CN108820253A - 一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法，包括：判断轨道数据有效状态；当轨道数据有效时，利用当前时刻的轨道信息计算当前时刻的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵信息；当轨道数据无效时，利用上一周期的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵信息和轨道角速度信息拟合计算当前时刻的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵信息；以及基于当前时刻的J2000系到卫星本体系的姿态转化矩阵信息和陀螺测量角速度信息计算卫星本体系相对轨道系的姿态角和姿态角速度。

Description

一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法

技术领域

本发明涉及卫星姿态控制领域，特别涉及一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法。

背景技术

航天器在轨对地定向运行时，由于人为的轨道上注错误数据或星上轨道计算软件故障引起轨道数据不可用时，无法利用双矢量定姿、星敏+陀螺定姿和陀螺积分定姿常规计算航天器本体系相对轨道系的姿态信息，因此姿态控制系统可能出现控制不稳定、控制性能下降，甚至由于长时间不能定姿而进入定姿故障模式，最终导致姿控系统退出稳定三轴轮控而进入安全模式，无法正常进行对地定向任务。

现有的卫星/航天器对地定姿方法是利用航天器轨道数据计算J2000系到轨道系的姿态转化矩阵，以及利用星敏数据或双矢量定姿方法计算出卫星本体系相对J2000系的姿态矩阵信息和真实陀螺测量获得的角速度信息，最后计算出卫星/航天器本体系相对于轨道系的姿态矩阵(姿态角)和姿态角速度。

轨道参数信息是三轴稳定航天器姿态计算的重要依据，现有的计算方案与轨道数据密切相关，当轨道数据无效，就无法计算J2000系到轨道系的姿态转化矩阵，因此就无法计算出本体系相对轨道系的姿态角和姿态角速度信息，导致姿控进入定姿故障模式。

为了增强姿控系统的可靠性，避免轨道数据暂时失效进入安全模式，必须采用新的思路去解决这个问题。

发明内容

针对现有技术中的轨道参数信息作为三轴稳定航天器姿态计算的重要依据，计算方案与轨道数据密切相关，当轨道数据无效，就无法计算J2000系到轨道系的姿态转化矩阵的问题，根据本发明的一个实施例，提供一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法，包括：

判断轨道数据有效状态；

当轨道数据有效时，利用当前时刻的轨道信息计算当前时刻的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵信息；

当轨道数据无效时，利用上一有效时刻的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵信息和轨道角速度信息拟合计算当前时刻的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵信息；以及

基于当前时刻的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵信息和真实陀螺测量信息计算卫星本体系相对轨道系的姿态角和姿态角速度。

在本发明的一个实施例中，利用当前时刻的轨道信息计算J2000系到轨道系的转化矩阵信息的方法为：

uR_i·uV_i＝(uR_ixuV_ix+uR_iyuV_iy+uR_izuV_iz)

uR_i·uR_i＝(uR_ixuR_ix+uR_iyuR_iy+uR_izuR_iz)

其中为当前时刻的轨道J2000系下位置矢量归一化后的矢量，为当前时刻的J2000速度矢量归一化后的矢量，A_oi为当前时刻的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵。

在本发明的一个实施例中，利用上一周期计算时刻的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵信息和真实陀螺测量信息拟合计算当前时刻的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵信息的方法包括：

获取上一周期计算时刻的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵信息；

基于已知的轨道角速度和时间计算当前时刻轨道坐标系绕其Y轴的旋转角；以及

计算当前时刻的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵信息。

在本发明的一个实施例中，所述基于已知的轨道角速度和时间计算当前时刻轨道坐标系绕其Y轴的旋转角为-ω₀*(T₁-T₀)，其中ω₀为已知近圆轨道卫星的轨道角速度，T₀为上一有效时刻，T₁为当前时刻。

在本发明的一个实施例中，所述计算当前时刻的J2000系到轨道系的转化矩阵信息的计算方法为：

其中A_oi ^T1为当前时刻的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵，A_oi ^T0为上一有效时刻的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵，ω₀为已知近圆轨道卫星的轨道角速度，△T为当前时刻与上一周期计算时刻的时间差，且△T＝T1-T0。

