CN104390649A - 一种海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引方法及装置，方法包括1)地面规划生成主平面约束下的卫星期望姿态数据；2)对所述卫星期望姿态数据进行等间隔选取卫星姿态角基点作为插值点，每两个相邻插值点之间的曲线段用三阶样条插值拟合，获得卫星姿态角曲线的三阶多项式系数；3)将所有所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数组合成可上注的数据格式，上注到星上；4)星上解析上注信息，获取所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数，重构卫星期望姿态角。本发明能根据观测需求，将规划姿态数据进行间隔采样并上注到星上，并且在星上对这些姿态数据进行重构，节省上注资源与星上计算资源。

Description

一种海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引方法及系统

技术领域

本发明涉及卫星姿态导引技术领域，尤其涉及一种CO₂监测卫星在观测海面上太阳耀斑过程中的卫星姿态导引方法及系统。 

背景技术

大气中CO₂探测卫星任务属于观测模式非常复杂的任务，海面太阳耀斑观测是大气CO₂监测卫星的重要观测模式，海面所产生的镜面效应，将太阳光反射到卫星的CO₂探测仪中，部分光谱将被CO₂吸收，通过对吸收光谱的测量，可以反演出CO₂的含量，而耀斑观测模式可使仪器获得很高的信噪比。由于耀斑位置在海面上随卫星飞行轨迹而变化的，卫星需要保持姿态连续机动才能实现对耀斑的观测。 

姿态导引是卫星飞行控制过程中的重要环节，卫星的期望姿态轨迹由被观测的目标与卫星之间的相对关系决定，对于简单的观测任务，卫星的期望姿态可由固定的数值或表达式来表示，卫星运行时自主使用或计算这些期望姿态，无需地面持续干预。对于非常复杂的观测任务，卫星的观测姿态无法由表达式直接给出，需要地面进行多次计算、调节才能最终确定，上注到星上。 

对于CO₂监测卫星耀斑观测，采用常规的星上计算或地面注入存在以下几个问题： 

(1)理论耀斑点的计算非常复杂：《An algorithm for the precise location of the solar specular reflection point in the visible band images from geostationary meteorological satellites》(Computer&Geosciences,Vol.20(10),1994)给出了适用于GEO卫星的耀斑点计算方法，但由于需要利用Newton-Raphson数值方法解两个变量的系统方程，计算非常复杂且存在不收敛的问题；《The Determination of Sunglint Location on the Ocean Surface by Observation from Geostationary Satellites》(TAO,Vol.17(1),2006)对上述方法进行了改进，通过选择太阳、地球和卫星所在的平面作为参考平面，使计算耀斑点有所简化。但以上两种方法对于近地轨道卫星不适应，且由于采用数值方法，若星上直接利用理论耀斑点计算卫星姿态，计算量大，并且存在可靠性与安全性的问题。 

(2)期望姿态数据上注难以实施：耀斑观测是长期持续的观测，每轨观测时长近50分钟，地面期望姿态计算会产生大量的数据，受星地上行链路速率的约束，将这些姿态数据完全注入到星上是不可实现的。 

(3)需要进行人为调节：理论上算出的耀斑位置是耀斑的中心，对中心进行观测可能由于反照过强而导致仪器饱和，需要在理论观测点的基础上进行人为调节，但是在卫星飞 行之前，这些调节量是不明确的，只能根据在轨测试的结果去确定这些量。 

因此，需要提供一种新的海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引方式，解决现有的基于星上自主或基于地面规划的方法都不能解决耀斑观测模式下的姿态获取的问题， 

发明内容

本发明的目的在于，针对现有的基于星上自主或基于地面规划的方法都不能解决耀斑观测模式下的姿态获取的问题，提供一种通用的，针对复杂且具有不确定性观测任务的卫星姿态导引方法及系统，能根据观测需求，将规划姿态数据进行间隔采样并上注到星上，并且在星上对这些姿态数据进行重构，应用到CO₂探测卫星的耀斑工作模式中，既能对卫星的期望姿态进行星上重构，又能够最大程度的减少星地交互操作的次数与数据量，节省上注资源与星上计算资源。 

