CN110220492A - 一种卫星星下点太阳高度角仿真分析方法及系统 - Google Patents

一种卫星星下点太阳高度角仿真分析方法及系统 Download PDF

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Abstract

本发明实施例提供一种卫星星下点太阳高度角仿真分析方法及系统，该方法包括：生成仿真场景；在仿真场景中生成航天器，并设置航天器的初始轨道根数；建立航天器质心至地心的第一矢量，第一矢量与地表的交点为卫星星下点；建立卫星星下点的第二矢量，第二矢量为对应于卫星星下点的太阳光矢量；建立第一矢量和第二矢量的矢量夹角；根据矢量夹角获取卫星星下点的太阳高度角。本发明实施例实现了对卫星运行过程中太阳高度角进行仿真、分析和计算，解决了摄影点位置和太阳位置两者随卫星运行的变化问题，提高了太阳高度角计算的精度，从而为卫星设计阶段和工厂测试阶段空间相机的参数调整提供有效设计依据。

Description

一种卫星星下点太阳高度角仿真分析方法及系统
技术领域
本发明涉及卫星应用技术领域，具体涉及一种卫星星下点太阳高度角仿真分析方法及系统。
背景技术
光学遥感卫星已经广泛应用于国土资源管理、环境监测、土地利用、城市规划和应急救灾等领域，它一般通过搭载一台或多台高分辨率的对地观测空间相机来获取遥感图像。地面摄影点太阳高度角是空间相机参数在轨调整的重要依据，其准确性直接影响到相机参数调整的正确与否。对于地球上的某个地点，太阳高度角是指太阳光的入射方向和地平面之间的夹角，专业上讲太阳高度角是指某地太阳光线与通过该地与地心相连的地表切面的夹角。现有的太阳高度角计算方法一般是基于地面摄影点的纬度、成像时刻的太阳赤纬角和太阳时角，依据三角函数关系公式计算获取。这种方法的缺点是太阳赤纬角和太阳时角都是依据经验公式计算，未考虑太阳位置的实时变化，计算结果与实际值会存在偏差，导致太阳高度角计算结果的准确度不高。
现有的光学遥感卫星太阳高度角的获取方法中，在太阳高度角计算公式中要使用依据经验公式获取的太阳赤纬角和太阳时角，未考虑太阳位置的实时变化，致使计算出来的太阳高度角存在精度误差，从而导致不能给空间相机参数调整提供准确的输入。
发明内容
为解决现有技术中的问题，本发明实施例提供一种卫星星下点太阳高度角仿真分析方法及系统。
第一方面，本发明实施例提供一种卫星星下点太阳高度角仿真分析方法，包括：生成仿真场景；在所述仿真场景中生成航天器，并设置所述航天器的初始轨道根数；建立航天器质心至地心的第一矢量，所述第一矢量与地表的交点为卫星星下点；建立所述卫星星下点的第二矢量，所述第二矢量为对应于所述卫星星下点的太阳光矢量；建立所述第一矢量和所述第二矢量的矢量夹角；根据所述矢量夹角获取所述卫星星下点的太阳高度角。
进一步地，所述根据所述矢量夹角获取所述卫星星下点的太阳高度角，具体包括：在成像区域为阳照区内，根据所述初始轨道根数由STK轨道动力学模型外推t时刻的轨道根数，得到惯性坐标系下t时刻的所述第一矢量和所述第二矢量；根据t时刻的所述第一矢量和所述第二矢量得到t时刻的所述矢量夹角；根据t时刻的所述矢量夹角得到t时刻的所述卫星星下点的太阳高度角。
进一步地，所述t时刻的所述卫星星下点的太阳高度角的表达式为：
其中，α(t)表示t时刻的所述卫星星下点的太阳高度角，θ(t)表示t时刻的所述矢量夹角，pi表示圆周率。
进一步地，所述方法还包括：选定卫星成像时段，在所述卫星成像时段内，根据预设的采样周期，获取每个采样时刻的所述卫星星下点的太阳高度角。
