CN108803642A - 光学成像卫星相机的太阳保护姿控关联设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种光学成像卫星相机的太阳保护姿控关联设计方法，适用于地球静止轨道大口径光学成像卫星，包括：提出偏航导引控制方法，通过多项式拟合得到以太阳高度角为变量，以最优偏航角为应变量的最优偏航导引律；针对卫星仅在‑X向安装三折板式太阳遮光的设计约束，提出正午前后偏航大角度机动控制，建立星上根据当天太阳高度角自主进行姿态机动路径规划算法，实现载荷太阳保护的无缝连接；提出午夜前后限制区域工作结合太阳规避机动控制策略，实现午夜载荷太阳保护，同时使得卫星工作时间最长。最终形成每轨包含三次姿态机动的八段式姿态控制策略，满足了地球静止轨道大口径光学成像卫星的整轨载荷太阳保护和最长业务成像的任务需求。

Description

光学成像卫星相机的太阳保护姿控关联设计方法

技术领域

本发明涉及空间飞行器控制与推进分系统、有效载荷分系统技术，具体地，涉 及新型地球静止轨道大口径光学成像卫星相机太阳保护姿控关联设计方法。

背景技术

近年来，世界各航天大国纷纷制定地球静止轨道大口径光学成像卫星的研制计划。运行于该轨道的卫星相比于低轨高分辨率光学成像卫星，具有长期驻留于赤道 上方与地球自转同步运行的特点，非常利于对固定区域的长期成像。但是，由于星、 地、日几何关系的约束，静止轨道大口径光学成像卫星必须安装遮光罩或遮光板， 以实现对载荷的太阳保护，保证高精度成像。在当前技术与材料水平的限制下，大 型可展开遮光罩方案尚不成熟且质量资源占用大。与此相比，可展开遮光板技术成 熟，但是需要卫星姿态控制系统配合才能实现最佳的太阳保护。因此，对安装可展 开遮光板的地球静止轨道大口径光学成像卫星的在轨太阳保护姿态控制策略研究 十分迫切，即根据相机工作需求，结合遮光板尺寸，星地日关系等因素，对地球静 止轨道大口径光学成像卫星的在轨太阳保护姿态控制策略进行设计。

目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。

发明内容

针对地球静止轨道大口径光学成像卫星载荷太阳保护的需求，本发明的目的是提供一种地球静止轨道大口径光学成像卫星相机太阳保护姿控关联设计方法。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种地球静止轨道大口径光学成像卫星相机的太阳保护姿控关联设计方法，包括：

步骤1：提出偏航导引控制方法，通过多项式拟合得到以太阳高度角为变量，以最优偏航角为应变量的最优偏航导引律；

步骤2：针对卫星仅在-X向安装太阳遮光板的约束，提出正午前后偏航大角度 机动控制，建立星上根据当天太阳高度角自主进行姿态机动路径规划算法，实现载 荷太阳保护的无缝连接；

步骤3：提出午夜前后限制区域工作结合太阳规避机动控制策略，实现午夜载荷太阳保护，同时使得卫星工作时间最长。

本发明能够满足地球静止轨道大口径光学成像卫星的整轨载荷太阳保护和最长业务成像的任务需求。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为地球静止轨道大口径光学成像卫星相机太阳保护姿控关联设计方法的原理示意图；

图2为偏航偏置角与太阳角拟合曲线；

图3(a)为正午前后偏航大角度机动控制姿态角曲线(夏至当天)；

图3(b)为正午前后偏航大角度机动控制角速率曲线(夏至当天)；

图4(a)为三板折弯式遮光板设计外形示意图一；

图4(b)为三板折弯式遮光板设计外形示意图二；

图5为一个轨道周期内姿态控制策略示意图；

图6为太阳规避姿态示意图；

图7(a)为进太阳规避姿态机动期间三轴姿态角曲线(夏至当天)；

图7(b)为进太阳规避姿态机动期间角速率曲线(夏至当天)；

图8为卫星业务运行期间日星地关系示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人 员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于 本发明的保护范围。

