CN108072365A - 一种太阳运动轨迹获取方法及系统 - Google Patents

一种太阳运动轨迹获取方法及系统 Download PDF

Info

Publication number
CN108072365A
CN108072365A CN201611020009.4A CN201611020009A CN108072365A CN 108072365 A CN108072365 A CN 108072365A CN 201611020009 A CN201611020009 A CN 201611020009A CN 108072365 A CN108072365 A CN 108072365A
Authority
CN
China
Prior art keywords
solar
fitting
meridian
yellow
sun
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201611020009.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108072365B (zh
Inventor
米鹏
张静
朱振才
王磊
闫骁绢
林晓冬
谢祥华
刘善伍
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Engineering Center for Microsatellites
Original Assignee
Shanghai Engineering Center for Microsatellites
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Engineering Center for Microsatellites filed Critical Shanghai Engineering Center for Microsatellites
Priority to CN201611020009.4A priority Critical patent/CN108072365B/zh
Publication of CN108072365A publication Critical patent/CN108072365A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108072365B publication Critical patent/CN108072365B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/02—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by astronomical means
    • G01C21/025—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by astronomical means with the use of startrackers
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/24—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 specially adapted for cosmonautical navigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

本发明提供一种太阳运动轨迹获取方法及系统，包括获取设定时间段的太阳真黄经和太阳平黄经；获取设定时间段太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线；对太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线进行拟合，获得太阳真黄经；根据拟合获得的太阳真黄经和太阳运动模型，获得太阳轨迹坐标。本发明的太阳运动轨迹获取方法及系统，无需遥控修正，即可描绘复杂的太阳运动规律，运算简单，误差小，且误差不会随着时间而增加。

Description

一种太阳运动轨迹获取方法及系统
技术领域
本发明涉及航天器卫星姿态测量的技术领域，特别是涉及一种太阳运动轨迹获取方法及系统。
背景技术
卫星因其具有系统复杂、造价昂贵、无法修复的特性，往往将可靠性要求放在首要位置。作为卫星核心技术之一的姿控技术，其可靠度的高低决定着卫星任务的成败。为了保证卫星姿控系统的高可靠度，一方面须在保证系统性能的情况下，尽可能采用简单、可靠的部件和方法，另一方面需要增加系统冗余配置。
卫星姿控系统由定姿和控制两部分组成，以确保卫星姿态满足任务要求。定姿是控制的基础，由姿态敏感器、定姿算法和参考信息组成。具体地，利用姿态敏感器测量卫星姿态相关信息，通过定姿算法将测量信息与参考信息进行比较，从而得到卫星估计姿态。卫星定姿敏感部件通常使用太阳敏感器，与太阳敏感器定姿相应的参考信息是太阳的运动信息。