第二方面，本发明实施例提供一种卫星星下点太阳高度角仿真分析系统，包括用于生成仿真场景的仿真场景生成模块，还包括：航天器轨道建立模块，用于在所述仿真场景中生成航天器，并设置所述航天器的初始轨道根数；第一矢量建立模块，用于建立航天器质心至地心的第一矢量，所述第一矢量与地表的交点即为卫星星下点；第二矢量建立模块，用于建立所述卫星星下点的第二矢量，所述第二矢量为对应于所述卫星星下点的太阳光矢量；矢量夹角建立模块，用于建立所述第一矢量和所述第二矢量的矢量夹角；太阳高度角获取模块，用于根据所述矢量夹角获取所述卫星星下点的太阳高度角。
进一步地，所述太阳高度角获取模块具体用于：在成像区域为阳照区内，根据所述初始轨道根数由STK轨道动力学模型外推t时刻的轨道根数，得到惯性坐标系下t时刻的所述第一矢量和所述第二矢量；根据t时刻的所述第一矢量和所述第二矢量得到t时刻的所述矢量夹角；根据t时刻的所述矢量夹角得到t时刻的所述卫星星下点的太阳高度角。
进一步地，所述t时刻的所述卫星星下点的太阳高度角的表达式为：
其中，α(t)表示t时刻的所述卫星星下点的太阳高度角，θ(t)表示t时刻的所述矢量夹角，pi表示圆周率。
进一步地，所述太阳高度角获取模块还用于：选定卫星成像时段，在所述卫星成像时段内，根据预设的采样周期，获取每个采样时刻的所述卫星星下点的太阳高度角。
第三方面，本发明实施例提供一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现如第一方面所提供的方法的步骤。
第四方面，本发明实施例提供一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现如第一方面所提供的方法的步骤。
本发明实施例提供的卫星星下点太阳高度角仿真分析方法及系统，通过获取卫星质心至地心的矢量与太阳光矢量的矢量夹角，进而根据矢量夹角获取卫星星下点的太阳高度角，实现了对卫星运行过程中太阳高度角进行仿真、分析和计算，解决了摄影点位置和太阳位置两者随卫星运行的变化问题，提高了太阳高度角计算的精度，从而为卫星设计阶段和工厂测试阶段空间相机的参数调整提供有效设计依据。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明实施例提供的卫星星下点太阳高度角仿真分析方法流程图；
图2是本发明实施例提供的卫星星下点太阳高度角仿真分析方法中太阳高度角计算原理示意图；
图3是本发明实施例提供的卫星星下点太阳高度角仿真分析系统的结构示意图；
图4是本发明实施例提供的电子设备的实体结构示意图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
图1是本发明实施例提供的卫星星下点太阳高度角仿真分析方法流程图。图2是本发明实施例提供的卫星星下点太阳高度角仿真分析方法中太阳高度角计算原理示意图。如图1、图2所示，所述方法包括：
步骤101、生成仿真场景；
本发明实施例可以采用STK(卫星仿真工具包)进行卫星星下点太阳高度角仿真分析，也可以采用其他的仿真工具，本发明实施例以STK为例进行介绍。
打开STK软件后，点击工具栏上的File-New，生成一个仿真场景。
步骤102、在所述仿真场景中生成航天器，并设置所述航天器的初始轨道根数；
本步骤中要建立航天器轨道，其具体过程如下：
a.点击工具栏上的Insert-New，在打开的窗口中选择Satellite，生成一个新航天器。在打开的窗口中选择Cancel；
b.在左侧的ObjectBrowser栏中双击刚生成的航天器，打开属性设置窗口；
c.在属性设置窗口中点击Basic-Orbit，打开轨道设置界面，填入航天器轨道参数，设置航天器的初始轨道根数。点击OK关闭窗口；
d.此时在2DGraphics界面中即可看到刚刚建立的航天器轨道。
