CN101858746A - 一种有效避开地气光影响的卫星对日定向目标姿态的解析确定方法 - Google Patents

Abstract

一种基于双矢量方位信息利用解析方法确定卫星对日定向目标姿态的方法，尤其是令星敏感器有效避开地气光影响的目标姿态确定方法，可以保证卫星姿态指向所关心的目标，且全程至少有1个星敏感器可用。通过找到令星敏感器最大可能避开地气光干扰影响的条件，结合对日指向要求，利用双矢量定姿的简单解析方法确定卫星对日定向目标姿态。克服了必须结合星体转动尝试建立合适目标姿态方法的困境，有助于降低控制复杂程度、成本和风险；克服了原方法存在的不能离线预先设计和预先避免地气光干扰影响的缺点。

Description

一种有效避开地气光影响的卫星对日定向目标姿态的解析确定方法

技术领域

本发明涉及一种基于双矢量方位信息利用解析方法确定卫星对日定向目标姿态的方法，尤其是令星敏感器有效避开地气光影响的目标姿态确定方法，可以保证卫星姿态指向所关心的目标，且全程至少有1个星敏感器可用。

背景技术

为了在轨执行多种飞行任务，卫星需要建立多种工作姿态模式。法国Pleiades卫星是一个典型代表，由于采用了固定帆板结构(如图1所示)，该星为了充电需要从轨道阴影区或成像区的对地定向工作姿态调整到帆板对日充电姿态(帆板轴指向太阳)，并在北/南极轨道区间内保持这种充电姿态(如图2所示)。为了维持这种充电姿态，需要确定出卫星的三轴姿态，一种选择是保证至少有1个星敏感器可用于三轴姿态测量。卫星充电时，已知星敏感器的安装位置(考虑一定小角度扰动)可以保证其不受太阳光的影响，但是，卫星从阴影区或成像区的对地定向姿态调整到帆板对日充电姿态时，或者，在南北极充电区间内，由于卫星相对地球的位置变化，一个不恰当的对日定向目标姿态却可能使得星敏感器受到地气光的干扰影响，因此，必须巧妙设计帆板对日定向目标姿态，使得星敏感器在整个充电区间内都能够避免地气光的影响。

当前，对日定向目标姿态的确定与建立采用如下一种简单方式：根据目标指向要求和卫星机动之前的实际指向，并依据欧拉转动方式设计出欧拉转动方向和转动角，然后通过这一欧拉转动机动使得卫星指向目标；若转动之后的卫星姿态不能保证星敏感器不受地气光的干扰，则绕目标指向按照固定的方向(顺时针或逆时针)缓慢转动星体姿态，从而使得星敏感器脱离地气光的干扰。显然，这种方式存在很大的缺点，即，不能预先设计出避开干扰光源的目标姿态，而必须得结合实际的星体转动尝试建立一个合适的目标姿态。由于卫星在轨运动，星敏感器相对地球的姿态也是不断变化的，这意味着星敏感器很有可能会在某个时刻后重新受到地气光的影响，从而得再次采用星体转动来避开地气光的影响。不难看出，这种简单方式不利于降低卫星控制的复杂程度、成本与风险。

发明内容

本发明的技术解决方案是：通过找到令星敏感器最大可能避开地气光干扰影响的条件，结合对日指向要求，利用双矢量定姿的简单解析方法确定卫星对日定向目标姿态，克服原方法存在的不能离线预先设计和预先避免地气光干扰影响的缺点。

本发明的技术解决方案的方法是：一种有效避开地气光影响的卫星对日定向目标姿态的解析确定方法，如图3所示，具体步骤详述如下：

(1)确定帆板法线在卫星本体系的指向U₁

根据卫星构型设计所确定的帆板安装方位信息，计算帆板法线在卫星本体系中的指向U₁。

设帆板安装方位角为Azimuth₁，俯仰角为Elevation₁，则帆板法线在卫星本体系中的坐标为：

$U_1=\left[\begin{array}{c}\cos \left({\mathrm{Azimuth}}_1\right)*\cos \left({\mathrm{Elevation}}_1\right)\\ \sin \left({\mathrm{Azimuth}}_1\right)*\cos \left({\mathrm{Elevation}}_1\right)\\ \sin \left({\mathrm{Elevation}}_1\right)\end{array}\right]$

