CN108681617A - 一种航天器多星敏感器布局优化设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航天器多星敏感器布局优化设计方法，(1)确定由地球公转、自转引起的太阳光直射点赤纬、赤经的变化范围，定义星敏光轴矢量，建立太阳光约束表达式；(2)解析卫星椭圆轨道与地球相对位置关系，确定卫星在运行至近地点时星敏感器光轴方向与星地连线之间的夹角，建立地气光约束表达式；(3)用圆锥体集合描述星敏感器遮光罩内部以星敏感器为起点的射线，将卫星中立方体部件及圆柱体部件用集合形式描述，通过解析表达式描述星敏感器遮光罩圆锥范围内的射线不被遮挡；(4)构造多星敏感器布局的优化问题指标函数，获得多星敏感器最优指向，确定多星敏感器最优布局。

Description

一种航天器多星敏感器布局优化设计方法

技术领域

本发明涉及一种航天器多星敏感器布局优化设计方法，属于卫星总体设计领域。

背景技术

星敏感器作为卫星最重要的姿态确定器件，其构型布局是卫星结构总体设计的重要内容。随着卫星技术的飞跃式发展，卫星的轨道、平台、任务越来越多样化，不同轨道、不同平台的新研卫星越来越多，星上安装的大型部件如太阳翼、天线、相机也越来越多、卫星星敏感器的布局约束也越来越复杂。

传统的布局流程为构型设计师依靠经验给出布局角度和简单的视场分析，轨道和姿态控制设计师对其进行仿真并将仿真结果反馈给布局设计师，若布局设计不满足姿轨控要求则修改布局方案，多轮迭代形成最终星敏感器的布局方案。此方法设计链路较长，对构型布局设计师的工作经验要求较高，不容易快速找到星敏感器布局的可用空间和最优角度，对任务需求差异的适应性差，不适用于未来新轨道新任务的航天器星敏感器布局工作。

发明内容

本发明的技术解决问题：本发明提出了一种航天器多星敏感器布局优化设计方法，将航天器多星敏感器布局问题描述成标准的优化问题，从而通过量化计算获得多星敏感器最优布局方案，以解决传统星敏感器布局问题对设计师经验过分依赖及设计链路较长的问题。

本发明的技术解决方案：

一种航天器多星敏感器布局优化设计方法，具体步骤为：

(1)确定由地球公转、自转引起的太阳光直射点赤纬、赤经的变化范围，定义星敏光轴矢量，建立太阳光约束表达式；

(2)解析卫星椭圆轨道与地球相对位置关系，确定卫星在运行至近地点时星敏感器光轴方向与星地连线之间的夹角，并通过约束保证该夹角能够满足星敏感器布局要求，建立地气光约束表达式；

(3)用圆锥体集合描述星敏感器遮光罩内部以星敏感器为起点的射线，将卫星中立方体部件及圆柱体部件用集合形式描述，通过解析表达式描述星敏感器遮光罩圆锥范围内的射线不被遮挡；

(4)结合太阳光约束表达式、地气光约束表达式和星体及其他部件约束的解析表达式，构造多星敏感器布局的优化问题指标函数，获得多星敏感器最优指向，确定多星敏感器最优布局。

太阳光约束的解析描述方法为：根据卫星的轨道根数将太阳光单位矢量从地心第一赤道坐标系转换到卫星本体坐标系，由地球绕太阳公转、自转规律，确定卫星在轨运行过程中太阳赤纬、赤经变化的范围，建立太阳光约束表达式以表示星敏感器光轴与太阳光矢量夹角大于遮光罩半锥角。

从地心第一赤道坐标系向卫星本体坐标系的转换关系为：

其中Ω表示卫星轨道的升交点赤经，i表示卫星轨道倾角，u表示卫星在轨道上所处的位置。[x y z]'为某点在卫星本体坐标系下的坐标，[x₁ y ₁ z₁]'为该点在地心第一赤道坐标系下的坐标。

太阳单位矢量在地心第一坐标系中的坐标为

x_1s＝cosδ_s cosα_s

y_1s＝cosδ_ssinα_s

z_1s＝sinδ_s

其中δ_s表示太阳赤纬，α_s表示太阳赤经；

太阳单位矢量在卫星本体坐标系中的坐标为

其中，

太阳光约束表达式为

arccos(xx_S+yy_s+zz_s)≥θ_z

u∈[0,360°]

