CN109491400A - 地球静止轨道卫星具有斜切遮光罩相机实时阳光规避方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种地球静止轨道卫星具有斜切遮光罩相机实时阳光规避方法，在轨每天能够自主进行中午、午夜阳光规避，且中午阳光规避的时间起点地面可控；同时本技术可以确保阳关规避前后，相机指向的地面目标不会变动；而且可以根据四季之中太阳方向，合理有效地设计最短规避轨迹，最大程度地减少动量轮的使用；对于午夜阳光规避，设计不同的拟合曲线，有效地避免控制可能存在的奇异问题；配合自主时间预报功能，帮助地面测控人员分析当前时刻，是否适合进行成像任务或者位保等相关操作，确保不同种类的任务之间在时序上冲突。整个设计方案实用性广泛，具有一定的应用前景。

Description

地球静止轨道卫星具有斜切遮光罩相机实时阳光规避方法

技术领域

本发明属于航天器姿态轨道控制领域，涉及一种球地球静止轨道卫星具有斜切遮光罩相机实时阳光规避方法。

背景技术

地球静止轨道遥感卫星的主载荷为相机，在轨运行时午夜时分需要规避太阳，避免阳光对镜头的暴晒问题。对于采用平口遮光罩，可以通过卫星星体绕滚动轴转动规避阳光。不管平口遮光罩怎样规避阳光，总避免不了阳光以一定的角度照射到遮光罩内壁，造成相机的热设计代价较高，同时对载荷的重量有所提高。

但是对于地球静止轨道卫星来说，太阳一年四季相对于轨道高度角在变化，轨道运行一圈，太阳相对于本体的方位也在变化，所以需要采取措施使得太阳光从斜口遮光罩最高处照射过来，同时满足一定的夹角要求。从已有的文献资料上不能得到国外类似卫星是采取何种策略来满足这种要求的。

地球静止轨道成像式遥感卫星的光学成像相机在轨工作期间镜头需要避免阳光的照射，相机的分辨率越高，遮光罩要求越长，系统的重量和功耗也会有所增加，同时温控设计要求更严格。如果能保证阳光从相机斜口遮光罩的最高点处成一定角度照射过来时，按照照射方向把能照射到内壁部分的遮光罩部分切除，这样就不会照到内壁，而是直接照射到冷空间，有利于热控设计，同时还可以减轻重量。由此可见，研发一种高效快捷的地球静止轨道卫星具有斜切形遮光罩相机镜头实时阳光规避技术势在必行。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述缺陷，提出一种地球静止轨道卫星具有斜切遮光罩相机实时阳光规避方法，每天自主进行中午、午夜阳光规避，不仅能保证阳光从相机斜口遮光罩的最高点处成一定角度照射过来时，而且可以确保阳光规避前后，相机指向的地面目标不会变动；同时根据四季之中太阳方向，合理有效地设计最短规避轨迹，最大程度地减少动量轮的使用；配合自主时间预报功能，帮助地面测控人员分析当前时刻，是否适合进行成像任务或者位保等相关操作，确保不同种类的任务之间在时序上冲突。

本发明的技术解决方案是：

提供一种地球静止轨道卫星具有斜切遮光罩相机实时阳光规避方法，步骤如下：

(1)判断所述卫星的飞行状态，如果为正向飞行则进入步骤(2)，否则进入步骤(4)；

(2)每个控制周期计算太阳方向与轨道系-z轴之间的夹角α_fs，α_fs大于中午阳光规避起点值α_{fs_d}时，则进入步骤(3)；

(3)进行中午阳光规避；

(4)每个控制周期计算太阳本体系投影与z轴夹角β，若β小于阳光规避阈值角β_l，则进入步骤(5)；

(5)进行午夜阳光规避；返回步骤(2)。

优选的，α_fs的计算方法如下：

其中Sox、Soz表示太阳在轨道系的滚动分量、偏航分量；

优选的，通过姿态机动进行中午阳光规避的为按照机动四元素qtcpn进行偏航轴姿态机动：

qtcpn＝q_tc⊙[0010]

