CN111027159A - 一种基于逻辑追溯的星敏感器空间布局方法 - Google Patents

Abstract

一种基于逻辑追溯的星敏感器空间布局方法，针对目前星敏布局独立计算不能进行联合分析、到星敏详细设计阶段才能进行星上布局工作滞后的问题，及容易出现考虑不周、影响星敏感器的有效信息提取的困难，通过占位设计和视场分析的方法，在设计之初不再需要详细的星敏三维模型，在各种参数确定后进行一体化星敏感器布置详细设计和各种分析工作，避免了设计的反复，减少了设计过程中出现问题的几率。

Description

一种基于逻辑追溯的星敏感器空间布局方法

技术领域

本发明涉及一种基于逻辑追溯的星敏感器空间布局方法，属于星敏感器布局领域。

背景技术

星敏感器完成卫星从星箭分离开始到在轨运行直至寿命末期各任务阶段的姿态控制、轨道控制间的姿态测量。一体化星敏感器是敏感器件的一种，通过恒星矢量测量空间飞行器三轴姿态的精密仪器，以四元数的形式给出星敏感器测量坐标系相对于惯性系的三轴姿态参数，完成卫星姿态角的测量。控制器根据敏感器输出的各种信息，进行控制力和控制力矩的计算，并由执行机构产生相应的控制效果。星敏感器通过支架安装在卫星上。

星敏感器是卫星姿态测量的主要部件，对卫星姿态指向精度有严格的要求。星敏感器安装时需要考虑天线和太阳帆板等对敏感器视场的遮挡；还要考虑太阳、月亮、地球反射光和星上部件的反射光对星敏感器的影响，避免因有杂散光进入星敏感器焦平面。

目前技术采用独立计算，不能进行联合分析，并且在星敏感器有详细的设计模型后再进行后续的卫星布局等设计工作，工作严重滞后，如果有一项没有考虑到，那么将不能满足星敏的要求，无法完成星敏感器的有效信息提取。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对目前星敏布局独立计算不能进行联合分析、到星敏详细设计阶段才能进行星上布局工作滞后的问题，及容易出现考虑不周、影响星敏感器的有效信息提取的困难，提出了一种星敏空间布局设计方法。

本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：

一种基于逻辑追溯的星敏感器空间布局方法，步骤如下：

(1)根据卫星姿态控制精度要求选取对应一体化星敏感器，利用doors系统对一体化星敏感器初始参数进行管控；

(2)根据星敏感器安装区域原则确定星敏感器安装点区域，对星敏感器进行区域内随机安装，并根据当前安装点确定星敏感器的视场点；

(3)根据目标恒星选取原则预设两颗参考目标恒星，根据星敏感器视场要求判断是否可以通过星敏感器对两颗参考目标恒星进行识别，若可以通过星敏感器对两颗参考目标恒星进行识别，则进入步骤(4)，否则，返回步骤(2)对星敏感器安装点进行调整；

(4)在步骤(3)的基础上，判断星敏感器于当前安装点是否可以满足卫星与星敏感器的光机热羽流测试要求，若满足光机热羽流测试要求，则于当前安装点进行星敏感器安装，否则返回步骤(2)对星敏感器安装点进行调整，其中，所述光机热羽流测试要求具体为光学、机械、热控及羽流分析测试要求；

(5)对安装后的星敏感器加装星模，判断加装后的星敏感器是否满足与卫星的相对安装要求。

所述星敏感器安装区域原则具体为：

于卫星背地面外表面及卫星承力筒中心线交点作为背地板坐标原点，于卫星背地面预设四个象限，以背地板坐标原点为中心，以1800～2000为直径作为禁用布局区域，并以包络外区域中距离所有蓄电池外轮廓边缘300mm处剩余区域作为星敏感器安装点区域。

所述目标恒星选取原则具体为：

(1)所选目标恒星星等需满足条件如下：目视星等大于+5等

(2)其中一颗目标恒星与卫星位置连线及另一颗目标恒星与卫星位置连线的夹角满足小于视场夹角60度。

判断星敏感器能否对两颗参考目标恒星进行识别的方法具体为：

以视场点为中心，判断各目标恒星与视场点连线及视场光轴方向的夹角、二分之一视场角大小，若所述夹角小于二分之一视场角，则对应目标恒星位于星敏感器识别范围内，否则目标恒星不能被识别。认为恒星能够在星敏像面敏感成像点。