其中[x y z]^T表示星敏光轴矢量，x_s、y_s、z_s表示太阳光矢量，θ_z表示星敏杂光抑制角半锥角，对应轨道的太阳赤经赤纬可由天文年历查得。

地气光约束的解析描述方法为：确定卫星在运行至近地点时星敏感器到地球边缘切线与星地连线之间的夹角，建立地气光约束表达式表示星敏感器遮光罩内以星敏感器位置为起点的任意矢量不被地球所遮挡。

地球遮挡卫星的范围呈圆锥分布，半锥角为

地气光对星敏感器布局的约束为

其中，θ_z表示遮光罩半锥角，r_e为地球半径，a为轨道半长轴，e为偏心率。。

卫星本体及星上部件约束的解析描述方法为：用圆锥体集合描述星敏感器遮光罩内部以星敏感器为起点的射线，将卫星本体及星上部件用立方体集合或圆柱体集合表示，确保满足约束的点属于圆锥体集合并且不属于立方体或圆柱体集合。

多星敏感器布局的优化问题指标函数的构造方法为：通过星敏光轴在卫星本体坐标系内的方位角和高低角描述星敏感器光轴的单位矢量，定义多星敏感器之间夹角，通过遍历星敏感器方位角、高低角使得多星敏感器之间夹角的余弦值中最大值最小，以实现多星敏感器光轴方向接近90°的优化目标。

定义α为星敏光轴在卫星本体坐标系xoy平面内的投影与+y轴的夹角，β为星敏光轴与卫星本体坐标系xoy平面的夹角，

星敏光轴矢量描述为

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明通过解析方法给出多星敏感器布局设计的优化方法，解析地建立了任意卫星轨道下的太阳光、地气光、卫星本体及其他大型部件对星敏感器布局的约束，为了提高星敏感器测量精度建立了对星敏感器布局的指标函数，将航天器多星敏感器布局问题描述成标准的优化问题，从而通过量化计算获得多星敏感器最优布局方案，解决传统星敏感器布局问题对设计师经验过分依赖及设计链路较长的问题，提高了设计效率。

(2)本发明通过构造minmax指标，建立了星敏安装角度与测量精度之间的关联，普适于各类轨道、工况及星体结构，通过一次计算直接得到星敏布局的最优方案，通过优化问题的求解实现了提高多星敏测量精度的目标。

附图说明

图1为本发明地心第一赤道坐标系与卫星本体坐标系之间的关系；

图2为本发明卫星椭圆轨道与地球之间的关系；

图3为本发明立方体部件基准坐标系；

图4为本发明圆柱体部件基准坐标系；

图5为本发明星敏光轴矢量在卫星本体坐标系下的表示；

图6为本发明流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步描述，整个过程如图6所示，

一、太阳光约束

卫星本体坐标系与地心第一赤道坐标系如图1所示，

其中Ω表示卫星轨道的升交点赤经，i表示卫星轨道倾角，u表示卫星在轨道上所处的位置。

从地心第一赤道坐标系向卫星本体坐标系的转换关系如下所示：

太阳单位矢量在地心第一坐标系中的坐标为

x_1s＝cosδ_s cosα_s

y_1s＝cosδ_ssinα_s

z_1s＝sinδ_s

其中δ_s表示太阳赤纬，α_s表示太阳赤经。

太阳单位矢量在卫星本体坐标系中的坐标为

其中，

由地球绕太阳公转规律可知太阳赤纬δ_s∈[-23.45°，23.45°]，太阳赤经α_s∈[0，360°]。不对卫星发射时间进行限制，需要考虑u∈[0，360°]的情况。

因此，约束条件可以描述为

arccos(xx_S+yy_s+zz_s)≥θ_z

u∈[0,360°]

其中[x y z]^T表示星敏光轴矢量，θ_s表示太阳光抑制角，θ_z表示星敏杂光抑制角半锥角，对应轨道的太阳赤经赤纬可由天文年历查得。

二、地球约束

由图2可知，卫星在运行至近地点时如果星敏感器光轴方向与星地连线之间的夹角最大，如果此时该夹角能够满足星敏感器布局要求，那么在整个轨道周期内地气光将不会对星敏感器测量产生影响。由图2可知地球遮挡卫星的范围呈圆锥分布，半锥角为

