CN111121788A - 基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定方法及系统 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定方法及系统，包括双目标选择、航天器三轴姿态指向确定，航天器相对双目标运动关系计算、航天器三轴姿态变化规律计算和姿态奇异确定五个部分。通过空间中双目标的选择确定航天器双矢量姿态基准，进而确定航天器三轴姿态指向，根据航天器相对双目标运动关系确定航天器三轴姿态变化规律，最终确定航天器是否发生姿态奇异现象。本发明提出的方法简单，适用于高低轨航天器，对航天器在轨三轴姿态指向设计具有指导意义。

Description

基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定方法及系统
技术领域
本发明涉及航天器姿态控制领域，具体地，涉及一种基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定方法及系统。
背景技术
航天器姿态控制方式有多种，常用的是三轴稳定姿态控制方式。其方法是限制两轴的指向，利用右手法则确定航天器三轴姿态，保证航天器三轴姿态稳定。大部分在轨航天器一轴指向地心，另一轴指向轨道面的负法线方向，即以地心矢量和轨道面负法线矢量作为姿态基准，从而保持航天器对地指向状态，保证航天器测控能源等需求。
受轨道、测控数传等因素影响，一些航天器并不是根据地心和轨道负法线矢量确定三轴姿态。考虑能源的充分性，可将太阳作为双目标之一，即双矢量之一为太阳矢量。
目前已存在航天器将地心和太阳作为双目标，地心矢量和太阳矢量作为双矢量姿态基准，确定航天器的三轴姿态。因地心矢量和太阳矢量并不是始终垂直，因此由双矢量确定三轴姿态需要进行叉乘运算，使得某一轴与地心矢量垂直，从而确定出三轴姿态。当地心矢量和太阳矢量平行时，叉乘运算无效，当地心矢量和太阳矢量平行处波动时，会引起双矢量确定的三轴姿态指向发生180°翻转现象，即发生姿态奇异现象。
航天器发生姿态奇异的后果严重，一是影响姿态指向精度，奇异严重时造成姿态严重超差，影响卫星姿态和能源安全；二是打乱航天器在轨一系列任务的执行，造成严重的损失。
因此，航天器是否会发生姿态奇异，什么条件下发生姿态奇异，是一个必要的研究课题。
发明专利“大椭圆轨道姿态基准确定方法”(公开号：CN106767811A)提出了采用地心矢量和太阳矢量作为双矢量，但是没有涉及双目标选择、三轴姿态变化规律计算和姿态奇异确定问题。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定方法及系统。
根据本发明提供的一种基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定方法，包括：
双目标选择步骤：选择空间中的双目标M1,M2，以航天器为矢量起始点，双目标为矢量终止点，确定空间中的双矢量r1＝[x1 y1 z1]与r2＝[x2 y2 z2]作为姿态基准，其中x1,y1,z1分别为矢量r1在航天器本体系下的三轴坐标，x2,y2,z2分别为矢量r2在航天器本体系下的三轴坐标；
三轴姿态指向确定步骤：利用右手法则，规定双矢量姿态基准确定航天器三轴姿态
Figure BDA0002315296750000023
指向的法则；
运动关系计算步骤：计算双目标M1,M2相对航天器在惯性空间中的相对运动情况，计算航天器相对双目标的运动关系，体现为双矢量r1＝[x1 y1 z1]与r2＝[x2 y2 z2]随时间的变化规律r1(t)-[x1(t) y1(t) z1(t)]与r2(t)＝[x2(t) y2(t) z2(t)]；
变化规律计算步骤：根据计算所得的双矢量随时间的变化规律，确定航天器三轴姿态随时间的变化规律
Figure BDA0002315296750000021
姿态奇异确定步骤：根据双矢量随时间的变化规律r1(t),r2(t)，确定是否会发生三轴姿态翻转的姿态奇异，若任意某一轴发生姿态翻转，则航天器姿态奇异，反之，航天器在轨无姿态奇异现象。
优选地，所述双矢量是以航天器为矢量起始点，双目标分别为矢量终止点。
优选地，所述三轴姿态指向确定步骤中至少综合考虑如下因素：航天器帆板安装位置、测控条件和在轨任务特点，利用右手法则，规定双矢量姿态基准确定航天器三轴姿态
Figure BDA0002315296750000022
指向的法则。
优选地，所述运动关系计算步骤利用相对运动学原理计算双目标M1,M2相对航天器在惯性空间中的相对运动情况，计算航天器相对双目标的运动关系。
优选地，所述变化规律计算步骤中，利用规定的双矢量确定三轴姿态法则，确定航天器三轴姿态随时间的变化规律。
