CN106896818B

CN106896818B - 空间对地观测仪器的自动避日方法

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Publication number: CN106896818B
Application number: CN201611213546.0A
Authority: CN
Inventors: 何飞; 宋克非; 陈波
Original assignee: Changchun Institute of Optics Fine Mechanics and Physics of CAS
Current assignee: Changchun Institute of Optics Fine Mechanics and Physics of CAS
Priority date: 2016-12-26
Filing date: 2016-12-26
Publication date: 2019-05-24
Anticipated expiration: 2036-12-26
Also published as: CN106896818A

Abstract

空间对地观测仪器的自动避日方法，属于空间天气监测技术领域。解决了现有技术中地面干预避日方法的复杂性和适时性差的缺点。本发明的避日方法先通过轨道坐标系至卫星坐标系的转换矩阵T₁和卫星坐标系至仪器坐标系的标定转换矩阵T₂将轨道坐标系中的太阳矢量转换至仪器坐标系中的太阳矢量S₂，然后计算太阳矢量S₂与仪器坐标系YcZc面的夹角α＝asin(s_2x)，令仪器光轴以YcZc面的夹角为β，则太阳光线与仪器光轴在XcZc面内的夹角γ＝α‑β(南极),或γ＝β‑α(北极)，再根据蔽日判断条件，确定当前是否需要蔽日，若需要，控制仪器向相反方向转动，若不需要，仪器按原方向转动。该避日方法有效提高了系统的安全性，在轨自动测量，实时性强，成本低，易于实现。

Description

空间对地观测仪器的自动避日方法

技术领域

本发明属于空间天气监测技术领域，具体涉及一种空间对地观测仪器的自动避日方法，尤其适用于空间对地观测中自动规避太阳光进入仪器的探测视场。

背景技术

极光主要是由太阳风和地球磁层中的高能带电粒子沿地球磁场线注入高纬度地区，将高层大气分子或原子电离激发产生的发光现象，极光产生于地球的高磁纬地区上空即地球的南北两极区域，一般为大于磁纬60°的区域。

仪器在830km高度的极轨太阳同步轨道上对地球南北两极极光进行沿轨扫描观测时，由于仪器瞬时视场角达到130°×10°(其中10°为沿轨道方向，130°为跨轨道方向)，扫描范围跨越了前向和后向临边高度。当仪器转动至面对太阳一侧临边高度时，太阳会进入仪器的瞬时视场，极强的太阳辐射会损坏仪器的探测器，所以在仪器实时测量过程中需要规避太阳光照射。

现有技术中，主要采用地面干预的方式实现避日，即通过地面的观测和计算调节轨道上仪器的方向，但这种方法操作复杂且不及时。

发明内容

本发明为解决现有技术中地面干预避日方法的复杂性和适时性差的缺点，提供一种空间对地观测仪器的自动避日方法。

空间对地观测仪器的自动避日方法，步骤如下：

步骤一、将太阳矢量[X_s,Y_s,Z_s]从轨道坐标系转换至卫星坐标系，得到卫星太阳矢量S₁＝[S_1x S_1y S_1z]^T＝T₁×[X_s Y_s Z_s]^T；

式中，T₁为轨道坐标系至卫星坐标系的转换矩阵；

步骤二、将卫星太阳矢量S₁从卫星坐标系转换至仪器坐标系，得到仪器太阳矢量S₂＝[S_2x S_2y S_2z]^T＝T₂×[S_1x S_1y S_1z]^T；

式中，T₂为卫星坐标系至仪器坐标系的标定转换矩阵；

步骤三、计算太阳光线与当前时刻仪器瞬时视场光轴在XcZc平面内的夹角γ；

式中，α＝arcsin(S_2x)，为仪器太阳矢量S₂与仪器坐标系YcZc平面的夹角，β为当前时刻仪器瞬时视场光轴与YZ面的夹角，规定机械轴零位时β＝0°，沿飞行方向扫描通过零位后β大于0，逆飞行方向扫描通过零位后β小于0；