所述光机热羽流测试要求具体包括：

散热能力测试：采用辐射器进行散热，选取满足具体型号任务所需的辐射器类型，并对当前安装点辐射器所需的散热能力进行布局分析及散热面分析，若所选辐射器类型满足当前安装点辐射器所需的散热能力需求，则通过散热能力测试；

星敏感器支架测试：根据星敏感器安装所需强度及刚度要求，设计满足结构安全裕度要求的支架结构，并利用准静态载荷进行校验，判断在当前安装点星敏感器支架是否适配，若适配，则通过星敏感器支架测试；

杂光抑制角测试：以视场与视场内干涉相交物投影在干涉点处视场剖切面的最大外径的点与视场点连线与光轴方向夹角计算视场杂光抑制角，判断当前杂光抑制角是否满足当前安装点的杂光抑制角需求；

推力器羽流影响测试：在当前所选安装点下，将推力器羽流模拟成纺锤形来分析推力器羽流对星敏感器视场的影响，如果纺锤形模型进入星敏视场区域，则认为星敏视场受影响，反之星敏视场不受影响。

所述辐射器选用L型板或箱式或方板式型。

所述星敏感器支架可选用镁合金材料或钛合金材料或铝合金材料。

所述杂光抑制角需求为杂光抑制角范围内无干涉物。

所述相对安装要求具体为：对当前安装点安装的星敏感器加装星模后，星敏感器与其他星上设备位置不冲突，且保留安装操作空间。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明提供的一种基于逻辑追溯的星敏感器空间布局方法，通过将星敏初始参数进行需求统一管控，进行星敏感器的空间布局定义，在设计之初不再需要详细的星敏三维模型，仅进行占位设计和视场分析的方法，解决了现有星敏布局因采用独立计算不能进行联合分析、到星敏详细设计阶段才能进行星上布局工作滞后的问题；

(2)本发明通过在设计之初进行仿真分析获得相关参数，避免采用实物进行测试带来的问题滞后性。在各种参数确定后进行一体化星敏感器布置详细设计和各种分析工作，避免了设计的反复，减少了设计过程中出现问题的几率。

附图说明

图1为发明提供的星敏感器布局方法流程图；

图2为发明提供的星敏感器安装位置、支架、视场示意图；

图3为发明提供的星敏感器星模安装示意图；

具体实施方式

一种基于逻辑追溯的星敏感器空间布局方法，针对现有的星敏感器安装时无法针对安装时需要考虑的因素进行联合的分析设计、不能满足星敏要求的问题，提出了如图1所示的，具体步骤如下的设计方法：

(1)根据卫星姿态控制精度要求确定所选星敏感器的类型及初始星敏参数，并利用现有的doors系统对一体化星敏感器初始参数进行管控，在doors中管理初始参数需求条目，建立需求的分类，建立初始参数需求条目和后续设计元素的映射关系，实现参数调整后，后续设计自动调整，进行设计需求跟踪，在需求追踪模块中建立追溯关联；

(2)根据星敏感器安装区域原则确定星敏感器安装点区域，对星敏感器进行区域内随机安装，并根据当前安装点确定星敏感器的视场点，其中：

星敏感器安装区域原则具体为：于卫星背地面外表面及卫星承力筒中心线交点作为背地板坐标原点，于卫星背地面预设四个象限，以背地板坐标原点为中心，以1800～2000为直径作为禁用布局区域，并以包络外区域中距离所有蓄电池外轮廓边缘300mm处剩余区域作为星敏感器安装点区域；

同时，根据确定的安装区域内的安装点确定星敏坐标系下视场点的方法可以通过如图2所示的星敏感器在整星坐标系下的布置来确定，首先进行坐标系定义，需要3个坐标系，要将星敏感器像面点在在整星坐标系下坐标，转换到星敏坐标系下。通过坐标变换可获得星敏感器视场点在星敏坐标系下的位置。