其中，轨道根数(或称轨道要素或轨道参数)是用来描述天体在其轨道运行状态的一组参数。通常情况下指的是用经典万有引力定律描述天体按圆锥曲线运动时所必需的6个参数。
步骤103、建立航天器(卫星)质心至地心的第一矢量，所述第一矢量与地表的交点为卫星星下点；
在左侧的ObjectBrowser栏中双击刚生成的航天器，打开属性设置窗口；在属性设置窗口中点击Vector，打开Vector界面，点击Add，点击Creat new Vector，在Type中选中Displacement，设置Origin Point为Satellite Center，Destination Point为EarthCenter，命名为I(t)，点击OK关闭窗口；即通过设置起始点为航天器质心，目标点为地球中心(地心)，建立航天器质心至地心的第一矢量，并命名为I(t)。
卫星星下点是卫星运动在地球表面的投影，本发明实施例中卫星即指所述航天器，航天器质心至地心的第一矢量与地表的交点为卫星星下点。
步骤104、建立所述卫星星下点的第二矢量，所述第二矢量为对应于所述卫星星下点的太阳光矢量；
在左侧的ObjectBrowser栏中双击刚生成的航天器，打开属性设置窗口；在属性设置窗口中点击Vector，打开Vector界面，点击Add，添加Sun Vector，命名为S(t)。
所述第二矢量为对应于所述卫星星下点的太阳光矢量，所述第二矢量可以为太阳中心指向卫星星下点的矢量。
步骤105、建立所述第一矢量和所述第二矢量的矢量夹角；
在左侧的ObjectBrowser栏中双击刚生成的航天器，打开属性设置窗口；在属性设置窗口中点击Vector，打开Vector界面，点击Add，点击Creat new Angle，在Type中选中Between Vectors，设置From Vector为I(t)，To Vector为S(t)，命名为θ(t)。
所述矢量夹角为所述第一矢量和所述第二矢量形成的不大于90度的夹角。
步骤106、根据所述矢量夹角获取所述卫星星下点的太阳高度角。
随着时间的推移，卫星(航天器)在地球表面运行，太阳的位置和卫星星下点(摄影点)随卫星的运行而变化(图2中的摄影点即所述卫星星下点)，根据以上建立的各个矢量模型第一矢量、所述第二矢量及所述矢量夹角，可以得到后续任何时刻的所述第一矢量、所述第二矢量及所述矢量夹角。
某个时刻的所述矢量夹角和卫星星下点的太阳高度角具有关联关系，通过这种关联关系可以设置由矢量夹角获取所述卫星星下点的太阳高度角的预设规则，通过所述预设规则根据所述矢量夹角获取所述卫星星下点的太阳高度角。由此，实现了卫星星下点太阳高度角仿真分析。
本发明实施例通过获取卫星质心至地心的矢量与太阳光矢量的矢量夹角，进而根据矢量夹角获取卫星星下点的太阳高度角，实现了对卫星运行过程中太阳高度角进行仿真、分析和计算，解决了摄影点位置和太阳位置两者随卫星运行的变化问题，提高了太阳高度角计算的精度，从而为卫星设计阶段和工厂测试阶段空间相机的参数调整提供有效设计依据。
进一步地，基于上述实施例，所述根据所述矢量夹角获取所述卫星星下点的太阳高度角，具体包括：在成像区域为阳照区内，根据所述初始轨道根数由STK轨道动力学模型外推t时刻的轨道根数，得到惯性坐标系下t时刻的所述第一矢量和所述第二矢量；根据t时刻的所述第一矢量和所述第二矢量得到t时刻的所述矢量夹角；根据t时刻的所述矢量夹角得到t时刻的所述卫星星下点的太阳高度角。
卫星拍摄的时候摄影点应处于白天，因此，成像区域为阳照区内。STK自带轨道动力学，基于所述初始轨道根数由STK轨道动力学模型外推t时刻的轨道根数(基于所述初始轨道根数，由STK轨道动力学模型可以推导得到任意时刻的轨道根数)，进而得到惯性坐标系(如J2000坐标系)下t时刻的所述第一矢量和所述第二矢量；根据t时刻的所述第一矢量和所述第二矢量得到t时刻的所述矢量夹角；根据t时刻的所述矢量夹角得到t时刻的所述卫星星下点的太阳高度角。其中，t表示成像区域为阳照区内，卫星拍摄的任意时刻。
