CN107765699A - 地球静止轨道卫星具有筒形遮光罩相机实时阳光规避方法 - Google Patents

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刘新彦
宗立森
黎康
史晓霞
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    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems

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Abstract

一种地球静止轨道卫星具有筒形遮光罩相机实时阳光规避方法，包括如下步骤：步骤一、根据轨道信息计算太阳方向与轨道坐标系Z轴之间的夹角β，以及优化前的阳光规避偏置角步骤二、确定抛物线A的轨迹：若dA>0，则A＝ax2+bx；否则，A保持不变；其中，抛物线自变量x＝α+Δ‑β；Δ表示选取的规避余量角，a、b分别表示抛物线系数；步骤三、计算优化后的相机安全角τ；步骤四、根据步骤三中计算出来的优化后的相机安全角τ，计算优化后的阳光规避偏置角本发明的方法确保在阳光规避起点以及终点处，太阳方向和相机光轴之间的夹角按照事先设计好的抛物线轨迹平稳过渡，消除了由于阳光规避引起喷气卸载的隐患，提高相机的使用寿命。

Description

地球静止轨道卫星具有筒形遮光罩相机实时阳光规避方法
技术领域
本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种地球静止轨道卫星具有筒形遮光罩相机实时阳光规避方法。
背景技术
在国家重大专项工程地球同步轨道高分辨面阵遥感领域，首次遇到在地球同步轨道成像过程中，相机光轴与太阳方向之间夹角在星下点午夜前后较小的问题。从国内外公开的技术资料来看，还没有提出过具有筒形遮光罩的相机镜头实时阳光规避的相关方法，更不可能对其进行优化设计。这显然不能满足我国日益增长的高轨道遥感星光学成像任务需求；
随着科技日新月异的发展，越来越多的地球同步轨道高分辨面阵遥感星需要具备此项功能，在确保相机正常工作的前提下，确保规避过程平稳，对控制系统稳定度影响较小。提出一种具有筒形遮光罩的相机镜头实时阳光规避方法来满足当前需求，已然势在必行。
发明内容
本发明解决的技术问题是：弥补现有技术的空白，提供了一种地球静止轨道卫星具有筒形遮光罩相机实时阳光规避方法。针对星上自主通过滚动机动进行阳光规避时，在规避起点与终点滚动角速度较大的实际情况，在保证星下点午夜前后，相机光轴具备规避阳光功能的前提下，设计抛物线优化轨迹，在太阳矢量与相机光轴夹角达到α+Δ时就提前开始进行阳光规避，整个规避过程平稳，对控制系统稳定度的影响较小，提高相机使用安全性，简单实用。
本发明的技术解决方案是：一种地球静止轨道卫星具有筒形遮光罩相机实时阳光规避方法，包括步骤如下：
步骤一、根据轨道信息计算太阳方向与轨道坐标系Z轴之间的夹角β，以及优化前的阳光规避偏置角
步骤二、确定抛物线A的轨迹：若dA>0，则A＝ax2+bx；否则，A保持不变；
其中，抛物线自变量x＝α+Δ-β；dA＝2ax+b；Δ表示选取的规避余量角，a、b分别表示抛物线系数；
步骤三、计算优化后的相机安全角τ，τ＝α+Δ-A；
步骤四、根据步骤三中计算出来的优化后的相机安全角τ，计算优化后的阳光规避偏置角
所述步骤一中，优化前的阳光规避偏置角的计算公式如下：
其中，α表示相机安全角；Soy，Soz分别表示太阳向量在轨道坐标系Y、Z轴上的分量。
所述步骤四中，优化后的阳光规避偏置角的计算公式如下：
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明的方法仅通过滚动轴机动，就可以实现相机光轴与太阳光之间的规避，而且不影响热控、东西位保等任务的进行，整个过程实施简单。
(2)本发明的方法通过设计抛物线优化轨迹，确保机动起点与终点处的角速度较小。将轮子转速增量由400转/分，降低到40转/分，保证了整个规避过程平稳、柔和，减弱了滚动轴姿态机动对控制系统稳定度的影响，消除了由此可能引发的喷气卸载隐患，提高了相机的使用安全性。
附图说明
图1为本发明方法实现流程图；
图2为本发明抛物线变动率dA与自变量x之间的变动情况曲线图；
图3为本发明抛物线A与自变量x之间的变动情况曲线图；
图4为本发明优化后的安全角τ与自变量x之间的变动情况曲线图；
图5为优化前滚动轴姿态角机动过程曲线图；
图6为优化前滚动轴姿态角速度机动过程曲线图；
图7为优化前动量轮1与3角动量的变动情况曲线图；
图8为优化前动量轮2与4角动量的变动情况曲线图；
图9为本发明优化后滚动轴姿态角机动过程曲线图；
图10为本发明优化后滚动轴姿态角速度机动过程曲线图；
图11为本发明优化后动量轮1与3角动量的变动情况曲线图；
图12为本发明优化后动量轮2与4角动量的变动情况曲线图；
图13为本发明优化后有无阳光规避相机光轴与太阳方向之间夹角的变动情况曲线图；
具体实施方式
下面结合具体实施例和附图对本发明进行进一步说明。
地球同步静止轨道成像式遥感卫星的主载荷一般为光学成像相机，相机光轴方向沿卫星本体+z轴。地球静止轨道遥感卫星轨道面与地球赤道面基本重合，如果卫星在轨道上正常运行无偏置时，一年四季中太阳或照射卫星南侧，或照射北侧，在春、秋分时太阳几乎处于轨道面内。在卫星星下点午夜前后，相机光轴方向与太阳矢量夹角比较小，如果不采取措施，太阳可能射入相机视场，严重影响相机的正常工作，因此必须采取措施避免相机视场受照。