根据本发明提供的一种基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定系统，包括：
双目标选择模块：选择空间中的双目标M1,M2，以航天器为矢量起始点，双目标为矢量终止点，确定空间中的双矢量r1＝[x1 y1 z1]与r2＝[x2 y2 z2]作为姿态基准，其中x1,y1,z1分别为矢量r1在航天器本体系下的三轴坐标，x2,y2,z2分别为矢量r2在航天器本体系下的三轴坐标；
三轴姿态指向确定模块：利用右手法则，规定双矢量姿态基准确定航天器三轴姿态
Figure BDA0002315296750000033
指向的法则；
运动关系计算模块：计算双目标M1,M2相对航天器在惯性空间中的相对运动情况，计算航天器相对双目标的运动关系，体现为双矢量r1＝[x1 y1 z1]与r2＝[x2 y2 z2]随时间的变化规律r1(t)＝[x1(t) y1(t) z1(t)]与r2(t)＝[x2(t) y2(t) z2(t)]；
变化规律计算模块：根据计算所得的双矢量随时间的变化规律，确定航天器三轴姿态随时间的变化规律
Figure BDA0002315296750000031
姿态奇异确定模块：根据双矢量随时间的变化规律r1(t),r2(t)，确定是否会发生三轴姿态翻转的姿态奇异，若任意某一轴发生姿态翻转，则航天器姿态奇异，反之，航天器在轨无姿态奇异现象。
优选地，所述双矢量是以航天器为矢量起始点，双目标分别为矢量终止点。
优选地，所述三轴姿态指向确定模块中至少综合考虑如下因素：航天器帆板安装位置、测控条件和在轨任务特点，利用右手法则，规定双矢量姿态基准确定航天器三轴姿态
Figure BDA0002315296750000032
指向的法则。
优选地，所述运动关系计算模块利用相对运动学原理计算双目标M1,M2相对航天器在惯性空间中的相对运动情况，计算航天器相对双目标的运动关系。
优选地，所述变化规律计算模块中，利用规定的双矢量确定三轴姿态法则，确定航天器三轴姿态随时间的变化规律。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明解决了双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定问题，方法简单，适用于高低轨航天器，对航天器在轨三轴姿态指向设计具有指导意义
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明的工作流程图；
图2为本发明实施例双矢量确定三轴姿态示意图；
图3为姿态奇异示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
下面结合图1说明本发明一种基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定方法的具体实施方式。内容包括五个部分：双目标选择、航天器三轴姿态指向确定，航天器相对双目标运动关系计算、航天器三轴姿态变化规律计算和姿态奇异确定。
以地心矢量和太阳矢量作为姿态基准为例：
1、双目标选择
选择地心和太阳作为空间中的双目标M1,M2，以航天器为矢量起始点，地心和太阳为矢量终止点，在地心惯性坐标系下，确定地心矢量Ra1(t)与太阳矢量Ra2(t)作为姿态基准。
2、航天器三轴姿态指向确定
综合考虑航天器帆板安装位置、测控条件、在轨任务特点等因素，利用右手法则，规定地心和太阳矢量姿态基准确定航天器三轴姿态
Figure BDA0002315296750000041
指向的法则，Z轴指向为卫星质心指向地心，即地心矢量方向；Y轴指向为卫星质心指向太阳矢量和地心矢量的叉乘方向r2×r1，X、Y、Z轴构成右手直角坐标系。如附图2所示。
3、航天器相对双目标运动关系计算
设立初始时间，根据航天器的轨道根数和地球绕太阳公转规律，根据轨道根数计算实时航天器和太阳位置，从而得到航天器相对地心和太阳相对于地心位置随时间变化规律。根据航天器轨道六根数(a,e,i,Ω,ω,f)，可解算航天器在J2000系下的位置如下：
Figure BDA0002315296750000051
太阳在J2000历元地心平赤道坐标系中的平均轨道可以采用下面的Kepler根数形式：
Figure BDA0002315296750000052
其中，AU表示天文单位，1AU＝1.49597870*108km，d表示天数，T为J2000起算的儒略世纪数T＝(JD-2451545.0)/36525，JD为儒略日数。类似的方法，可计算出太阳相对于地心的位置。
再通过矢量计算法则，确定地心矢量和太阳矢量Ra1(t),Ra2(t)，即为r1＝[x1 y1z1]与r2＝[x2 y2 z2]双矢量随时间的变化规律r1(t)＝Ra1(t),r2(t)＝Ra2(t)。