在上述实施例的基础上，本发明实施例通过外推轨道根数，得到卫星运行过程中变化的矢量夹角，进而得到卫星运行过程中不同时刻的卫星星下点的太阳高度角，建立了实时的卫星、摄影点位置和太阳位置的空间关系模型，提高了太阳高度角计算的精度和计算速度。
进一步地，基于上述实施例，所述t时刻的所述卫星星下点的太阳高度角的表达式为：
其中，α(t)表示t时刻的所述卫星星下点的太阳高度角，θ(t)表示t时刻的所述矢量夹角，pi表示圆周率。
在上述实施例的基础上，本发明实施例通过给出卫星星下点的太阳高度角的具体计算公式，提高了实用性。
进一步地，基于上述实施例，所述方法还包括：选定卫星成像时段，在所述卫星成像时段内，根据预设的采样周期，获取每个采样时刻的所述卫星星下点的太阳高度角。
在成像区域为阳照区内，可以选定(t1～tn)作为光学遥感卫星成像时段，可以通过控制仿真工具集的仿真时间步长，设置采样周期，在成像时段内由STK轨道动力学模型外推每个采样时刻的轨道根数，以及在惯性坐标系下的卫星质心至地心的矢量I(t)和在惯性坐标系下太阳光矢量S(t)；其中，t1为成像的开始时间，tn为成像的结束时间；n为成像时段内的采样点数；t＝ti为采样时刻，i＝1、2、3........n-1、n。
对于每一个采样时刻，可以根据上述公式计算得到对应的卫星星下点的太阳高度角。
在上述实施例的基础上，本发明实施例在成像周期内，通过设置多个采样点，并将得到的矢量参数作为太阳高度角计算数学模型的输入，提高了建模和仿真精度。
本发明实施例克服现有技术的不足，提供一种计算精度高的卫星星下点太阳高度角仿真分析方法。在太阳高度角的计算过程中，考虑了摄影点位置和太阳位置两者的实时变化，基于STK(卫星仿真工具包)建立卫星，设置卫星的初始轨道根数，由STK轨道动力学模型外推t时刻的轨道根数，建立卫星质心到地心矢量I(t)、太阳光矢量S(t)，得到两矢量夹角模型，并建立太阳高度角计算模型；根据太阳高度角计算公式对卫星运行过程中太阳高度角进行仿真、分析和计算，解决了摄影点位置和太阳位置两者的随卫星运行的变化问题，提高了计算的精度，从而为卫星设计阶段空间相机根据不同太阳高度角下对应的入瞳能力进行精确计算、以及在工厂测试阶段空间相机的太阳高度角计算提供比对依据。
本发明实施例提供一种基于STK(卫星仿真工具包)开发的卫星星下点太阳高度角快速获取方法，适用于光学遥感卫星的成像应用需求，可为空间相机参数调整提供可靠的输入，获取高质量的遥感图像。
现有的光学遥感卫星太阳高度角的获取方法中，在计算公式中要使用依据经验公式获取的太阳赤纬角和太阳时角，致使计算出来的太阳高度角存在偏差，从而导致不能给空间相机参数调整提供准确的输入。本发明实施例的卫星星下点太阳高度角仿真分析方法提高了太阳高度角的计算精度，在太阳高度角的计算过程中，考虑了摄影点位置和太阳位置两者的实时变化，由STK轨道动力学模型外推轨道实时得出卫星、摄影点位置和太阳位置的空间关系，在惯性坐标系下通过太阳高度角计算公式就能准确的计算得到太阳高度角，无需经过任何坐标系之间的转换。
图3是本发明实施例提供的卫星星下点太阳高度角仿真分析系统的结构示意图。如图3所示，所述系统包括仿真场景生成模块10、航天器轨道建立模块20、第一矢量建立模块30、第二矢量建立模块40、矢量夹角建立模块50以及太阳高度角获取模块60，其中：仿真场景生成模块10用于生成仿真场景；航天器轨道建立模块20用于在所述仿真场景中生成航天器，并设置所述航天器的初始轨道根数；第一矢量建立模块30用于建立航天器质心至地心的第一矢量，所述第一矢量与地表的交点即为卫星星下点；第二矢量建立模块40用于建立所述卫星星下点的第二矢量，所述第二矢量为对应于所述卫星星下点的太阳光矢量；矢量夹角建立模块50用于建立所述第一矢量和所述第二矢量的矢量夹角；太阳高度角获取模块60用于根据所述矢量夹角获取所述卫星星下点的太阳高度角。