其中，定义卫星整星机械坐标系：记其为O₀–X₀Y₀Z₀，圆心位于卫星承力结构面上，即卫星与运载用对接框的理论中心，+Z轴指向卫星对地球面板，+Y轴指向卫星南板，+X与ZY轴按照右手螺旋定义；

定义星敏感器安装坐标系：记其为O′–x′y′z′，原点为星敏感器安装参考孔底面中心，+z′轴从原点沿光轴指向遮光罩方向，+y′轴从原点指向接插件方向，与接插件插针平行，+x′轴与+y′、+z′构成右手正交坐标系；

定义星敏像面坐标系：记其为O1–x1y1z1，像面坐标系定义为，原点设为镜头光轴和像面的交点，三轴分别与星敏感器安装坐标系平行，方向保持一致。因此可以认为星敏像面坐标系与星敏安装坐标系一致，像面坐标系在星敏坐标系下，X，Y，Z为平移关系；

在整星坐标系下，星敏感器安装坐标系与整星坐标的转换矩阵如下，其中方向余弦角(α,β,γ)表示某一个向量在整星坐标系下，分别与X,Y,Z三轴的夹角。

其中，假设星敏感器安装坐标系下像面坐标原点坐标x′y′z′在整星坐标系下的方向余弦角分别为(α₁,β₁,γ₁)，(α₂,β₂,γ₂)，(α₃,β₃,γ₃)，则星敏安装坐标系相对整星坐标系的转换矩阵为：

其中XYZ为整星坐标系下像面坐标原点的坐标值，x₀′y₀′z₀′为整星坐标系下星敏安装坐标原点的坐标值，x'y'z'为星敏坐标系下像面坐标原点坐标值；

星敏像面坐标系为在星敏坐标系下平移。从而可以获得星敏像面坐标系在整星敏坐标系下的值，即为视场点坐标；

视场点确定后，以星敏像面坐标系x1y1z1坐标原点为视场起始点，与星敏光轴方向夹角为视场半锥角，旋转为圆锥体来形成视场；

(3)根据目标恒星选取原则预设两颗参考目标恒星，根据星敏感器视场要求判断是否可以通过星敏感器对两颗参考目标恒星进行识别，若可以通过星敏感器对两颗参考目标恒星进行识别，则进入步骤(4)，否则，返回步骤(2)对星敏感器安装点进行调整，其中：

星敏感器对目标恒星识别的计算方法可以封装模拟成逻辑黑盒。将解算过程封装在黑盒中，使用计算机模拟一个星空，该星空为卫星在惯性空间，敏感到天球上恒星的范围，输入给星敏逻辑黑盒，星敏逻辑黑盒敏感到模拟的恒星后，将星敏像面上的恒星像点通过与星敏软件星图比对，就能计算出卫星上星敏坐标系相对于惯性坐标系的旋转角，此即星敏感器的姿态，从而起到测量卫星姿态的目的；

目标恒星选取原则具体为：(3-1)所选目标恒星星等需满足条件如下：目视星等大于+5等，其中恒星的星等是星体亮度的表征。恒星按星等的分布从+3到+9，一般卫星使用+5等以上恒星容易敏感到；

(3-2)其中一颗目标恒星与卫星位置连线及另一颗目标恒星与卫星位置连线的夹角满足小于视场夹角60度，其中，视场大小主要受星敏探头光学口径限制，视场为从光学主镜中心点与光学口径的连线。卫星上星敏视场点与恒星连线与星敏光轴夹角要小于视场半锥角30度，恒星才能被看到。多个恒星也是这个道理。实际应用中，不仅仅敏感2个恒星，为保证应用便利而是敏感3-4个以上。

判断星敏感器能否对两颗参考目标恒星进行识别的方法具体为：

以视场点为中心，判断各目标恒星与视场点连线及视场光轴方向的夹角、二分之一视场角大小，若所述夹角小于二分之一视场角，则对应目标恒星位于星敏感器识别范围内，否则目标恒星不能被识别。如所述夹角小于二分之一视场角，认为恒星能够在星敏像面敏感成像点；

(4)判断星敏感器于当前安装点是否可以满足卫星与星敏感器的光机热羽流测试要求，若满足光机热羽流测试要求，则于当前安装点进行星敏感器安装，否则返回步骤(2)对星敏感器安装点进行调整；

