CN104777843A - 一种空间飞行器对地面站高精度指向控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种空间飞行器对地面站高精度指向控制方法，其特征在于，包括如下步骤：(1)通过地固系、J2000坐标系的转换，获取J2000坐标系下地面站的位置直角坐标；(2)获取J2000坐标系下空间飞行器的位置直角坐标；(3)根据所述地面站的位置直角坐标以及空间飞行器的位置直角坐标，获取地面站相对于空间飞行器的相对位置矢量；(4)以所述相对位置矢量作为空间飞行器姿态控制指向导引约束。本发明大大提高空间飞行器姿控系统对地面站指向的可靠度，有利于对地面站姿态指向模式的有效实现。

Description

一种空间飞行器对地面站高精度指向控制方法

技术领域

本发明涉及空间飞行器技术领域，尤其涉及一种空间飞行器对地面站高精度指向控制方法。

背景技术

空间飞行器采用特定的飞行姿态，使空间飞行器上的有效载荷精确探测感兴趣的地区或目标，实现目标信息提取的飞行任务。例如，为了将空间飞行器上的科学数据下传给地面数传站，空间飞行器通常采用对地心指向的姿态模式；另外，地球同步通信卫星也经常采用对地心指向的姿态模式。为了对太阳等恒星目标进行观测，空间飞行器一般会采用惯性或准惯性指向的姿态模式。为了对绕地球运动的另一目标进行观测时，空间飞行器将采用对目标跟踪指向的姿态模式。为了对地面站进行凝视观测时，空间飞行器将采用对地面站指向的姿态模式。

在对地面站指向的姿态模式研究中，如何提高空间飞行器姿控系统对地面站指向的可靠度，确保高精度对地面站姿态指向模式的可靠而有效地实现，是目前亟需解决的技术问题。

发明内容

本发明的目的在于，提供一种空间飞行器对地面站高精度指向控制方法，以提高空间飞行器姿控系统对地面站指向的可靠度，确保高精度对地面站姿态指向模式的可靠而有效地实现。

为实现上述目的，本发明提供了一种空间飞行器对地面站高精度指向控制方法，其特征在于，包括如下步骤：(1)通过地固系、J2000坐标系的转换，获取J2000坐标系下地面站的位置直角坐标；(2)获取J2000坐标系下空间飞行器的位置直角坐标；(3)根据所述地面站的位置直角坐标以及空间飞行器的位置直角坐标，获取地面站相对于空间飞行器的相对位置矢量；(4)以所述相对位置矢量作为空间飞行器姿态控制指向导引约束。

本发明的优点在于：基于地固系、J2000坐标系的转换关系，给出了空间飞行器的J2000坐标系下站星相对矢量构建的过程，并提出了对地面站指向的两种可行实现方案。以两种指向实现方案互为备份，大大提高空间飞行器姿控系统对地面站指向的可靠度，有利于对地面站姿态指向模式的有效实现。

附图说明

图1，本发明所述的空间飞行器对地面站高精度指向控制方法的流程示意图；

图2，岁差因素引起的空间飞行器位置变化仿真结果；

图3，章动引起的空间飞行器位置变化仿真结果；

图4，地球自转和极移对空间飞行器位置的影响仿真结果；

图5，地固系下地面站坐标误差引起的J2000坐标系下地面站位置变化仿真结果；

图6，可供地面站J2000坐标数据上注的时段示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明提供的空间飞行器对地面站高精度指向控制方法做详细说明。

本发明在对地面站指向的姿态模式进行研究时发现，指向引导律设计关键在于给出在J2000坐标系里，空间飞行器和地面站的相对位置矢量。而地面站的位置矢量通常是以地固系坐标形式给出的，这就涉及到地固系与J2000坐标系之间的转换。