为实现上述目的，本发明提供了一种海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引方法，包括，(1)地面规划生成主平面约束下的卫星期望姿态数据，其中，所述主平面是由太阳、耀斑点和卫星组成的平面；(2)对所述卫星期望姿态数据进行等间隔选取卫星姿态角基点作为插值点，每两个相邻插值点之间的曲线段用三阶样条插值拟合，获得卫星姿态角曲线的三阶多项式系数，其中，所述卫星姿态角包括滚动角、俯仰角以及偏航角；(3)将所有所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数组合成可上注的数据格式，上注到星上；(4)星上解析上注信息，获取所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数，重构卫星期望姿态角。 

为实现上述目的，本发明还提供了一种海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引系统，包括，地面的耀斑观测姿态规划模块、参数生成模块、姿态序列指令生成模块，以及星上的姿态重构模块；所述耀斑观测姿态规划模块用于在地面规划生成主平面约束下的卫星期望姿态数据，其中，所述主平面是由太阳、耀斑点和卫星组成的平面；所述参数生成模块与所述耀斑观测姿态规划模块相连，用于对所述卫星期望姿态数据进行等间隔选取卫星姿态角基点作为插值点，每两个相邻插值点之间的曲线段用三阶样条插值拟合，获得卫星姿态角曲线的三阶多项式系数，其中，所述卫星姿态角包括滚动角、俯仰角以及偏航角；所述姿态序列指令生成模块分别与所述参数生成模块以及姿态重构模块相连，用于将所有所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数组合成可上注的数据格式，上注到星上；所述姿态重构模块用于解析上注信息，获取所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数，重构卫星期望姿态角。 

与现有技术相比，本发明具有以下优点： 

1)根据CO₂监测卫星对海面耀斑观测时的几何关系，首次给出了卫星观测姿态角计算的方程式，该方程式为一元四次方程，求解后可从4个解中判断出一个正确的解； 

2)通过比较分析，获得了合理插值点时间间隔，有效地减少了上注基点的数据量，并且根据每轨观测期间光照关系的重复性，达到了针对一轨观测姿态的注入数据，可重复应用到连续3天的运行观测中的效果，减少了星地交互次数； 

3)采用了三阶多项式递推的姿态重构方法，实现的精度高，而且占用的星上计算量少，经卫星地面软件测试，能够满足姿态导引要求。 

附图说明

图1，本发明所述的海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引方法的流程示意图； 

图2，卫星观测太阳耀斑的场景示意； 

图3，轨道坐标系示意图； 

图4，偏航角在轨道坐标系的示意图； 

图5，偏航角示意图； 

图6，耀斑姿态原始曲线、插值点与拟合曲线示意图； 

图7，一轨姿态拟合误差示意图； 

图8，三天耀斑姿态误差示意图； 

图9，本发明所述的海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引系统的架构示意图。 

具体实施方式

下面结合附图对本发明提供的海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引方法及系统做详细说明。 

参考图1，本发明所述的海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引方法的流程示意图。本发明所述的卫星姿态导引方法包括如下步骤。S11：地面规划生成主平面约束下的卫星期望姿态数据。S12：对所述卫星期望姿态数据进行等间隔选取卫星姿态角基点作为插值点，每两个相邻插值点之间的曲线段用三阶样条插值拟合，获得卫星姿态角曲线的三阶多项式系数。S13：将所有所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数组合成可上注的数据格式，上注到星上。S14：星上解析上注信息，获取所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数，重构卫星期望姿态角。以下对本发明所述方法进行详细描述。 

S11：地面规划生成主平面约束下的卫星期望姿态数据。 

海面对太阳形成镜面反射，反射点称之为耀斑。耀斑中心点的位置与亮度随卫星位置变化。太阳、耀斑点和卫星组成主平面。为了进行海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引，需要预先在地面进行卫星耀斑观测姿态规划。 

首先建立耀斑观测过程中主平面、太阳、耀斑点和卫星的空间几何关系。参考图2，卫星观测太阳耀斑的场景示意，其示意出了主平面、太阳、耀斑点和卫星的空间几何关系。 图中，三角形DEF所示平面为主平面，A点为耀斑点，B点为星下点，B点所在的曲线(实线)为星下点轨迹。 