图1所示，本发明所提供的地球静止轨道大口径光学成像卫星相机太阳保护姿 控关联设计方法的原理示意图，包括：提出偏航导引控制方法，通过多项式拟合得到 以太阳高度角为变量，以最优偏航角为应变量的最优偏航导引律；针对卫星仅在-X向 安装太阳遮光板的约束，提出正午前后偏航大角度机动控制，建立星上根据当天太阳高 度角自主进行姿态机动路径规划算法，实现载荷太阳保护的无缝连接；提出午夜前后限 制区域工作结合太阳规避机动控制策略，实现午夜载荷太阳保护，同时使得卫星工作时 间最长。最终形成每轨包含三次姿态机动的八段式姿态控制策略，满足了地球静止轨道 大口径光学成像卫星的整轨载荷太阳保护和最长业务成像的任务需求。

步骤1提出偏航导引控制方法，通过多项式拟合得到以太阳高度角为变量，以最优偏航角为应变量的最优偏航导引律，具体实现过程如下：

地球静止轨道卫星一个轨道周期内，“地心—太阳”矢量与卫星轨道面的夹角变化约0.2611°，在一天内可将其视为常值。卫星业务运行期间通过偏航偏置使得“地心— 太阳”矢量与卫星本体XZ平面的夹角在一天内达到的极值最小，方可保证遮光板遮光 效率最佳；

对于上述问题，模型的变量为偏航偏置角，因此考虑以该角度为变量建立优化目标 函数；

设t时刻转动角度为φ，则此时“地心—太阳”单位矢量在轨道坐标系中的坐标为

其中，α_s为“卫星—太阳”矢量与赤道面的夹角，在夏至点为23.5°。设卫星偏航偏置 角为ψ，则可得卫星本体坐标各坐标轴在轨道坐标系下可表示为：

根据余弦定理，可得t时刻“地心—太阳”单位矢量与卫星本体坐标三轴的夹角分别为：

从而可得t时刻“地心—太阳”单位矢量与卫星本体坐标XZ平面的夹角为：

上式中包含太阳高度角φ和ψ两个变量，考虑到轨道运动的对称性，偏航角的优化问题可以描述为：寻找最优的偏航角ψ，当满足max(Φ)最小。

通过优化算法，对太阳角从[-25°，25°]进行了优化，得到以下数据表：

太阳角(单位：°)	最优偏航角(单位：°)	太阳角(单位：°)	最优偏航角(单位：°)
				-25	-43.003	2	3.995
-24	-41.684	4	7.961
				-22	-38.94	6	11.871
-20	-36.052	8	15.7
				-18	-33.017	10	19.425
-16	-29.834	12	23.031
				-14	-26.503	14	26.503
-12	-23.031	16	29.834
				-10	-19.425	18	33.017
-8	-15.7	20	36.052
				-6	-11.871	22	38.94
-4	-7.961	24	41.684
				-2	-3.995	25	43.003
0	0	/	/

对表中数据进行多项式拟合，可得拟合结果如图2所示，则偏航机动角ψ与当天太阳角α_s的关系为：

ψ＝-4.173×10^-4α_s ³+1.976α_s (15)

卫星在轨业务运行期间，每天的偏航机动角即可由上式计算获得。式中，角度单位均为度。

步骤2针对卫星仅在-X向安装太阳遮光板的约束，提出正午前后偏航大角度机动控制，建立星上根据当天太阳高度角自主进行姿态机动路径规划算法，8min内完成正 午偏航机动，保证载荷太阳保护的无缝连接，具体实现过程如下：

