CN109460049B - 基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法 - Google Patents

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CN109460049B CN201811354941.XA CN201811354941A CN109460049B CN 109460049 B CN109460049 B CN 109460049B CN 201811354941 A CN201811354941 A CN 201811354941A CN 109460049 B CN109460049 B CN 109460049B
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Abstract

基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法，首先建立J2000地心惯性系、J2000准惯性坐标系、卫星本体坐标系、东南地坐标系、轨道坐标系，然后测量计算得到各个坐标系之间的转换矩阵，并计算地球同步轨道卫星在J2000准惯性系下的三轴目标姿态，最后计算当前三轴目标姿态、目标三轴目标姿态的差，并进行地球同步轨道卫星远点点火期间的姿态控制。本发明利用星敏感器进行远地点点火姿态建立，不要求偏航太阳可见，降低了对发射窗口和入轨精度的要求，提高了点火时机选择的灵活性，具有很好的使用价值。

Description

基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法
技术领域
本发明涉及卫星控制领域，特别是基于惯性指向模式(IPM，Inertial PointingMode)的地球同步轨道卫星远地点变轨方法。
背景技术
当前，东三、东四平台等地球同步轨道卫星，火箭把卫星送入转移轨道，需要在星箭分离后进行多次轨道控制。轨道控制任务是卫星飞控工作的重要内容。
在远地点点火前，一般在地球指向模式下利用地球敏感器和数字太阳敏感器标定陀螺，这要求地球、卫星和太阳夹角满足一定要求，从而限制了卫星发射窗口。利用星敏建立远地点姿态对地球、卫星和太阳夹角没有要求，减少了卫星发射窗口约束条件，利用星敏进行远地点姿态建立和点火控制，星上完全可以自主进行，大大减少了当前飞控的工作量，因此需要提出一种利用星敏来完成地球同步轨道卫星远地点变轨的方法。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法，解决了现有技术利用地球敏感器和数字太阳敏感器标定陀螺，要求地球、卫星和太阳夹角满足一定要求的缺陷，通过利用星敏建立远地点姿态对地球、卫星和太阳夹角没有要求，减少了卫星发射窗口约束条件。
本发明的技术解决方案是：基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法，包括如下步骤：
(1)以地心为坐标原点，历元J2000.0时刻的平赤道面为XY坐标面，右手定则确定Z轴建立J2000地心惯性系OXiYiZi；以卫星质心为坐标系原点，Y轴垂直于J2000赤道平面指向正南，Z平行于J2000地心惯性坐标系的X轴，X轴由右手系确定建立J2000准惯性坐标系；以卫星质心为原点，三轴与卫星机械坐标系的三轴平行，建立卫星本体坐标系OXbYbZb；以卫星质心为原点，Z轴从卫星所处的轨道位置指向地心，X轴沿当地水平面正东方向，Y轴沿当地子午线指向当地正南，Z轴与轨道坐标系Z轴重合建立东南地坐标系OXEYEZE；以卫星质心为原点，Z轴从卫星所处的轨道位置指向地心，Y轴为轨道平面的负法线方向，X轴与Y轴、Z轴构成右手直角坐标系建立轨道坐标系OXoYoZo；
(2)测量计算得到J2000地心惯性系到轨道坐标系的转移矩阵Coi、轨道坐标系到东南地坐标系的转移矩阵Cdo、东南地坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵Cbd、轨道坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵Cbo；设J2000地心惯性坐标系到卫星本体系的转移矩阵为Cbi，J2000准惯性坐标系到卫星本体系的转移矩阵为CbI；
(3)根据J2000地心惯性系到轨道坐标系的转移矩阵Coi、轨道坐标系到东南地坐标系的转移矩阵Cdo、东南地坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵Cbd计算得到J2000地心惯性坐标系到卫星本体系的转移矩阵为Cbi或者根据J2000地心惯性系到轨道坐标系的转移矩阵Coi、轨道坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵Cbo计算得到J2000地心惯性坐标系到卫星本体系的转移矩阵为Cbi；根据轨道坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵Cbo、J2000地心惯性系到轨道坐标系的转移矩阵Coi计算得到J2000准惯性坐标系到卫星本体系的转移矩阵CbI；
(4)设地球同步轨道卫星在J2000准惯性系下的三轴目标姿态为
Figure BDA0001865840220000021
θbI,ψbI，进而得到
Figure BDA0001865840220000022