然后根据所述空间几何关系即可计算卫星姿态角，获取主平面约束下的卫星期望姿态数据，也即计算卫星的理论耀斑观测姿态，确定卫星指向。所述卫星姿态角包括滚动角、俯仰角以及偏航角。 

参考图3，轨道坐标系示意图。卫星姿态角定义为卫星本体相对于轨道坐标系的欧拉角，绕X轴为滚动角，绕Y轴为俯仰角，绕Z轴为偏航角。在主平面耀斑观测过程中，卫星除了绕偏航轴(Z轴)转动以保持太阳在主平面内、且本体-X轴指向太阳方向，使帆板接收光照外，还需绕俯仰轴(Y轴)机动，使载荷光轴(卫星Z轴)指向太阳耀斑点。因此，卫星指向可由轨道坐标系经过一次绕Z轴的偏航转动，一次绕Y轴的俯仰转动完成。也即可通过计算偏航角以及俯仰角获得卫星姿态，确定卫星指向。 

(1)计算偏航角，参考图4偏航角在轨道坐标系的示意图，计算过程如下所述。 

计算J2000起的儒略世纪数： 

T＝(t+67.184)/86400/36525  (式1) 

根据式1计算太阳轨道倾角、太阳平近点角、太阳真黄经： 

I_s＝0.4090928042-0.0002269655T  (式2) 

M_s＝6.2400599667+628.3019551515T  (式3) 

U_s＝4.8950629939+628.3319667861T+0.0334160739sin(M_s)  (式4) 

根据式2-式4计算J2000坐标系下的太阳矢量： 

${\stackrel{\→}{S}}_i=\left[\begin{array}{c}\cos \left(U_s\right)\\ \sin \left(U_s\right)\cos \left(I_s\right)\\ \sin \left(U_s\right)\sin \left(I_s\right)\end{array}\right]$   (式5) 

计算J2000坐标系下的卫星位置： 

${\stackrel{\→}{r}}_u={\left[\begin{array}{ccc}\frac{r_x}{\left|\stackrel{\→}{r}\right|}& \frac{r_y}{\left|\stackrel{\→}{r}\right|}& \frac{r_z}{\left|\stackrel{\→}{r}\right|}\end{array}\right]}^T$   (式6) 

计算J2000坐标系下的卫星速度： 

${\stackrel{\→}{v}}_u={\left[\begin{array}{ccc}\frac{v_x}{\left|\stackrel{\→}{v}\right|}& \frac{v_y}{\left|\stackrel{\→}{v}\right|}& \frac{v_z}{\left|\stackrel{\→}{v}\right|}\end{array}\right]}^T$   (式7) 

根据式6-式7计算J2000坐标系到轨道坐标系的转换矩阵： 

$A_{\mathrm{oi}}=\left[\begin{array}{ccc}-({\stackrel{\→}{r}}_u\·{\stackrel{\→}{v}}_u)r_{\mathrm{ux}}+({\stackrel{\→}{r}}_u\·{\stackrel{\→}{r}}_u)v_{\mathrm{ux}}& -({\stackrel{\→}{r}}_u\·{\stackrel{\→}{v}}_u)r_{\mathrm{uy}}+({\stackrel{\→}{r}}_u\·{\stackrel{\→}{r}}_u)v_{\mathrm{uy}}& {-}_{}({\stackrel{\→}{r}}_u\·{\stackrel{\→}{v}}_u)r_{\mathrm{uz}}+({\stackrel{\→}{r}}_u\·{\stackrel{\→}{r}}_u)v_{\mathrm{uz}}\\ v_{\mathrm{uy}}{r}_{\mathrm{uz}}-v_{\mathrm{uz}}{r}_{\mathrm{uy}}& v_{\mathrm{uz}}{r}_{\mathrm{ux}}-v_{\mathrm{ux}}{r}_{\mathrm{uz}}& v_{\mathrm{ux}}{r}_{\mathrm{uy}}-v_{\mathrm{uy}}{r}_{\mathrm{ux}}\\ -r_{\mathrm{ux}}& -r_{\mathrm{uy}}& -r_{\mathrm{uz}}\end{array}\right]$   (式8) 

根据式5以及式8计算轨道坐标系下太阳矢量： 

${\stackrel{\→}{S}}_o=A_{\mathrm{oi}}{\stackrel{\→}{S}}_i$   (式9) 