星上在轨太阳参考信息往往是根据现已知的太阳信息，通过运动规律推测将来卫星在轨运行时刻的太阳运动信息。因此，这就要求将描述太阳运动规律的模型事先存储在星上。描述太阳运动规律的完善运动模型有着复杂的数学运算，运算时需消耗大量资源。因此，作为太阳运动的地面仿真研究尚可，但用在卫星是不适宜的。对此，目前在卫星研制中常用的处理方法包括以下两种：
(1)为了节省星上资源，将太阳的运动规律简化处理为匀速圆轨道运动。然而，这样的处理方式具有模型误差大的缺陷，并且误差会随着时间的推移进一步加大。
(2)将描述太阳真实运动规律的椭圆模型，进行截断处理，存储在姿控星载计算机中，然后在轨运行时，通过遥控对其中具有时微变性有天文参数进行修正。该方法是目前运用较多的方法，其具体算法如下：
描述太阳运动的太阳真黄经表达式为：
截断处理为：
其中：Ms为太阳平近点角，Ms＝Ms0+Ws×Δt；Ms0为起始时刻的太阳平近点角；Δt为起始时刻的相对时；ωs为太阳近地点俯角；es为太阳偏心率；Ws为太阳平运动角速度。每隔一段时间需要对Ms0、ωs、es、Ws这几个参数进行遥控修正。
该处理方法相对于第一种处理方法，虽然提高了精度，但是具有以下不足：
1)由于包括遥控处理过程，增加了卫星遥控通道的压力，且降低了模型的不可靠性；
2)遥控处理仅能消除天文参数时微变给模型带来的误差，而无法消除模型自身所带来的截断误差。
发明内容
鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种太阳运动轨迹获取方法及系统，无需遥控修正，即可描绘复杂的太阳运动规律，运算简单，误差小，且误差不会随着时间而增加。
为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供一种太阳运动轨迹获取方法，包括以下步骤：步骤S1、获取设定时间段的太阳真黄经和太阳平黄经；步骤S2、获取设定时间段太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线；步骤S3、对太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线进行拟合，获得太阳真黄经Us，其中Us＝Us0+f(t)，Us0为以设定时间段的起始时刻t0为起点的太阳平黄经，f(t)为太阳真黄经相对于太阳平黄经的拟合公式；步骤S4、根据拟合获得的太阳真黄经和太阳运动模型，获得太阳轨迹坐标。
根据上述的太阳运动轨迹获取方法，其中：所述步骤S1中，利用卫星工具包获取设定时间段在J2000赤道惯性系下的太阳平黄经和太阳真黄经。
根据上述的太阳运动轨迹获取方法，其中：所述步骤S3中，其中M0为t0时刻的太阳平黄经，t为相对于t0的时间。
根据上述的太阳运动轨迹获取方法，其中：所述步骤S3中，采用傅里叶拟合法、正弦和拟合法和自定义拟合法中的任意一种对太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线进行拟合，
所述傅里叶拟合法的拟合公式为f(t)＝a0+a1·cos(t·w)+b1·sin(t·w)；
所述正弦和拟合法的拟合公式为f(t)＝a1·sin(b1·t+c1)；
所述自定义拟合法的拟合公式为f(t)＝a0+a1·sin(b1·t+c1)+d1·t；
其中，t为相对于t0的时间，a0、a1、b1、c1和d1为与设定时间段相对应的参数。
根据上述的太阳运动轨迹获取方法，其中：所述步骤S4中，太阳运动模型为其中，Is为黄赤交角，表示太阳在J2000赤道惯性系下的坐标。
同时，本发明还提供一种太阳运动轨迹获取系统，包括数据获取模块、波动曲线获取模块、太阳真黄经获取模块和太阳轨迹坐标获取模块；
所述数据获取模块用于获取设定时间段的太阳真黄经和太阳平黄经；
所述波动曲线获取模块用于获取设定时间段太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线；
所述太阳真黄经获取模块用于对太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线进行拟合，获得太阳真黄经Us，其中Us＝Us0+f(t)，Us0为以设定时间段的起始时刻t0为起点的太阳平黄经，f(t)为太阳真黄经相对于太阳平黄经的拟合公式；
所述太阳轨迹坐标获取模块用于根据拟合获得的太阳真黄经和太阳运动模型，获得太阳轨迹坐标。
根据上述的太阳运动轨迹获取系统，其中：所述数据获取模块中，利用卫星工具包获取设定时间段在J2000赤道惯性系下的太阳平黄经和太阳真黄经。
根据上述的太阳运动轨迹获取系统，其中：所述太阳真黄经获取模块中，其中M0为t0时刻的太阳平黄经，t为相对于t0的时间。
根据上述的太阳运动轨迹获取系统，其中：所述太阳真黄经获取模块中，采用傅里叶拟合法、正弦和拟合法和自定义拟合法中的任意一种对太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线进行拟合，