本发明实施例通过获取卫星质心至地心的矢量与太阳光矢量的矢量夹角，进而根据矢量夹角获取卫星星下点的太阳高度角，实现了对卫星运行过程中太阳高度角进行仿真、分析和计算，解决了摄影点位置和太阳位置两者随卫星运行的变化问题，提高了太阳高度角计算的精度，从而为卫星设计阶段和工厂测试阶段空间相机的参数调整提供有效设计依据。
进一步地，基于上述实施例，太阳高度角获取模块60具体用于：在成像区域为阳照区内，根据所述初始轨道根数由STK轨道动力学模型外推t时刻的轨道根数，得到惯性坐标系下t时刻的所述第一矢量和所述第二矢量；根据t时刻的所述第一矢量和所述第二矢量得到t时刻的所述矢量夹角；根据t时刻的所述矢量夹角得到t时刻的所述卫星星下点的太阳高度角。
在上述实施例的基础上，本发明实施例通过外推轨道根数，得到卫星运行过程中变化的矢量夹角，进而得到卫星运行过程中不同时刻的卫星星下点的太阳高度角，建立了实时的卫星、摄影点位置和太阳位置的空间关系模型，提高了太阳高度角计算的精度和计算速度。
进一步地，基于上述实施例，所述t时刻的所述卫星星下点的太阳高度角的表达式为：
其中，α(t)表示t时刻的所述卫星星下点的太阳高度角，θ(t)表示t时刻的所述矢量夹角，pi表示圆周率。
在上述实施例的基础上，本发明实施例通过给出卫星星下点的太阳高度角的具体计算公式，提高了实用性。
进一步地，基于上述实施例，所述太阳高度角获取模块还用于：选定卫星成像时段，在所述卫星成像时段内，根据预设的采样周期，获取每个采样时刻的所述卫星星下点的太阳高度角。
在上述实施例的基础上，本发明实施例在成像周期内，通过设置多个采样点，并将得到的矢量参数作为太阳高度角计算数学模型的输入，提高了建模和仿真精度。
本发明实施例提供的系统是用于上述方法的，具体功能可参照上述方法流程，此处不再赘述。
图4是本发明实施例提供的电子设备的实体结构示意图。如图4所示，该电子设备可以包括：处理器(processor)810、通信接口(Communications Interface)820、存储器(memory)830和通信总线840，其中，处理器810，通信接口820，存储器830通过通信总线840完成相互间的通信。处理器810可以调用存储器830中的逻辑指令，以执行如下方法：生成仿真场景；在所述仿真场景中生成航天器，并设置所述航天器的初始轨道根数；建立航天器质心至地心的第一矢量，所述第一矢量与地表的交点为卫星星下点；建立所述卫星星下点的第二矢量，所述第二矢量为对应于所述卫星星下点的太阳光矢量；建立所述第一矢量和所述第二矢量的矢量夹角；根据所述矢量夹角获取所述卫星星下点的太阳高度角。
此外，上述的存储器830中的逻辑指令可以通过软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
另一方面，本发明实施例还提供一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现以执行上述各实施例提供的传输方法，例如包括：生成仿真场景；在所述仿真场景中生成航天器，并设置所述航天器的初始轨道根数；建立航天器质心至地心的第一矢量，所述第一矢量与地表的交点为卫星星下点；建立所述卫星星下点的第二矢量，所述第二矢量为对应于所述卫星星下点的太阳光矢量；建立所述第一矢量和所述第二矢量的矢量夹角；根据所述矢量夹角获取所述卫星星下点的太阳高度角。