步骤四、判断是否需要避日，避日判据：

(1)仪器位于阳照区，且Zs>0；

(2)在北极区域，仪器扫描方向为逆飞行方向，且β<0，或者在南极区域，仪器扫描方向为沿飞行方向，且β>0；

(3)γ≤γ₀，γ₀为预先设定的避日角度阈值；

如果上述条件都满足，则需要避日，此时控制仪器向反方向转动，远离太阳辐射；如果上述条件未都满足，则不需要避日，此时控制仪器沿原方向转动；

步骤五、循环步骤一至步骤四，至仪器在轨运行结束。

进一步的，将步骤二替换为：判断卫星姿态角变化是否在0.1°以内；

如果不在，将卫星太阳矢量S₁从卫星坐标系转换至仪器坐标系，得到仪器太阳矢量S₂＝[S_2x S_2y S_2z]^T＝T₂×[S_1x S_1y S_1z]^T；

式中，T₂为卫星坐标系至仪器坐标系的转换矩；

如果在，仪器太阳矢量S₂＝卫星太阳矢量S₁。

进一步的，T₁通过卫星姿态计算；更进一步的，T₁写为：

c_y＝cosθ_y,s_y＝sinθ_y,

c_r＝cosθ_r,s_r＝sinθ_r,

c_p＝cosθ_p,s_p＝sinθ_p

式中，θ_p为卫星俯仰角、θ_r为卫星滚动角和θ_y为卫星偏航角。

进一步的，T₂根据地面标定卫星基准立方镜和仪器上的基准立方镜之间的夹角计算。

进一步的，γ₀的角度值为第一个大于等于θ的整数角度，θ＝θ₁+θ₂+θ₃+θ₄，θ₁为仪器光学系统的半视场角度，θ₂为仪器光学系统曝光时间内的仪器转动角，θ₃为太阳矢量广播时间内仪器转动角，θ₄为太阳矢量广播时间内的变化。

进一步的，θ＝θ₁+θ₂+θ₃+θ₄+θ₅，θ₅为仪器光学系统杂光抑制角度。

更进一步的，先确定γ₀的角度值为第一个大于等于θ的整数角度，然后仪器在轨测试初期通过数据注入调整，逐渐减小，保证仪器安全的同时确保尽量长的观测时间。

与现有技术相比，本发明的有益效果：

本发明的空间对地观测仪器的自动避日方法，解决了空间大视场对地观测仪器在轨运行中自动避日的问题，可以有效提高系统的安全性，在轨自动测量，不用地面干预，节省人员和成本，实时性强，易于实现。

附图说明

图1为空间大视场对地观测示意图；

图2为本发明的空间对地观测仪器的自动避日方法的流程图；

图3中，a为在北极区域，太阳光线与仪器瞬时视场夹角示意图，b为在南极区域，太阳光线与仪器瞬时视场夹角示意图；

图中，1、仪器，2、卫星，3、卫星轨道。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的实施方式作进一步说明，但不应以此限制本发明的保护范围。

本发明的原理是：如图1所示，本发明中涉及的空间对地观测，O_C-X_CY_CZ_C为仪器坐标系，O_S-X_SY_SZ_S为卫星坐标系，O_O-X_OY_OZ_O为轨道坐标系。三者皆为直角坐标系，彼此间没有位置限制。图1中仪器1光轴沿O_CZ_C轴方向，仪器1绕O_CY_C轴进行转动，从而沿O_SX_S轴方向进行往复扫描观测。130°视场方向总能包含太阳矢量，而太阳光能否进入仪器视场的关键是太阳光与10°视场方向的夹角，即太阳光与仪器坐标系Y_CZ_C面的夹角。本发明根据卫星广播的太阳矢量，将太阳矢量转换至仪器坐标系，并计算太阳光在仪器坐标系中相对于仪器光轴的夹角，根据设定的夹角阈值自动判断是否需要规避太阳。

如图2所示，空间对地观测仪器的自动避日方法，步骤如下：

步骤一、根据卫星姿态角计算轨道坐标系至卫星坐标系的转换矩阵T₁，通过地面标定卫星基准立方镜和仪器1上的基准立方镜之间的夹角计算卫星坐标系至仪器坐标系的标定转换矩阵T₂；

