申请/专利权人：长光卫星技术股份有限公司

申请日：2023-03-13

公开（公告）日：2024-04-02

公开（公告）号：CN116331525B

主分类号：B64G1/28

分类号：B64G1/28;B64G1/24

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.04.02#授权;2023.07.14#实质审查的生效;2023.06.27#公开

摘要：一种卫星飞轮转速过零规避方法，涉及卫星姿态控制技术领域，保证了卫星由三轴对日姿态转换为三轴对地工作姿态中的飞轮转速过零规避。设计对地成像期间的飞轮组期望角动量，计算卫星在轨道坐标系下的角动量；建立轨道面参考惯性坐标系，计算轨道坐标系与轨道面参考惯性坐标系的转换矩阵；建立卫星三轴对日惯性坐标系，计算卫星三轴对日惯性坐标系与轨道面参考惯性坐标系的转换矩阵；计算轨道坐标系与卫星三轴对日惯性坐标系的转换矩阵；计算卫星在三轴对日姿态下的角动量，即卫星在三轴对日姿态下的飞轮组角动量；在完成三轴对日姿态下飞轮组角动量计算后，选择其中三轴最小角动量最大的一组作为最优解，计算飞轮在三轴对日姿态下的最优转速。

主权项：1.一种卫星飞轮转速过零规避方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、设计卫星对地成像期间的飞轮组期望角动量，计算卫星星体在轨道坐标系下的角动量；S2、建立轨道面参考惯性坐标系，计算轨道坐标系与轨道面参考惯性坐标系的转换矩阵；S3、建立卫星三轴对日惯性坐标系，计算卫星三轴对日惯性坐标系与轨道面参考惯性坐标系的转换矩阵；S4、计算轨道坐标系与卫星三轴对日惯性坐标系的转换矩阵；S5、计算卫星星体在三轴对日姿态下的角动量，即卫星在三轴对日姿态下的飞轮组角动量；S6、根据卫星在三轴对地姿态下的角动量在8个象限的8种情况，在完成三轴对日姿态下飞轮组角动量计算后，得到8组计算结果，选择其中三轴最小角动量最大的一组作为最优解，计算飞轮在三轴对日姿态下的最优转速，通过卫星在三轴对日姿态下进行转速偏置，使卫星对地工作期间避免飞轮转速过零；步骤S1具体包括：设卫星在对地成像期间各轴飞轮的期望角动量模值为Hw，已知卫星的主轴转动惯量为[IxIyIz]，卫星轨道角速度为ωy，那么卫星星体在轨道坐标系下的角动量Ho为： 其中，Hb为卫星星体相对轨道坐标系转动的角动量，Hwheel为卫星飞轮组的期望角动量，式中n为期望飞轮转速模值，nmax为最大飞轮转速模值，Hw_max为最大飞轮角动量；步骤S2具体包括：建立轨道面参考惯性坐标系，将地心作为原点O，Y轴垂直于轨道平面，指向轨道角动量的反方向，X轴平行于地心指向轨道降交点的矢量，Z轴由右手定则确定；假设卫星轨道倾角为i，其工作的降轨段纬度为δ，则卫星在经过该纬度的纬度幅角为由此得到轨道坐标系与轨道面参考惯性坐标系的转换矩阵Coi： 其中，Ry表示绕Y轴旋转的基元旋转矩阵；步骤S3具体包括：建立卫星三轴对日惯性坐标系，其-Z轴指向太阳，+X轴在卫星轨道面内且偏向运动前方；计算卫星的太阳矢量在轨道面参考惯性坐标系中的方向Vsun、三轴对日姿态下的X轴指向Vsx以及三轴对日姿态下的Y轴指向Vsy，进而得到卫星三轴对日坐标系与轨道面参考惯性坐标系的转换矩阵Csi；步骤S4具体为：根据卫星三轴对日坐标系与轨道面参考坐标系的转换矩阵Csi，以及卫星三轴对地坐标系与轨道面参考坐标系的转换矩阵Coi，得到轨道坐标系与卫星三轴对日坐标系的转换矩阵Cos＝Csi—1Coi；步骤S5具体包括：计算卫星星体在三轴对日姿态下的角动量Hs： 即卫星在三轴对日姿态下的飞轮组角动量Hwheel_s： 步骤S6具体包括：已知卫星在三轴对地姿态下的飞轮角动量在8个象限有8种情况，在完成三轴对日姿态下飞轮组角动量计算后，选择其中三轴最小角动量最大的一组作为最优解；根据飞轮角动量计算结果，计算飞轮在三轴对日姿态下的最优转速： 通过卫星在三轴对日姿态下进行转速偏置，使得卫星在对地工作期间避免飞轮转速过零。

全文数据：

权利要求：

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