(2)确定所选择的星敏感器光轴在卫星本体系的指向U₂

选择与星体纵轴(-z轴)夹角最大的星敏感器，根据该星敏感器的安装方位信息计算其在卫星本体系中的指向U₂。

设该星敏感器安装方位角为Azimuth₂，俯仰角为Elevation₂，则该星敏感器光轴在卫星本体系中的坐标为：

$U_2=\left[\begin{array}{c}\cos \left({\mathrm{Azimuth}}_2\right)*\cos \left({\mathrm{Elevation}}_2\right)\\ \sin \left({\mathrm{Azimuth}}_2\right)*\cos \left({\mathrm{Elevation}}_2\right)\\ \sin \left({\mathrm{Elevation}}_2\right)\end{array}\right]$

(3)确定帆板法线在参考系中的指向V₁

由于转动完成后帆板将采取对日定向姿态，因此帆板法线的指向即为太阳方位矢量。根据卫星轨道信息和太阳方位信息，计算太阳方位在参考系中的指向V₁。参考系取轨道系。

设太阳在J2000惯性系中的坐标为V_{Sun_i}，轨道系相对惯性系的单位姿态矩阵为A_oi，则可求得V₁为：

V₁＝V_{Sun_o}＝A_oi*V_{Sun_i}

(4)确定所选择的星敏感器光轴在参考系中的指向V₂

对于步骤(2)中选择的星敏感器，使其轴线位于由卫星-太阳矢量(星日矢量)和卫星-地心矢量(星地矢量)所确定的空间平面内，且该星敏感器光轴与星地轴线的夹角最大，因而，具有最鲁棒的避免地气光影响的能力。记该星敏感器光轴在参考系中的指向为V₂，具体指向可根据星敏感器安装信息、太阳方位信息、卫星轨道信息和姿态信息加以计算。参考系取轨道系。

已知星日矢量和星地矢量在轨道系中的坐标分别为：

V_{Sat_Sun}＝V₁

V_{Sat_Earth}＝[0，0，1]

为保证星敏感器具有最鲁棒的避免受地气光影响的能力，应使星敏感器光轴矢量位于由V_{Sat_Sun}和V_{Sat_Earth}所确定的平面内。且星敏感器光轴与V_{Sat_Sun}的夹角固定为(90-Elevation₂)°。其数学表达式如下：

符合该条件的矢量方向在由V_{Sat_Sun}和V_{Sat_Earth}所确定的平面内共有两个，选择和V_{Sat_Earth}夹角较大的那一个。该矢量方向在轨道系中的坐标即为V₂。

(5)计算卫星对日定向目标姿态

利用步骤(1)～(4)中确定的U₁、U₂、V₁、V₂，采用双矢量定姿方法，确定出卫星对日定向的目标姿态参数。

双矢量定姿方法如下：

已知帆板法线与星敏感器光轴在卫星本体系中的坐标分别为U₁、U₂，在参考系中的坐标分别为V₁、V₂，且两轴线并不平行，则有：

R₁＝V₁

R₃＝R₁×R₂  M_R＝[R₁ R₂ R₃]

S₂₁＝U₁

S₃＝S₁×S₂  M_S＝[S₁ S₂ S₂]

由此可求出卫星本体系相对于参考系的单位姿态矩阵如下：

$A_{\mathrm{bo}}=M_R{M}_S^T$

此即为卫星对日定向的目标姿态参数。

本发明与现有技术相比的有益效果为：

(1)预先确定出目标姿态

可以预先确定出卫星的对日定向目标姿态，作为控制系统的指令输入，克服了必须结合星体转动尝试建立合适目标姿态方法的困境，有助于降低控制复杂程度、成本和风险。

(2)有效避开地气光影响

可以最大可能地避开地气光的干扰影响，避免了原有方法存在的预见地气光干扰影响能力弱的问题。

(3)算法简单实时性好

完全解析算法，计算量小，适合在线实时计算。

附图说明

图1为Pleiades卫星的构型图，其+z轴定义为相机轴线，-z轴方向上安装了3片固定帆板，且帆板法线与-z轴平行，帆板充电时，-z轴指向太阳。

图2为Pleiades卫星在轨工作姿态模式，包括了轨道阴影区和成像区内的对地定向工作姿态模式和轨道南/北极区的对日定向工作姿态模式。

图3为本发明方法的流程图

图4实施例中的卫星在轨工作模式，与Pleiades卫星类似，也包括了轨道阴影区和成像区内的对地定向工作姿态模式和轨道南/北极区的对日定向工作姿态模式。

具体实施方式

实施例：帆板对日定向目标姿态的确定

考虑一颗在691km轨道高处、降交点地方时为10:30的太阳同步轨道上运行的商业敏捷卫星，其构型类似于图1所示的法国Pleiades卫星，且其在轨飞行任务模式(图4所示)也类似于后者(如图2所示)。该星一个轨道周期上的典型飞行任务如图4所示，包括4个不同的轨道区间，其姿态机动方式如下：