当卫星运行至星下点当地时间为11:55～12:05时，进行正午偏航姿态机动，机动方 向和机动角度大小如下：

“春分—夏至—秋分”期间，绕本体Z轴正向机动(180-2×α_s)°；

“秋分—冬至—春分”期间，绕本体Z轴负向机动(180-2×α_s)°；

为保证大角度姿态机动的平稳性，需进行路径规划。

以偏航轴为例，具体实现算法如下：

设绕偏航轴执行机构能够提供的最大控制力矩绝对值为T_zmax、最大角动量绝对值为 H_zmax，卫星绕偏航轴转动惯量为J_z，则可得最大角加速度为根据最大角 角速度a_zmax、最大角动量H_zmax可计算“匀加速—匀减速”和“匀加速—匀速—匀减速” 两类路径规划的分界机动角度θ_z，有：

设目标机动角度为θ_zcmd，则分以下两种情况进行路径规划：

1)当θ_zcmd＜θ_z时，姿态机动路径规划为“匀加速—匀减速”型，根据目标机动角 度为θ_zcmd和最大角加速度计算加速时间t_acc，有：

设机动时刻为t_z，则可得具体路径规划逻辑如下：

式中，sign(·)为符号函数，根据输入为正、零、负，对应输出1、0、-1；

2)当θ_zcmd≥θ_z时，姿态机动路径规划为“匀加速—匀速—匀减速”型，根据目标 机动角度为θ_zcmd和最大角加速度计算加速段时间t_acc和匀速段时间t_uni，有：

设机动时刻为t_z，则可得具体路径规划逻辑如下：

以夏至附近为例，太阳角α_s为23.5°，则正午偏航机动角度为133°，根据上述路 径规划方法，取J_z＝8000kgm²，T_zmax＝10Nm，H_zmax＝70Nms，可得姿态机动曲线如 图3所示。

步骤3提出每轨包含三次姿态机动的八段式姿态控制策略规避机动控制策略， 可保证在最恶劣的情况下(冬夏至)，除午夜规避时间±2h、限制区域工作时间40min、 正午调头机动时间10min之外，其余时间可正常业务运行，业务运行期间允许滚动、俯 仰偏置±10°，并通过仿真证明了大角度姿态机动路径规划算法的有效性。具体实现过 程如下：

基于卫星业务运行期间载荷保护的需求，本发明采用如图4(a)、图4(b)所示的 三折板式太阳遮光板的设计，制定了姿态控制策略，图5为一个轨道周期内姿态控制 策略示意图，一个轨道周期内，根据时间节点A、A1、A2、B、B1、B2、C、D将轨 道划分为8个弧段，各弧段的控制任务如下：

1)A→A1弧段：午夜太阳规避前“限制区域成像”弧段

当卫星运行到A点直至A2点，卫星向东机动无限制，向西机动受限，限制角度根 据具体任务需求而定，南北方向机动不限；

2)A1→A2弧段：午夜太阳规避机动弧段

当卫星运行到A1点，开始午夜太阳规避机动，机动策略根据季节分为两种工况：

“春分—夏至—秋分”期间，先绕本体X轴机动再绕本体Z轴机动(90-ψ)°；

“秋分—冬至—春分”期间，先绕本体X轴机动先绕本体Z轴机动-(90-ψ)°；

3)A2→B弧段：午夜太阳规避弧段

该段时间内，卫星保持太阳规避姿态；

4)B→B1弧段：太阳规避恢复机动弧段

当卫星运行到B点，开始规避后姿态恢复机动，机动策略根据季节分为两种工况：

“春分—夏至—秋分”期间，先绕本体Z轴机动(90-ψ)°，再绕本体X轴机动

z秋分—冬至—春分”期间，先绕本体Z轴机动-(90-ψ)°，先绕本体X轴机动

为了保证规避效果，太阳规避角一般大于30°，ψ为偏航机动角，根据前文偏航导引律式(5)获取。夏至附近太阳规避姿态示意图如图6所示，太阳规避姿态机动曲线如 图7(a)、图7(b)所示。