卫星姿态决定了卫星坐标系和轨道坐标系之间的关系，它们之间的转换矩阵是卫星的俯仰角θ_p、滚动角θ_r和偏航角θ_y的函数。由于卫星姿态通常是变化的，所以轨道坐标系到卫星坐标系的转换矩阵也是随时间变化的；

T₁这个转换矩阵写为：

c_y＝cosθ_y,s_y＝sinθ_y,

c_r＝cosθ_r,s_r＝sinθ_r,

c_p＝cosθ_p,s_p＝sinθ_p；

T₂的确定为本领域技术人员常规技术。

步骤二、将太阳矢量从轨道坐标系转换至卫星坐标系，得到卫星太阳矢量S₁＝[S_1xS_1y S_1z]^T＝T₁×[X_s Y_s Z_s]^T。

太阳矢量S＝[X_s,Y_s,Z_s]是太阳在轨道坐标系中的方向的单位矢量，T表示矩阵的转置。

步骤三、判断卫星姿态角变化是否在0.1°以内，定义若俯仰角θ_p、滚动角θ_r和偏航角θ_y都在0.1°以内，卫星姿态角变化在0.1°以内，若俯仰角θ_p、滚动角θ_r和偏航角θ_y有任意一个不在0.1°以内，卫星姿态角变化在0.1°以上；

如果卫星姿态角变化不在0.1°以内，将卫星太阳矢量S₁从卫星坐标系转换至仪器坐标系，得到仪器太阳矢量S₂＝[S_2x S_2y S_2z]^T＝T₂×[S_1x S_1y S_1z]^T；

如果卫星姿态角变化在0.1°以内，仪器坐标系与卫星坐标系之间的夹角为分级的误差，对计算结果影响较小，因此可以省略卫星坐标系至仪器坐标系的转换，令仪器太阳矢量S₂＝卫星太阳矢量S₁；

也可以为了保证当卫星姿态出现较大偏差时计算的准确性，不判断卫星姿态角变化是否在0.1°以内，直接将卫星太阳矢量S₁从卫星坐标系转换至仪器坐标系，得到仪器太阳矢量S₂＝[S_2x S_2y S_2z]^T＝T₂×[S_1x S_1y S_1z]^T；

式中，T表示矩阵的转置。

步骤四、如图3所示，计算太阳光线与当前时刻仪器瞬时视场光轴在XcZc平面内的夹角γ；

式中，α＝arcsin(S_2x)，为仪器太阳矢量S₂与仪器坐标系YcZc平面的夹角，β为当前时刻仪器瞬时视场光轴与YcZc面的夹角，规定机械轴零位时β＝0°，沿飞行方向扫描通过零位后β大于0，逆飞行方向扫描通过零位后β小于0；

步骤五、判断是否需要避日，避日判据：

(1)仪器位于阳照区，且Zs>0；

(3)γ≤γ₀，γ₀为预先设定的避日角度阈值；

避日角度阈值γ₀的角度值为第一个大于等于θ的整数角度，θ＝θ₁+θ₂+θ₃+θ₄，θ₁为仪器光学系统的半视场角度，θ₂为仪器光学系统曝光时间内的仪器转动角，θ₃为太阳矢量广播时间内仪器转动角，θ₄为太阳矢量广播时间内的变化。也可以先设定为上述角度阈值γ₀，然后根据仪器1在轨测试初期通过数据注入调整，逐渐减小，保证仪器1安全的同时确保尽量长的观测时间；

如，仪器1采用广角极光成像仪，其扫描机构由步进电机驱动，步进为0.01125°/步。仪器1指向星下点(即处于机械轴零位)时β＝0°，前向(沿飞行方向)扫描最大值为β＝60°，后向(逆飞行方向)扫描最大值为β＝-60°。理想情况下，太阳光与仪器10°视场中心平面的夹角小于5.0°时，太阳光进入仪器1视场；考虑2s广播一次的广播时间延迟，避日判据中需要预留2s的提前量，2s内仪器1转动的角度为2.25°；同时考虑仪器1扫描速度为1.125°/s，每一幅图像的曝光时间最长为3.4s；2s内太阳矢量的变化，在极轨太阳同步轨道，2s内太阳矢量的变化小于0.1°；为保证当前图像曝光过程中不出现太阳光入射情况，最终取避日角度为12.0°；