由图2可知，当星敏感器遮光罩内以星敏感器位置为起点的任意矢量不进入地球遮挡卫星的圆锥范围内，地气光将不会影响星敏感器测量。

因此地气光对星敏感器布局的约束可以描述为

其中，θ_z表示遮光罩半锥角，r_e为地球半径。

三、卫星本体及其他部件约束

考虑用立方体和圆柱体描述卫星本体及星上其他大型部件，如卫星本体和太阳翼可以用立方体近似描述其几何形状，天线可以用圆柱体进行描述。

定义立方体部件基准坐标系如图3所示，星敏遮光罩包络的范围可以用集合D描述。

D:{(x_in,y_in,z_in)|arccos(x_inx+y_iny+z_inz)≤θ_z}，其中[x y z]^T为星敏光轴矢量、[x_in y_in z_in]^T为星敏遮光罩内以星敏感器位置为起点任意单位矢量，θ_z表示遮光罩半锥角。

以星敏感器为起点遮光罩内任意射线上的点在立方体部件基准坐标系的表示可由下式得到

其中，A_cu为卫星本体坐标系到立方体部件基准坐标系的方向余弦矩阵，(x_cu0,y_cu0,z_cu0)为星敏感器安装位置在立方体部件基准坐标系下的坐标表示，k∈(0,+∞)。

立方体内部可以用集合C_cu描述，因此当星敏感器遮光罩内的射线不被立方体部件遮挡。

C_cu:{(x,y,z)|x_cmin≤x≤x_cmax,y_cmin≤y≤y_cmax,z_cmin≤z≤z_cmax}，其中x_cmin,x_cmax,y_cmin,y_cmax,z_cmin,z_cmax分别表示立方体部件x,y,z坐标的最小和最大值。

如图所示定义圆柱体部件基准坐标系如图4所示，以星敏感器为起点遮光罩内任意射线上的点在圆柱体部件基准坐标系的表示可由下式得到

其中，A_cy为卫星本体坐标系到圆柱体部件基准坐标系的方向余弦矩阵，(x_cy0,y_cy0,z_cy0)为星敏感器安装位置在圆柱体部件基准坐标系下的坐标表示，k∈(0,+∞)。

圆柱体内部可以用集合C_cy描述，因此当星敏感器遮光罩内的射线不被圆柱体部件遮挡。

C_cy:{(x,y,z)|x²+y²≤R²,z_cmin≤z≤z_cmax}，其中R表示圆柱体部件截面半径，z_cmin,z_cmax分别表示立方体部件z坐标的最小和最大值。

四、优化问题的描述

星敏感器光轴在卫星本体坐标系下的表示如图5所示。定义α为星敏光轴在卫星本体坐标系xoy平面内的投影与+y轴的夹角(方位角)，β为星敏光轴与卫星本体坐标系xoy平面的夹角(高低角)。

星敏光轴矢量描述为

以三星敏感器布局为例，[x₁ y₁ z₁]^T，[x₂ y₂ z₂]^T，[x₃ y₃ z₃]^T表示三个星敏光轴的矢量，为了减小三星敏感器数据融合的计算误差，希望三星敏感器光轴方向尽量相互正交，定义γ₁,γ₂,γ₃为三星敏感器光轴之间的夹角。

γ₁＝arccos(x₁x₂+y₁y₂+z₁z₂)

γ₂＝arccos(x₂x₃+y₂y₃+z₂z₃)

γ₃＝arccos(x₁x₃+y₁y₃+z₁z₃)

构造的优化问题指标函数为

星上存在m_cu个立方体约束和m_cy个立方体约束时，综上所示，三星敏感器布局优化问题可以描述为

s.t.arccos(x_ix_s+y_iy_s+z_iz_s)≥θ_z

i＝1,2,3；m＝1,2,...,m_cu；n＝1,2,...,n_cy

通过计算机可以对上述标准优化问题进行求解得到最优解来表示三星敏感器最优指向。

采用上述方法，可以解决传统星敏感器布局问题对设计师经验过分依赖及设计链路较长的问题，解析地建立了任意卫星轨道下的太阳光、地气光、卫星本体及其他大型部件对星敏感器布局的约束，为了提高星敏感器测量精度建立了对星敏感器布局的指标函数，将航天器多星敏感器布局问题描述成标准的优化问题，从而通过量化计算获得多星敏感器最优布局方案。

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 (10)

