CN102431659A - 一种日地系统Halo轨道探测器的构型及其姿态指向 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种日地系统Halo轨道探测器的构型及其姿态指向，属于航天器设计领域，将数传天线固定安装于探测器本体的+x_b面，数传天线轴沿x_b轴方向，太阳帆板固定安装于探测器的±y_b面，且其轴线垂直于探测器本体的±y_b面，其法线与-x_b轴夹角为θ，θ为太阳帆板安装角，θ由Halo平均轨道信息计算得到。在探测器运行期间，探测器本体的x_b轴保持对地定向；太阳帆板法线指向太阳，选定θ后，太阳帆板的太阳入射角变化在一定范围之内，且在一个轨道周期内平均为90°。本发明的优点为：依靠1个固定的数传天线和一对固定的太阳帆板，实现数传天线对地长期定向，太阳帆板对日长期定向，可通过数传码速率较低的数传天线实现，且探测器活动部件少，大大提高了探测器的可控性与可靠性，降低了控制难度。

Description

一种日地系统Halo轨道探测器的构型及其姿态指向

技术领域

本发明涉及航天器设计领域，具体来说，是一种日地系统Halo轨道探测器的构型及其姿态指向。

背景技术

目前人类深空探测活动的触角已由月球延伸到类地内行星(包括水星、金星)和类地外行星(包括火星、木星)。探测任务包括全球地球地图勘测、环境和地质等科学探测。日-地拉格朗日点L1/L2点Halo轨道分别位于地球内侧和外侧。

国际上已发射多颗定位在拉格朗日点附近的航天器。

ISEE-3/ICE发射与1978年8月12日，质量478kg，寿命32年，位于日地L1点，Halo轨道周期178天，用于彗星探测。ISEE-3有四个用于S波段无线通讯和等离子体波研究的49m长的导线天线，以20rpm速率旋转，体贴式太阳电池，一对太阳敏感器提供精度0.1°左右的姿态信息。采用肼推力器进行姿态和ΔV机动，12个推力器用于姿态和轨道控制。

SOHO发射与1995年12月2日，质量1861kg，位于日地L1点，Halo轨道周期180天，用于太阳观测。三轴稳定，携带许多连续指向太阳的科学仪器，其名义姿态为x轴连续指向太阳，而y轴指向黄道北极。具有一个高增益天线和一个低增益天线。

ACE，1997年8月25日发射，用于分析太阳风和宇宙射线的成分，除四个太阳电池阵和附着在太阳翼上的磁强计外，外形尺寸为1.6m×1.6m×1m，发射质量785kg，位于日地L1点的Halo轨道。太阳翼提供约500W电能。探测器以5rpm速率旋转，旋转轴沿地-日连线方向，大部分科学设备安装在上部(面向太阳)的甲板上。

MAP于2001年6月发射，840kg，位于日地L2点的Halo轨道，用于宇宙背景辐射温度测量。MAP以0.464rpm的速率自转，被动热控，有效载荷需保持不被太阳照射，太阳翼固定安装，并保证太阳入射角在一定范围内。

Genesis与2001年8月8日发射，质量636kg，寿命3年，位于日地L1点和L2点的Halo轨道，任务是太阳分取样返回，探测器以一圈37.5s的速度自旋稳定，装有两个固定太阳翼，提供最大254W的能量给镍氢蓄电池。通讯为S波段固定天线完成。温度由加热器和被动热控控制。

Herschel和Planck于2009年5月14日发射，位于L2点Lissajous轨道，分别用于远红外天文观测和探测宇宙微波辐射。Herschel内的科学仪器需要工作在零度左右，因此该探测器固定安装有一个遮蔽上部仪器的遮阳罩和一个遮蔽底部仪器的遮阳板，遮阳板上装有太阳电池片从而为探测器供电。Planck的圆形太阳列阵固定在卫星底部，当卫星绕其纵轴旋转时，太阳列阵总保持指向太阳。姿态控制系统为完成指向和快速定向需求而设计，主要姿态敏感器为恒星跟踪定位器。