在本发明的一个实施例中，所述基于当前时刻的J2000系到轨道系的转化矩阵信息和真实陀螺测量角速度信息计算卫星本体系相对轨道系的姿态角和姿态角速度的计算方法为：

A_bo＝A_bi(A_oi)^T

ω_{bo_b}＝ω_{bi_b}-A_boω_{io_o}

其中，A_bo为当前轨道系到本体系的姿态转化矩阵，A_bi为J2000系到本体系的姿态转化矩阵，A_oi为当前时刻的J2000系到轨道系的转化矩阵；ω_{b1_b}为当前卫星本体系相对轨道系的姿态角速度，在本体系中表示；ωbi_b是卫星本体系相对J2000系的姿态角速度，在本体系中表示，该信息可由真实陀螺测量获得；ωio_o是J2000系相对轨道系的姿态角速度，在轨道系中表示。

本发明提供一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法，基于轨道系与J2000系的相互旋转关系，将轨道系虚拟为一个在空间绕其Y轴以轨道角速度在进行旋转的陀螺，并采用陀螺积分由前一时刻的J2000系到轨道系转化矩阵信息计算当前时刻的J2000系到轨道系转化矩阵信息，进一步计算航天器本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态信息，在一定程度上解决了短时间内轨道数据失效时进行对地定向姿态的问题，增强姿控系统的可靠性，并为地面监测人员发现轨道数据异常问题和进行地面校正错误赢得时间。

附图说明

为了进一步阐明本发明的各实施例的以上和其它优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。

图1示出根据本发明的一个实施例提供的一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法的J2000系与轨道坐标系定义示意图。

图2示出根据本发明的具体实施例提供的一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法的整体算法流程图。

图3示出根据本发明的具体实施例提供的一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法的无效状态算法流程图。

图4示出根据本发明的具体实施例提供的一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法的T0时刻和T1时刻的瞬时轨道坐标系及相互旋转示意图。

图5示出根据本发明的具体实施例提供的一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法仿真获得的实际对地姿态角示意图。

图6示出根据本发明的具体实施例提供的一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法仿真获得的迭代计算获得的对地姿态角示意图。

图7示出根据本发明的具体实施例提供的一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法仿真获得的迭代计算获得的对地姿态角与实际对地姿态角的偏差示意图。

具体实施方式

在以下的描述中，参考各实施例对本发明进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/或附加方法、材料或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构、材料或操作以免使本发明的各实施例的诸方面晦涩。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量、材料和配置，以便提供对本发明的实施例的全面理解。然而，本发明可在没有特定细节的情况下实施。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按比例绘制。

在本说明书中，对“一个实施例”或“该实施例”的引用意味着结合该实施例描述的特定特征、结构或特性被包括在本发明的至少一个实施例中。在本说明书各处中出现的短语“在一个实施例中”并不一定全部指代同一实施例。

需要说明的是，本发明的实施例以特定顺序对工艺步骤进行描述，然而这只是为了方便区分各步骤，而并不是限定各步骤的先后顺序，在本发明的不同实施例中，可根据工艺的调节来调整各步骤的先后顺序。

本发明提供一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法，基于轨道系与J2000系的相互旋转关系，将轨道系虚拟为一个在空间绕其Y轴以轨道角速度在进行旋转的陀螺，并采用陀螺积分由前一时刻的J2000系到轨道系转化矩阵信息计算当前时刻的J2000系到轨道系转化矩阵信息，进一步计算航天器本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态信息，在一定程度上解决了短时间内轨道数据失效时进行对地定向姿态的问题，增强姿控系统的可靠性，并为地面监测人员发现轨道数据异常问题和进行地面校正错误赢得时间。

为了清楚及简化目的，下面主要从航天器轨道为近圆轨道出发来简化技术方案的描述。

先结合图1来详细描述基于本发明的一个实施例提供的一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法在轨道数据正常状态下的计算方法。图1示出根据本发明的一个实施例提供的一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法的J2000系与轨道坐标系定义示意图。

如图1所示，J2000坐标系表示在历元时刻2000-01-01 12:00:00.00 TDB的地心惯性坐标系OXiYiZi。其中O为地球质心；OXi为地球质心指向2000-01-01 12:00:00.00TDB的平春分点方向；OZi为地球质心指向2000-01-01 12:00:00.00TDB的地球平自转轴方向；OYi与OXi和OZi构成右旋正交系。