根据图4以及式9计算得到偏航角： 

ψ＝atan2(-S_oy,-S_ox)  (式10) 

(2)计算滚动角，由于不涉及到滚动轴的转动，故滚动角φ＝0。 

(3)计算俯仰角，参考图5偏航角示意图，计算过程如下所述。 

计算太阳矢量与卫星矢量夹角α： 

$\mathrm{\α}=a\cos \left(\frac{\stackrel{\→}{S}\·\stackrel{\→}{r}}{|\stackrel{\→}{S}\·\stackrel{\→}{r}|}\right)$   (式11) 

计算太阳在耀斑点处的入射角δ： 

$\mathrm{\δ}=\mathrm{\φ}+\mathrm{\θ}=\mathrm{\α}-\mathrm{\φ}\⇒\mathrm{\δ}=\frac{\mathrm{\α}+\mathrm{\θ}}{2}$   (式12) 

根据正弦定理可知： 

$\frac{R_e}{\sin \mathrm{\θ}}=\frac{\left|\stackrel{\→}{r}\right|}{\sin \mathrm{\θ}}=\frac{\left|\stackrel{\→}{r}\right|}{\sin ((\mathrm{\α}+\mathrm{\θ})/2)}$   (式13) 

式13中，Re为地球半径，为卫星位置矢量的模； 

令 $\mathrm{\λ}=\mathrm{Re}/\left|\stackrel{\→}{r}\right|,k=\sin (\mathrm{\α}/2),x=\sin (\mathrm{\θ}/2),$ 整理式13，写成一元四次方程形式： 

$x^4-\mathrm{\λ}{\mathrm{kx}}^3+(\frac{{\mathrm{\λ}}^2}{4}-1)x^2+\mathrm{\λkx}-\frac{1}{4}{\mathrm{\λ}}^2{k}^2=0$   (式14) 

求解式14所示一元四次方程得到俯仰角θ的真解。 

根据以上滚动角、俯仰角以及偏航角的求解，绘制耀斑姿态原始曲线如图6中原始曲线部分所示。 

S12：对所述卫星期望姿态数据进行等间隔选取卫星姿态角基点作为插值点，每两个相邻插值点之间的曲线段用三阶样条插值拟合，获得卫星姿态角曲线的三阶多项式系数。 

由于卫星控制周期为0.2s，因此通过步骤S11计算出的偏航角，俯仰角是连续的姿态数据，数据量大，上注到星上存在困难，因此需要进行抽样处理。通过等间隔选取一组基点作为插值点。抽取的插值点如图6中插值点部分所示。因为卫星姿态角包括滚动角、俯 仰角以及偏航角，故每次抽取的卫星姿态角基点包括三个角度对应的数据。所述时间间隔可以为1分钟，也即每隔1分钟抽取一组基点{(xi,yi)}，i＝0,1,2…；以保证有足够的数据供星上重构的同时，节省上注资源。 

三阶样条插值是通过一系列插值点的一条光滑曲线，可以通过求解三弯矩方程组得出曲线参数，也即卫星姿态角曲线的三阶多项式系数；并且星上根据三阶多项式系数采用三阶多项式递推，即可重构卫星姿态角，计算量较小，能够较好适应星载软件的计算能力。经过仿真分析比较，TanSat卫星采用三阶样条插值算法获得姿态导引律。 

以下给出三阶样条插值算法的拟合方式以及参数获取方法。 

设函数f(x)在[A,B]上的n+1个点A＝x₀<x₁<…<x_n＝B处的函数值为f(x_i)＝y_i(i＝0,1,2…n)，连接每两个相邻的点(x_i,y_i)和(x_i+1,y_i+1)做一条曲线函数S(x)，使得S(x)满足如下条件： 

①S(x)在[A,B]上有连续二阶导数； 

②S(x_i)＝y_i(i＝0,1,2…n)； 

③S(x)在每个子区间[x_i.x_i+1](i＝0,1,2…n)上是三次多项式。 

则称曲线函数S(x)为函数f(x)在点(x_i,y_i)处的三阶样条函数，根据样条函数定义，要求出S(x)必须求出在每个小区间[x_i,x_i+1](i＝0:n-1)内S(x)的表达式，设其为 