5)B1→B2弧段：午夜太阳规避后“限制区域成像”弧段

当卫星运行到B1点直至B2点，星向西机动无限制，向东机动受限，限制角度很 据具体任务需求而定，南北方向机动不限；

6)B2→C弧段和D→A弧段：正常工作弧段

当卫星运行于B2点至C点间，卫星正常业务运行。正常运行弧段星地日关系如图 8所示。

7)C→D弧段：正午偏航调头机动弧段

当卫星运行到C点直至D点，进行正午偏航姿态机动：

“春分—夏至—秋分”期间，绕本体Z轴正向机动(180-2×α_s)°；

“秋分—冬至—春分”期间，绕本体Z轴负向机动(180-2×α_s)°。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上 述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改， 这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的 特征可以任意相互组合。

Claims (6)

1.一种光学成像卫星相机的太阳保护姿控关联设计方法，适用于地球静止轨道大口径光学成像卫星，其特征在于，包括：

步骤1：通过偏航导引控制，以多项式拟合得到以太阳高度角为变量，以最优偏航偏置角为应变量的最优偏航导引律；

步骤2：针对卫星仅在-X向安装三折板式太阳遮光的设计约束，通过正午前后偏航大角度机动控制，建立星上根据当天太阳高度角自主进行姿态机动路径规划算法，实现载荷太阳保护的无缝连接；

步骤3：通过午夜前后限制区域工作结合太阳规避机动控制，实现午夜载荷太阳保护，同时使得卫星工作时间最长。

2.根据权利要求1所述的光学成像卫星相机的太阳保护姿控关联设计方法，其特征在于，步骤1的方法包括：

地球静止轨道卫星一个轨道周期内，“地心—太阳”矢量与卫星轨道面的夹角变化约0.2611°，在一天内可将其视为常值，卫星业务运行期间通过偏航偏置使得“地心—太阳”矢量与卫星本体XZ平面的夹角在一天内达到的极值最小，以保证遮光板遮光效率最佳；基于此，模型的变量为偏航偏置角，考虑以该角度为变量建立优化目标函数，根据某一时刻t“地心—太阳”单位矢量在轨道坐标系中的坐标，得到该时刻t“地心—太阳”单位矢量与卫星本体坐标XZ平面的夹角Φ，寻找最优的偏航偏置角ψ。

3.根据权利要求2所述的光学成像卫星相机的太阳保护姿控关联设计方法，其特征在于，具体方法包括：设t时刻转动角度为φ，则此时“地心—太阳”单位矢量在轨道坐标系中的坐标为：

其中，α_s为“卫星—太阳”矢量与赤道面的夹角，即太阳角，在夏至点为23.5°，设卫星偏航偏置角为ψ，得卫星本体坐标各坐标轴在轨道坐标系下表示为：

根据余弦定理，得t时刻“地心—太阳”单位矢量与卫星本体坐标三轴的夹角分别为：

从而得t时刻“地心—太阳”单位矢量与卫星本体坐标XZ平面的夹角为：

上式中包含φ和ψ两个变量，考虑到轨道运动的对称性，偏航角的优化问题描述为：寻找最优的偏航偏置角ψ，当满足max(Φ)最小，通过优化算法，对太阳角从[-25°，25°]进行优化，得到一系列偏航偏置角ψ与当天太阳角α_s的数据，对该些数据进行多项式拟合，从而得偏航偏置角ψ与当天太阳角α_s的关系为：

ψ＝-4.173×10^-4α_s ³+1.976α_s (5)