4、航天器三轴姿态变化规律计算
根据计算所得的地心矢量和太阳矢量随时间的变化规律Ra1(t),Ra2(t)，利用规定的地心和太阳矢量确定三轴姿态法则，确定航天器三轴姿态变化规律，即航天器三轴姿态随时间的变化规律
Figure BDA0002315296750000053
5、姿态奇异确定
根据计算航天器相对双目标的运动关系所得到地心和太阳矢量随时间的变化规律的r1(t)＝[x1(t) y1(t) z1(t)]与r2(t)＝[x2(t) y2(t) z2(t)]，确定姿态是否会发生奇异，若出现姿态突然翻转180°的情况，则判断航天器会发生姿态奇异，反之，航天器不会发生姿态奇异。对于确定的航天器轨道，地心矢量和太阳矢量夹角受升交点赤经Ω和太阳赤经Ωs的偏差ΔΩ＝Ωs-Ω约束，易知当ΔΩ＝0时，太阳矢量在轨道面内，航天器在轨道面内必定存在两点，使得地心矢量和太阳矢量平行，发生姿态奇异现象。
如附图3所示。太阳矢量固定不变，当地心矢量为Z1时，Y轴指向为Y1；当地心矢量为Z2时，Y轴指向为Y2。Y轴指向发生180°翻转，卫星姿态超差，即卫星发生姿态奇异现象。对于一个确定的卫星轨道，一轨内可能两段出现奇异，一段为双矢量夹角接近0°，一段为双矢量夹角接近180°。
本发明在航天器在轨姿态控制方法设计中，支撑解决可能出现的姿态奇异问题，方法简单，工程上易于实现。
在上述一种基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定方法的基础上，本发明还提供一种基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定系统，包括：
双目标选择模块：选择空间中的双目标M1,M2，以航天器为矢量起始点，双目标为矢量终止点，确定空间中的双矢量r1＝[x1 y1 z1]与r2＝[x2 y2 z2]作为姿态基准，其中x1,y1,z1分别为矢量r1在航天器本体系下的三轴坐标，x2,y2,z2分别为矢量r2在航天器本体系下的三轴坐标；
三轴姿态指向确定模块：利用右手法则，规定双矢量姿态基准确定航天器三轴姿态
Figure BDA0002315296750000062
指向的法则；
运动关系计算模块：计算双目标M1,M2相对航天器在惯性空间中的相对运动情况，计算航天器相对双目标的运动关系，体现为双矢量r1＝[x1 y1 z1]与r2＝[x2 y2 z2]随时间的变化规律r1(t)＝[x1(t) y1(t) z1(t)]与r2(t)＝[x2(t) y2(t) z2(t)]；
变化规律计算模块：根据计算所得的双矢量随时间的变化规律，确定航天器三轴姿态随时间的变化规律
Figure BDA0002315296750000061
姿态奇异确定模块：根据双矢量随时间的变化规律r1(t),r2(t)，确定是否会发生三轴姿态翻转的姿态奇异，若任意某一轴发生姿态翻转，则航天器姿态奇异，反之，航天器在轨无姿态奇异现象。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定方法，其特征在于，包括：
双目标选择步骤：选择空间中的双目标M1,M2，以航天器为矢量起始点，双目标为矢量终止点，确定空间中的双矢量r1＝[x1 y1 z1]与r2＝[x2 y2 z2]作为姿态基准，其中x1,y1,z1分别为矢量r1在航天器本体系下的三轴坐标，x2,y2,z2分别为矢量r2在航天器本体系下的三轴坐标；
三轴姿态指向确定步骤：利用右手法则，规定双矢量姿态基准确定航天器三轴姿态
Figure FDA0002315296740000011
指向的法则；
运动关系计算步骤：计算双目标M1,M2相对航天器在惯性空间中的相对运动情况，计算航天器相对双目标的运动关系，体现为双矢量r1＝[x1 y1 z1]与r2＝[x2 y2 z2]随时间的变化规律r1(t)＝[x1(t) y1(t) z1(t)]与r2(t)＝[x2(t) y2(t) z2(t)]；
变化规律计算步骤：根据计算所得的双矢量随时间的变化规律，确定航天器三轴姿态随时间的变化规律
Figure FDA0002315296740000012
姿态奇异确定步骤：根据双矢量随时间的变化规律r1(t)＝Ra1(t),r2(t)＝Ra2(t)，确定是否会发生三轴姿态翻转的姿态奇异，若任意某一轴发生姿态翻转，则航天器姿态奇异，反之，航天器在轨无姿态奇异现象。
2.根据权利要求1所述的基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定方法，其特征在于，所述双矢量是以航天器为矢量起始点，双目标分别为矢量终止点。
3.根据权利要求1所述的基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定方法，其特征在于，所述三轴姿态指向确定步骤中至少综合考虑如下因素：航天器帆板安装位置、测控条件和在轨任务特点，利用右手法则，规定双矢量姿态基准确定航天器三轴姿态