式中，⊙表示四元素乘法。

优选的，进行午夜阳光规避的具体方法为：

4.1计算等效太阳高度角α^*；

4.2由等效太阳高度角α^*以及太阳本体系投影与z轴夹角β计算偏航偏置角ψ_sunavoid；

4.3计算俯仰偏置角θ_sunavoid。

优选的，步骤4.1中计算等效太阳高度角α^*的方法为线性或者指数方法；

线性方法为：

指数方法为：

其中β_l为阳光规避阈值角，α_l为太阳高度阈值角，α为太阳高度角。

优选的，偏航角偏置起始阶段选择线性方法；太阳高度小于10度时，选择指数方法。

优选的，偏航偏置角ψ_sunavoid计算方法如下：

优选的，俯仰偏置角θ_sunavoid计算方法如下：

式中，S_b表示太阳在本体系的分量；S_b1表示太阳在本体偏航轴机动ψ_sunavoid 角度之后的坐标系中的分量；

β_p＝a tan2(S_b[0],S_b[2])

式中，β_p为过程量，β_n是相机安全角。

优选的，地球静止轨道卫星进行自主时间预报。

优选的，所述斜切遮光罩为按照照射方向把能照射到内壁部分的遮光罩部分切除，使得阳光从相机斜口遮光罩的最高点处成一定角度照射过来时不会照到内壁。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明可以根据太阳在四季中的运动方向，实时自主有效地设计规避轨迹，确保机动路径最小，而且不需要地面人员操作，降低了操作人员的任务强度及注入错误的风险；

(2)本发明给出的时间预报功能，能够帮助地面测控人员分析当前时刻，是否适合进行成像任务或者位保等相关操作，确保不同种类的任务之间在时序上冲突，比较实用。

(3)本发明在姿态控制过程中，引入q_tc的概念，地面可以设置目标四元素q_tc，确保在中午阳光规避或者午夜阳光规避过后，相机指向的地面目标不会改变；即不论当前处于正飞还是倒飞，阳光规避都不会影响的规避前相机的指向；这就能够避免阳光规避过后，需要的再次调姿的风险。

(4)本发明中，地面可以准确控制中午阳光规避的起点时刻，若当前正在进行紧急的任务，而当地时间又比较接近正午12：00：00，此时地面就可以推迟中午阳光规避；

(5)本发明针对起始规避角速度大以及春、秋分时节太阳高度角等情况，设计了不同种类的等效太阳高度角路径规划算法，简单有效，使得规避过程姿态机动平稳，各轮子控制力矩不超过0.2Nm、各轮子角动量变动缓和、机动过程中最大角速度不超过0.023度/秒，消除了由此可能引发的喷气卸载隐患，增强了技术的通用性与扩展性。

(6)对于太阳高度角较小，如春、秋分时的情况，偏航机动角存在从0 度到正180度或负180度突变的奇异性问题，本发明选用指数特性规律，设计等效太阳高度角轨迹，避免出现偏航姿态大角度跳变的情况。

(7)针对午夜阳光规避起始阶段，偏航机动角速度较大的特点，设计一种基于直线逼近的的等效太阳高度角，确保进入午夜阳光规避弧段之后，偏航偏置角能够逐渐变动，易于控制系统实现，从而使得偏航角速度大幅减小。

附图说明

图1为本发明方法实现流程图；

图2给出有无等效太阳高度角偏航偏置角；

图3给出姿态角计算曲线；

图4给出α_FS计算曲线；

图5给出等效高度角度计算曲线；

图6为斜切遮光罩结构示意图。

具体实施方式

不管平口遮光罩怎样规避阳光，总避免不了阳光以一定的角度照射到遮光罩内壁，造成相机的热设计代价较高，同时对载荷的重量有所提高。如果按照照射方向把能照射到内壁部分的遮光罩部分切除，即设计斜口遮光罩，同时利用有效的姿态控制方案，确保太阳光从相机斜口遮光罩的最高点处成一定角度照射过来时，这样就不会照到内壁，而是直接照射到冷空间；如此调整，一方面减轻了载荷的重量，另一方面也有利于热控设计。结合图6，本发明地球静止轨道卫星所使用斜切遮光罩相机，斜切遮光罩保证阳光从相机斜口遮光罩的最高点处成一定角度照射过来时，按照照射方向把能照射到内壁部分的遮光罩部分切除，这样就不会照到内壁，而是直接照射到冷空间，有利于热控设计。

一种地球静止轨道卫星具有斜切遮光罩相机实时阳光规避方法，包括下列步骤：

(1)针对地球静止轨道卫星在正向飞行状态时，由轨道信息计算α_fs，同时判断α_fs是否大于中午阳光规避起点值α_{fs_d}，由地面给定；若小于等于，则可以进行姿态机动成像或者位保等操作；若大于，则进入(2)。