(1)从D点到A点的北极对日定向区间，持续时间约为17分钟。在此区间内卫星采用对日惯性定向姿态方式运行，D点为卫星在轨出地影点；

(2)从A点到B点的对地成像区间，持续时间约为24分钟。在此区间卫星采用一定的对地定向姿态方式运行，其对地成像段结束时刻的姿态为：滚动角-25°，俯仰角-30°；

(3)从B点到C点的南极对日定向区间，持续时间约为23分钟。在此区间内卫星采用对日惯性定向姿态方式运行，C点为卫星在轨进地影点；

(4)从C点到D点的地影区间，持续时间约为34分钟。在此区间卫星采用相机光轴指向地心的严格对地定向姿态方式运行。

考虑卫星在轨道南/北极区充电期间内实时确定出卫星对日定向目标姿态，并保证至少一个星敏感器可测。根据安装条件，各星敏感器光轴与-z轴构成一个锐角安装，且该角度大到足以保证卫星充电时(小角度扰动)星敏感器不受太阳光的影响，由于卫星的运动，难保星敏感器不再受地气光的干扰，因此，必须巧妙设计帆板对日定向目标姿态，使得星敏感器在整个充电区间内都能够避免地气光的影响，以此保证至少1个星敏感器可用。

假设仿真起始时间为：2010年03月22日00:45:55，该起始时间为卫星在轨出地影点(D点)，卫星在初始时刻的姿态为严格对地定向。设alpha＝68°，beta＝30°。太阳方向矢量在惯性系内的坐标为：

V_{Sun_i}＝[0.999770000 0.019707000 0.008493000]

三个星敏感器的安装角分别为：

	星敏感器1	星敏感器2	星敏感器3
				方位角(Azimuth，°)	-51	66	187
俯仰角(Elevation2，°)	53	52.1	35.5

由表中可见，星敏感器3与-z轴夹角最大，为54.5°。因此选择其作为后续计算所用的星敏感器。

具体的数学描述如下：

1)北极对日定向区域

卫星在D点处由地影区对地定向姿态转为北极区对日定向姿态。

(1)确定帆板法线在卫星本体系中的指向U₁

根据实施例条件，帆板法线沿卫星-z方向，即安装方位角Azimuth₁＝0°，安装俯仰角Elevation₁＝-90°，因此帆板法线矢量在卫星本体系中的坐标为：

U₁＝V_{SB_b}＝[0，0，-1]^T

(2)确定星敏感器光轴在卫星本体系中的指向U₂

根据实施例的条件，选取和-z轴夹角最大的星敏感器，设其安装方位角为Azimuth₂，安装俯仰角为Elevation₂，其在卫星本体系中的坐标为：

$U_2=V_{\mathrm{Sensor}\_b}=\left[\begin{array}{c}\cos \left({\mathrm{Azimuth}}_2\right)*\cos \left({\mathrm{Elevation}}_2\right)\\ \sin \left({\mathrm{Azimuth}}_2\right)*\cos \left({\mathrm{Elevation}}_2\right)\\ \sin \left({\mathrm{Elevation}}_2\right)\end{array}\right]$

$={\left[\begin{array}{ccc}-0.8080& -0.0992& -0.5807\end{array}\right]}^T$

(3)确定帆板法线在轨道系中的指向V₁

根据卫星轨道信息，可求得在D点处轨道系相对于J2000惯性系的单位转换矩阵A_oi，并计算出太阳光方向在惯性系中的矢量坐标V_{Sun_i}。由于在一个轨道周期内太阳方位在惯性系中的变化十分缓慢，可认为其保持不变。则可计算出在D点，帆板法线的目标指向V₁在轨道系下的坐标为：