计算得到
Figure BDA0001865840220000031
Figure BDA0001865840220000032
Figure BDA0001865840220000033
(5)设立地球同步轨道卫星在J2000准惯性系下的三轴目标姿态
Figure BDA0001865840220000034
θbI,ψbI关于点火后时间t的函数为
Figure BDA0001865840220000035
θbI(t),ψbI(t)，为：
Figure BDA0001865840220000036
θbI(t)＝θt0+θrate(ta-t0)
ψbI(t)＝ψt0+ψrate(ta-t0)
其中，
Figure BDA0001865840220000037
θt0,ψt0为点火开始时刻J2000准惯性系下三轴姿态，
Figure BDA0001865840220000038
θrate,ψrate为点火期间J2000准惯性系三轴姿态变化率，t0为点火开始时刻，点火结束时刻为t1；
(6)获取地球同步轨道卫星在J2000准惯性系下的当前三轴目标姿态为
Figure BDA0001865840220000039
计算
Figure BDA00018658402200000310
的差并进行地球同步轨道卫星远点点火期间的姿态控制。
所述的J2000地心惯性系到J2000准惯性系的转换矩阵为
Figure BDA00018658402200000311
所述的根据轨道坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵Cbo、J2000地心惯性系到轨道坐标系的转移矩阵Coi计算得到J2000准惯性坐标系到卫星本体系的转移矩阵CbI的方法为：
Figure BDA00018658402200000312
所述的根据J2000地心惯性系到轨道坐标系的转移矩阵Coi、轨道坐标系到东南地坐标系的转移矩阵Cdo、东南地坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵Cbd计算得到J2000地心惯性坐标系到卫星本体系的转移矩阵为Cbi的方法为：
Cbi＝CbdCdoCoi。
所述的根据J2000地心惯性系到轨道坐标系的转移矩阵Coi、轨道坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵Cbo计算得到J2000地心惯性坐标系到卫星本体系的转移矩阵为Cbi的方法为
Cbi＝CboCoi。
所述的点火期间J2000准惯性系三轴姿态变化率
Figure BDA0001865840220000041
θrate,ψrate的方法为：
(1)获取点火开始时刻t0地球同步轨道卫星在东南地坐标系下三个姿态为
Figure BDA0001865840220000042
进而得到点火开始时刻t0地球同步轨道卫星在J2000准惯性系下的三个姿态为
Figure BDA0001865840220000043
并分别作为
Figure BDA0001865840220000044
θt0,ψt0；
(2)获取点火开始时刻t1卫星在东南地坐标系下三个姿态为
Figure BDA0001865840220000045
进而计算得到点火开始时刻t1卫星在J2000准惯性系下的三个姿态为
Figure BDA0001865840220000046
并分别作为
Figure BDA0001865840220000047
θt1,ψt1；
(3)计算姿态变化率为
Figure BDA0001865840220000048
Δψb＝ψt1-ψt0
Figure BDA0001865840220000049
一种计算机可读存储介质，所述的计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述的计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-权利要求6任一所述方法的步骤。
一种基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨终端设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述的处理器执行所述的计算机程序时实现如权利要求1-权利要求6任一所述方法的步骤。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明利用星敏感器进行远地点点火姿态建立，不要求偏航太阳可见，降低了对发射窗口和入轨精度的要求，提高了点火时机选择的灵活性；
(2)本发明利用星敏感器，自主实时标定陀螺漂移，相比较传统的利用地敏和太敏数据通过地面计算的方法，既提高了效率，又提高了标定精度；
(3)本发明利用星敏输出的惯性系姿态，实时拟合点火弧段，和传统通过注入等价陀螺漂移参数分段拟合点火弧段相比，提高了弧段拟合的灵活性和拟合精度；
(4)本发明利用星敏星上自主进行远地点姿态建立和点火控制，精简了飞控流程，减少了当前飞控的工作量。
附图说明
图1为本发明坐标系说明；
图2为本发明的流程图；
图3为本发明点火过程中姿态拟合曲线。
具体实施方式
本发明克服现有技术的不足，提供了基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法，解决了现有技术利用地球敏感器和数字太阳敏感器标定陀螺，要求地球、卫星和太阳夹角满足一定要求的缺陷，通过利用星敏建立远地点姿态对地球、卫星和太阳夹角没有要求，减少了卫星发射窗口约束条件。下面结合附图对本发明方法进行详细说明。如图2所示为本发明的流程图，本发明方法包括如下步骤。