所述傅里叶拟合法的拟合公式为f(t)＝a0+a1·cos(t·w)+b1·sin(t·w)；
所述正弦和拟合法的拟合公式为f(t)＝a1·sin(b1·t+c1)；
所述自定义拟合法的拟合公式为f(t)＝a0+a1·sin(b1·t+c1)+d1·t；
其中，t为相对于t0的时间，a0、a1、b1、c1和d1为与设定时间段相对应的参数。
根据上述的太阳运动轨迹获取系统，其中：所述太阳轨迹坐标获取模块中，太阳运动模型为其中，Is为黄赤交角，表示太阳在J2000赤道惯性系下的坐标。
如上所述，本发明的太阳运动轨迹获取方法及系统，具有以下有益效果：
(1)无需遥控修正，即可描绘复杂的太阳运动规律，运算简单，误差小，且误差不会随着时间而增加；
(2)能够根据卫星的运行轨道、在轨时间以及定姿精度要求，选取不同的数据，采用不同的拟合公式，从而获得不同的精度；
(3)能够应用于利用太阳敏感器定姿的卫星研究，对简化卫星系统方案、提高卫星资源、增加可靠度有着积极的意义，同时也可推广应用于其它需要研究太阳运动的相关领域。
附图说明
图1显示为本发明的太阳运动轨迹获取方法的流程图；
图2显示为2015年11月1日00:00:00-2025年11月1日00:00:00太阳真黄经相对于太阳平黄经的偏差示意图；
图3显示为傅里叶拟合曲线与原曲线的误差曲线示意图；
图4显示为正弦和拟合曲线与原曲线的误差曲线示意图；
图5显示为自定义拟合曲线与原曲线的误差曲线示意图；
图6显示为2015年11月1日00:00:00-2025年11月1日00:00:00太阳真黄经相对于太阳真黄经的误差示意图；
图7显示为本发明的太阳运动轨迹获取系统的结构示意图。
元件标号说明
1 数据获取模块
2 波动曲线获取模块
3 太阳真黄经获取模块
4 太阳轨迹坐标获取模块
具体实施方式
以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。
需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构想，遂图式中仅显示与本发明中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。
参照图1，本发明的太阳运动轨迹获取方法包括以下步骤：
步骤S1、获取设定时间段的太阳真黄经和太阳平黄经。
在卫星的生命周期里，太阳的运动可以分解为两种运动：一种运动是以平运动速率做圆运动；另一种运动是太阳相对圆运动的波动。平黄经的变化体现太阳圆运动，真黄经相对于平黄经的偏差体现为太阳波动。
具体地，可通过精确模型或权威部门的预报获取设定时间段的太阳真黄经和太阳平黄经。在本发明的一个优选实施例中，利用卫星工具包(Satellite Tool Kit，STK)生成相对于J2000平春分点的太阳平黄经(对应于J2000赤道惯性系)，比较STK生成数据与中国天文年历给出黄经数据，得到误差小于2e-4度。
STK是由美国Analytical Graphics公司开发的一款在航天领域处于领先地位的商业分析软件。STK支持航天任务的全过程，包括设计、测试、发射、运行和任务应用。具体地，STK提供分析引擎用于计算数据、并可显示多种形式的二维地图，显示卫星和其它对象如运载火箭、导弹、飞机、地面车辆、目标等。STK的核心能力是产生位置和姿态数据、获取时间、遥感器覆盖分析。STK专业版扩展了STK的基本分析能力，包括附加的轨道预报算法、姿态定义、坐标类型和坐标系统、遥感器类型、高级的约束条件定义，以及卫星、城市、地面站和恒星数据库。对于特定的分析任务，STK提供了附加分析模块，可以解决通信分析、雷达分析、覆盖分析、轨道机动、精确定轨、实时操作等问题。另外，STK还有三维可视化模块，为STK和其它附加模块提供领先的三维显示环境。
需要说明的是，设定时间段可以是任意时长的时间段。
考虑到STK数据的高精度以及系统的定姿误差分配，优选通过STK得到2015年11月1日00:00:00至2025年11月1日00:00:00的太阳真黄经和太阳平黄经数据。
步骤S2、获取设定时间段太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线。
具体地，波动曲线是指太阳真黄经与太阳平黄经的差值曲线。
图2所示即为2015年11月1日00:00:00-2025年11月1日00:00:00太阳真黄经相对于太阳平黄经的偏差示意图。由图可知，太阳相对平运动的波动是规则的正弦运动。因此，完全可以将太阳运动分解成一个匀速运动和一个正弦运动。一个平黄经起点和平运动速率即可获得匀速圆运动；通过数据拟合即可得到正弦运动。
步骤S3、对太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线进行拟合，获得太阳真黄经Us，其中Us＝Us0+f(t)，Us0为以设定时间段的起始时刻t0为起点的太阳平黄经，f(t)为太阳真黄经相对于太阳平黄经的拟合公式。
其中，t0为设定时间段的起始时刻，M0为t0时刻的平黄经，t为相对于t0的时间。由于星上一般使用积秒计算时间，故t＝t星上/(24*3600)，单位为天。
