动，X轴和Z轴的目标角速度ω_xb、ω_zb设置为0°/s；若I₂=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则调整卫星绕X轴按照目标角速度ω_xb=ω_b进行匀速转动，Y轴和Z轴的目标角速度ω_yb、ω_zb设置为0°/s；若I₃=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则调整卫星绕Y轴按照目标角速度ω_yb=ω_b进行匀速转动，X轴和Z轴的目标角速度ω_xb、ω_zb设置为0°/s；若I₄=max(I₁,I₂,I₃,I₄)>ε，则调整卫星绕X轴按照目标角速度ω_xb=-ω_b进行匀速转动，Y轴和Z轴的目标角速度ω_yb、ω_zb设置为0°/s；调整完成后，继续判断I₁,I₂,I₃,I₄四个规一化电流值的大小，如果同时有3个或者4个规一化电流值满足I_i>ε，则清除卫星转动角速度，停止卫星转动，并设置目标角速度ω_xb、ω_yb、ω_zb为0°/s，转入步骤（5），否则保持当前转动角速度，直至满足条件后进入步骤（5）；（5）采集4个太阳电池片的电流信息并归一化处理，利用归一化电流计算卫星的滚动角和俯仰角θ，其中$S_x=\frac{1}{2\sin \beta }(I_1-I_3),$$S_y=\frac{1}{2\sin \beta }(I_2-I_4),$$S_z=\frac{-1}{2\sin \beta }(I_2+I_4);$（6）计算卫星的预估滚动角和预估俯仰角当满足时，利用陀螺测量卫星本体坐标系X轴和Y轴的角速度ω_x,ω_y，并对姿态进行预估然后对预估姿态进行修正，修正方程为$\tilde{\theta }=\tilde{\theta }+K_{\mathrm{yy}}(\theta -\tilde{\theta });$当满足时，令其中K_xx,K_yy为预估姿态修正系数，为小于1的正常数，T_s为控制周期，L_mt为进行陀螺预估修正的槛值；（7）确定施加在卫星上的控制量，控制律为：U_z=K_dz(ω_z-ω_zb)；其中U_m,m=x,y,z为卫星三轴的控制量，K_dm为角速度控制系数，为正常数，ω_m为卫星陀螺实测三轴角速度，ω_mb为卫星目标角速度，K_px,K_py分别为滚动角和俯仰角控制系数，为正常数；（8）重复步骤（5）～（7），直至卫星-Z轴对准太阳并跟踪。