CN106502256B - 一种避免星敏感器受地气光影响的离轨姿态控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种避免星敏感器受地气光影响的离轨姿态控制方法，以解决离轨制动器件星敏容易受到地气光影响的问题。利用本发明所述技术方案能够在返回式飞行器的离轨制动期间，在保证返回式飞行器推力指向不变的前提下，使返回式飞行器滚转一定的角度，令轨道坐标系下的滚转角变为零，这样保证了星敏指向朝上。本发明可以在离轨制动期间避免或者减弱地气光对星敏的干扰。
Description
技术领域
本发明涉及导航卫星离轨姿态控制领域，特别是涉及一种避免星敏感器受地气光影响的离轨姿态控制方法。
背景技术
返回式飞行器离轨制动期间的姿态控制对再入精度的影响较大。对于三轴稳定的返回式飞行器姿态控制，传统的方法是采用高精度的陀螺确定当前姿态，利用需要速度矢量确定指令姿态，开启姿控发动机将返回式飞行器调整到指令姿态。这种姿态控制方法由于依赖高精度陀螺，因此对于星敏感器等光学设备工作状态要求较低，甚至采用关机策略。
现有的返回式飞行器姿态控制方法并未考虑星敏感器的指向问题，这对于采用高精度陀螺的返回式飞行器来说是允许的，然而，一种新型的返回式飞行器，由于低成本低功耗的需求，采用MEMS陀螺，姿态导航精度较差，因此，在离轨制动期间，仍然需要采用星敏感器工作进行姿态修正。星敏感器作为高精度定姿设备，容易受到地气光等杂散光的影响，如果在离轨制动过程中不考虑星敏指向问题，则星敏容易受到地气光影响，造成定姿失败。当然，也可以考虑采用两个不同指向的星敏，当一个星敏受到地气光影响时，关闭该星敏，采用另一个星敏，只要保证两个星敏不同时受到地气光影响，就不影响定姿。但是该方案增加了返回式飞行器的重量和成本。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种避免星敏感器受地气光影响的离轨姿态控制方法，解决离轨制动期间星敏容易受到地气光影响的问题。
为解决上述技术问题，本发明采用下述技术方案：
一种避免星敏感器受地气光影响的离轨姿态控制方法，该方法的步骤包括：
S1、根据在赤道惯性系下运行所需要的速度ΔV，计算赤道惯性系下返回式飞行器的初步指令姿态角
其中：
Δvx，Δvy，Δvz分别为返回式飞行器需要速度在赤道惯性系的X轴、Y轴、Z轴下的三个分量；
分别为赤惯系下返回式飞行器的初始指令俯仰角、指令偏航角、指令滚转角，其中上角标i表示赤惯系(inertia)，下角标c表示指令(command)，0表示初始值；
S2、计算在赤道惯性系下返回式飞行器的初步指令四元数
其中：
为在赤道惯性系下返回式飞行器的初步指令四元数。上角标i表示赤惯系(inertia)，下角标0，1，2，3表示四元数的四个分量，c表示指令(command)，0表示初始值；
S3、计算返回式飞行器在轨道坐标系下的指令四元数
其中：
为从赤惯系到轨道坐标系的转换四元数，上角标io表示从赤惯系到轨道系的转换(inertia-orbit)；
表示飞行器在轨道坐标系下的指令四元数，上角标o表示轨道系(orbit)，下角标c表示指令(command)；
S4、计算返回式飞行器在轨道坐标系下的初始指令姿态角
其中：
表示返回式飞行器在轨道坐标系下的初始指令姿态角，其中上角标o表示轨道系(orbit)，下角标c表示指令(command)，0表示初始值；
S5、令轨道坐标系下的滚转角为零，并分别计算轨道坐标系下的指令四元数和赤道坐标系下的指令四元数
其中：
表示轨道坐标系下的指令四元数，上角标o表示轨道系(orbit)，下角标c表示指令(command)；
表示赤道坐标系下的指令四元数，上角标i表示赤道系(inertia)，下角标c表示指令(command)；
S6、计算赤道坐标系下的姿态角
其中，
赤道坐标系下的指令俯仰角，指令偏航角和指令滚转角，其中上角标i表示赤惯系(inertia)，下角标c表示指令(command)；
S7、根据步骤S6得到的指令姿态角调整返回式飞行器姿态，使其与指令姿态重合。
本发明的有益效果如下：
本发明所述技术方案能够在返回式飞行器的离轨制动期间，在保证返回式飞行器推力指向不变的前提下，使返回式飞行器滚转一定的角度，令轨道坐标系下的滚转角变为零，这样保证了星敏指向朝上。本发明可以在离轨制动期间避免或者减弱地气光对星敏的干扰。
附图说明
下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明；
图1示出本实例中所述星敏感器与返回式飞行器安装关系的示意图；
图2示出本实例中所述离轨制动期间星敏感器与地球边缘关系示意图；
图3示出本实例中所述星敏感器安全角的示意图；
图4示出本方案所述离轨姿态控制方法的示意图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。
如图1所示，某返回式飞行器的星敏感器布局位于返回式飞行器的-Z方向；如图2所示，其离轨制动过程中星敏与地球的关系。图1和图2中，θ1：星敏感器视场边缘与地球边缘的夹角；θ2：星敏感器的地气光遮蔽角；Δθ：星敏感器的安全角，Δθ＝θ1-θ2。若Δθ>0，则表明星敏感器不会受到地气光的影响，否则表明星敏感器会受到地气光的影响。