Figure FDA0002315296740000013
指向的法则。
4.根据权利要求1所述的基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定方法，其特征在于，所述运动关系计算步骤利用相对运动学原理计算双目标M1,M2相对航天器在惯性空间中的相对运动情况，计算航天器相对双目标的运动关系。
5.根据权利要求1所述的基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定方法，其特征在于，所述变化规律计算步骤中，利用规定的双矢量确定三轴姿态法则，确定航天器三轴姿态随时间的变化规律。
6.一种基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定系统，其特征在于，包括：
双目标选择模块：选择空间中的双目标M1,M2，以航天器为矢量起始点，双目标为矢量终止点，确定空间中的双矢量r1＝[x1 y1 z1]与r2＝[x2 y2 z2]作为姿态基准，其中x1,y1,z1分别为矢量r1在航天器本体系下的三轴坐标，x2,y2,z2分别为矢量r2在航天器本体系下的三轴坐标；
三轴姿态指向确定模块：利用右手法则，规定双矢量姿态基准确定航天器三轴姿态
Figure FDA0002315296740000023
指向的法则；
运动关系计算模块：计算双目标M1,M2相对航天器在惯性空间中的相对运动情况，计算航天器相对双目标的运动关系，体现为双矢量r1＝[x1 y1 z1]与r2＝[x2 y2 z2]随时间的变化规律r1(t)＝[x1(t) y1(t) z1(t)]与r2(t)＝[x2(t) y2(t) z2(t)]；
变化规律计算模块：根据计算所得的双矢量随时间的变化规律，确定航天器三轴姿态随时间的变化规律
Figure FDA0002315296740000021
姿态奇异确定模块：根据双矢量随时间的变化规律r1(t),r2(t)，确定是否会发生三轴姿态翻转的姿态奇异，若任意某一轴发生姿态翻转，则航天器姿态奇异，反之，航天器在轨无姿态奇异现象。
7.根据权利要求6所述的基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定系统，其特征在于，所述双矢量是以航天器为矢量起始点，双目标分别为矢量终止点。
8.根据权利要求6所述的基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定系统，其特征在于，所述三轴姿态指向确定模块中至少综合考虑如下因素：航天器帆板安装位置、测控条件和在轨任务特点，利用右手法则，规定双矢量姿态基准确定航天器三轴姿态
Figure FDA0002315296740000022
指向的法则。
9.根据权利要求6所述的基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定系统，其特征在于，所述运动关系计算模块利用相对运动学原理计算双目标M1,M2相对航天器在惯性空间中的相对运动情况，计算航天器相对双目标的运动关系。
10.根据权利要求6所述的基于双矢量姿态基准的航天器姿态奇异确定系统，其特征在于，所述变化规律计算模块中，利用规定的双矢量确定三轴姿态法则，确定航天器三轴姿态随时间的变化规律。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113525720A (zh) * 2021-07-27 2021-10-22 北京微纳星空科技有限公司 一种航天器目标姿态的确定方法、装置、设备及存储介质
CN114526742A (zh) * 2022-01-25 2022-05-24 上海卫星工程研究所 微纳卫星姿态基准的构件化通用构造方法及系统

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6138061A (en) * 1997-04-18 2000-10-24 Hughes Electronics Corporation Onboard orbit propagation using quaternions
CN1876501A (zh) * 2006-05-31 2006-12-13 哈尔滨工业大学 基于行为模式的深空三轴稳定姿态定向控制方法
CN101236085A (zh) * 2008-01-31 2008-08-06 北京控制工程研究所 奔月段基于紫外敏感器、星敏感器的自主轨道估计方法