S_i(x)＝A_i+B_ix+C_ix²+D_ix³(i＝0,1,...n-1)  (式15) 

其中系数A_i,B_i,C_i,D_i待定，并满足插值条件、连接条件以及自然边界条件。 

插值条件：S(x_i)＝y_i(i＝0:n)  (式16) 

连接条件： 

$\left\{\begin{array}{c}S(x_i-0)=S(x_i+0);\\ S^{\&prime;}(x_i-0)=S^{\&prime;}(x_i+0);\\ S^{\&prime;\&prime;}(x_i-0)=S^{\&prime;\&prime;}(x_i+0)\end{array}\right.(i=\mathrm{1,2},...n-1)$   (式17) 

自然边界条件：已知两端点处f(x)的2阶导数，令S″(x₀)＝f″(x₀),S″(x_n)＝f″(x_n)，若令S″(x₀)＝0,S″(x_n)＝0，则称为自然边界条件。 

注意到S(x)在每个小区间[x_i,x_i+1]上是三次多项式，因此S″(x)在此区间上是一次多项式。如果S″(x)在小区间[x_i,x_i+1]的两个端点的值能够知道，设S″(x_i)＝M_i，S″(x_i+1)＝M_i+1，则S″(x)的表达式可写成： 

$S^{\&prime;\&prime;}\left(x\right)=M_i+\frac{1}{h_i}(M_{i+1}-M_i)(x-x_i),x\&Element;[x_i,x_{i+1}]$   (式18) 

其中h_i＝x_i+1-x_i，i＝0,1,2,,...n-1。将式18逐次积分，并结合插值条件和连接条件得： 

μ_iM_i-1＋2M_i＋λ_iM_i+1＝d_i，(i＝1，2，...n-1)             (式19) 

其中， 

${\mathrm{\&mu;}}_i=\frac{h_{i-1}}{h_{i-1}+h_i},{\mathrm{\&lambda;}}_i=\frac{h_i}{h_{i-1}+h_i}=1-{\mathrm{\&mu;}}_i,d_i=6f[x_{i-1},x_i,x_{i+1}]$

$f[x_{i-1},x_i,x_{i+1}]=\frac{f[x_i,x_{i+1}]-f[x_{i-1},x_i]}{x_{i+1}-x_{i-1}}$

$f[x_{i-1},x_i]=\frac{f\left(x_i\right)-f\left(x_{i-1}\right)}{x_i-x_{i-1}}$

$f[x_i,x_{i+1}]=\frac{f\left(x_{i+1}\right)-f\left(x_i\right)}{x_{i+1}-x_i},$

由于边界条件为自然边界条件，M₀＝f″(x₀)＝0,M_n＝f″(x_n)＝0，则得到矩阵形式的方程： 

$\left[\begin{array}{cccccccc}2& {\mathrm{\&lambda;}}_1& & & & & & \\ {\mathrm{\&mu;}}_2& 2& {\mathrm{\&lambda;}}_2& & & & & \\ & {\mathrm{\&mu;}}_3& 2& {\mathrm{\&lambda;}}_3& & & & \\ & & \&CenterDot;& \&CenterDot;& \&CenterDot;& & & \\ & & & \&CenterDot;& \&CenterDot;& \&CenterDot;& & \\ & & & & \&CenterDot;& \&CenterDot;& \&CenterDot;& \\ & & & & & {\mathrm{\&mu;}}_{n-2}& 2& {\mathrm{\&lambda;}}_{n-2}\\ & & & & & & {\mathrm{\&mu;}}_{n-1}& 2\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{M}_1\\ M_2\\ M_3\\ \&CenterDot;\\ \&CenterDot;\\ \&CenterDot;\\ M_{n-2}\\ M_{n-1}\end{array}\right]=\begin{array}{}\left[\begin{array}{c}{d}_1-{\mathrm{\&mu;}}_1{f}^{\&prime;\&prime;}\left(x_0\right)\\ d_2\\ d_3\\ \&CenterDot;\\ \&CenterDot;\\ \&CenterDot;\\ d_{n-2}\\ d_{n-1}-{\mathrm{\&lambda;}}_{n-1}{f}^{\&prime;\&prime;}\left(x_n\right)\end{array}\right]\end{array}$    (式20) 