光机热羽流测试要求具体包括：

散热能力测试：采用辐射器进行散热，选取满足具体型号任务所需的辐射器类型，辐射器选用L型板或箱式或方板式型。并对当前安装点辐射器所需的散热能力进行布局分析及散热面分析，若所选辐射器类型满足当前安装点辐射器所需的散热能力需求，则通过散热能力测试；

星敏感器支架测试：根据星敏感器安装所需强度及刚度要求，星敏感器支架可选用镁合金材料或钛合金材料或铝合金材料，设计满足结构安全裕度要求的支架结构，并利用准静态载荷进行校验，判断在当前安装点星敏感器支架是否适配，若适配，则通过星敏感器支架测试；

杂光抑制角测试：以视场与视场内与卫星上有干涉的物体相交，并将交点投影在干涉点所在视场剖切面，以所有交点在视场剖切面内最大直径的点与视场点连线和光轴方向夹角来计算视场杂光抑制角，判断当前杂光抑制角是否满足当前安装点的杂光抑制角需求；

推力器羽流影响测试：羽流是指卫星发动机工作在高真空下喷射出来的气流，它在喷嘴处形成的形状像羽毛一样，所以称之为羽流。在计算中，推力器羽流通过拟合曲线模拟成纺锤形模型，来分析推力器羽流对星敏感器视场的影响，如果纺锤形模型进入星敏视场区域，则认为星敏视场受影响；

(5)如图3所示，对安装后的星敏感器加装星模，判断加装后的星敏感器是否满足与卫星的相对安装要求，其中，相对安装要求具体为：对当前安装点安装的星敏感器加装星模后，星敏感器与其他星上设备位置不冲突，且保留安装操作空间。

下面结合具体实施例进行进一步说明：

获取一体化星敏感器初始参数，并对该星敏感器进行管控，星敏感器光轴数据如下：

进行安装点选取区域确定，安装选择在背地面区域，坐标原点为中心，半径900毫米外的区域为安装点选取区域，视场点通过安装点确定，整星坐标系(0，0，0)背地板坐标原点(0，0，100)，星敏安装点位置在整星坐标系下为(616.7,-812.9,-119.8)，整星坐标系下视场点的具体位置为(675,-913.6,-84.2)，通过坐标变换，那么像面坐标系坐标原点在星敏本体坐标系下位置为(76，0，92)；

在所选安装点处安装星敏感器，此时视场半锥角30度，以星敏像面坐标系x1y1z1坐标原点为视场起始点，沿星敏光轴方向按照视场角绘制视场。以视场与视场内与卫星上有干涉的物体相交，并将交点投影在干涉点所在视场剖切面，以所有交点在视场剖切面最大直径的面积来计算视场杂光抑制角，。

此时，选取+5等星等及+6等星等各一个作为识别目标恒星，目标恒星与视场点连线及视场光轴方向的夹角分别为25度，20度，进行测试如下：

光测试：杂光抑制，光视场方向与干涉物相交，并将交点投影在干涉点所在视场剖切面，视场剖切面中相交处最大直径的干涉点与视场点连线与光轴方向夹角为32度，则32度为杂光抑制角；

机测试：星敏支架测试：铝合金支架，弹性模量70GPa，泊松比0.32，密度2700kg/m3，经分析星敏与星敏支架组合体承受的最大等效静载为：49g(垂直安装面方向)；39g(平行安装面方向)，最小安全裕度为1.5，满足要求；

热测试：散热能力，星敏热耗12W，采用方形板进行散热，并安装热管，散热面积需要0.12平方米；

推力器羽流影响测试：采用5W能量，来模拟推理器羽流。经分析满足要求；

星模测试，对当前安装点安装的星敏感器加装星模，星模包络为外径90mm，高50mm，星敏感器与其他星上设备位置不冲突，且保留安装操作空间。

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 (9)