由于太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线呈周期正弦曲线变化，故在进行数据拟合时，充分结合数据周期性，正弦性变化的特点，可以采用以下三种数据拟合方法：
1)针对周期性，使用傅立叶拟合(Fourier Fitting)方法。
使用傅立叶拟合方法得到拟合公式为f(t)＝a0+a1·cos(t·w)+b1·sin(t·w)
针对不同的时间段，拟合公式中的系数取不同的值。当针对2015年11月1日00:00:00至2025年11月1日00:00:00的太阳真黄经和太阳平黄经数据进行计算时，a0＝-0.01556，a1＝-0.1237，b1＝1.909，w＝0.0172。傅里叶拟合曲线与原曲线的误差曲线如图3所示。
2)针对正弦性，使用正弦函数和拟合方法(Sum of Sin Functions)。
使用正弦和拟合方法得到拟合公式为：f(t)＝a1·sin(b1·t+c1)
针对不同的时间段，拟合公式中的系数取不同的值。当针对2015年11月1日00:00:00至2025年11月1日00:00:00的太阳真黄经和太阳平黄经数据进行计算时，a1＝1.913，b1＝0.0172，c1＝-0.06464。正弦和拟合曲线与原曲线的误差曲线如图4所示。
3)结合傅立叶拟合方法和正弦函数和拟合方法，自定义波动拟合模型。
结合对一阶傅立叶拟合与一阶正弦函数和拟合结果的分析，可自定义拟合模型。即在一阶正弦函数和拟合模型的基础上，加上常值修正项a，此外考虑拟合误差随时间的一次变化项，在自定义模型中加上一次项dx，可得自定义拟合模型为：
f(t)＝a0+a1·sin(b1·t+c1)+d1·t
针对不同的时间段，拟合公式中的系数取不同的值。当针对2015年11月1日00:00:00至2025年11月1日00:00:00的太阳真黄经和太阳平黄经数据进行计算时，a0＝-0.0008425，a1＝1.914，b1＝0.0172，c1＝-0.0646，d1＝8.974e-006。自定义拟合曲线与原曲线的误差曲线如图5所示。由图可知，自定义拟合模型的误差在±0.05°以内，可以满足卫星定姿的精度要求。
需要说明的是，由于星上资源有限，因此在进行数据拟合时需充分考虑星上的资源问题。在满足卫星定姿精度的前提下，尽可能降低拟合模型的阶次，以节约星上资源，原则上只对太阳真黄经进行一次一阶拟合，若需提高拟合精度，可以对一次拟合的误差进行二次拟合，获得更高精度的二阶拟合公式。
步骤S4、根据拟合获得的太阳真黄经和太阳运动模型，获得太阳轨迹坐标。
其中，太阳运动模型为Us为太阳真黄经，Is为黄赤交角，表示太阳在J2000赤道惯性系下的坐标。
优选地，还包括步骤：根据获得的太阳轨迹坐标，模拟太阳运动。
因此，本发明的太阳运动轨迹获取方法无需遥控修正，即可描绘复杂的太阳运动规律，运算简单，误差小，且误差不会随着时间而增加；同时根据卫星的运行轨道、在轨时间以及定姿精度要求，可选取不同的数据，采用不同的拟合公式，从而获得不同的精度，完全满足卫星定姿的要求。
下面通过具体实施例来阐述一下本发明的太阳运动轨迹获取方法。在该实施例中，太阳运动轨迹获取方法包括如下步骤：
步骤S1、通过精确模型或权威部门的预报获取2015年11月1日00:00:00-2025年11月1日00:00:00十年间每一天00:00:00的太阳真黄经和太阳平黄经。
步骤S2、将两组数据进行分析比较，获得2015年11月1日00:00:00-2025年11月1日00:00:00这个时间段太阳真黄经相对于太阳平黄经波动曲线。
步骤S3、根据卫星定姿精度要求，对波动曲线进行拟合，获得的太阳真黄经。其中，结合一阶傅里叶拟合与一阶正弦函数，在该基础上通过自定义拟合并加上常值修正项和一次项得到拟合模型。以2015年11月1日00:00:00的平黄经为起点，进行拟合分析运算，所得太阳真黄经计算公式为：
Us＝Us0+f(t)
f(t)＝a0+a1·sin(b1·t+c1)+d1·t；
其中，a0＝-0.0008425，a1＝1.914，b1＝0.0172，c1＝-0.0646，d1＝8.974e-006。其中，280.1255为2015年11月1日00:00:00的太阳平黄经；t＝t星上/(24*3600)(天)；t为相对于2015年11月1日00:00:00的积秒时。
步骤S4、将拟合所获得的太阳真黄经Us代入太阳运动模型即可获得卫星定姿所需的太阳轨迹坐标。其中，Is为黄赤交角,本实施例中取23.4383°。
根据获得的太阳轨迹坐标即可模拟太阳运动。
图6所示即为采用本发明的太阳运动轨迹获取方法获取的2015年11月1日00:00:00-2025年11月1日00:00:00太阳真黄经相对于太阳真黄经的误差示意图。由图可知，所得到的误差在±0.03°以内，可以满足卫星定姿的精度要求。
参照图7，本发明的太阳运动轨迹获取系统包括数据获取模块1、波动曲线获取模块2、太阳真黄经获取模块3和太阳轨迹坐标获取模块4。
数据获取模块1用于获取设定时间段的太阳真黄经和太阳平黄经。