式20所示方程组为三对角的，可用追赶法求解。 

对任意x∈[x_i,x_i+1]，求解M_i(i＝0,…n-1)，将S_i(x)＝A_i+B_ix+C_ix²+D_ix³(i＝0,1,...n-1)变换为： 

y_i(x)＝a_i(x-x_i)³+b_i(x-x_i)²+c_i(x-x_i)+d_i(i＝0,1,...n-1)  (式21) 

则拟合系数的计算公式分别为： 

d_i＝y_i

$c_i=f[x_i,x_{i+1}]-(\frac{1}{3}{M}_i+\frac{1}{6}{M}_{i+1})h_i$

$b_i=\frac{1}{2}{M}_i$

$a_i=\frac{M_{i+1}-M_i}{{6h}_i}$

x∈[x_i,x_i+1]；i＝0,1,...n-1； 

式(21)表示在(x_i,y_i)点与(x_i+1,y_i+1)点之间的多项式，应用到卫星姿态导引律上，x_i表示第i个上注点对应的时间，x_i+1-x_i＝N表示上注点的数据间隔N分钟，则x表示区间[x_i,x_i+1]上的任意时刻。具体到三个姿态角的计算上，如下式所示。 

滚动角：  (式22) 

俯仰角：θ_i(x)＝a_i(x-x_i)³+b_i(x-x_i)²+c_i(x-x_i)+d_i  (式23) 

偏航角：ψ_i(x)＝a_i(x-x_i)³+b_i(x-x_i)²+c_i(x-x_i)+d_i  (式24) 

其中，a_i，b_i，c_i，d_i分别为每个时间区间上的姿态角的多项式系数，且对于滚动角，俯仰角，偏航角，其多项式系数各不相同。 

S13：将所有所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数组合成可上注的数据格式，上注到星上。 

通过步骤S12计算得到三个姿态角曲线的所有多项式系数，按时间顺序排列所有所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数，并转化为二进制生成姿态序列指令。 

可以通过建立如下表1所示表格，按时间顺序排列所有所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数，并填入表1中，每一行表示在一分钟内的两个相邻的插值点构成的分段姿态曲线插值系数。 

表1，按时间顺序排列的三阶多项式系数。 

将表1中参数转化为二进制，也即组合成可上注的数据格式，生成姿态序列指令上注到星上，完成上注形式转换。 

S14：星上解析上注信息，获取所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数，重构卫星期望姿态角。 

星上可以根据解析获取的卫星姿态角曲线的三阶多项式系数，采用三阶多项式递推重构卫星期望姿态角。以下给出重构过程。 

给定耀斑观测的起始时间t₀，针对每个姿态角，按如下公式计算重构耀斑姿态： 

x_i，k＝J2000_sec-t₀

                                                 (式25) 

y_i，k＝a_i(x_i，k-x_i)³+b_i(x_i，k-x_i)²+c_i(x_i，k-x_i)+d_i

其中，J2000_sec表示当前使用的J2000积秒，y_i,k表示卫星姿态角，x_i表示第i个上注点对应的时间，x_i≤x_i,k＜x_i+1表示姿态输出对应的时间，星上按照固定周期输出递推姿态，x_i,k+1-x_i,k＝ΔT表示期望姿态输出周期，与控制周期相同，均为0.2s，a_i，b_i，c_i，d_i分别为当前时间点所处时间区间的多项式系数。 

因此，t时刻的耀斑三轴姿态分别为： 

通过式26拟合出的重构后的曲线如图6中拟合曲线部分所示。 

通过本发明上述步骤S11-S14解决了一轨之内耀斑点的观测问题，且一轨之内通过拟合获得的耀斑姿态与真实耀斑误差不超过0.0025°，如图7所示。仿真验证可得本发明在天顶角相同时刻作为一轨观测起点时，可适应于3天约42轨的耀斑观测；如图8所示，三天耀斑姿态误差示意图。由图8可以看出，根据一轨获得的插值点与多项式系数可以应用于3天，误差不超过0.1°，因此无需每轨计算耀斑参数和重新上注。 

参考图9，本发明所述的海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引系统的架构示意图。本发明所述的卫星姿态导引系统包括地面的耀斑观测姿态规划模块91、参数生成模块92、姿态序列指令生成模块93，以及星上的姿态重构模块94。 