本发明提出一种地球静止轨道卫星具有筒形遮光罩相机实时阳光规避方法，消除了阳光规避起点，机动角速度较大的现象，确保动整个机动过程平稳，简单可靠。规避过程由控制系统星上软件逻辑自主处理，不需要地面干涉，提高了系统可靠性。
如图1所示，一种地球静止轨道卫星具有筒形遮光罩相机实时阳光规避方法，包括步骤如下：
(1)根据轨道信息，计算太阳方向与轨道系Z轴之间的夹角β，以及优化前的阳光规避偏置角，
其中，α＝30°表示相机安全角，Soy，Soz表示太阳向量在轨道系分量。
(2)设计抛物线轨迹，
x＝α+Δ-β (2)
dA＝2ax+b (3)
若dA>0
A＝ax2+bx (4)
否则，A保持不变。其中，Δ＝2.5°表示规避余量角，a和b表示抛物线系数，根据规避余量角Δ不同，可选取不同值，此处选取a＝-6，b＝1.025。选取x∈[0 α+Δ]，则式(3)、(4)中给出的dA以及A变动曲线详见图2、图3；
(3)设计优化后的安全角τ，
τ＝α+Δ-A (5)
式(5)中给出的安全角τ变动曲线详见图4，从图4中可以看出，τ取值区间从α+Δ到α。
(4)利用步骤3中计算出来τ，取代式(1)中的安全角α，计算优化后的阳光规避偏置角，
在太阳矢量与相机光轴夹角达到α+Δ时，在太阳矢量与相机光轴夹角从α+Δ逐渐变化到α过程中，根据步骤二实时确定抛物线A的轨迹，实时控制相机按照优化后的阳光规避偏置角规避太阳光。
如果在等到太阳矢量与相机光轴夹角达到安全角α时才进行滚动角度机动，起始角速度必然很大；针对这种情况，本发明的方法考虑一定的余量Δ，即在太阳矢量与相机光轴夹角达到α+Δ时就提前开始规避，在其从α+Δ逐渐变化到α过程中，实时设计抛物线优化轨迹，确保刚开始机动的角速度较小。抛物线轨迹的设计保证了整个规避过程比较平稳，对控制系统影响较小。
实施例1：
地球静止轨道卫星的具体参数如下：
规避参数：阳光规避安全角度α＝30°，Δ＝2.5°表示规避余量角，a和b表示抛物线系数，此处选取a＝-6，b＝1.025。
轨道初值：
轨道历元2010年3月20日15时0分0秒，
半长轴(公里)42164.238885703373，
偏心率0.00013534077386388930，
轨道倾角(度)0.0026285532110204346，
升交点赤经(度)131.49687827859242，
近地点幅角(度)95.486669826235925，
平近点角(度)267.65066999183171。
根据前面给出的步骤进行计算，
(1)根据太阳轨道坐标So，可以实时计算出阳光规避偏置角，比如在阳光规避起点处，
So＝[-0.537264370964670 0.000039568429893 0.843413893466273]；
带入式(1)，即可计算出阳光规避偏置角；
(2)设计抛物线轨迹，太阳方向与轨道系Z轴之间的夹角β可以由于太阳轨道坐标实时计算，比如β＝acos(0.843413893466273),于是按照式(2)、式(3)就可以计算出抛物线自变量x＝α+Δ-β，然后对于区间x∈[0 α+Δ]，按照式(4)计算出抛物线轨迹；
(3)按照是式(5)，实时设计阳光规避安全角τ＝α+Δ-A，其中，τ取值区间从α+Δ到α。
(4)利用步骤(3)中计算出来τ，取代式(1)中的安全角α，计算优化后的阳光规避偏置角
如图5～图8所示，显示了优化前相机的滚动轴姿态角、滚动轴姿态角速度的机动过程，及优化前动量轮1与3角动量的变动情况曲线图，优化前动量轮2与4角动量的变动情况；
如图9～图12所示，显示了优化前相机的滚动轴姿态角、滚动轴姿态角速度的机动过程，及优化前动量轮1与3角动量的变动情况曲线图，优化前动量轮2与4角动量的变动情况曲线图；
如图13所示，采用本发明的方法，太阳与本体Z轴之间夹角的曲线如图中虚线所示，不仅可以保持在安全角之上，而且可以在起点和终点处光滑过度。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (3)

1.一种地球静止轨道卫星具有筒形遮光罩相机实时阳光规避方法，其特征在于，包括步骤如下：
步骤一、根据轨道信息计算太阳方向与轨道坐标系Z轴之间的夹角β，以及优化前的阳光规避偏置角
步骤二、确定抛物线A的轨迹：若dA>0，则A＝ax2+bx；否则，A保持不变；
其中，抛物线自变量x＝α+Δ-β；dA＝2ax+b；Δ表示选取的规避余量角，a、b分别表示抛物线系数；
步骤三、计算优化后的相机安全角τ，τ＝α+Δ-A；
步骤四、根据步骤三中计算出来的优化后的相机安全角τ，计算优化后的阳光规避偏置角
2.根据权利要求1所述的一种地球静止轨道卫星具有筒形遮光罩相机实时阳光规避方法，其特征在于：所述步骤一中，优化前的阳光规避偏置角的计算公式如下：
其中，α表示相机安全角；Soy，Soz分别表示太阳向量在轨道坐标系Y、Z轴上的分量。
3.根据权利要求1或2所述的一种地球静止轨道卫星具有筒形遮光罩相机实时阳光规避方法，其特征在于：所述步骤四中，优化后的阳光规避偏置角的计算公式如下：
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