V₁＝V_{Sun_o}＝A_oi*V_{Sun_i}

          ＝[0.8083 -0.4007 0.4314]^T

(4)确定所选择的星敏感器光轴在轨道系中的指向V₂

为了满足相机轴线矢量的指向要求，在D点处，V₂应符合以下条件：

a.帆板法线矢量V₁、星敏光轴矢量V₂与地心矢量[0，0，1]应处于同一平面内；

b.V₁与V₂夹角为(90-Elevation₂)°；

c.V₂与地心矢量[0，0，1]的夹角，大于地心与地表的夹角alpha与星敏感器对地气光抑制角beta之和。

上述条件的数学表达式为：

由此，可确定在D点，V₂的值为：

V₂＝V_{Sensor_o}＝[0.7840  -0.3886  -0.4839]^T

(5)计算卫星对日定向的目标姿态

利用步骤(1)～(4)中确定的U₁、U₂、V₁、V₂，采用双矢量定姿方法，可确定出卫星在D点完成对日定向姿态机动后，卫星本体系相对于轨道系的单位姿态矩阵为：

$A_{\mathrm{bo}}=\left[\begin{array}{ccc}-0.3615& -0.7294& -0.0000\\ -0.8083& 0.4007& -0.4314\\ 0.7840& -0.3886& -0.4839\end{array}\right]$

此即为卫星在北极区对日定向的目标姿态参数。

2)南极对日定向区域

卫星在B点处由成像区对地定向姿态转为南极区对日定向姿态。

(1)确定帆板法线在卫星本体系中的指向U₁

U₁＝V_{SB_b}＝[0，0，-1]^T

(2)确定星敏感器光轴在卫星本体系中的指向U₂

$U_2=V_{\mathrm{Sensor}\_b}=\left[\begin{array}{c}\cos \left({\mathrm{Azimuth}}_2\right)*\cos \left({\mathrm{Elevation}}_2\right)\\ \sin \left({\mathrm{Azimuth}}_2\right)*\cos \left({\mathrm{Elevation}}_2\right)\\ \sin \left({\mathrm{Elevation}}_2\right)\end{array}\right]$

$={\left[\begin{array}{ccc}-0.8080& -0.0992& -0.5807\end{array}\right]}^T$

(3)确定帆板法线在轨道系中的指向V₁

根据卫星轨道信息，可求得在B点处轨道系相对于J2000惯性系的单位转换矩阵A_oi，并计算出太阳光方向在惯性系中的矢量坐标V_{Sun_i}。可计算出在B点，帆板法线的目标指向V₁在轨道系下的坐标为：

V₁＝V_{Sun_o}＝A_oi*V_{Sun_i}

          ＝[-0.4780 -0.4007 -0.7817]^T

(4)确定星敏感器光轴在轨道系中的指向V₂

可确定在B点处，V₂的值为：

V₂＝V_{Sensor_o}＝[0.2101 0.1761 -0.9616]^T

(5)计算卫星对日定向的目标姿态

利用步骤(1)～(4)中确定的U₁、U₂、V₁、V₂，采用双矢量定姿方法，可确定出卫星在B点完成对日定向姿态机动后，卫星本体系相对于轨道系的单位姿态矩阵为：

$A_{\mathrm{bo}}=\left[\begin{array}{ccc}-0.5230& 0.6239& -0.0000\\ 0.4780& 0.4007& 0.7817\\ 0.2101& 0.1761& -0.9616\end{array}\right]$

此即为卫星在南极区对日定向的目标姿态参数。

也就是说，卫星采用上述计算方法，可以完成帆板对日定向目标姿态的确定任务。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (11)

1.一种有效避开地气光影响的卫星对日定向目标姿态的解析确定方法，其特征在于：通过找到令星敏感器最大可能避开地气光干扰影响的条件，结合对日指向要求，利用双矢量定姿的简单解析方法确定卫星对日定向目标姿态，具体步骤如下：

(1)确定帆板法线在卫星本体系的指向U₁；

(2)确定所选择的星敏感器光轴在卫星本体系的指向U₂；

(3)确定帆板法线在参考系中的指向V₁；

(4)确定所选择的星敏感器光轴在参考系中的指向V₂；

(5)计算卫星对日定向目标姿态。

2.如权利要求1所述的一种有效避开地气光影响的卫星对日定向目标姿态的解析确定方法，其特征在于：根据卫星构型设计所确定的帆板安装方位信息，计算帆板法线在卫星本体系中的指向U₁。

3.如权利要求2所述的一种有效避开地气光影响的卫星对日定向目标姿态的解析确定方法，其特征在于：帆板法线在卫星本体系中的指向U₁的计算表达式为

$U_1=\left[\begin{array}{c}\cos \left({\mathrm{Azimuth}}_1\right)*\cos \left({\mathrm{Elevation}}_1\right)\\ \sin \left({\mathrm{Azimuth}}_1\right)*\cos \left({\mathrm{Elevation}}_1\right)\\ \sin \left({\mathrm{Elevation}}_1\right)\end{array}\right]$