为了进一步增加避日判断的可靠性，θ＝θ₁+θ₂+θ₃+θ₄+θ₅，θ₅为仪器光学系统杂光抑制角度。

步骤六、循环步骤一至步骤五，直到仪器在轨运行结束；

通常，卫星每2s广播一次太阳矢量，上述避日过程也要每2s判断一次。

本发明中，根据卫星广播确定太阳矢量实际值和卫星姿态角实际值为现有技术：卫星每2s广播一次太阳矢量，最高位为符号位，低15位为有效值，将有效值除以32767.0即可得到实际的数值，得到的值域范围[-1.0，1.0]；卫星每1s广播一次卫星的姿态角，最高位为符号位，低15位为有效值，转换系数为0.009。可以通过1553B总线接收卫星广播。

Claims

1.空间对地观测仪器的自动避日方法，其特征在于，步骤如下：

式中，T₁为轨道坐标系至卫星坐标系的转换矩阵；

式中，T₂为卫星坐标系至仪器坐标系的转换矩阵；

卫星位于北极，γ＝β-α；

卫星位于南极，γ＝α-β；

式中，α＝arcsin(S_2x)，为仪器太阳矢量S₂与仪器坐标系YcZc平面的夹角，β为当前时刻仪器瞬时视场光轴与YcZc平面的夹角，规定机械轴零位时β＝0°，沿飞行方向扫描通过零位后β大于0，逆飞行方向扫描通过零位后β小于0；

步骤四、判断是否需要避日，避日判据：

(1)仪器位于阳照区，且Zs>0；

(3)γ≤γ₀，γ₀为预先设定的避日角度阈值；

步骤五、循环步骤一至步骤四，至仪器在轨运行结束。

2.根据权利要求1所述的空间对地观测仪器的自动避日方法，其特征在于，将步骤二替换为：判断卫星姿态角变化是否在0.1°以内；

式中，T₂为卫星坐标系至仪器坐标系的转换矩；

如果在，仪器太阳矢量S₂＝卫星太阳矢量S₁。

3.根据权利要求1所述的空间对地观测仪器的自动避日方法，其特征在于，T₁通过卫星姿态计算。

4.根据权利要求3所述的空间对地观测仪器的自动避日方法，其特征在于，T₁写为：

c_y＝cosθ_y,s_y＝sinθ_y,

c_r＝cosθ_r,s_r＝sinθ_r,

c_p＝cosθ_p,s_p＝sinθ_p

5.根据权利要求1所述的空间对地观测仪器的自动避日方法，其特征在于，T₂根据地面标定卫星基准立方镜和仪器上的基准立方镜之间的夹角计算。

6.根据权利要求1所述的空间对地观测仪器的自动避日方法，其特征在于，γ₀的角度值为第一个大于等于θ的整数角度，θ＝θ₁+θ₂+θ₃+θ₄，θ₁为仪器光学系统的半视场角度，θ₂为仪器光学系统曝光时间内的仪器转动角，θ₃为太阳矢量广播时间内仪器转动角，θ₄为太阳矢量广播时间内的变化。

7.根据权利要求1所述的空间对地观测仪器的自动避日方法，其特征在于，γ₀的角度值为第一个大于等于θ的整数角度，θ＝θ₁+θ₂+θ₃+θ₄+θ₅，θ₁为仪器光学系统的半视场角度，θ₂为仪器光学系统曝光时间内的仪器转动角，θ₃为太阳矢量广播时间内仪器转动角，θ₄为太阳矢量广播时间内的变化，θ₅为仪器光学系统杂光抑制角度。

8.根据权利要求6或7所述的空间对地观测仪器的自动避日方法，其特征在于，先确定γ₀的角度值为第一个大于等于θ的整数角度，然后仪器在轨测试初期通过数据注入调整，逐渐减小，保证仪器安全的同时确保尽量长的观测时间。