参考图1，本发明所述的空间飞行器对地面站高精度指向控制方法的流程示意图，包括如下步骤：S11：通过地固系、J2000坐标系的转换，获取J2000坐标系下地面站的位置直角坐标；S12：获取J2000坐标系下空间飞行器的位置直角坐标；S13：根据所述地面站的位置直角坐标以及空间飞行器的位置直角坐标，获取地面站相对于空间飞行器的相对位置矢量；S14：以所述相对位置矢量作为空间飞行器姿态控制指向导引约束。

S11：通过地固系、J2000坐标系的转换，获取J2000坐标系下地面站的位置直角坐标。

通过预先获取的在地固系里地面站的直角坐标(x，y，z)，根据地固系、J2000坐标系的转换关系，即可获取J2000坐标系下地面站的位置直角坐标(X，Y，Z)。

地面站坐标通常由经度λ、纬度Φ、高程h来描述。而不同坐标系之间转换时通常采用直角坐标形式来进行的。在地固系里(即WGS84坐标系)，地面站的直角坐标(x，y，z)与地面站的经度、纬度、高程(λ，Φ，h)之间的关系如下：

$\left\{\begin{array}{c}x=\mathrm{\ρ}\cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}\\ y=\mathrm{\ρ}\cos \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}\\ z=\mathrm{\ρ}\sin \mathrm{\φ}\end{array}\right.,$

其中，

$\mathrm{\ρ}=\sqrt{{(C+h)}^2{\cos }^2\mathrm{\φ}+{(S+h)}^2{\sin }^2\mathrm{\φ}},$

$C=\frac{a}{\sqrt{{\cos }^2\mathrm{\φ}+{(1-f)}^2{\sin }^2\mathrm{\φ}}},$

S＝C(1-f)²，

式中，f为参考椭球椭率，a为参考椭球半长轴。参考椭球为形状、大小一定，且经过定位，定向的地球椭球。

设J2000坐标系下地面站的位置直角坐标(X，Y，Z)，那么(x，y，z)与(X，Y，Z)存在如下转换关系：

$\left(\begin{array}{c}X\\ Y\\ Z\end{array}\right)=R_4^T\×R_3^T\×R_2^T\×R_1^T\×\left(\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right),$

其中，分别为岁差、章动、地球自转、极移矩阵的转置矩阵。

式中x_p,y_p分别为极移分量；

式中S₀为格林尼治恒星时；

式中Δμ,Δθ,Δε,分别为赤经章动、赤纬章动、交角章动；

$R_4^T={\left[R_z(-z_A)R_y\left({\mathrm{\θ}}_A\right)R_z(-{\mathrm{\ξ}}_A)\right]}^T,$ 式中z_A,θ_A,ξ_A均为赤道岁差角。

所有上式中涉及的赤经章动、赤纬章动、交角章动、赤道岁差角、格林尼治恒星时、极移分量等参量的表达式为现有表达式，此处不再赘述。

J2000与WGS84坐标系转换时主要涉及岁差、章动、地球自转和极移等转换矩阵。参考图2-5，其中，图2为岁差因素引起的空间飞行器位置变化仿真结果；图3为章动引起的空间飞行器位置变化仿真结果；图4为地球自转和极移对空间飞行器位置的影响仿真结果；图5为地固系下地面站坐标误差引起的J2000坐标系下地面站位置变化仿真结果。各图中，横坐标均为12小时内1分钟采样点，纵坐标均为三维位置差(单位km)

对于距离公元2000年较远的时间历元，必须考虑岁差的影响。假设，某科学实验空间飞行器计划于2015年发射，这距离2000年有15年的历元差，从图2可以看出，15年时间岁差的影响最大达到27公里左右，因此应该考虑岁差因素。从图3可以看出，章动的影响相对较小，为百米量级，最多不超过300米；尽管章动的影响相对较小，但对于需要高精度跟瞄的科学实验而言，章动也是必须予以考虑的影响因素之一。图4仿真结果显示：地球自转的影响可以达到数千甚至1万公里，可见，地球自转是主要的影响因素，坐标系转换时地球自转因素是必须予以考虑的。