1、坐标系定义
(1)J2000地心惯性系OXiYiZi：坐标原点在地心，XY坐标面是历元J2000.0时刻的平赤道面，X轴方向是该历元的平春分点。
(2)J2000准惯性坐标系OXIYIZI：坐标系原点在卫星质心随卫星运动，Y轴垂直于J2000赤道平面指向正南，Z平行于J2000地心惯性坐标系的X轴，X轴由右手系确定。J2000准惯性坐标系与J2000地心惯性坐标系只有相对平动，没有转动。
按照定义，J2000地心惯性系到J2000准惯性系的转换矩阵为
Figure BDA0001865840220000061
Figure BDA0001865840220000062
J2000地心惯性系到J2000准惯性系的变换关系如附图1所示。
(3)卫星本体坐标系OXbYbZb：原点在卫星质心，三轴与卫星机械坐标系的三轴平行。
(4)东南地坐标系OXEYEZE：原点在卫星质心，ZE轴从卫星所处的轨道位置指向地心，XE轴沿当地水平面正东方向，YE轴沿当地子午线指向当地正南，构成右手坐标系。东南地坐标系ZE轴与轨道坐标系Zo轴重合。
(5)轨道坐标系OXoYoZo：原点在卫星质心，Zo轴从卫星所处的轨道位置指向地心，Y轴为轨道平面的负法线方向，X轴在轨道平面内，与Y轴、Z轴构成右手直角坐标系。
2、惯性指向模式建立远地点姿态控制系数计算
(a)已知东南地坐标系下的卫星点火姿态，计算IPM远地点姿态
东三、东四平台的卫星习惯在东南地坐标系描述远地点姿态，为了在使用上兼容，本文给出如何从东南系的点火姿态计算IPM所需的姿态偏置量。
定义：
Coi为J2000地心惯性系到轨道坐标系的转移矩阵，根据测轨结果和轨道动力学可得；
Cdo为轨道坐标系到东南地坐标系的转移矩阵，根据测轨结果和轨道动力学可得；
Cbd为东南地坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵，根据点火策略可得；
Cbo为轨道坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵，根据点火策略可得；
Cbi为J2000地心惯性坐标系到卫星本体系的转移矩阵，由Coi、Cdo和Cbd计算获得；
CbI为J2000准惯性坐标系到卫星本体系的转移矩阵，由Cbi和
Figure BDA0001865840220000071
计算获得
已知Cbd或Cbo、Cdo和Coi，可以求得Cbi：
Figure BDA00018658402200000711
根据Cbi＝CbICIi和CIi，可求得CbI
Figure BDA0001865840220000072
卫星在IPM模式下的三轴姿态是在J2000准惯性系下按照2-1-3转序描述的，定义卫星在J2000准惯性系下的三轴姿态为
Figure BDA0001865840220000073
θbI,ψbI，则从惯性系到本体系按照该角度描述的姿态转移矩阵为：
Figure BDA0001865840220000074
可以计算出三个姿态目标值：
Figure BDA0001865840220000075
卫星在J2000准惯性系下，
Figure BDA0001865840220000076
θbI,ψbI目标值和卫星在轨道上的位置相关，也就是是时间t的函数，改定义为
Figure BDA0001865840220000077
θbI(t),ψbI(t)。点火弧段较长时，考虑点火弧段的影响，点火过程中，星上采用一阶线性拟合该弧段，变化规律为：
Figure BDA0001865840220000078
θbI(t)＝θt0+θrate(ta-t0)
ψbI(t)＝ψt0+ψrate(ta-t0)
其中，
Figure BDA0001865840220000079
θt0,ψt0为点火开始时刻J2000准惯性系下三轴姿态，
Figure BDA00018658402200000710
θrate,ψrate为点火期间J2000准惯性系三轴姿态变化率，t0为点火开始时刻，点火结束时刻为t1。7个参数为需要地面计算后遥控注入星上。
t0、t1时刻的轨道和姿态偏置已知，系数计算步骤如下：
(1)已知点火开始t0时刻卫星在东南地坐标系下三个姿态为
Figure BDA0001865840220000081
已知
Figure BDA0001865840220000082
由公式(1)中Cbi＝CbdCdoCoi，计算出
Figure BDA0001865840220000083
由公式(2)，计算出
Figure BDA0001865840220000084
由公式(3)，计算出
Figure BDA0001865840220000085
θt0＝θbI,ψt0＝ψbI
(2)已知点火结束t1时刻卫星在东南地坐标系下三个姿态为
Figure BDA0001865840220000086
已知
Figure BDA0001865840220000087
公式(1)，计算出
Figure BDA0001865840220000088
由公式(2)，计算出
Figure BDA0001865840220000089
由公式(3)，计算出
Figure BDA00018658402200000810
θt1＝θbI,ψt1＝ψbI
(3)计算姿态变化率