所述耀斑观测姿态规划模块91用于在地面规划生成主平面约束下的卫星期望姿态数据。 

所述耀斑观测姿态规划模块进一步通过建立耀斑观测过程中主平面、太阳、耀斑点和卫星的空间几何关系，并根据所述空间几何关系计算卫星姿态角，获取主平面约束下的卫星期望姿态数据。其中，所述主平面是由太阳、耀斑点和卫星组成的平面；所述卫星姿态 角包括滚动角、俯仰角以及偏航角。 

参考图2，卫星观测太阳耀斑的场景示意，其示意出了主平面、太阳、耀斑点A和卫星的空间几何关系。根据所述空间几何关系即可计算卫星姿态角，获取主平面约束下的卫星期望姿态数据，也即计算卫星的理论耀斑观测姿态，确定卫星指向。所述卫星姿态角包括滚动角、俯仰角以及偏航角。参考图3，轨道坐标系示意图。卫星姿态角定义为卫星本体相对于轨道坐标系的欧拉角，绕X轴为滚动角，绕Y轴为俯仰角，绕Z轴为偏航角。在主平面耀斑观测过程中，卫星除了绕偏航轴(Z轴)转动以保持太阳在主平面内、且本体-X轴指向太阳方向，使帆板接收光照外，还需绕俯仰轴(Y轴)机动，使载荷光轴(卫星Z轴)指向太阳耀斑点。因此，卫星指向可由轨道坐标系经过一次绕Z轴的偏航转动，一次绕Y轴的俯仰转动完成。也即可通过计算偏航角以及俯仰角获得卫星姿态，确定卫星指向。滚动角、俯仰角以及偏航角的求解过程参见本发明提供的卫星姿态导引方法流程所述，此处不再赘述。根据滚动角、俯仰角以及偏航角的求解，绘制耀斑姿态原始曲线如图6中原始曲线部分所示。 

所述参数生成模块92与所述耀斑观测姿态规划模91块相连，用于对所述卫星期望姿态数据进行等间隔选取卫星姿态角基点作为插值点，每两个相邻插值点之间的曲线段用三阶样条插值拟合，获得卫星姿态角曲线的三阶多项式系数。其中，所述卫星姿态角包括滚动角、俯仰角以及偏航角。 

由于卫星控制周期为0.2s，因此通过所述耀斑观测姿态规划模块91计算出的偏航角，俯仰角是连续的姿态数据，数据量大，上注到星上存在困难，因此需要进行抽样处理。通过等间隔选取一组基点作为插值点。抽取的插值点如图6中插值点部分所示。因为卫星姿态角包括滚动角、俯仰角以及偏航角，故每次抽取的卫星姿态角基点包括三个角度对应的数据。所述时间间隔可以为1分钟，也即每隔1分钟抽取一组基点{(xi,yi)}，i＝0,1,2…；以保证有足够的数据供星上重构的同时，节省上注资源。三阶样条插值是通过一系列插值点的一条光滑曲线，所述参数生成模块进一步用于通过对三阶样条插值拟合后的曲线求解三弯矩方程组得出曲线参数，也即卫星姿态角曲线的三阶多项式系数；并且星上根据三阶多项式系数采用三阶多项式递推，即可重构卫星姿态角，计算量较小，能够较好适应星载软件的计算能力。三阶样条插值算法的拟合方式以及参数获取方法参见本发明提供的卫星姿态导引方法流程所述，此处不再赘述。 

所述姿态序列指令生成模块93分别与所述参数生成模块92以及姿态重构模块94相连，用于将所有所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数组合成可上注的数据格式，上注到星上。所述姿态序列指令生成模块进一步用于按时间顺序排列所有所述卫星姿态角曲线的三阶多 项式系数并转化为二进制生成姿态序列指令，上注到星上。按时间顺序排列的三阶多项式系数可参见表1所示。 

所述姿态重构模块94用于解析上注信息，获取所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数，重构卫星期望姿态角。星上的所述姿态重构模块94可以根据解析获取的卫星姿态角曲线的三阶多项式系数，采用三阶多项式递推重构卫星期望姿态角。重构过程参见本发明提供的卫星姿态导引方法流程所述，此处不再赘述。 