卫星在轨业务运行期间，每天的偏航偏置角即由上式计算获得，式中，角度单位均为度。

4.根据权利要求1所述的光学成像卫星相机的太阳保护姿控关联设计方法，其特征在于，步骤2包括：

当卫星运行至星下点当地正午时间时，进行正午偏航姿态机动，机动方向和机动角度大小如下：

“春分—夏至—秋分”期间，绕本体Z轴正向机动(180-2×α_s)°；

“秋分—冬至—春分”期间，绕本体Z轴负向机动(180-2×α_s)°。

5.根据权利要求4所述的光学成像卫星相机的太阳保护姿控关联设计方法，其特征在于，具体实现算法如下：

设绕偏航轴执行机构能够提供的最大控制力矩绝对值为T_zmax、最大角动量绝对值为H_zmax，卫星绕偏航轴转动惯量为J_z，则可得最大角加速度为根据最大角角速度a_zmax、最大角动量H_zmax计算“匀加速—匀减速”和“匀加速—匀速—匀减速”两类路径规划的分界机动角度θ_z，有：

设目标机动角度为θ_zcmd，则分以下两种情况进行路径规划：

1)当θ_zcmd＜θ_z时，姿态机动路径规划为“匀加速—匀减速”型，根据目标机动角度为θ_zcmd和最大角加速度计算加速时间t_acc，有：

设机动时刻为t_z，则得具体路径规划逻辑如下：

式中，sign(·)为符号函数，根据输入为正、零、负，对应输出1、0、-1；

2)当θ_zcmd≥θ_z时，姿态机动路径规划为“匀加速—匀速—匀减速”型，根据目标机动角度为θ_zcmd和最大角加速度计算加速段时间t_acc和匀速段时间t_uni，有：

设机动时刻为t_z，则得具体路径规划逻辑如下：

6.根据权利要求1所述的光学成像卫星相机的太阳保护姿控关联设计方法，其特征在于，步骤3的实现过程如下：

通过每轨包含三次姿态机动的八段式姿态控制策略，实现载荷太阳保护，同时使得卫星太阳规避时间最短、规避效果最佳，具体如下：

基于卫星业务运行期间载荷保护的需求，采用三折板式太阳遮光的设计，制定姿态控制策略，一个轨道周期内，根据时间节点A、A1、A2、B、B1、B2、C、D将轨道划分为8个弧段，各弧段的控制任务如下：

1)A→A1弧段：午夜太阳规避前“限制区域成像”弧段

当卫星运行到A点直至A1点，卫星向东机动无限制，向西机动受限，限制角度根据具体任务需求而定，南北方向机动不限；

2)A1→A2弧段：午夜太阳规避机动弧段

当卫星运行到A1点，开始午夜太阳规避机动，机动策略根据季节分为两种工况：

“春分—夏至—秋分”期间，先绕本体X轴机动再绕本体Z轴机动(90-ψ)°；

“秋分—冬至—春分”期间，先绕本体X轴机动先绕本体Z轴机动-(90-ψ)°；

3)A2→B弧段：午夜太阳规避弧段

该段时间内，卫星保持太阳规避姿态；

4)B→B1弧段：太阳规避恢复机动弧段

当卫星运行到B点，开始规避后姿态恢复机动，机动策略根据季节分为两种工况：

“春分—夏至—秋分”期间，先绕本体Z轴机动(90-ψ)°，再绕本体X轴机动

“秋分—冬至—春分”期间，先绕本体Z轴机动-(90-ψ)°，先绕本体X轴机动

为了保证规避效果，太阳规避角一般大于30°，ψ为偏航机动角；

5)B1→B2弧段：午夜太阳规避后“限制区域成像”弧段

当卫星运行到B1点直至B2点，星向西机动无限制，向东机动受限，限制角度很据具体任务需求而定，南北方向机动不限；

6)B2→C弧段和D→A弧段：正常工作弧段

当卫星运行于B2点至C点间，卫星正常业务运行；

7)C→D弧段：正午偏航调头机动弧段

当卫星运行到C点直至D点，进行正午偏航姿态机动：

“春分—夏至—秋分”期间，绕本体Z轴正向机动(180-2×α_s)°，

“秋分—冬至—春分”期间，绕本体Z轴负向机动(180-2×α_s)°，

α_s为“卫星—太阳”矢量与赤道面的夹角。