探测器在工作轨道上的姿态设计除了满足载荷工作外，还需要考虑数传和热控等。对于科学探测为目标的探测器，在不同阶段对于测控精度要求不同：(1)航天器离开转移轨道实施捕获机动时，要求地面增加测站以提高轨道的测定精度；(2)在航天器成功捕获到工作轨道后，往往不再进行轨道机动或连续机动的时间间隔很大，此时探测任务对航天器轨道星历的精度要求较低，所占用测控资源较少，减轻上下行通道的压力和地面操作人员的压力。因此，以科学探测为任务的探测器对其姿态有如下要求：(1)该姿态对轨道星历的精度要求很低；(2)由于深空距离尺度较大，数传码速率较低，要求最大限度保证“器-地”数传通道的通畅；(3)探测器散热面固定；(4)探测器转动部件及其转动范围尽可能小。

由于平动点附近轨道距离地球较远，姿态定向成为一个关键问题，如何解决远距离通讯的时间延迟及探测器能源供应成为突出问题。现有平动点探测器大多采用被动热控、可定向太阳翼及可定向数传天线(通常是两个，一个用于空间大尺度低码率数传，一个用于高码率数传)来完成其姿态指向任务。如此一来，探测器的转动部件较多，柔性大，不易控制。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提出一种日地系统Halo轨道探测器的构型及其姿态指向，通过在探测器本体上固定散热面、固定太阳翼及固定数传天线完成姿态指向任务，且由于探测器活动部件的减少，探测器可控性与可靠性提高，降低了探测器的控制难度。

本发明中探测器的数传天线固定安装在探测器本体的+x_b面，数传天线的轴线垂直于探测器本体的+x_b面，且方向指向探测器本体的+x_b方向；探测器的太阳帆板固定安装在探测器本体的±y_b面，太阳帆板的轴线垂直于探测器本体的±y_b面，法线与-x_b轴夹角为θ，θ为太阳帆板的安装角。所述探测器本体的+x_b轴保持对地定向，同时探测器中太阳帆板的法线指向太阳。

上述探测器轨道坐标系为FO(x_o y_o z_o)，其中，探测器的质心为原点O_O，x_o轴指向地球，y_o垂直于太阳、探测器与地球构成的平面，指向与探测器的速度矢量方向为呈锐角的方向，z_o满足笛卡尔右手法则；定义探测器的本体坐标系FB(x_b y_b z_b)，其相对于探测器的轨道坐标系采用3-1-2的旋转顺序得到，+x_b，+y_b，+z_b分别表示x_b，y_b，z_b轴的正方向，-x_b，-y_b，-z_b分别表示x_b，y_b，z_b轴的负方向，且+x_b，+y_b，+z_b面分别表示法线指向+x_b，+y_b，+z_b方向的面，-x_b，-y_b，-z_b面分别表示法线指向-x_b，-y_b，-z_b方向的面。

所述θ＝(α+β)，α和β分别为Halo轨道周期内轨道角变量α₁和β₁的平均值，α₁为探测器和太阳的连线与太阳和地球连线的夹角，β₁为探测器与地球连线和地球与太阳连线的夹角。

本发明的优点在于：

1、本发明日地系统Halo轨道探测器的构型及其姿态指向，克服现有Halo轨道探测器需要较多活动部件的问题，通过数传天线和太阳帆板的安装方式，以及设计日地系统Halo轨道探测器的姿态指向，由此仅依靠1个固定的数传天线和一对固定的太阳帆板，实现了数传天线对地长期定向，太阳帆板对日长期定向，

2、本发明日地系统Halo轨道探测器的构型及其姿态指向，由于探测器的散热面固定，既减轻了重量，又缓解电路、信息交互以及电磁兼容等分系统的设计压力，从而简化探测器的设计难度并降低研制成本。

附图说明

图1为探测器构型整体示意图；

图2为探测器构型局部示意图；

图3a为日地系统共线平动点L1点Halo轨道主视图；

图3b为日地系统共线平动点L1点Halo轨道侧视图；

图3c为日地系统共线平动点L1点Halo轨道俯视图；

图3d为日地系统共线平动点L1点和L2点Halo轨道等轴侧视图；

图4a为L2点Halo轨道及太阳、地球的相对位置的侧视图；

图4b为L2点Halo轨道及太阳、地球的相对位置的等轴侧视图；

图5为探测器在L1点的Halo轨道姿态指向；

图6为探测器在L2点的Halo轨道姿态指向；

图7为太阳帆板的安装角度θ的确定方法流程图；

图8为日地系统L1点的Halo轨道上的探测器太阳帆板入射角在一个轨道周期中的变化规律及其平均值；

图9为日地系统L2点的Halo轨道上的探测器太阳帆板入射角在一个轨道周期中的变化规律及其平均值。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。