可以采用“星敏感器安全角”Δθ来评估星敏受到地气光影响的程度。若Δθ>0，则表明星敏感器不会受到地气光的影响，否则表明星敏感器会受到地气光的影响。仿真中，分别比较离轨制动期间传统的姿态控制方法和本专利提出的姿态控制方法的“星敏感器安全角”Δθ，仿真结果如图3所示。
由图3可知，传统的姿态控制方法星敏感器的安全角Δθ约为-39.52°，Δθ<0，表明星敏感器会受到地气光的影响无法正常工作。采用本专利提出的姿态控制方法星敏感器的安全角Δθ最小值约为55.64°，Δθ>0，表明星敏感器不会受到地气光的影响。证明了本方案提出的姿态控制方法有效地避免了星敏感器受到地气光的影响，具有工程实际意义。
举例说明，假设某次离轨制动时，返回式飞行器需要速度在赤道惯性系下的三个分量分别为：
Δvx＝-105.86621718578m/s，
Δvy＝36.446739824246m/s，
Δvz＝-73.758925159748m/s，
又已知从赤道惯性坐标系到轨道坐标系的转换四元数为：
如图4所示，利用本方案所述一种离轨制动时避免星敏感器受到地气光影响的指令姿态确定方法的进行姿态控制的具体步骤如下：
S1、根据在赤道惯性系下运行所需要的速度ΔV，计算赤道惯性系下返回式飞行器的初步指令姿态角
则根据如下公式
可以计算出
其中：
Δvx，Δvy，Δvz分别为返回式飞行器需要速度在赤道惯性系的X轴、Y轴、Z轴下的三个分量；
分别为赤惯系下返回式飞行器的初始指令俯仰角、指令偏航角、指令滚转角，其中上角标i表示赤惯系(inertia)，下角标c表示指令(command)，0表示初始值。
S2、计算在赤道惯性系下返回式飞行器的初步指令四元数
可以计算出：
其中：
为在赤道惯性系下返回式飞行器的初步指令四元数。上角标i表示赤惯系(inertia)，下角标0，1，2，3表示四元数的四个分量，c表示指令(command)，0表示初始值。
S3、计算返回式飞行器在轨道坐标系下的指令四元数
可以计算出：
其中：
为从赤惯系到轨道坐标系的转换四元数，上角标io表示从赤惯系到轨道系的转换(inertia-orbit)；
表示飞行器在轨道坐标系下的指令四元数，上角标o表示轨道系(orbit)，下角标c表示指令(command)。
S4、计算返回式飞行器在轨道坐标系下的初始指令姿态角
可以计算出：
其中：
表示返回式飞行器在轨道坐标系下的初始指令姿态角，其中上角标o表示轨道系(orbit)，下角标c表示指令(command)，0表示初始值。
S5、令轨道坐标系下的滚转角为零，并分别计算轨道坐标系下的指令四元数和赤道坐标系下的指令四元数
可以计算出：
其中：
表示轨道坐标系下的指令四元数，上角标o表示轨道系(orbit)，下角标c表示指令(command)；
表示赤道坐标系下的指令四元数，上角标i表示赤道系(inertia)，下角标c表示指令(command)。
S6、计算赤道坐标系下的姿态角
可以计算出：
其中，
赤道坐标系下的指令俯仰角，指令偏航角和指令滚转角，其中上角标i表示赤惯系(inertia)，下角标c表示指令(command)。
S7、调整返回式飞行器姿态，使其与指令姿态重合。
至此，完成了离轨姿态控制。
显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。
Claims (1)
1.一种避免星敏感器受地气光影响的离轨姿态控制方法，其特征在于，该方法的步骤包括：
S1、根据在赤道惯性系下运行所需要速度计算赤道惯性系下返回式飞行器的初步指令姿态角
其中：
Δvx，Δvy，Δvz分别为返回式飞行器需要速度在赤道惯性系的X轴、Y轴、Z轴下的三个分量；
分别为赤惯系下返回式飞行器的初始指令俯仰角、指令偏航角、指令滚转角，其中上角标i表示赤惯系，下角标c表示指令，0表示初始值；
S2、计算在赤道惯性系下返回式飞行器的初步指令四元数
其中：
为在赤道惯性系下返回式飞行器的初步指令四元数，上角标i表示赤惯系，下角标0，1，2，3表示四元数的四个分量，c表示指令，0表示初始值；
S3、计算返回式飞行器在轨道坐标系下的指令四元数
其中：
为从赤惯系到轨道坐标系的转换四元数，上角标io表示从赤惯系到轨道系的转换；
表示飞行器在轨道坐标系下的指令四元数，上角标o表示轨道系，下角标c表示指令；
S4、计算返回式飞行器在轨道坐标系下的初始指令姿态角
其中：
表示返回式飞行器在轨道坐标系下的初始指令姿态角，其中上角标o表示轨道系，下角标c表示指令，0表示初始值；
S5、令轨道坐标系下的滚转角为零，并分别计算轨道坐标系下的指令四元数和赤道坐标系下的指令四元数
其中：
表示轨道坐标系下的指令四元数，上角标o表示轨道系，下角标c表示指令；
表示赤道坐标系下的指令四元数，上角标i表示赤道系，下角标c表示指令；
S6、计算赤道坐标系下的姿态角
其中，
赤道坐标系下的指令俯仰角，指令偏航角和指令滚转角，其中上角标i表示赤惯系，下角标c表示指令；
S7、根据步骤S6得到的指令姿态角调整返回式飞行器姿态，使其与指令姿态重合。
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