在卫星的生命周期里，太阳的运动可以分解为两种运动：一种运动是以平运动速率做圆运动；另一种运动是太阳相对圆运动的波动。平黄经的变化体现太阳圆运动，真黄经相对于平黄经的偏差体现为太阳波动。
具体地，可通过精确模型或权威部门的预报获取设定时间段的太阳真黄经和太阳平黄经。在本发明的一个优选实施例中，利用卫星工具包(Satellite Tool Kit，STK)生成相对于J2000平春分点的太阳黄经(对应于J2000赤道惯性系)，比较STK生成数据与中国天文年历给出的黄经数据，得到误差小于2e-4度。
STK是由美国Analytical Graphics公司开发的一款在航天领域处于领先地位的商业分析软件。STK支持航天任务的全过程，包括设计、测试、发射、运行和任务应用。具体地，STK提供分析引擎用于计算数据、并可显示多种形式的二维地图，显示卫星和其它对象如运载火箭、导弹、飞机、地面车辆、目标等。STK的核心能力是产生位置和姿态数据、获取时间、遥感器覆盖分析。STK专业版扩展了STK的基本分析能力，包括附加的轨道预报算法、姿态定义、坐标类型和坐标系统、遥感器类型、高级的约束条件定义，以及卫星、城市、地面站和恒星数据库。对于特定的分析任务，STK提供了附加分析模块，可以解决通信分析、雷达分析、覆盖分析、轨道机动、精确定轨、实时操作等问题。另外，STK还有三维可视化模块，为STK和其它附加模块提供领先的三维显示环境。
考虑到STK数据的高精度以及系统的定姿误差分配，优选STK得到2015年11月1日00:00:00至2025年11月1日00:00:00的太阳真黄经和太阳平黄经数据。
波动曲线获取模块2与数据获取模块1相连，用于获取设定时间段太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线。
具体地，波动曲线是指太阳真黄经与太阳平黄经的差值曲线。
图2所示即为2015年11月1日00:00:00-2025年11月1日00:00:00太阳真黄经相对于太阳平黄经的偏差示意图。由图可知，太阳相对平运动的波动是规则的正弦运动。因此，完全可以将太阳运动分解成一个匀速运动和一个正弦运动。一个平黄经起点和平运动速率即可获得匀速圆运动；通过数据拟合即可得到正弦运动。
太阳真黄经获取模块3与数据获取模块1和波动曲线获取模块2相连，用于对太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线进行拟合，获得太阳真黄经Us，其中Us＝Us0+f(t)，Us0为以设定时间段的起始时刻t0为起点的太阳平黄经，f(t)为太阳真黄经相对于太阳平黄经的拟合公式。
其中，t0为设定时间段的起始时刻，M0为t0时刻的平黄经，t为相对于t0的时间。由于星上一般使用积秒计算时间，故t＝t星上/(24*3600)，单位为天。
由于太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线呈周期正弦曲线变化，故在进行数据拟合时，充分结合数据周期性，正弦性变化的特点，可以采用以下三种数据拟合方法：
1)针对周期性，使用傅立叶拟合(Fourier Fitting)方法。
使用傅立叶拟合方法得到拟合公式为f(t)＝a0+a1·cos(t·w)+b1·sin(t·w)
针对不同的时间段，拟合公式中的系数取不同的值。当针对2015年11月1日00:00:00至2025年11月1日00:00:00的太阳真黄经和太阳平黄经数据进行计算时，a0＝-0.01556，a1＝-0.1237，b1＝1.909，w＝0.0172。
2)针对正弦性，使用正弦函数和拟合方法(Sum of Sin Functions)。
使用正弦和拟合方法得到拟合公式为：f(t)＝a1·sin(b1·t+c1)
针对不同的时间段，拟合公式中的系数取不同的值。当针对2015年11月1日00:00:00至2025年11月1日00:00:00的太阳真黄经和太阳平黄经数据进行计算时，a1＝1.913，b1＝0.0172，c1＝-0.06464。
3)结合傅立叶拟合方法和正弦函数和拟合方法，自定义波动拟合模型。
结合对一阶傅立叶拟合与一阶正弦函数和拟合结果的分析，可自定义拟合模型。即在一阶正弦函数和拟合模型的基础上，加上常值修正项a，此外考虑拟合误差随时间的一次变化项，在自定义模型中加上一次项dx，可得自定义拟合模型为：
f(t)＝a0+a1·sin(b1·t+c1)+d1·t
针对不同的时间段，拟合公式中的系数取不同的值。当针对2015年11月1日00:00:00至2025年11月1日00:00:00的太阳真黄经和太阳平黄经数据进行计算时，a0＝-0.0008425，a1＝1.914，b1＝0.0172，c1＝-0.0646，d1＝8.974e-006。
自定义拟合模型的误差在±0.05°以内，可以满足卫星定姿的精度要求。
需要说明的是，由于星上资源有限，因此在进行数据拟合时需充分考虑星上的资源问题。在满足卫星定姿精度的前提下，尽可能降低拟合模型的阶次，以节约星上资源，原则上只对太阳真黄经进行一次一阶拟合，若需提高拟合精度，可以对一次拟合的误差进行二次拟合，获得更高精度的二阶拟合公式。