(2)进行中午阳光规避。由当前偏置四元素q_tc计算中午阳光规避的机动四元素qtcpn，同时按照机动四元素qtcpn进行偏航轴姿态机动；

qtcpn＝q_tc⊙[0010] (1)

式中，⊙表示四元素乘法；

(3)中午阳光规避后卫星进入倒飞状态，进入倒飞状态之后，根据轨道信息计算太阳本体系投影与z轴夹角β，若β大于等于阳光规避阈值角β_l，则可以进行机动成像或者位保等操作；若β小于阳光规避阈值角β_l，则进入步骤(4)。

(4)进行午夜阳光规避。

4.1按线性或者指数设计方案，计算等效太阳高度角α^*，计算公式见下：

①线性方案：适用于偏航角偏置起始阶段

②指数方案：适用于太阳高度较小的情况

α_l表示太阳高度阈值角。

4.2由等效太阳高度角α^*以及太阳本体系投影与z轴夹角β计算偏航偏置角ψ_sunavoid；

4.3计算俯仰偏置角θ_sunavoid；

式中，S_b表示太阳在本体系的分量；S_b1表示太阳在本体偏航轴机动ψ_sunavoid角度之后的坐标系中的分量；

β_p＝a tan2(S_b[0],S_b[2])

式中，β_p为过程量，β_n是相机安全角，一般取26.5度。

午夜阳光规避返回步骤(1)。

本发明卫星进行自主时间预报，在当地时间的上午，卫星处于正常对地姿态飞行，预报还有多少时间进行中午阳光规避，在当地时间中午前后，卫星根据时间预报值，可自主进行中午阳光规避，即根据一年四季中，太阳所处的不同位置，实现偏航轴姿态机动180.0度或-180.0度；当地时间的下午，卫星已经处于倒飞状态，即-x轴指向前进方向，可进行姿态机动，实现成像任务，同时星上自主计算时间预报值；大约在当地时间午夜前后，卫星根据时间预报值，可以自主进行午夜阳光规避，即通过偏航-俯仰联合姿态机动，一方面有效地规避了太阳光对相机的照射，另一方面调整本体由倒飞状态进入正飞状态；经过午夜阳光规避之后，卫星又回到正常对地姿态飞行

实施例

对于某地球静止轨道卫星：

轨道历元2015年12月23日2时50分0.0秒

半常轴(公里)：42164.238885703373

偏心率：0.003534077386388930

轨道倾角(度)：0.0026285532110204346

升交点赤经(度)：154.3

近地点幅角(度)：100.07

平近点角(度)：0.005

α_{fs_d}：0.0度

根据前面给出的步骤进行计算，计算步骤如下：

(1)在正飞状态下，由太阳轨道坐标So＝[Sox，Soy， Soz]＝[-0.000251113，0.397644，-0.917540]；按照公式自主计算α_fs

此时α_fs>α_{fs_d}＝0.0°；所以进行中午阳光规避；

(2)设置当前偏置四元素q_tc＝[0001]，由此可计算出阳光规避的机动四元素qtcon＝[0010]；

(3)在倒飞状态下，由太阳轨道坐标So＝[-0.423628 0.397578 0.813923]以及qtcon＝[0010]，可以计算出午夜阳光规避之前太阳在本体系的分量Sb＝[0.42362800240516663 -0.39757806062698364 0.81392323970794678]，从而计算出太阳在本体z轴之间的夹角β

β＝a tan(S_b(1)/S_b(3))