Figure BDA00018658402200000811
Δψb＝ψt1-ψt0
Figure BDA00018658402200000812
(b)已知轨道坐标系下的卫星点火姿态，计算IPM远地点姿态
和已知东南地坐标系下的卫星点火姿态相比，就计算Cbi使用的公式不同，其他计算公式和方法完全相同。
t0、t1时刻的轨道和姿态偏置已知，系数计算步骤如下：
(1)已知点火开始t0时刻卫星在轨道坐标系下三个姿态为
Figure BDA00018658402200000813
已知
Figure BDA00018658402200000814
由公式(1)中Cbi＝CboCoi，计算出
Figure BDA00018658402200000815
由公式(2)，计算出
Figure BDA00018658402200000816
由公式(3)，计算出
Figure BDA00018658402200000817
θt0＝θbI,ψt0＝ψbI
(2)已知点火结束t1时刻卫星在轨道坐标系下三个姿态为
Figure BDA0001865840220000091
已知
Figure BDA0001865840220000092
公式(1)，计算出
Figure BDA0001865840220000093
由公式(2)，计算出
Figure BDA0001865840220000094
由公式(3)，计算出
Figure BDA0001865840220000095
θt1＝θbI,ψt1＝ψbI
(3)计算姿态变化率
Figure BDA0001865840220000096
Δψb＝ψt1-ψt0
Figure BDA0001865840220000097
3、远地点点火期间姿态控制
按照第2节计算结果，卫星点火期间目标姿态如附图3所示(以X轴姿态为例)：弧线是点火期间理论值，直线是一阶拟合的参考值(该参考值是实际目标姿态)，定义为
Figure BDA0001865840220000098
由星敏可以直接测量出Cbi当前值，根据公式(2)计算出CbI，定义为
Figure BDA0001865840220000099
根据公式(3)计算出
Figure BDA00018658402200000910
θbI,ψbI，定义为
Figure BDA00018658402200000911
卫星姿轨控软件算法利用三轴姿态参考值
Figure BDA00018658402200000912
和当前值
Figure BDA00018658402200000913
的差进行远点点火期间姿态控制。
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 (8)

1.基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)以地心为坐标原点，历元J2000.0时刻的平赤道面为XY坐标面，右手定则确定Z轴建立J2000地心惯性系OXiYiZi；以卫星质心为坐标系原点，Y轴垂直于J2000赤道平面指向正南，Z平行于J2000地心惯性坐标系的X轴，X轴由右手系确定建立J2000准惯性坐标系；以卫星质心为原点，三轴与卫星机械坐标系的三轴平行，建立卫星本体坐标系OXbYbZb；以卫星质心为原点，Z轴从卫星所处的轨道位置指向地心，X轴沿当地水平面正东方向，Y轴沿当地子午线指向当地正南，Z轴与轨道坐标系Z轴重合建立东南地坐标系OXEYEZE；以卫星质心为原点，Z轴从卫星所处的轨道位置指向地心，Y轴为轨道平面的负法线方向，X轴与Y轴、Z轴构成右手直角坐标系建立轨道坐标系OXoYoZo；
(2)测量计算得到J2000地心惯性系到轨道坐标系的转移矩阵Coi、轨道坐标系到东南地坐标系的转移矩阵Cdo、东南地坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵Cbd、轨道坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵Cbo；设J2000地心惯性坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵为Cbi，J2000准惯性坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵为CbI；
(3)根据J2000地心惯性系到轨道坐标系的转移矩阵Coi、轨道坐标系到东南地坐标系的转移矩阵Cdo、东南地坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵Cbd计算得到J2000地心惯性坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵为Cbi或者根据J2000地心惯性系到轨道坐标系的转移矩阵Coi、轨道坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵Cbo计算得到J2000地心惯性坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵为Cbi；根据轨道坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵Cbo、J2000地心惯性系到轨道坐标系的转移矩阵Coi计算得到J2000准惯性坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵CbI；
(4)设地球同步轨道卫星在J2000准惯性系下的三轴目标姿态为
Figure 2
进而得到
Figure FDA0003257537960000022
计算得到
Figure FDA0003257537960000023
Figure FDA0003257537960000024
Figure FDA0003257537960000025
(5)设立地球同步轨道卫星在J2000准惯性系下的三轴目标姿态
Figure 3
关于点火后时间t的函数为
Figure 4
为：
Figure FDA0003257537960000028
θbI(t)＝θt0+θrate(ta-t0)
ψbI(t)＝ψt0+ψrate(ta-t0)
其中，
Figure FDA0003257537960000029
为点火开始时刻J2000准惯性系下三轴姿态，
Figure FDA00032575379600000210
为点火期间J2000准惯性系三轴姿态变化率，t0为点火开始时刻；
(6)获取地球同步轨道卫星在J2000准惯性系下的当前三轴目标姿态为
Figure 5
计算
Figure 6
Figure 7
的差并进行地球同步轨道卫星远地点点火期间的姿态控制。
2.根据权利要求1所述的基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法，其特征在于：所述的J2000地心惯性系到J2000准惯性系的转换矩阵为
Figure FDA00032575379600000214
3.根据权利要求1所述的基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法，其特征在于：所述的根据轨道坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵Cbo、J2000地心惯性系到轨道坐标系的转移矩阵Coi计算得到J2000准惯性坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵CbI的方法为：
Figure FDA0003257537960000031
4.根据权利要求1所述的基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法，其特征在于：所述的根据J2000地心惯性系到轨道坐标系的转移矩阵Coi、轨道坐标系到东南地坐标系的转移矩阵Cdo、东南地坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵Cbd计算得到J2000地心惯性坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵为Cbi的方法为：
Cbi＝CbdCdoCoi。
5.根据权利要求1所述的基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法，其特征在于：所述的根据J2000地心惯性系到轨道坐标系的转移矩阵Coi、轨道坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵Cbo计算得到J2000地心惯性坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵为Cbi的方法为
Cbi＝CboCoi。
6.根据权利要求1所述的基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法，其特征在于：所述的点火期间J2000准惯性系三轴姿态变化率
Figure FDA0003257537960000032
的计算方法为：
(1)获取点火开始时刻t0地球同步轨道卫星在东南地坐标系下三个姿态为
Figure 8
进而得到点火开始时刻t0地球同步轨道卫星在J2000准惯性系下的三个姿态为
Figure FDA0003257537960000034
并分别作为
Figure FDA0003257537960000035
(2)获取点火结束时刻t1卫星在东南地坐标系下三个姿态为
Figure 9
进而计算得到点火结束时刻t1卫星在J2000准惯性系下的三个姿态为
Figure 12
并分别作为
Figure FDA0003257537960000038
(3)计算姿态变化率为
Figure 11
Figure 10
Δψb＝ψt1-ψt0
Figure FDA0003257537960000043
Figure FDA0003257537960000044
Figure FDA0003257537960000045
7.一种计算机可读存储介质，所述的计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于，所述的计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-权利要求6任一所述方法的步骤。
8.一种基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨终端设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于：所述的处理器执行所述的计算机程序时实现如权利要求1-权利要求6任一所述方法的步骤。
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