EP2472225A2 (en) * 2010-12-22 2012-07-04 Custom Sensors & Technologies, Inc. Method and system for initial quaternion and attitude estimation
CN103646127A (zh) * 2013-11-20 2014-03-19 中国空间技术研究院 卫星轨道姿态可视化三维显示方法
CN104567881A (zh) * 2014-12-26 2015-04-29 北京控制工程研究所 一种基于太阳、地心及月表重力矢量的巡视器位置姿态确定方法
CN104833358A (zh) * 2015-05-13 2015-08-12 上海交通大学 基于罗德里格斯参数的星敏感器几何线性姿态确定方法
US20160047878A1 (en) * 2011-10-25 2016-02-18 The Boeing Company Combined orbit and attitude determination system and methods
CN106323271A (zh) * 2016-08-01 2017-01-11 北京理工大学 基于特征奇异值的航天器相对姿态测量矢量选取方法
CN106767811A (zh) * 2016-11-22 2017-05-31 上海卫星工程研究所 大椭圆轨道姿态基准确定方法

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6138061A (en) * 1997-04-18 2000-10-24 Hughes Electronics Corporation Onboard orbit propagation using quaternions
CN1876501A (zh) * 2006-05-31 2006-12-13 哈尔滨工业大学 基于行为模式的深空三轴稳定姿态定向控制方法
CN101236085A (zh) * 2008-01-31 2008-08-06 北京控制工程研究所 奔月段基于紫外敏感器、星敏感器的自主轨道估计方法
EP2472225A2 (en) * 2010-12-22 2012-07-04 Custom Sensors & Technologies, Inc. Method and system for initial quaternion and attitude estimation
US20160047878A1 (en) * 2011-10-25 2016-02-18 The Boeing Company Combined orbit and attitude determination system and methods
CN103646127A (zh) * 2013-11-20 2014-03-19 中国空间技术研究院 卫星轨道姿态可视化三维显示方法
CN104567881A (zh) * 2014-12-26 2015-04-29 北京控制工程研究所 一种基于太阳、地心及月表重力矢量的巡视器位置姿态确定方法
CN104833358A (zh) * 2015-05-13 2015-08-12 上海交通大学 基于罗德里格斯参数的星敏感器几何线性姿态确定方法
CN106323271A (zh) * 2016-08-01 2017-01-11 北京理工大学 基于特征奇异值的航天器相对姿态测量矢量选取方法
CN106767811A (zh) * 2016-11-22 2017-05-31 上海卫星工程研究所 大椭圆轨道姿态基准确定方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
蒙涛: "皮卫星姿态确定与控制系统方案设计与实现", 《中国优秀博硕士学位论文全文数据库（硕士） 工程科技II辑》 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113525720A (zh) * 2021-07-27 2021-10-22 北京微纳星空科技有限公司 一种航天器目标姿态的确定方法、装置、设备及存储介质
CN113525720B (zh) * 2021-07-27 2022-01-28 北京微纳星空科技有限公司 一种航天器目标姿态的确定方法、装置、设备及存储介质
CN114526742A (zh) * 2022-01-25 2022-05-24 上海卫星工程研究所 微纳卫星姿态基准的构件化通用构造方法及系统
CN114526742B (zh) * 2022-01-25 2024-05-07 上海卫星工程研究所 微纳卫星姿态基准的构件化通用构造方法及系统

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