轨道坐标系表示为OXoYoZo，坐标系原点在卫星质心，OZo指向地心方向，OYo与轨道面负法线方向一致，OXo与OYo和OZo构成右旋正交系。

轨道信息未失效的情况下，航天器/卫星计算本体系相对轨道系的姿态信息，需要利用星敏或双矢量或陀螺积分计算出本体系相对于J2000系的姿态转速矩阵A_bi，而J2000系到轨道系的转化矩阵A_oi需要由当前航天器的轨道信息(RV)进行计算，计算方式为：

uR_i·uV_i＝(uR_ixuV_ix+uR_iyuV_iy+uR_izuV_iz) (1)

uR_i·uR_i＝(uR_ixuR_ix+uR_iyuR_iy+uR_izuR_iz) (2)

得到：

其中为轨道J2000系下位置矢量归一化后的矢量，为J2000速度矢量归一化后的矢量。

根据计算获得的A_oi矩阵信息，进一步计算得到卫星本体系相对轨道系的姿态矩阵(姿态角)A_bo和姿态角速度ω_{bo_b}，也即：

A_bo＝A_bi(A_oi)^T (4)

ω_{bo_b}＝ω_{bi_b}-A_boω_{io_o} (5)

此处，A_bo为当前轨道系到本体系的姿态转化矩阵，A_bi为J2000系到本体系的姿态转化矩阵，A_oi为当前时刻的J2000系到轨道系的转化矩阵；ω_{bo_b}为当前卫星本体系相对轨道系的姿态角速度，在本体系中表示；ω_{bi_b}是卫星本体系相对J2000系的姿态角速度，在本体系中表示，该信息由陀螺测量获得；ω_{io_o}是J2000系相对轨道系的姿态角速度，在轨道系中表示。

由此看出，轨道数据主要影响了A_oi姿态矩阵的计算。

基于本发明的一个实施例，提出当航天器进行三轴对地定向时，本质上轨道坐标系可以虚拟为一个“陀螺”，该“陀螺”绕轨道系的Y轴以轨道角速度进行旋转，而轨道角速度在轨道系中的分量是已知的，因此可以利用“陀螺”积分来对A_oi进行求解。

结合图2、图3来详细描述基于本发明的一个实施例提供的一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法。图2示出根据本发明的具体实施例提供的一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法的整体算法流程图；图3示出根据本发明的具体实施例提供的一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法的无效状态算法流程图。

基于前述本质上轨道坐标系可以虚拟为一个“陀螺”，该“陀螺”绕轨道系的Y轴以轨道角速度进行旋转，而轨道角速度在轨道系中的分量是已知的，因此可以利用“陀螺”积分来对A_oi进行求解的思想，后续进一步计算得到卫星本体系相对轨道系的姿态矩阵(姿态角)A_bo和姿态角速度ω_{bo_b}的方法相同。

如图2所示，首先判断轨道数据有效状态。当轨道数据有效时，采用如前述的轨道数据正常状态下的计算方法，利用当前时刻的轨道信息(RV)计算J2000系到轨道系的转化矩阵A_oi信息，并进行当前周期A_oi信息的更新；当轨道数据无效时，利用上一个有效周期的A_oi信息和“虚拟陀螺”(也即轨道角速度)拟合计算当前周期的A_oi信息，并进行当前周期A_oi信息的更新。最后，基于获得的当前周期A_oi信息和姿态确定系统计算的A_bi信息来计算A_bo信息，利用A_bo信息技术相对轨道系的姿态角和姿态角速度。在轨道数据无效时的具体计算方法如下：

如图3所示，先获取上一时刻/周期的J2000系到轨道系的姿态转换矩阵Aoi^T0。同时基于已知的轨道角速度和时间计算当前时刻实际轨道坐标系绕其Y轴旋转的角度。

星上由有轨道(轨道数据有效)变为无轨道(轨道数据无效)情况下，维持对地姿态一定时间的计算，其计算原理见图4，图4示出根据本发明的具体实施例提供的一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法的T0时刻和T1时刻的瞬时轨道坐标系及相互旋转示意图，如图4所示：

若已知上一时刻T0的J2000系到轨道系姿态转化矩阵为Aoi^T0，以该时刻的轨道坐标系为“冻结”的轨道系。

若当前时刻T1无轨道，或轨道标记为无轨道，则已知近圆轨道卫星的轨道角速度为w0，则实际轨道坐标系绕其Y轴旋转的角度为-w₀*(T1-T0)则有：

其中，△T＝T1-T0，则当前时刻的J2000系到轨道系的转化矩阵是

这样获得当前时刻(T1)的J2000系到轨道系的转化矩阵后，航天器本体坐标系相对于轨道坐标系姿态信息可以通过以下方式计算获得：

A_bo＝A_bi·A_oi ^T1

ω_{bo_b}＝ω_{bi_b}-A_boω_{io_o} (8)