本发明一种日地系统Halo轨道探测器的构型及其姿态指向，如图1、图2所示，定义探测器1轨道坐标系FO(x_o y_o z_o)，其中，取探测器S/C的质心为原点O_O，x_o轴指向地球，y_o垂直于太阳、探测器S/C与地球构成的平面，指向与探测器S/C的速度矢量方向为呈锐角方向，z_o满足笛卡尔右手法则。定义探测器S/C本体坐标系FB(x_b y_b z_b)，其相对于探测器S/C的轨道坐标系采用3-1-2的旋转顺序得到，+x_b，+y_b，+z_b分别表示x_b，y_b，z_b轴的正方向，-x_b，-y_b，-z_b分别表示x_b，y_b，z_b轴的负方向，且+x_b，+y_b，+z_b面分别表示法线指向+x_b，+y_b，+z_b方向的面，-x_b，-y_b，-z_b面分别表示法线指向-x_b，-y_b，-z_b方向的面。

根据上述定义的探测器S/C的轨道坐标系FO与探测器S/C本体坐标系FB，本发明中将探测器S/C的数传天线1固定安装在探测器S/C本体的+x_b面，即数传天线1的轴线垂直于探测器S/C本体的+x_b面，且方向指向探测器S/C本体的+x_b方向。探测器S/C的太阳帆板3固定安装于探测器S/C本体的±y_b面，太阳帆板2的轴线垂直于探测器S/C本体的±y_b面，法线与-x_b轴夹角为θ，θ为太阳帆板2的安装角。由于探测器S/C在平动点Halo轨道上运行时，沿地球与太阳的连线方向的轨道浮动相对于垂直地球与太阳的连线的平面内运动的尺度很小，因此通过上述探测器S/C的构型设计，令探测器S/C本体的+x_b和±y_b面作为探测器S/C的固定的散热面，探测器S/C本体的+x_b和±y_b不会受到太阳光照，探测器S/C本体的+x_b和±y_b面可固定为探测器S/C的散热面，由于散热面的固定，大大降低了探测器S/C的热控设计难度。既减轻了重量，又缓解电路、信息交互以及电磁兼容等分系统的设计压力，从而简化探测器的设计难度并降低研制成本。

根据微分修正算法(出自文献《地-月系平动点及Halo轨道的应用研究》，徐明，徐世杰，宇航学报，第27卷第4期，2006年7月)，可得到日地系统共线平动点L1点和L2点Halo轨道，分别如图3、图4所示。其中，图3a～图3d分别为L1点Halo轨道的主视图、侧视图、俯视图以及等轴侧视图，可以看出L1点Halo轨道与地球轨道不同，不是普通的圆锥曲线，而是不规则的空间曲线。图4a、图4b分别为L2点Halo轨道及太阳、地球的相对位置的侧视图和等轴侧视图，可看出Halo轨道的轨道平面不通过地球，而是与地球、太阳连线形成一定的夹角。本发明中在探测器S/C运行期间，探测器S/C在L1点与L2的Halo轨道上的探测器S/C姿态指向相同，均为：探测器S/C本体的+x_b轴保持对地定向，同时探测器S/C中太阳帆板3的法线指向太阳。其中，探测器S/C在L1点的Halo轨道姿态指向如图5所示，探测器S/C在L2点Halo轨道上的姿态指向如图6所示。令θ＝(α+β)，其中，α和β分别为Halo轨道周期内轨道角变量α₁和β₁的平均值，α₁为探测器和太阳的连线与太阳和地球连线的夹角，β₁为探测器与地球连线和地球与太阳连线的夹角。因此获得探测器S/C所在的Halo轨道及相应的α和β，就可以确定太阳帆板2的安装角度θ。

所述太阳帆板2的安装角度θ的确定方法如图7所示，通过下述步骤来完成：

步骤1：根据坐标系转换关系，确定Halo轨道角变量α₁的计算公式；

为了便于说明，如图1所示，设日心为S、地心为E、地日质心为E.S、探测器为S/C。

在Halo轨道坐标系F(x y z)中，原点O取在E.S，x指向E；z沿地球绕太阳旋转方向，由此，地心E在F中的坐标为(1-μ 0 0)，日心S在F中的坐标为(-μ 0 0)，其中，μ为地球与太阳的质量比，m_E为地球质量，m_S为太阳质量，y轴则由笛卡尔右手法则确定。

