CN109159922B - 一种低倾角卫星星敏感器使用方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种低倾角卫星星敏感器使用方法，包括：根据星敏感器的太阳抑制角和地球抑制角的约束，确定星敏感器的个数和安装布局；在保证能源供给前提下，设计卫星的姿态，保证星敏感器的可用性。通过该方法可以增强星敏感器对太阳光、地气光等杂散光的抑制能力，提高星敏感器的在轨可用性，从而保证了卫星的定姿精度，提高了卫星的任务执行能力。

Description

一种低倾角卫星星敏感器使用方法

技术领域

本发明涉及航天器姿态控制技术领域。具体而言，本发明涉及一种适用于低倾角卫星星敏感器的使用方法。

背景技术

星敏感器是一种以恒星为姿态参考光源的高精度光学敏感器，是航天器控制系统中的重要姿态测量部件。由于恒星光源属于弱光，所以太阳光、地气光、月气光等杂散光的干扰，会影响到星敏感器的测量精度，甚至会导致星敏感器无法使用，严重影响了星敏感器的在轨可用性。

星敏感器的镜头前虽然安装有遮光罩，但是只能阻止一定数量的杂散光的干扰，而低倾角卫星由于所处轨道的原因，更容易受到太阳光和地气光等杂散光的干扰，单个星敏感器无法保证在轨一直可用，从而导致卫星无法一直进行高精度定姿，对卫星的任务执行造成了一定的局限性。

针对星敏感器易受杂散光干扰问题，传统的做法主要有两种，一种是改进遮光罩的设计，增加遮光罩的长度或者增加遮光罩的级数，这种方法在一定程度上能提高星敏感器对杂散光的能力，但是提高的空间比较有限，对于遮光罩附近和以外的杂散光无法起到很好的抑制作用；另一种方法是通过星敏感器布局的研究，寻求对杂散光抑制最大的安装位置，但是该方法同样存在局限性，那就是只能抑制特定角度的杂散光的进入，无法保证星敏感器长期免于杂散光的干扰。

为打破传统方法的局限性，降低杂散光对星敏感器干扰性，提高星敏感器的测量精度和在轨可用性，需要一种新的研究思路和解决方法。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：针对低倾角卫星，设计一种星敏感器的使用方法，增强星敏感器对杂散光的抑制能力，提高星敏感器的在轨可用性。

根据本发明的一个方面，提供一种低倾角卫星星敏感器使用方法，包括：

根据星敏感器的太阳抑制角和地球抑制角的约束，确定星敏感器的个数和安装布局；

在保证能源供给前提下，设计卫星的姿态，保证星敏感器的可用性。

在本发明的一个实施例中，星敏感器的个数为两个，并且在卫星上对称安装。

在本发明的一个实施例中，所述星敏感器的视轴沿卫星±X轴或±Y轴向-Z轴方向偏转γ角度。

在本发明的一个实施例中，所述γ角的取值范围如下：

式中，R为地球半径，h为大气高度，r为卫星轨道半径，β为星敏感器的地球抑制角，α为星敏感器的太阳抑制角。

在本发明的一个实施例中，在保证能源供给前提下，设计卫星的姿态，保证星敏感器的可用性包括：

在完全阳照区，卫星姿态对日；

在完全阴影区，卫星姿态对地；

在阳照转阴影区域，卫星在对日姿态基础上沿卫星-Y轴转动τ角度；以及

在阴影转阳照区域，卫星在对日姿态基础上沿卫星+Y轴转动τ角度。

在本发明的一个实施例中，在保证能源供给前提下，设计卫星的姿态，保证星敏感器的可用性包括：

时，卫星姿态对日；

时，卫星姿态对地；

且

时，卫星在对日姿态基础上沿-Y轴转动τ角度；

且

时，卫星在对日姿态基础上沿+Y轴转动τ角度；

其中τ取值范围为

式中，θ为卫星位置矢量与太阳矢量夹角，

为卫星速度矢量与太阳矢量夹角，R为地球半径，h为大气高度，r为卫星轨道半径，β为星敏感器的地球抑制角，α为星敏感器的太阳抑制角，γ为星敏感器视轴卫星±X轴或±Y轴向-Z轴方向偏转角度。

在本发明的一个实施例中，所述星敏感器的安装个数为2个，分别安装于卫星±Y面上；所述星敏感器的视轴沿卫星±X轴或±Y轴向-Z轴方向偏转γ角度，γ角的约束条件如为：-2.9°＜γ＜60°。