由于β小于阳光规避阈值角β_l＝27.5°，所以进入步骤(4)。

(4)计算太阳高度角α＝asin(sb(2))，由此可以按照公式(2)和公式 (3)计算出等效太阳高度角α^*。

由步骤(3)计算出β的以及计算出来的α^*共同按照公式(4)，计算出午夜阳光规避偏航偏置角ψ_sunavoid。

计算出的午夜阳光规避偏航偏置角ψ_sunavoid以及Sb，按照公式(5)和公式(6)，可以计算出午夜阳光规避的俯仰偏置角θ_sunavoid。

本发明涉及的符号定义见下表：

图2给出有无等效太阳高度角偏航偏置角，从中可以看出，等效太阳高度角能够有效地消除偏航偏置角的阶跃。图3给出姿态角计算曲线，可以看出本发明进行阳光规避的过程，偏航角由0到-180°，并保持-180°，经过午夜阳光规避后，偏航角由-180°回到0；图4给出α_FS计算曲线；图5给出等效高度角度计算曲线；图4可以看出，中午阳光规避角速度不缠裹0.1度、秒、午夜阳光规避角速度不超过0.305度/秒；5图可以看出中午阳光规避动量轮所需的控制力矩不超过0.2Nm；午夜阳光规避动量轮所需要的控制力矩不超过0.15Nm；6图可以看出中午阳光规避，动量轮角动量变动不超过3.0Nms，午夜阳光规避动量角动量变动不超过2.0Nms；当α_fs等于0.0度时，进行中午阳光规避。

本发明能够平稳地通过姿态机动来实现斜口遮光罩的阳光规避，配合时间预报功能，地面人员实时可知当前的任务进度，在国内尚无此类技术，创造性明显，实用价值显而易见，具有一定的市场竞争力。

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)

1.一种地球静止轨道卫星具有斜切遮光罩相机实时阳光规避方法，其特征在于，步骤如下：

(1)判断所述卫星的飞行状态，如果为正向飞行则进入步骤(2)，否则进入步骤(4)；

(2)每个控制周期计算太阳方向与轨道系-z轴之间的夹角α_fs，α_fs大于中午阳光规避起点值α_{fs_d}时，则进入步骤(3)；

(3)进行中午阳光规避；

(4)每个控制周期计算太阳本体系投影与z轴夹角β，若β小于阳光规避阈值角β_l，则进入步骤(5)；

(5)进行午夜阳光规避；返回步骤(2)。

2.如权利要求1所述的地球静止轨道卫星具有斜切遮光罩相机实时阳光规避方法，其特征在于，α_fs的计算方法如下：

其中Sox、Soz表示太阳在轨道系的滚动分量、偏航分量。

3.如权利要求1或2所述的地球静止轨道卫星具有斜切遮光罩相机实时阳光规避方法，其特征在于，通过姿态机动进行中午阳光规避的为按照机动四元素qtcpn进行偏航轴姿态机动：

qtcpn＝q_tc⊙[0010]

式中，⊙表示四元素乘法。

4.如权利要求3所述的地球静止轨道卫星具有斜切遮光罩相机实时阳光规避方法，其特征在于，进行午夜阳光规避的具体方法为：

4.1计算等效太阳高度角α^*；

4.2由等效太阳高度角α^*以及太阳本体系投影与z轴夹角β计算偏航偏置角ψ_sunavoid；

4.3计算俯仰偏置角θ_sunavoid。

5.如权利要求4所述的地球静止轨道卫星具有斜切遮光罩相机实时阳光规避方法，其特征在于，步骤4.1中计算等效太阳高度角α^*的方法为线性或者指数方法；

线性方法为：

指数方法为：

其中β_l为阳光规避阈值角，α_l为太阳高度阈值角，α为太阳高度角。

6.如权利要求5所述的地球静止轨道卫星具有斜切遮光罩相机实时阳光规避方法，其特征在于，偏航角偏置起始阶段选择线性方法；太阳高度小于10度时，选择指数方法。

7.如权利要求5所述的地球静止轨道卫星具有斜切遮光罩相机实时阳光规避方法，其特征在于，偏航偏置角ψ_sunavoid计算方法如下：

8.如权利要求7所述的地球静止轨道卫星具有斜切遮光罩相机实时阳光规避方法，其特征在于，俯仰偏置角θ_sunavoid计算方法如下：

式中，S_b表示太阳在本体系的分量；S_b1表示太阳在本体偏航轴机动ψ_sunavoid角度之后的坐标系中的分量；

β_p＝atan2(S_b[0],S_b[2])

式中，β_p为过程量，β_n是相机安全角。

9.如权利要求1或2所述的地球静止轨道卫星具有斜切遮光罩相机实时阳光规避方法，其特征在于，地球静止轨道卫星进行自主时间预报。

10.如权利要求1或2所述的地球静止轨道卫星具有斜切遮光罩相机实时阳光规避方法，其特征在于，所述斜切遮光罩为按照照射方向把能照射到内壁部分的遮光罩部分切除，使得阳光从相机斜口遮光罩的最高点处成一定角度照射过来时不会照到内壁。