1.一种基于逻辑追溯的星敏感器空间布局方法，其特征在于步骤如下：

(1)根据卫星姿态控制精度要求选取对应一体化星敏感器，利用doors系统对一体化星敏感器初始参数进行管控；

(2)根据星敏感器安装区域原则确定星敏感器安装点区域，对星敏感器进行区域内随机安装，并根据当前安装点确定星敏感器的视场点；

(3)根据目标恒星选取原则预设两颗参考目标恒星，根据星敏感器视场要求判断是否可以通过星敏感器对两颗参考目标恒星进行识别，若可以通过星敏感器对两颗参考目标恒星进行识别，则进入步骤(4)，否则，返回步骤(2)对星敏感器安装点进行调整；

(4)在步骤(3)的基础上，判断星敏感器于当前安装点是否可以满足卫星与星敏感器的光机热羽流测试要求，若满足光机热羽流测试要求，则于当前安装点进行星敏感器安装，否则返回步骤(2)对星敏感器安装点进行调整，其中，所述光机热羽流测试要求具体为光学、机械、热控及羽流分析测试要求；

(5)对安装后的星敏感器加装星模，判断加装后的星敏感器是否满足与卫星的相对安装要求。

2.根据权利要求1所述的一种基于逻辑追溯的星敏感器空间布局方法，其特征在于：所述星敏感器安装区域原则具体为：

于卫星背地面外表面及卫星承力筒中心线交点作为背地板坐标原点，于卫星背地面预设四个象限，以背地板坐标原点为中心，以1800～2000为直径作为禁用布局区域，并以包络外区域中距离所有蓄电池外轮廓边缘300mm处剩余区域作为星敏感器安装点区域。

3.根据权利要求1所述的一种基于逻辑追溯的星敏感器空间布局方法，其特征在于：所述目标恒星选取原则具体为：

(1)所选目标恒星星等需满足条件如下：目视星等大于+5等；

(2)其中一颗目标恒星与卫星位置连线及另一颗目标恒星与卫星位置连线的夹角满足小于视场夹角60度。

4.根据权利要求1所述的一种基于逻辑追溯的星敏感器空间布局方法，其特征在于：判断星敏感器能否对两颗参考目标恒星进行识别的方法具体为：

以视场点为中心，判断各目标恒星与视场点连线及视场光轴方向的夹角、二分之一视场角大小，若所述夹角小于二分之一视场角，则对应目标恒星位于星敏感器识别范围内，否则目标恒星不能被识别。认为恒星能够在星敏像面敏感成像点。

5.根据权利要求1所述的一种基于逻辑追溯的星敏感器空间布局方法，其特征在于：所述光机热羽流测试要求具体包括：

散热能力测试：采用辐射器进行散热，选取满足具体型号任务所需的辐射器类型，并对当前安装点辐射器所需的散热能力进行布局分析及散热面分析，若所选辐射器类型满足当前安装点辐射器所需的散热能力需求，则通过散热能力测试；

星敏感器支架测试：根据星敏感器安装所需强度及刚度要求，设计满足结构安全裕度要求的支架结构，并利用准静态载荷进行校验，判断在当前安装点星敏感器支架是否适配，若适配，则通过星敏感器支架测试；

杂光抑制角测试：以视场与视场内干涉相交物投影在干涉点处视场剖切面的最大外径的点与视场点连线与光轴方向夹角计算视场杂光抑制角，判断当前杂光抑制角是否满足当前安装点的杂光抑制角需求；

推力器羽流影响测试：在当前所选安装点下，将推力器羽流模拟成纺锤形来分析推力器羽流对星敏感器视场的影响，如果纺锤形模型进入星敏视场区域，则认为星敏视场受影响，反之星敏视场不受影响。

6.根据权利要求5所述的一种基于逻辑追溯的星敏感器空间布局方法，其特征在于：所述辐射器选用L型板或箱式或方板式型。

7.根据权利要求5所述的一种基于逻辑追溯的星敏感器空间布局方法，其特征在于：所述星敏感器支架可选用镁合金材料或钛合金材料或铝合金材料。

8.根据权利要求5所述的一种基于逻辑追溯的星敏感器空间布局方法，其特征在于：所述杂光抑制角需求为杂光抑制角范围内无干涉物。

9.根据权利要求1所述的一种基于逻辑追溯的星敏感器空间布局方法，其特征在于：所述相对安装要求具体为：对当前安装点安装的星敏感器加装星模后，星敏感器与其他星上设备位置不冲突，且保留安装操作空间。

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