太阳轨迹坐标获取模块4与太阳真黄经获取模块3相连，用于根据拟合获得的太阳真黄经和太阳运动模型，获得太阳轨迹坐标。
其中，太阳运动模型为Us为太阳真黄经，Is为黄赤交角，表示太阳在J2000赤道惯性系下的坐标。
优选地，还包括模拟模块，模拟模块与太阳轨迹坐标获取模块4相连，用于根据获得的太阳轨迹坐标，模拟太阳运动。
综上所述，本发明的太阳运动轨迹获取方法及系统无需遥控修正，即可描绘复杂的太阳运动规律，运算简单，误差小，且误差不会随着时间而增加；能够根据卫星的运行轨道、在轨时间以及定姿精度要求，选取不同的数据，采用不同的拟合公式，从而获得不同的精度；能够应用于利用太阳敏感器定姿的卫星研究，对简化卫星系统方案、提高卫星资源、增加可靠度有着积极的意义，同时也可推广应用于其它需要研究太阳运动的相关领域。所以，本发明有效克服了现有技术中的种种缺点而具高度产业利用价值。
上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。

Claims (10)

1.一种太阳运动轨迹获取方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤S1、获取设定时间段的太阳真黄经和太阳平黄经；
步骤S2、获取设定时间段太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线；
步骤S3、对太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线进行拟合，获得太阳真黄经Us，其中Us＝Us0+f(t)，Us0为以设定时间段的起始时刻t0为起点的太阳平黄经，f(t)为太阳真黄经相对于太阳平黄经的拟合公式；
步骤S4、根据拟合获得的太阳真黄经和太阳运动模型，获得太阳轨迹坐标。
2.根据权利要求1所述的太阳运动轨迹获取方法，其特征在于：所述步骤S1中，利用卫星工具包获取设定时间段在J2000赤道惯性系下的太阳平黄经和太阳真黄经。
3.根据权利要求1所述的太阳运动轨迹获取方法，其特征在于：所述步骤S3中，其中M0为t0时刻的太阳平黄经，t为相对于t0的时间。
4.根据权利要求1所述的太阳运动轨迹获取方法，其特征在于：所述步骤S3中，采用傅里叶拟合法、正弦和拟合法和自定义拟合法中的任意一种对太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线进行拟合，
所述傅里叶拟合法的拟合公式为f(t)＝a0+a1·cos(t·w)+b1·sin(t·w)；
所述正弦和拟合法的拟合公式为f(t)＝a1·sin(b1·t+c1)；
所述自定义拟合法的拟合公式为f(t)＝a0+a1·sin(b1·t+c1)+d1·t；
其中，t为相对于t0的时间，a0、a1、b1、c1和d1为与设定时间段相对应的参数。
5.根据权利要求1所述的太阳运动轨迹获取方法，其特征在于：所述步骤S4中，太阳运动模型为其中，Is为黄赤交角，表示太阳在J2000赤道惯性系下的坐标。
6.一种太阳运动轨迹获取系统，其特征在于：包括数据获取模块、波动曲线获取模块、太阳真黄经获取模块和太阳轨迹坐标获取模块；
所述数据获取模块用于获取设定时间段的太阳真黄经和太阳平黄经；
所述波动曲线获取模块用于获取设定时间段太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线；
所述太阳真黄经获取模块用于对太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线进行拟合，获得太阳真黄经Us，其中Us＝Us0+f(t)，Us0为以设定时间段的起始时刻t0为起点的太阳平黄经，f(t)为太阳真黄经相对于太阳平黄经的拟合公式；
所述太阳轨迹坐标获取模块用于根据拟合获得的太阳真黄经和太阳运动模型，获得太阳轨迹坐标。
7.根据权利要求6所述的太阳运动轨迹获取系统，其特征在于：所述数据获取模块中，利用卫星工具包获取设定时间段在J2000赤道惯性系下的太阳平黄经和太阳真黄经。
8.根据权利要求6所述的太阳运动轨迹获取系统，其特征在于：所述太阳真黄经获取模块中，其中M0为t0时刻的太阳平黄经，t为相对于t0的时间。
9.根据权利要求6所述的太阳运动轨迹获取系统，其特征在于：所述太阳真黄经获取模块中，采用傅里叶拟合法、正弦和拟合法和自定义拟合法中的任意一种对太阳真黄经相对于太阳平黄经的波动曲线进行拟合，
所述傅里叶拟合法的拟合公式为f(t)＝a0+a1·cos(t·w)+b1·sin(t·w)；
所述正弦和拟合法的拟合公式为f(t)＝a1·sin(b1·t+c1)；
所述自定义拟合法的拟合公式为f(t)＝a0+a1·sin(b1·t+c1)+d1·t；
其中，t为相对于t0的时间，a0、a1、b1、c1和d1为与设定时间段相对应的参数。
10.根据权利要求6所述的太阳运动轨迹获取系统，其特征在于：所述太阳轨迹坐标获取模块中，太阳运动模型为其中，Is为黄赤交角，表示太阳在J2000赤道惯性系下的坐标。