考虑到地球板块运动、固体潮等效应，地面站存在某种程度上的站坐标误差，本发明在地面站的直角坐标三分量中分别加5cm的随机误差来加以考虑。地面站的直角坐标三分量各加5cm的随机误差对J2000坐标系下站位置的影响可以达到约2.4m左右，见图5。由于星上GNSS接收机本身的定位精度为10米量级，因此地固系下地面站5cm的随机误差引起的J2000坐标系下站位置变化是可以接受的。

作为可选的实施方式，步骤S11进一步包括：空间飞行器的星载GNSS接收机对预先注入的地面站的直角坐标数据进行地固系、J2000坐标系的转换，获取J2000坐标系下地面站的位置直角坐标。目前，星上软件算法中一般已考虑了全部106项的章动项，岁差模型采用IAU1980模型，极移和地球自转采用列表法或15参数法来实现，列表法中列表数据更新周期为3个月上注一次。一般情况下，在星载GNSS接收机上所采用的软件算法，从WGS84→J2000转换时会产生分米级的误差。星载GNSS接收机星上定位精度可以达到10米量级，可以满足一般空间飞行器对位置精度要求。地面站坐标自WGS84至J2000的坐标转换工作可以安排在星载GNSS接收机中来完成。这样，基于预先注入的WGS84站坐标数据，星载GNSS接收机经坐标转换处理后给出J2000坐标系下的地面站坐标数据，以供空间飞行器的姿控系统对地面站指向姿态控制时使用。

作为可选的实施方式，步骤S11进一步包括：地面站处理终端预先对地面站的直角坐标数据进行地固系、J2000坐标系的转换，并将转换获取的J2000坐标系下的地面站的位置直角坐标数据预先注入空间飞行器。也即，可以通过地面站处理终端来预先完成地面站坐标自WGS84至J2000坐标的转换工作，从而将J2000坐标系下的地面站坐标数据提前若干轨时间注入空间飞行器以供空间飞行器的姿控系统对地面站指向姿态控制时使用。空间飞行器本身的J2000坐标数据仍然由星载GNSS接收机给出。由于需要将预处理好的地面站J2000坐标数据上注空间飞行器，因而需要有合适的地面站来支持数据注入。

参考图6，可供地面站J2000坐标数据上注的时段示意图，图中，横坐标为过境序号，纵坐标为过境持续时间(单位s)。以国内7个有代表性测站为例，即测站1、测站2、测站3、测站4、测站5、测站6以及测站7，图6给出了5度以上观测仰角情况下，一周时间内可供地面站J2000坐标数据上注的候选时段。从图6所示空间飞行器过境所选取的7个测站时段数据统计表明，每次可供数据注入的平均时间约为483s，最长时间619s，最短时间83s。

上述地面站处理终端预先对地面站的直角坐标数据进行地固系、J2000坐标系的转换的对地面站指向解决方案，可以作为空间飞行器的星载GNSS接收机对预先注入的地面站的直角坐标数据进行地固系、J2000坐标系的转换的备份方案；或两方案互为备份。从而大大提高空间飞行器姿控系统对地面站指向的可靠度，有利于对地面站姿态指向模式的有效实现。

S12：获取J2000坐标系下空间飞行器的位置直角坐标。

其中，J2000坐标系下空间飞行器的位置直角坐标由星载GNSS接收机提供，或由空间飞行器的星上简化预报程序提供，以供空间飞行器的姿控系统对地面站指向姿态控制时使用。

S13：根据所述地面站的位置直角坐标以及空间飞行器的位置直角坐标，获取地面站相对于空间飞行器的相对位置矢量。

通过坐标转换后，可以得到J2000坐标系下地面站的位置直角坐标；再利用星载GNSS接收机或星上简化预报程序提供的J2000坐标系下空间飞行器位置直角坐标，即可得到地面站相对于空间飞行器的相对位置坐标，进而即可获取两者间的相对位置矢量。