在本发明的一个实施例中，当θ＜98.51°时，卫星姿态对日，θ为卫星位置矢量与太阳矢量夹角；

当113.93°＜θ＜180°时，卫星姿态对地；

当98.51°＜θ＜113.93°且

时，卫星在对日姿态基础上沿-Y轴转动τ角度；

当98.51°＜θ＜113.9337°且

时，卫星在对日姿态基础上沿+Y轴转动τ角度；

其中τ取值范围为15.43°≤τ＜90°。

本发明的有益效果在于：本发明提出了一种使用于低倾角卫星的星敏感器使用方法，可以增强星敏感器对太阳光、地气光等杂散光的抑制能力，提高星敏感器的在轨可用性，从而保证了卫星的定姿精度，提高了卫星的任务执行能力。

本发明的优点在于方法简单，效果明显，便于工程实现。

本发明提出的技术方案通过了地面仿真验证并成功应用于型号卫星中，仿真验证结果及在轨数据显示，通过本发明成果，可以有效保证低倾角卫星上星敏感器在轨可用性，保证卫星姿态稳定。

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的一种低倾角卫星星敏感器调整方法的流程图。

图2A示出卫星到地球大气表面的切线与地心矢量的夹角示意图。

图2B示出卫星的立体示意图。

图3为卫星在轨阳照阴影区示意图。

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。

本发明针对低倾角卫星，设计了一套星敏感器使用方法。星敏感器通过敏感恒星辐射来确定卫星的三轴姿态，而恒星属于弱光源，太阳光、地气光和月气光等杂散光的干扰会影响星敏感器的测量精度，严重情况下还会导致星敏感器的失效。为了增强星敏感器对杂散光的抑制能力，传统的方法是通过调整遮光罩的长度、构型以及星敏感器的安装布局，以减少杂散光对星敏感器的干扰，但是都存在一定的局限性，而本发明设计了一种适用于低倾角卫星的星敏感器使用方法，通过增加星敏感器个数和安装方式在一定程度上避免了杂散光对星敏感器的干扰，并根据卫星的工作模式实时调整卫星姿态以避免特定情况下杂散光对星敏感器的干扰，保证了星敏感器在轨的长期有效可用。

图1示出根据本发明的一个实施例的一种低倾角卫星星敏感器调整方法的流程图。

首先，在步骤110，根据星敏感器的太阳抑制角和地球抑制角的约束，确定星敏感器的个数和安装布局。

图2A示出卫星到地球大气表面的切线与地心矢量的夹角示意图。图2B示出卫星的立体示意图。参见图2A和图2B，Xb、Yb和Zb表示卫星的本体坐标轴。θ为卫星位置矢量与太阳矢量夹角，β为星敏感器的地球抑制角。星敏光轴表示星敏感器的视轴。与坐标轴Xb垂直的面分别为卫星的±X面。与坐标轴Yb垂直的面分别为卫星的±Y面。

在本发明的一个实施例中，基于设备利用率最优设计，星敏感器的安装个数可以为2个，为星敏感器A和星敏感器B。

在本发明的一个实施例中，在步骤110中，基于保证同一时刻至少一个星敏感器正常工作考虑，星敏感器A和星敏感器B在卫星上对称安装，分别安装于卫星±X面或±Y面上。本领域的技术人员应该理解，在本发明的其他实施例中，可以设置更多或更少数量的星敏感器。

在本发明的一个实施例中，步骤110中，基于星敏感器可用性考虑，星敏感器A和星敏感器B的视轴需沿卫星±X轴或±Y轴向-Z轴方向偏转γ角度。角的取值范围如下：

式中，R＝6378km为地球半径，h＝50km为大气高度，r为卫星轨道半径，β为星敏感器的地球抑制角，α为星敏感器的太阳抑制角。

接下来，在步骤120，在保证能源供给前提下，设计卫星的姿态，保证星敏感器的可用性。

图3为卫星在轨阳照阴影区示意图。参照图3，在完全阳照区，为保证能源供给，卫星姿态对日；在完全阴影区，为保证星敏感器可用，卫星姿态对地；在阳照转阴影区域，为保证能源供给同时保证星敏感器可用，卫星在对日姿态基础上沿卫星-Y轴转动τ角度；在阴影转阳照区域，为保证能源供给同时保证星敏感器可用，卫星在对日姿态基础上沿卫星+Y轴转动τ角度。