CN201611020009.4A 2016-11-14 2016-11-14 一种太阳运动轨迹获取方法及系统 Expired - Fee Related CN108072365B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201611020009.4A CN108072365B (zh) 2016-11-14 2016-11-14 一种太阳运动轨迹获取方法及系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201611020009.4A CN108072365B (zh) 2016-11-14 2016-11-14 一种太阳运动轨迹获取方法及系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108072365A true CN108072365A (zh) 2018-05-25
CN108072365B CN108072365B (zh) 2021-06-22

Family

ID=62160485

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201611020009.4A Expired - Fee Related CN108072365B (zh) 2016-11-14 2016-11-14 一种太阳运动轨迹获取方法及系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108072365B (zh)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101556156A (zh) * 2009-05-20 2009-10-14 上海微小卫星工程中心 模拟太阳运动的方法
US8362411B1 (en) * 2009-10-20 2013-01-29 The Boeing Company Solar tracker motor having a fixed caliper and a translating caliper each with an electromagnetic brake system
CN105486304A (zh) * 2014-09-17 2016-04-13 上海新跃仪表厂 太阳同步轨道星敏感器遇月亮的预报方法
CN105573332A (zh) * 2016-01-14 2016-05-11 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 延长空间仪器太阳测量时间的太阳跟踪系统姿态调整方法
CN105758400A (zh) * 2016-02-15 2016-07-13 上海卫星工程研究所 静止卫星成像导航与配准恒星敏感东西参数提取方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101556156A (zh) * 2009-05-20 2009-10-14 上海微小卫星工程中心 模拟太阳运动的方法
US8362411B1 (en) * 2009-10-20 2013-01-29 The Boeing Company Solar tracker motor having a fixed caliper and a translating caliper each with an electromagnetic brake system
CN105486304A (zh) * 2014-09-17 2016-04-13 上海新跃仪表厂 太阳同步轨道星敏感器遇月亮的预报方法
CN105573332A (zh) * 2016-01-14 2016-05-11 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 延长空间仪器太阳测量时间的太阳跟踪系统姿态调整方法
CN105758400A (zh) * 2016-02-15 2016-07-13 上海卫星工程研究所 静止卫星成像导航与配准恒星敏感东西参数提取方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
BHASKARAN BALAJI 等: "Tracking the stellar longitudes of starspots in short-period Kepler binaries", 《 MONTHLY NOTICES OF THE ROYAL ASTRONOMICAL SOCIETY》 *
智遂强: "导航卫星实时定轨相关技术研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库》 *
谢祥华 等: "基于磁强计与太阳敏感器的卫星自主定轨算法", 《宇航学报》 *