在日心旋转坐标系FR(x_R y_R z_R)中，以日心S作为原点，x_R轴指向地球，黄道面的法线为z_R轴，y_R轴则由笛卡尔右手法则确定。

在探测器轨道坐标系FO(x_o y_o z_o)中，原点O_o取在探测器质心；x_o轴指向地球，y_o垂直于太阳、探测器与地球构成的平面，与探测器速度矢量的方向呈锐角，z_o轴则由笛卡尔右手法则确定。

另设R_k(γ)为绕k轴转角为γ的旋转矩阵，k＝x，y，z。

由此，可得到由Halo轨道坐标系F到探测器轨道坐标系FO转换关系如下：

$F\underset{\‾}{x+\mathrm{\μ}}\→\mathrm{FR}\underset{\‾}{R_y\left({\mathrm{\α}}_1\right)R_z({\mathrm{\α}}_2-\mathrm{\π})R_y(\mathrm{\π}/2)}\→\mathrm{FO}$

其中，x为探测器的位置矢量r在Halo轨道坐标系F中的x轴的分量；α₂为探测器、地球、太阳所在平面与日心旋转坐标系FR的x_R与z_R所在平面夹角；

所述α₁与α₂可由定轨信息换算后得到：

${\mathrm{\α}}_1=\arccos \frac{x_R}{r_{S-S/C}}=\arccos \frac{x+\mathrm{\μ}}{r_{S-S/C}}$

${\mathrm{\α}}_2=\arctan \frac{y_R}{z_R}$

式中，r_S-S/C为太阳到探测器的距离，

(x_R y_R z_R)为探测器的位置矢量r在日心旋转坐标系中FR的坐标分量，(x y z)为r在Halo轨道坐标系F中的坐标分量。

步骤2：确定Halo轨道周期内轨道角变量α₁的平均值α；

$\mathrm{\α}=\frac{1}{T}\underset{T}{\∫}{\mathrm{\α}}_1\mathrm{dt}$

其中，T为Halo轨道周期。

步骤3：确定Halo轨道周期内轨道角变量β₁的平均值β；

Halo轨道周期内轨道角变量

其中，r_E-S/C为地球到探测器的距离，

则：

$\mathrm{\β}=\frac{1}{T}\underset{T}{\∫}{\mathrm{\β}}_1\mathrm{dt}.$

步骤4：确定太阳帆板2安装角θ；

θ＝α+β

通过所述步骤2和3中得到的α和β，根据以上公式确定阳帆板2安装角θ的取值。

由图8、图9可看出，通过上述探测器构型以及姿态指向，使得太阳入射角在一个轨道周期内平均为90°，根据Halo轨道的定义可知，对于任意时刻t，太阳照向太阳帆板2的光照入射角能够保持在太阳帆板2可以正常工作的幅值范围之内。

通过本发明Halo轨道探测器的构型及其姿态指向，克服现有Halo轨道探测器需要较多活动部件的问题，仅依靠1个固定的数传天线和一对固定的太阳帆板2，实现了数传天线1对地长期定向，数传码速率较低，最大限度地保证了对地传输通道的通畅；且太阳帆板2对日长期定向，活动部件的减少，使得探测器S/C可控性与可靠性大大提高，降低了探测器S/C的控制难度。

Claims (3)

1.一种日地系统Halo轨道探测器的构型及其姿态指向，航天器设计领域其特征在于：探测器的数传天线固定安装在探测器本体的+x_b面，数传天线的轴线垂直于探测器本体的+x_b面，且方向指向探测器本体的+x_b方向；探测器的太阳帆板固定安装在探测器本体的±y_b面，太阳帆板的轴线平行于探测器本体的±y_b轴，法线与-x_b轴夹角为θ，θ为太阳帆板的安装角；所述探测器本体的+x_b轴保持对地定向，同时探测器中太阳帆板的法线指向太阳；

上述探测器轨道坐标系为FO(x_o y_o z_o)，其中，探测器的质心为原点O_O，x_o轴指向地球，y_o垂直于太阳、探测器与地球构成的平面，指向与探测器的速度矢量方向为呈锐角的方向，z_o满足笛卡尔右手法则；定义探测器的本体坐标系FB(x_b y_b z_b)，其相对于探测器的轨道坐标系采用3-1-2的旋转顺序得到，+x_b，+y_b，+z_b分别表示x_b，y_b，z_b轴的正方向，-x_b，-y_b，-z_b分别表示x_b，y_b，z_b轴的负方向，且+x_b，+y_b，+z_b面分别表示法线指向+x_b，+y_b，+z_b方向的面，-x_b，-y_b，-z_b面分别表示法线指向-x_b，-y_b，-z_b方向的面；