以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，其中所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种卫星星下点太阳高度角仿真分析方法，包括生成仿真场景，其特征在于，还包括：
在所述仿真场景中生成航天器，并设置所述航天器的初始轨道根数；
建立航天器质心至地心的第一矢量，所述第一矢量与地表的交点为卫星星下点；
建立所述卫星星下点的第二矢量，所述第二矢量为对应于所述卫星星下点的太阳光矢量；
建立所述第一矢量和所述第二矢量的矢量夹角；
根据所述矢量夹角获取所述卫星星下点的太阳高度角。
2.根据权利要求1所述的卫星星下点太阳高度角仿真分析方法，其特征在于，所述根据所述矢量夹角获取所述卫星星下点的太阳高度角，具体包括：
在成像区域为阳照区内，根据所述初始轨道根数由STK轨道动力学模型外推t时刻的轨道根数，得到惯性坐标系下t时刻的所述第一矢量和所述第二矢量；
根据t时刻的所述第一矢量和所述第二矢量得到t时刻的所述矢量夹角；
根据t时刻的所述矢量夹角得到t时刻的所述卫星星下点的太阳高度角。
3.根据权利要求2所述的卫星星下点太阳高度角仿真分析方法，其特征在于，所述t时刻的所述卫星星下点的太阳高度角的表达式为：
其中，α(t)表示t时刻的所述卫星星下点的太阳高度角，θ(t)表示t时刻的所述矢量夹角，pi表示圆周率。
4.根据权利要求2或3所述的卫星星下点太阳高度角仿真分析方法，其特征在于，所述方法还包括：
选定卫星成像时段，在所述卫星成像时段内，根据预设的采样周期，获取每个采样时刻的所述卫星星下点的太阳高度角。
5.一种卫星星下点太阳高度角仿真分析系统，包括用于生成仿真场景的仿真场景生成模块，其特征在于，还包括：
航天器轨道建立模块，用于在所述仿真场景中生成航天器，并设置所述航天器的初始轨道根数；
第一矢量建立模块，用于建立航天器质心至地心的第一矢量，所述第一矢量与地表的交点即为卫星星下点；
第二矢量建立模块，用于建立所述卫星星下点的第二矢量，所述第二矢量为对应于所述卫星星下点的太阳光矢量；
矢量夹角建立模块，用于建立所述第一矢量和所述第二矢量的矢量夹角；
太阳高度角获取模块，用于根据所述矢量夹角获取所述卫星星下点的太阳高度角。
6.根据权利要求5所述的卫星星下点太阳高度角仿真分析系统，其特征在于，所述太阳高度角获取模块具体用于：
在成像区域为阳照区内，根据所述初始轨道根数由STK轨道动力学模型外推t时刻的轨道根数，得到惯性坐标系下t时刻的所述第一矢量和所述第二矢量；
根据t时刻的所述第一矢量和所述第二矢量得到t时刻的所述矢量夹角；
根据t时刻的所述矢量夹角得到t时刻的所述卫星星下点的太阳高度角。
7.根据权利要求6所述的卫星星下点太阳高度角仿真分析系统，其特征在于，所述t时刻的所述卫星星下点的太阳高度角的表达式为：
其中，α(t)表示t时刻的所述卫星星下点的太阳高度角，θ(t)表示t时刻的所述矢量夹角，pi表示圆周率。
8.根据权利要求6或7所述的卫星星下点太阳高度角仿真分析系统，其特征在于，所述太阳高度角获取模块还用于：
选定卫星成像时段，在所述卫星成像时段内，根据预设的采样周期，获取每个采样时刻的所述卫星星下点的太阳高度角。
9.一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现如权利要求1至4任一项所述卫星星下点太阳高度角仿真分析方法的步骤。
10.一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至4任一项所述卫星星下点太阳高度角仿真分析方法的步骤。
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