S14：以所述相对位置矢量作为空间飞行器姿态控制指向导引约束。

基于J2000坐标系下的地面站位置直角坐标及空间飞行器的位置直角坐标，可以进而得到站-星矢量，即两者间的相对位置矢量。该相对位置矢量可以作为空间飞行器姿态控制指向导引约束。

本发明，基于地固系、J2000坐标系的转换关系，给出了空间飞行器的J2000坐标系下站星相对矢量构建的过程，并提出了对地面站指向的两种可行实现方案。以两种指向实现方案互为备份，大大提高空间飞行器姿控系统对地面站指向的可靠度，有利于对地面站姿态指向模式的有效实现。

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 (7)

1.一种空间飞行器对地面站高精度指向控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

(1)通过地固系、J2000坐标系的转换，获取J2000坐标系下地面站的位置直角坐标；

(2)获取J2000坐标系下空间飞行器的位置直角坐标；

(3)根据所述地面站的位置直角坐标以及空间飞行器的位置直角坐标，获取地面站相对于空间飞行器的相对位置矢量；

(4)以所述相对位置矢量作为空间飞行器姿态控制指向导引约束。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤(1)进一步包括：

(11)获取在地固系里地面站的直角坐标(x，y，z)；

(12)根据地固系、J2000坐标系的转换关系，获取J2000坐标系下地面站的位置直角坐标(X，Y，Z)，其中，地固系、J2000坐标系的转换关系为：

$\left(\begin{array}{c}X\\ Y\\ Z\end{array}\right)=R_4^T\×R_3^T\×R_2^T\×R_1^T\×\left(\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right),$

其中，分别为岁差、章动、地球自转、极移矩阵的转置矩阵，

$R_1^T={\left[R_y\left({-x}_p\right)R_x\left({-y}_p\right)\right]}^T,$ 其中x_p,y_p分别为极移分量；

其中S₀为格林尼治恒星时；

其中Δμ,Δθ,Δε,为赤经章动、赤纬章动、交角章动；

$R_4^T={\left[R_z(-z_A)R_y\left({\mathrm{\θ}}_A{R}_z\left({-\mathrm{\ξ}}_A\right)\right)\right]}^T,$ 其中z_A,θ_A,ξ_A为赤道岁差角。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，在地固系里，地面站的直角坐标(x，y，z)与地面站的经度λ、纬度Φ、高程h之间的关系如下：

$\left\{\begin{array}{c}x=\mathrm{\ρ}\cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}\\ y=\mathrm{\ρ}\cos \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}\\ z=\mathrm{\ρ}\sin \mathrm{\φ}\end{array}\right.$

其中，

$\mathrm{\ρ}=\sqrt{{(C+h)}^2{\cos }^2\mathrm{\φ}+{(S+h)}^2{\sin }^2\mathrm{\φ}},$

$C=\frac{a}{\sqrt{{\cos }^2\mathrm{\φ}+{(1-f)}^2{\sin }^2\mathrm{\φ}}},$

S＝C(1-f)²,

f为参考椭球椭率，a为参考椭球半长轴。

4.根据权利要求2或3所述的方法，其特征在于，进一步包括：在地面站的直角坐标三分量中分别加5cm的随机误差。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤(1)进一步包括：空间飞行器的星载GNSS接收机对预先注入的地面站的直角坐标数据进行地固系、J2000坐标系的转换，获取J2000坐标系下地面站的位置直角坐标。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤(1)进一步包括：地面站处理终端预先对地面站的直角坐标数据进行地固系、J2000坐标系的转换，并将转换获取的J2000坐标系下的地面站的位置直角坐标数据预先注入空间飞行器。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤(2)进一步包括：J2000坐标系下空间飞行器的位置直角坐标由空间飞行器的星载GNSS接收机提供，或由空间飞行器的星上简化预报程序提供。