其中Azimuth₁为帆板安装方位角，Elevation₁为帆板俯仰角。

4.如权利要求1所述的一种有效避开地气光影响的卫星对日定向目标姿态的解析确定方法，其特征在于：选择与星体纵轴(-z轴)夹角最大的星敏感器，根据该星敏感器的安装方位信息计算其在卫星本体系中的指向U₂。

5.如权利要求4所述的一种有效避开地气光影响的卫星对日定向目标姿态的解析确定方法，其特征在于：所选择的星敏感器光轴在卫星本体系的指向U₂的计算表达式为的

$U_2=\left[\begin{array}{c}\cos \left({\mathrm{Azimuth}}_2\right)*\cos \left({\mathrm{Elevation}}_2\right)\\ \sin \left({\mathrm{Azimuth}}_2\right)*\cos \left({\mathrm{Elevation}}_2\right)\\ \sin \left({\mathrm{Elevation}}_2\right)\end{array}\right]$

其中Azimuth₂为该星敏感器安装方位角，Elevation₂为该星敏感器俯仰角。

6.如权利要求1所述的一种有效避开地气光影响的卫星对日定向目标姿态的解析确定方法，其特征在于：根据卫星轨道信息和太阳方位信息，计算帆板法线在参考系中的指向V₁，参考系取轨道系。

7.如权利要求6所述的一种有效避开地气光影响的卫星对日定向目标姿态的解析确定方法，其特征在于：帆板法线在参考系中的指向V₁的计算表达式为

V₁＝V_{Sun_o}＝A_oi * V_{Sun_i}

其中A_oi为轨道系相对惯性系的单位姿态矩阵，V_{Sun_i}为太阳在J2000惯性系中的坐标。

8.如权利要求1所述的一种有效避开地气光影响的卫星对日定向目标姿态的解析确定方法，其特征在于：使所选择的星敏感器的轴线位于由卫星-太阳矢量(星日矢量)和卫星-地心矢量(星地矢量)所确定的空间平面内，且该星敏感器光轴与星地轴线的夹角最大，根据该星敏感器安装信息、太阳方位信息、卫星轨道信息和姿态信息，计算所选择的星敏感器光轴在参考系中的指向V₂。

9.如权利要求8所述的一种有效避开地气光影响的卫星对日定向目标姿态的解析确定方法，其特征在于：根据数学表达式

计算所选择的星敏感器光轴在参考系中的指向V₂，符合该条件的矢量方向在星日矢量和星地矢量所确定的平面内共有两个，选择和V_{Sat_Earth}夹角较大的那一个，其中V_{Sat_Sun}为卫星-太阳矢量(星日矢量)，V_{Sat_Earth}为卫星-地心矢量(星地矢量)，Elevation₂为该星敏感器俯仰角。

10.如权利要求1所述的一种有效避开地气光影响的卫星对日定向目标姿态的解析确定方法，其特征在于：利用步骤(1)～(4)中确定的U₁、U₂、V₁、V₂，采用双矢量定姿方法，确定出卫星对日定向的目标姿态参数。

11.如权利要求10所述的一种有效避开地气光影响的卫星对日定向目标姿态的解析确定方法，其特征在于：双矢量定姿方法如下：

已知帆板法线与星敏感器光轴在卫星本体系中的坐标分别为U₁、U₂，在参考系中的坐标分别为V₁、V₂，且两轴线并不平行，则有：

$\begin{array}{cccc}{R}_1=V_1& R_2=\frac{V_1{\×V}_2}{\left|\right|V_1\×V_2\left|\right|}& R_3=R_1\×R_2& M_R=\left[\begin{array}{ccc}{R}_1& R_2& R_3\end{array}\right]\end{array}$

$\begin{array}{cccc}{S}_1=U_1& S_2=\frac{U_1{\×U}_2}{\left|\right|U_1\×U_2\left|\right|}& S_3=S_1\×S_2& M_S=\left[\begin{array}{ccc}{S}_1& S_2& S_3\end{array}\right]\end{array}$

由此可求出卫星本体系相对于参考系的单位姿态矩阵如下：

$A_{\mathrm{bo}}=M_R{M}_S^T$

此即为卫星对日定向的目标姿态参数。

Images