下面结合图5-图7来描述基于本发明的一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法进行的具体仿真实例。设定仿真参数如下：选取500千米的太阳同步轨道卫星，其平均轨道角速度为0.00110797弧度/秒，仿真从6700秒开始切入本方案在姿控闭环控制情况下进行姿态解算，迭代计算周期0.5秒。

仿真结果如图5-7所示，图5示出根据本发明的具体实施例提供的一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法仿真获得的实际对地姿态角示意图；图6示出根据本发明的具体实施例提供的一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法仿真获得的迭代计算获得的对地姿态角示意图；图7示出根据本发明的具体实施例提供的一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法仿真获得的迭代计算获得的对地姿态角与实际对地姿态角的偏差示意图。仿真结果表明，引入轨道失效时的姿态迭代计算方案可以在工程上进行运用，且1e5s(约28小时)内对地俯仰轴定姿误差不超过2°，滚动和偏航轴定姿误差不超过1°。

本发明提供一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法，基于轨道系与J2000系的相互旋转关系，将轨道系虚拟为一个在空间绕其Y轴以轨道角速度在进行旋转的陀螺，并采用陀螺积分由前一时刻的J2000系到轨道系转化矩阵信息计算当前时刻的J2000系到轨道系转化矩阵信息，进一步计算航天器本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态信息，在一定程度上解决了短时间内轨道数据失效时进行对地定向姿态的问题，增强姿控系统的可靠性，并为地面监测人员处理轨道数据异常问题赢得时间。

尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。

Claims (6)

1.一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法，包括：

判断轨道数据有效状态；

当轨道数据有效时，利用当前时刻的轨道信息计算当前时刻的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵信息；

当轨道数据无效时，利用上一周期的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵信息和轨道角速度信息拟合计算当前时刻的J2000系到轨道系的转化矩阵信息；以及

基于当前时刻的J2000系到卫星本体系的姿态转化矩阵信息和陀螺测量角速度信息计算卫星本体系相对轨道系的姿态角和姿态角速度。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述利用当前时刻的轨道信息计算J2000系到轨道系的姿态转化矩阵信息的方法为：

uR_i·uV_i＝(uR_ixuV_ix+uR_iyuV_iy+uR_izuV_iz)

uR_i·uR_i＝(uR_ixuR_ix+uR_iyuR_iy+uR_izuR_iz)

其中为当前时刻的轨道J2000系下位置矢量归一化后的矢量，为当前时刻的J2000速度矢量归一化后的矢量，A_oi为当前时刻的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵。

3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述利用上一有效时刻的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵信息和轨道角速度信息拟合计算当前时刻的J2000系到轨道系的转化矩阵信息的方法包括：

获取上一周期计算时刻的J2000系到轨道系的转化矩阵信息；

基于已知的轨道角速度和时间计算当前时刻轨道坐标系绕其Y轴的旋转角；以及

计算当前时刻的J2000系到轨道系的转化矩阵信息。

4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述基于已知的轨道角速度和时间计算当前时刻轨道坐标系绕其Y轴的旋转角，也即为-ω₀*(T₁-T₀)，其中ω₀为已知近圆轨道卫星的轨道角速度，T₀为上一周期计算时刻，T₁为当前时刻。

5.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述计算当前时刻的J2000系到轨道系的转化矩阵信息的计算方法为：

其中A_oi ^T1为当前计算时刻的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵，A_oi ^T0为上一周期计算时刻的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵，ω₀为已知近圆轨道卫星的轨道角速度，△T为当前时刻与上一周期计算时刻的时间差，且△T＝T1-T0。

6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于当前时刻的J2000系到轨道系的姿态转化矩阵信息和陀螺测量信息计算卫星本体系相对轨道系的姿态角和姿态角速度的计算方法为：

A_bo＝A_bi(A_oi)^T

ω_{bo_b}＝ω_{bi_b}-A_boω_{io_o}

其中，A_bo为当前轨道系到本体系的姿态转化矩阵，A_bi为J2000系到本体系的姿态转化矩阵，A_oi为当前时刻的J2000系到轨道系的转化矩阵；ω_{bo_b}为当前卫星本体系相对轨道系的姿态角速度，在本体系中表示；ω_{bi_b}是卫星本体系相对J2000系的姿态角速度；ω_{io_o}是J2000系相对轨道系的姿态角速度，在轨道系中表示。