1.一种航天器多星敏感器布局优化设计方法，其特征在于，具体步骤为：

(1)确定由地球公转、自转引起的太阳光直射点赤纬、赤经的变化范围，定义星敏光轴矢量，建立太阳光约束表达式；

(2)解析卫星椭圆轨道与地球相对位置关系，确定卫星在运行至近地点时星敏感器光轴方向与星地连线之间的夹角，并通过约束保证该夹角能够满足星敏感器布局要求，建立地气光约束表达式；

(3)用圆锥体集合描述星敏感器遮光罩内部以星敏感器为起点的射线，将卫星中立方体部件及圆柱体部件用集合形式描述，通过解析表达式描述星敏感器遮光罩圆锥范围内的射线不被遮挡；

(4)结合太阳光约束表达式、地气光约束表达式和解析表达式，构造多星敏感器布局的优化问题指标函数，获得多星敏感器最优指向，确定多星敏感器最优布局。

2.根据权利要求1所述的一种航天器多星敏感器布局优化设计方法，其特征在于，太阳光约束的解析描述方法为：根据卫星的轨道根数将太阳光单位矢量从地心第一赤道坐标系转换到卫星本体坐标系，由地球绕太阳公转、自转规律，确定卫星在轨运行过程中太阳赤纬、赤经变化的范围，建立太阳光约束表达式以表示星敏感器光轴与太阳光矢量夹角大于遮光罩半锥角。

3.根据权利要求1所述的一种航天器多星敏感器布局优化设计方法，其特征在于，从地心第一赤道坐标系向卫星本体坐标系的转换关系为：

其中Ω表示卫星轨道的升交点赤经，i表示卫星轨道倾角，u表示卫星在轨道上所处的位置。[x y z]'为某点在卫星本体坐标系下的坐标，[x₁ y₁ z₁]'为该点在地心第一赤道坐标系下的坐标。

4.根据权利要求3所述的一种航天器多星敏感器布局优化设计方法，其特征在于，太阳单位矢量在地心第一坐标系中的坐标为

x_1s＝cosδ_scosα_s

y_1s＝cosδ_ssinα_s

z_1s＝sinδ_s

其中δ_s表示太阳赤纬，α_s表示太阳赤经；

太阳单位矢量在卫星本体坐标系中的坐标为

其中，

5.根据权利要求4所述的一种航天器多星敏感器布局优化设计方法，其特征在于，太阳光约束表达式为

arccos(xx_S+yy_s+zz_s)≥θ_z

u∈[0,360°]

其中[x y z]^T表示星敏光轴矢量，x_s、y_s、z_s表示太阳光矢量，θ_z表示星敏杂光抑制角半锥角。

6.根据权利要求1所述的一种航天器多星敏感器布局优化设计方法，其特征在于，地气光约束的解析描述方法为：确定卫星在运行至近地点时星敏感器到地球边缘切线与星地连线之间的夹角，建立地气光约束表达式表示星敏感器遮光罩内以星敏感器位置为起点的任意矢量不被地球所遮挡。

7.根据权利要求1所述的一种航天器多星敏感器布局优化设计方法，其特征在于，地球遮挡卫星的范围呈圆锥分布，半锥角为

地气光对星敏感器布局的约束为

其中，θ_z表示遮光罩半锥角，r_e为地球半径，a为轨道半长轴，e为偏心率。

8.根据权利要求1所述的一种航天器多星敏感器布局优化设计方法，其特征在于，卫星本体及星上部件约束的解析描述方法为：用圆锥体集合描述星敏感器遮光罩内部以星敏感器为起点的射线，将卫星本体及星上部件用立方体集合或圆柱体集合表示，确保满足约束的点属于圆锥体集合并且不属于立方体或圆柱体集合。

9.根据权利要求1所述航天器多星敏感器布局优化设计方法，其特征在于，多星敏感器布局的优化问题指标函数的构造方法为：通过星敏光轴在卫星本体坐标系内的方位角和高低角描述星敏感器光轴的单位矢量，定义多星敏感器之间夹角，通过遍历星敏感器方位角、高低角使得多星敏感器之间夹角的余弦值中的最大值最小，以实现多星敏感器光轴方向接近90°的优化目标。

10.根据权利要求1所述航天器多星敏感器布局优化设计方法，其特征在于，定义α为星敏光轴在卫星本体坐标系xoy平面内的投影与+y轴的夹角，β为星敏光轴与卫星本体坐标系xoy平面的夹角，

星敏光轴矢量描述为