通过本发明提供的海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引系统可以解决一轨之内耀斑点的观测问题，且一轨之内通过拟合获得的耀斑姿态与真实耀斑误差不超过0.0025°，如图7所示。仿真验证可得本发明在天顶角相同时刻作为一轨观测起点时，可适应于3天约42轨的耀斑观测；如图8所示，三天耀斑姿态误差示意图。由图8可以看出，根据一轨获得的插值点与多项式系数可以应用于3天，误差不超过0.1°，因此无需每轨计算耀斑参数和重新上注。 

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。 

Claims (10)

1.一种海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引方法，其特征在于，包括，

(1)地面规划生成主平面约束下的卫星期望姿态数据，其中，所述主平面是由太阳、耀斑点和卫星组成的平面；

(2)对所述卫星期望姿态数据进行等间隔选取卫星姿态角基点作为插值点，每两个相邻插值点之间的曲线段用三阶样条插值拟合，获得卫星姿态角曲线的三阶多项式系数，其中，所述卫星姿态角包括滚动角、俯仰角以及偏航角；

(3)将所有所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数组合成可上注的数据格式，上注到星上；

(4)星上解析上注信息，获取所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数，重构卫星期望姿态角。

2.根据权利要求1所述的海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引方法，其特征在于，步骤(1)进一步包括：

(11)建立耀斑观测过程中主平面、太阳、耀斑点和卫星的空间几何关系；

(12)根据所述空间几何关系计算卫星姿态角，获取主平面约束下的卫星期望姿态数据，所述卫星姿态角包括滚动角、俯仰角以及偏航角。

3.根据权利要求1所述的海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引方法，其特征在于，步骤(2)中对所述卫星期望姿态数据进行等间隔选取卫星姿态角基点的时间间隔为1分钟。

4.根据权利要求1所述的海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引方法，其特征在于，步骤(2)进一步包括通过对三阶样条插值拟合后的曲线求解三弯矩方程组，获得卫星姿态角曲线的三阶多项式系数。

5.根据权利要求1所述的海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引方法，其特征在于，步骤(3)进一步包括：按时间顺序排列所有所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数并转化为二进制生成姿态序列指令，上注到星上。

6.一种海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引系统，其特征在于，包括，地面的耀斑观测姿态规划模块、参数生成模块、姿态序列指令生成模块，以及星上的姿态重构模块；所述耀斑观测姿态规划模块用于在地面规划生成主平面约束下的卫星期望姿态数据，其中，所述主平面是由太阳、耀斑点和卫星组成的平面；

所述参数生成模块与所述耀斑观测姿态规划模块相连，用于对所述卫星期望姿态数据进行等间隔选取卫星姿态角基点作为插值点，每两个相邻插值点之间的曲线段用三阶样条插值拟合，获得卫星姿态角曲线的三阶多项式系数，其中，所述卫星姿态角包括滚动角、俯仰角以及偏航角；

所述姿态序列指令生成模块分别与所述参数生成模块以及姿态重构模块相连，用于将所有所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数组合成可上注的数据格式，上注到星上；所述姿态重构模块用于解析上注信息，获取所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数，重构卫星期望姿态角。

7.根据权利要求6所述的海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引系统，其特征在于，所述耀斑观测姿态规划模块进一步通过建立耀斑观测过程中主平面、太阳、耀斑点和卫星的空间几何关系，并根据所述空间几何关系计算卫星姿态角，获取主平面约束下的卫星期望姿态数据，所述卫星姿态角包括滚动角、俯仰角以及偏航角。

8.根据权利要求6所述的海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引系统，其特征在于，所述参数生成模块对所述卫星期望姿态数据进行等间隔选取卫星姿态角基点的时间间隔为1分钟。

9.根据权利要求6所述的海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引系统，其特征在于，所述参数生成模块进一步用于通过对三阶样条插值拟合后的曲线求解三弯矩方程组，获得卫星姿态角曲线的三阶多项式系数。

10.根据权利要求6所述的海面太阳耀斑观测模式下的卫星姿态导引系统，其特征在于，所述姿态序列指令生成模块进一步用于按时间顺序排列所有所述卫星姿态角曲线的三阶多项式系数并转化为二进制生成姿态序列指令，上注到星上。