当

时，卫星处于完全阳照区，卫星姿态对日；

当

时，卫星处于完全阴影区，卫星姿态对地；

当

且

时，卫星处于阳照转阴影区域，卫星在对日姿态基础上沿-Y轴转动τ角度；

当

且

时，卫星处于阴影转阳照区域，卫星在对日姿态基础上沿+Y轴转动τ角度；

其中τ取值范围为

式中θ为卫星位置矢量与太阳矢量夹角，

为卫星速度矢量与太阳矢量夹角，R为地球半径，h为大气高度，r为卫星轨道半径，β为星敏感器的地球抑制角，α为星敏感器的太阳抑制角，γ为星敏感器视轴卫星±X轴或±Y轴向-Z轴方向偏转角度。

下文中结合一个具体示例，详细描述低倾角卫星星敏感器调整方法。

首先，确定卫星的具体型号。例如，卫星的运行轨道高度为600km，主要任务模式为对地观测，要求有较高的测量精度。配置的星敏感器地球抑制角为20°，太阳抑制角为30°。

根据星敏感器的太阳抑制角和地球抑制角的约束，星敏感器的个数和安装布局为：

1)星敏感器的安装个数为2个，分别是星敏感器A和星敏感器B；

2)星敏感器A和星敏感器B在星上对称安装，分别安装于卫星±Y面上；

3)星敏感器A和星敏感器B的视轴沿卫星±X轴或±Y轴向-Z轴方向偏转γ角度。γ角的约束条件如为：-2.9°＜γ＜60°，最终选取γ＝20°。

在保证能源供给前提下，设计卫星的姿态，保证星敏感器的可用性。

1)θ＜98.51°时，卫星姿态对日；

2)113.93°＜θ＜180°时，卫星姿态对地；

3)98.51°＜θ＜113.93°且

时，卫星在对日姿态基础上沿-Y轴转动τ角度；

4)98.51°＜θ＜113.9337°且

时，卫星在对日姿态基础上沿+Y轴转动τ角度；

其中τ取值范围为15.43°≤τ＜90°，最终选取τ＝35°。

通过发明公开的低倾角卫星的星敏感器使用方法，可以增强星敏感器对太阳光、地气光等杂散光的抑制能力，提高星敏感器的在轨可用性，从而保证了卫星的定姿精度，提高了卫星的任务执行能力。

本发明的优点在于方法简单，效果明显，便于工程实现，能够有效保证低倾角卫星上星敏感器在轨可用性，保证卫星姿态稳定。

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 (4)

1.一种低倾角卫星星敏感器使用方法，包括：

根据星敏感器的太阳抑制角和地球抑制角的约束，确定星敏感器的个数和安装布局；

在保证能源供给前提下，设计卫星的姿态，保证星敏感器的可用性，包括：

在完全阳照区，卫星姿态对日；

在完全阴影区，卫星姿态对地；

在阳照转阴影区域，卫星在对日姿态基础上绕卫星本体Y轴转动-τ角度；以及

在阴影转阳照区域，卫星在对日姿态基础上绕卫星本体Y轴转动+τ角度，

其中在保证能源供给前提下，设计卫星的姿态，保证星敏感器的可用性包括：

时，卫星姿态对日；

时，卫星姿态对地；

且

时，卫星在对日姿态基础上绕卫星本体Y轴转动-τ角度；

且

时，卫星在对日姿态基础上绕卫星本体Y轴转动+τ角度；

其中τ取值范围为

式中，θ为卫星位置矢量与太阳矢量夹角，

为卫星速度矢量与太阳矢量夹角，R为地球半径，h为大气高度，r为卫星轨道半径，β为星敏感器的地球抑制角，α为星敏感器的太阳抑制角，γ为星敏感器视轴沿卫星±X轴或±Y轴向-Z轴方向偏转角度。

2.如权利要求1所述的低倾角卫星星敏感器使用方法，其特征在于，星敏感器的个数为两个，并且在卫星上对称安装。

3.如权利要求2所述的低倾角卫星星敏感器使用方法，其特征在于，所述星敏感器的视轴沿卫星±X轴或±Y轴向-Z轴方向偏转γ角度。

4.如权利要求3所述的低倾角卫星星敏感器使用方法，其特征在于，所述γ角的取值范围如下：

式中，R为地球半径，h为大气高度，r为卫星轨道半径，β为星敏感器的地球抑制角，α为星敏感器的太阳抑制角。

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