所述θ＝(α+β)，α和β分别为Halo轨道周期内轨道角变量α₁和β₁的平均值，α₁为探测器和太阳的连线与太阳和地球连线的夹角，β₁为探测器与地球连线和地球与太阳连线的夹角。

2.如权利要求1所述的一种日地系统Halo轨道探测器的构型及其姿态指向，其特征在于：所述探测器本体的+x_b和±y_b为探测器的固定的散热面。

3.如权利要求1所述的一种日地系统Halo轨道探测器的构型及其姿态指向，其特征在于：所述太阳帆板安装角度θ通过下述步骤来确定：

步骤1：根据坐标系转换关系，确定Halo轨道角变量α₁的计算公式；

设日心为S、地心为E、地日质心为E.S、探测器为S/C；

在Halo轨道坐标系F(x y z)中，原点O取在E.S，x指向E；z沿地球绕太阳旋转方向，由此，地心E在F中的坐标为(1-μ 0 0)^T，日心S在F中的坐标为(-μ 0 0)^T，其中，μ为地球质量与太阳地与地球总质量的质量比，

m_E为地球质量，m_S为太阳质量，y轴由笛卡尔右手法则确定；

在日心旋转坐标系FR(x_R y_R z_R)中，以日心S作为原点，x_R轴指向地球，黄道面的法线为z_R轴，y_R轴则由笛卡尔右手法则确定；

在探测器轨道坐标系FO(x_o y_o z_o)中，原点O_o取在S/C质心；x_o轴指向地球，y_o垂直于太阳、探测器与地球构成的平面，与探测器速度矢量的方向呈锐角，z_o轴则由笛卡尔右手法则确定；

另设R_k(γ)，(k＝x，y，z)，为绕k轴转角为γ的旋转矩阵，具体有：

$R_x\left(\mathrm{\γ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\γ}& \sin \mathrm{\γ}\\ 0& -\sin \mathrm{\γ}& \cos \mathrm{\γ}\end{array}\right],$ $R_y\left(\mathrm{\γ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\γ}& 0& -\sin \mathrm{\γ}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\γ}& 0& \cos \mathrm{\γ}\end{array}\right],$ $R_z\left(\mathrm{\γ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\γ}& \sin \mathrm{\γ}& 0\\ -\sin \mathrm{\γ}& \cos \mathrm{\γ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right];$

由此，可得到由Halo轨道坐标系F到探测器轨道坐标系FO转换关系如下：

$F\underset{\‾}{x+\mathrm{\μ}}\→\mathrm{FR}\underset{\‾}{R_y\left({\mathrm{\α}}_1\right)R_z({\mathrm{\α}}_2-\mathrm{\π})R_y(-\mathrm{\π}/2)}\→\mathrm{FO}$

其中，x为探测器的位置矢量r在Halo轨道坐标系F中的x轴的分量；α₁，α₂为Halo轨道角变量，α₁为探测器和太阳的连线与太阳和地球连线的夹角，α₂为探测器、地球、太阳所在平面与日心旋转坐标系FR的x_R与z_R所在平面夹角；

所述α₁与α₂可由定轨信息换算后得到：

${\mathrm{\α}}_1=\arccos \frac{x_R}{r_{S-S/C}}=\arccos \frac{x+\mathrm{\μ}}{r_{S-S/C}}$

${\mathrm{\α}}_2=\arctan \frac{y_R}{z_R}$

式中，r_S-S/C为太阳到探测器的距离，

(x_R y_R z_R)为探测器的位置矢量r在日心旋转坐标系中FR的坐标分量，(x y z)为r在Halo轨道坐标系F中的坐标分量；

步骤2：确定Halo轨道周期内轨道角变量α₁的平均值α；

$\mathrm{\α}=\frac{1}{T}\underset{T}{\∫}{\mathrm{\α}}_1\mathrm{dt}$

其中，T为Halo轨道周期；

步骤3：确定Halo轨道周期内轨道角变量β₁的平均值β；

Halo轨道周期内轨道角变量

其中，r_E-S/C为地球到探测器的距离，

则：

$\mathrm{\β}=\frac{1}{T}\underset{T}{\∫}{\mathrm{\β}}_1\mathrm{dt};$

步骤4：确定太阳帆板安装角θ；

θ＝α+β。

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