陈久金: "《中国少数民族天文学史》", 31 January 2013 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN108072365B (zh) 2021-06-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Sharma et al. Neural network-based pose estimation for noncooperative spacecraft rendezvous
Giannitrapani et al. Comparison of EKF and UKF for spacecraft localization via angle measurements
CN104792340B (zh) 一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法
McMahon et al. New solar radiation pressure force model for navigation
CN109931955B (zh) 基于状态相关李群滤波的捷联惯性导航系统初始对准方法
CN101320524A (zh) 多处理器实时仿真平台
CN103913181A (zh) 一种基于参数辨识的机载分布式pos传递对准方法
CN105631099B (zh) 一种小天体探测器着陆动力学模拟系统
CN111680462B (zh) 基于空间目标在光学相平面位置变化的制导方法和系统
CN115314101B (zh) 一种基于并行计算的低轨通信卫星星座快速建模方法
Weimer et al. Comparison of a neutral density model with the SET HASDM density database
Pensado et al. Deep Learning-Based Target Pose Estimation Using LiDAR Measurements in Active Debris Removal Operations
CN108072365B (zh) 一种太阳运动轨迹获取方法及系统
Liu et al. Guidance and control technology of spacecraft on elliptical orbit
Doornbos et al. Producing density and crosswind data from satellite dynamics observations
Darvish et al. Linear and nonlinear control strategies for formation and station keeping of spacecrafts within the context of the three body problem
Sales Trajectory optimization for spacecraft collision avoidance
Chen et al. High precision attitude estimation algorithm using three star trackers
Smulsky THE EVOLUTION OF THE EARTH'S ROTATIONAL MOVEMENT FOR MILLIONS YEARS
CN103941593B (zh) 低轨卫星姿态仿真方法
Silva A formulation of the Clohessy-Wiltshire equations to include dynamic atmospheric drag
Zhang et al. A new method of single celestial-body sun positioning based on theory of mechanisms
Narkiewicz et al. Comparison of algorithms for satellite attitude determination using data from visual sensors
Schwarz Development of an illumination simulation software for the Moon's surface: An approach to illumination direction estimation on pictures of solid planetary surfaces with a significant number of craters
Campbell A deep learning approach to autonomous relative terrain navigation

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20210622

Termination date: 20211114

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee