CN111688953B - 一种光学卫星相控阵数传任务太阳光规避姿态规划方法 - Google Patents

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CN111688953B CN202010461838.6A CN202010461838A CN111688953B CN 111688953 B CN111688953 B CN 111688953B CN 202010461838 A CN202010461838 A CN 202010461838A CN 111688953 B CN111688953 B CN 111688953B
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Abstract

本发明公开了一种光学卫星相控阵数传任务太阳光规避姿态规划方法。步骤1：计算出数传期间在WGS84系中从卫星指向太阳的矢量与卫星指向地面数传站的矢量；步骤2：解算出两个矢量所在平面的单位法向量；步骤3：利用相控阵天线在最大波束角范围内均能进行数传的能力，以单位法向量为旋转轴使卫星指向地面数传站的矢量在最大波束角范围内进行旋转，旋转后的向量即为卫星在WGS84系下的期望向量；步骤4：通过WGS84系中卫星的位置向量、期望向量与WGS84系到J2000系的转换矩阵解算出卫星数传期间在J2000系下的期望姿态。本发明实现在相控阵数传过程中卫星相机能以最大的角度规避太阳光的入射的功能。

Description

一种光学卫星相控阵数传任务太阳光规避姿态规划方法
技术领域
本发明属于航空航天技术领域，特别是一种光学卫星相控阵数传任务太阳光规避姿态规划方法。
背景技术
光学卫星是通过光学系统进行成像的卫星，其相控阵数传任务一般选用传统的凝视数传姿态。在执行凝视姿态的数传任务期间会发生太阳光入射相机或与相机夹角较小的情况，这样不仅会对焦面探测器或光学反射镜表面的镀膜造成损伤或稳定性下降，还会增加因相机镜筒内壁温度上升而引起材料退化污染相机镜头的风险，严重时甚至会影响相机的在轨使用寿命或使相机失效。因此，在执行相控阵数传任务期间的太阳光规避问题是光学卫星所面临的且必须解决的重要问题之一。
发明内容
本发明提供一种光学卫星相控阵数传任务太阳光规避姿态规划方法，利用相控阵天线在最大波束角范围内均可以进行数传的能力，实现在相控阵数传过程中卫星相机能以最大的角度规避太阳光的入射的功能。
本发明通过以下技术方案实现：
一种光学卫星相控阵数传任务太阳光规避姿态规划方法，所述规避姿态规划方法具有以下步骤，
步骤1：计算出数传期间在WGS84地球固连坐标系中从卫星指向太阳的矢量与卫星指向地面数传站的矢量；
步骤2：解算出步骤1中卫星指向太阳的矢量与卫星指向地面数传站的矢量所在平面的单位法向量；
步骤3：利用相控阵天线在最大波束角范围内均能进行数传的能力，以步骤2解算出的单位法向量为旋转轴使卫星指向地面数传站的矢量在最大波束角范围内进行旋转，旋转后的向量即为卫星在WGS84地球固连坐标系下的期望向量；
步骤4：通过WGS84地球固连坐标系中卫星的位置向量、期望向量与WGS84地球固连坐标系到J2000地球惯性坐标系的转换矩阵解算出卫星数传期间在J2000地球惯性坐标系下的期望姿态。
进一步的，首先需要计算出卫星指向太阳的向量与卫星指向地面数传站的向量，在J2000地球惯性坐标系中的太阳方向向量VSJ可由太阳黄经ls与黄赤交角is表示，两者的计算与儒略日JD以及儒略世纪数T有关，JD与T的表示如下，
Figure GDA0003240427650000021
式中：Y、M与D为卫星在数传过程中每一刻的时间，其中Y为年份，M为月份，D为日期，若M＞2，则Y和M不变，若M＝1或2，则Y＝Y-1且M＝M+12，D为小数，小数部分是当天逝去的秒数除以86400，INT为取整函数。
进一步的，所述黄赤交角is的表示如下：
is＝23°26′21.448″-46.8150″T-0.00059″T2
太阳黄经ls可由太阳几何平黄经L0与太阳平近点角M表示，L0与M的表示如下：
Figure GDA0003240427650000022
由太阳几何平黄经L0与太阳平近点角M计算的太阳黄经ls表示如下：
ls＝L0+(1.9146°-0.004817°·T-0.000014°·T2)·sin(M)+(0.019993°-0.000101°·T)·sin(2M)+0.00029°·sin(3M)
根据计算出的黄赤交角is与太阳黄经ls可得J2000地球惯性坐标系下的太阳矢量VSJ如下：
Figure GDA0003240427650000023
为方便进行期望姿态求解，通过J2000地球惯性坐标系到WGS84地球固连坐标系的转移矩阵THG将J2000地球惯性坐标系的太阳矢量VSJ转到WGS84地球固连坐标系中的太阳矢量VS84，表示如下：
VS84＝THG·VSJ。
进一步的，设某一数传时刻卫星在WGS84地球固连坐标系下的位置为RS＝[RSx RSyRSz]，地面数传站F的位置为RF＝[RFx RFy RFz]，则在WGS84地球固连坐标系中卫星指向地面站F的矢量为：
VSF＝[RFx-RSx RFy-RSy RFz-RSz]
建立太阳矢量VS84与卫星指向地面站F矢量VSF的单位法向量VI，利用相控阵天线最大波束角范围内均可以进行数传的能力，令VSF以VI为旋转轴以旋转角θ进行旋转，旋转后的向量VSR既满足地面数传站F在相控阵数传范围内，又使相机与太阳的夹角达到了最大值，VSR即为在WGS84地球固连坐标系下的期望向量。
进一步的，所述令VSF以VI为旋转轴以旋转角θ进行旋转，若VSF与VS84的夹角β小于180°-α，旋转角θ为相控阵最大波束角α，若VSF与VS84的夹角β大于180°-α，则旋转角θ为180°-β，以避免出现旋转后的夹角大于180°后反而变小的情况，期望向量VSR的计算公式如下：
Figure GDA0003240427650000031
进一步的，根据解算出的WGS84系下的期望向量VSR与卫星当前所在位置的矢量RS，可解算出卫星在轨道坐标系下的期望姿态，进而解算出卫星在J2000系下的期望姿态，
由于地球自转角速度为wie＝0.00007292115rad/s，轨道坐标系X轴在WGS84地球固连坐标系下的向量vx可表示为：
vx＝[0 0 ωie]×RS+v84
其中，v84为当前卫星在WGS84地球固连坐标系中的速度，轨道坐标系X轴的单位向量rox为：
Figure GDA0003240427650000041
轨道坐标系Z轴在WGS84地球固连坐标系下的单位向量roz可表示为：
Figure GDA0003240427650000042
轨道坐标系Y轴在WGS84地球固连坐标系下的单位向量roy可表示为：
roy＝roz×rox
由地心O、卫星与期望向量所构成平面的单位法向量RN为：
Figure GDA0003240427650000043
向量VSR与-RS的夹角为：
Figure GDA0003240427650000044
将轨道坐标系绕法向量RN旋转角度
Figure GDA0003240427650000045
即可得到卫星在轨道坐标系的期望姿态，则卫星期望坐标系相对轨道坐标系的四元数qoh为：
Figure GDA0003240427650000046
期望坐标系相对轨道坐标系的四元数qoh结合星上定姿系统给出的轨道坐标系相对J2000地球惯性坐标系的四元数qoi，即可以计算出期望坐标系相对J2000地球惯性坐标系的四元数qhi：
Figure GDA0003240427650000047
本发明的有益效果是：
本发明结合太阳矢量、卫星轨道与相控阵天线的最大波束角实时调整卫星的数传姿态，使相控阵数传期间内相机与太阳光的夹角可调整至最大的角度，以提高卫星相机的在轨使用寿命。
附图说明
图1本发明的WGS84地球固连坐标中期望向量示意图。
图2本发明的数传期间卫星与数传站位置示意图。
图3本发明仿真示例一的传统凝视姿态数传与所规划姿态数传的期望系相对J2000地球惯性坐标系四元数对比示意图，图3(a)-0.1到0.3的四元数示意图,图3(b)0.2到1的四元数示意图,图3(c)0到0.3的四元数示意图，图3(d)-1到0.5的四元数示意图。
图4本发明仿真示例一的传统凝视姿态数传与所规划姿态数传的相机与太阳光夹角与差值示意图，图4(a)两种方法夹角示意图,图4(b)两种方法夹角差值。
图5本发明仿真示例二的传统凝视姿态数传与所规划姿态数传的期望系相对J2000地球惯性坐标系四元数对比示意图，图5(a)-0.5到1的四元数示意图,图5(b)-0.6到-0.2的四元数示意图,图5(c)0.4到0.8的四元数示意图，图5(d)-0.2到0.6的四元数示意图。
图6本发明仿真示例二的传统凝视姿态数传与所规划姿态数传的相机与太阳光夹角与差值示意图，图6(a)两种方法夹角示意图,图6(b)两种方法夹角差值。
具体实施方式
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、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅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做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。
一种光学卫星相控阵数传任务太阳光规避姿态规划方法，所述规避姿态规划方法具有以下步骤，
步骤1：计算出数传期间在WGS84地球固连坐标系中从卫星指向太阳的矢量与卫星指向地面数传站的矢量；
步骤2：解算出步骤1中卫星指向太阳的矢量与卫星指向地面数传站的矢量所在平面的单位法向量；
步骤3：利用相控阵天线在最大波束角范围内均能进行数传的能力，以步骤2解算出的单位法向量为旋转轴使卫星指向地面数传站的矢量在最大波束角范围内进行旋转，旋转后的向量即为卫星在WGS84地球固连坐标系下的期望向量；
步骤4：通过WGS84地球固连坐标系中卫星的位置向量、期望向量与WGS84地球固连坐标系到J2000地球惯性坐标系的转换矩阵解算出卫星数传期间在J2000地球惯性坐标系下的期望姿态。
进一步的，首先需要计算出卫星指向太阳的向量与卫星指向地面数传站的向量，根据相对运动原理，二体假设下太阳相对于地球的运动遵循开普勒定律，在忽略月球及行星摄动的情况下假设地球运动的轨迹是一个椭圆，地球位于椭圆的一个焦点上，运动的平面是黄道面；在J2000地球惯性坐标系中的太阳方向向量VSJ可由太阳黄经ls与黄赤交角is表示，两者的计算与儒略日JD以及儒略世纪数T有关，JD与T的表示如下，
Figure GDA0003240427650000061
式中：Y、M与D为卫星在数传过程中每一刻的时间，其中Y为年份，M为月份，D为日期，若M＞2，则Y和M不变，若M＝1或2，则Y＝Y-1且M＝M+12，D为小数，小数部分是当天逝去的秒数除以86400，INT为取整函数。
进一步的，所述黄赤交角is的表示如下：
is＝23°26′21.448″-46.8150″T-0.00059″T2
太阳黄经ls可由太阳几何平黄经L0与太阳平近点角M表示，L0与M的表示如下：
Figure GDA0003240427650000062
由太阳几何平黄经L0与太阳平近点角M计算的太阳黄经ls表示如下：
ls＝L0+(1.9146°-0.004817°·T-0.000014°·T2)·sin(M)+(0.019993°-0.000101°·T)·sin(2M)+0.00029°·sin(3M)
根据计算出的黄赤交角is与太阳黄经ls可得J2000地球惯性坐标系下的太阳矢量VSJ如下：
Figure GDA0003240427650000071
为方便进行期望姿态求解，通过J2000地球惯性坐标系到WGS84地球固连坐标系的转移矩阵THG将J2000地球惯性坐标系的太阳矢量VSJ转到WGS84地球固连坐标系中的太阳矢量VS84，表示如下：
VS84＝THG·VSJ。
进一步的，设某一数传时刻卫星在WGS84地球固连坐标系下的位置为RS＝[RSx RSyRSz]，地面数传站F的位置为RF＝[RFx RFy RFz]，则在WGS84地球固连坐标系中卫星指向地面站F的矢量为：
VSF＝[RFx-RSx RFy-RSy RFz-RSz]
建立太阳矢量VS84与卫星指向地面站F矢量VSF的单位法向量VI，利用相控阵天线最大波束角范围内均可以进行数传的能力，令VSF以VI为旋转轴以旋转角θ进行旋转(若VSF与VS84的夹角β小于180°-α，旋转角θ为相控阵最大波束角α，若VSF与VS84的夹角β大于180°-α，则旋转角θ为180°-β，以避免出现旋转后的夹角大于180°后反而变小的情况)，旋转后的向量VSR既满足地面数传站F在相控阵数传范围内，又使相机与太阳的夹角达到了最大值，VSR即为在WGS84地球固连坐标系下的期望向量，旋转过程如图1所示，
期望向量VSR的计算公式如下：
Figure GDA0003240427650000072
进一步的，所述步骤4中的期望姿态是通过解算出的WGS84地球固连坐标系下的期望向量VSR与卫星当前所在位置的矢量RS得出卫星在轨道坐标系下的期望姿态，进而解算出卫星在J2000地球惯性坐标系下的期望姿态。
进一步的，所述步骤4中的数传期间卫星与地面数传站F的位置如图2所示，由于地球自转角速度为wie＝0.00007292115rad/s，轨道坐标系X轴在WGS84地球固连坐标系下的向量vx可表示为：
vx＝[0 0 ωie]×RS+v84
其中，v84为当前卫星在WGS84地球固连坐标系中的速度，轨道坐标系X轴的单位向量rox为：
Figure GDA0003240427650000081
轨道坐标系Z轴在WGS84地球固连坐标系下的单位向量roz可表示为：
Figure GDA0003240427650000082
轨道坐标系Y轴在WGS84地球固连坐标系下的单位向量roy可表示为：
roy＝roz×rox
由地心O、卫星与期望向量所构成平面的单位法向量RN为：
Figure GDA0003240427650000083
向量VSR与-RS的夹角为：
Figure GDA0003240427650000084
将轨道坐标系绕法向量RN旋转角度
Figure GDA0003240427650000085
即可得到卫星在轨道坐标系的期望姿态，则卫星期望坐标系相对轨道坐标系的四元数qoh为：
Figure GDA0003240427650000091
期望坐标系相对轨道坐标系的四元数qoh结合星上定姿系统给出的轨道坐标系相对J2000地球惯性坐标系的四元数qoi，即可以计算出期望坐标系相对J2000地球惯性坐标系的四元数qhi：
Figure GDA0003240427650000092
实施例2
本专利实施的卫星仿真轨道参数如下：
轨道类型：太阳同步轨道。
轨道高度：535.35km。
降交点地方时：11:30AM。
仿真示例一
数传开始时刻：641493087(北京时间2020年4月30日12点31分27秒)；
数传时长：632秒。
相控阵最大波束角：60°。
虚拟数传站位置：经度110.189°，纬度41.0451°，高度0m。
数传开始时刻卫星WGS84系下位置(m)：[-1606925.8，2999967.7，6017830.7]。
数传开始时刻卫星WGS84系下速度(m/s)：[-1004.589，6688.393，-3602.505]。分别对相控阵数传期间的传统凝视姿态与规划的姿态进行对比，两种相控阵数传姿态下期望坐标系相对J2000系的四元数如图3。
两种相控阵数传姿态下相机光轴与太阳光的夹角以及差值如下图4。
仿真结果表示，当相控阵最大波束角为60°的情况下，相比于传统的凝视姿态在相机与太阳光夹角小于120°的情况下，规划的姿态可将夹角提高至原角度加上相控阵最大波束角的新角度，而在相机与太阳光夹角大于120°的情况下，规划姿态可将夹角提高至最大的180°，达到了预期的目的。
仿真示例二
数传开始时刻：659985344(北京时间2020年11月30日13点15分44秒)。
数传时长：624秒。
相控阵最大波束角：70°。
虚拟数传站位置：经度95.1138°，纬度53.4442°，高度0m。
数传开始时刻卫星WGS84系下位置(m)：[-991897.472，1985971.071，6547393.436]。
数传开始时刻卫星WGS84系下速度(m/s)：[-12.387464，7330.337414，-2225.332154]。
分别对相控阵数传期间的传统凝视姿态与规划的姿态进行对比，两种相控阵数传姿态下期望坐标系相对J2000系的四元数如图5。
两种相控阵数传姿态下相机光轴与太阳光的夹角以及差值如图6。
仿真结果表示，当相控阵最大波束角为70°的情况下，相比于传统的凝视姿态在相机与太阳光夹角小于110°的情况下，规划的姿态可将夹角提高至原角度加上相控阵最大波束角的新角度，而在相机与太阳光夹角大于110°的情况下，规划姿态可将夹角提高至最大的180°，达到了预期的目的。

Claims (5)

1.一种光学卫星相控阵数传任务太阳光规避姿态规划方法，其特征在于，所述规避姿态规划方法具有以下步骤，
步骤1：计算出数传期间在WGS84地球固连坐标系中从卫星指向太阳的矢量与卫星指向地面数传站的矢量；
步骤2：解算出步骤1中卫星指向太阳的矢量与卫星指向地面数传站的矢量所在平面的单位法向量；
步骤3：利用相控阵天线在最大波束角范围内均能进行数传的能力，以步骤2解算出的单位法向量为旋转轴使卫星指向地面数传站的矢量在最大波束角范围内进行旋转，旋转后的向量即为卫星在WGS84地球固连坐标系下的期望向量；
步骤4：通过WGS84地球固连坐标系中卫星的位置向量、期望向量与WGS84地球固连坐标系到J2000地球惯性坐标系的转换矩阵解算出卫星数传期间在J2000地球惯性坐标系下的期望姿态；
所述步骤1中具体为，需要计算出卫星指向太阳的向量与卫星指向地面数传站的向量，在J2000地球惯性坐标系中的太阳方向向量VSJ可由太阳黄经ls与黄赤交角is表示，两者的计算与儒略日JD以及儒略世纪数T有关，JD与T的表示如下，
Figure FDA0003240427640000011
式中：Y、M与D为卫星在数传过程中每一刻的时间，其中Y为年份，M为月份，D为日期，若M＞2，则Y和M不变，若M＝1或2，则Y＝Y-1且M＝M+12，D为小数，小数部分是当天逝去的秒数除以86400，INT为取整函数；
所述黄赤交角is的表示如下：
is＝23°26′21.448″-46.8150″T-0.00059″T2
太阳黄经ls可由太阳几何平黄经L0与太阳平近点角M表示，L0与M的表示如下：
Figure FDA0003240427640000021
2.根据权利要求1所述一种光学卫星相控阵数传任务太阳光规避姿态规划方法，其特征在于，由太阳几何平黄经L0与太阳平近点角M计算的太阳黄经ls表示如下：
ls＝L0+(1.9146°-0.004817°·T-0.000014°·T2)·sin(M)+(0.019993°-0.000101°·T)·sin(2M)+0.00029°·sin(3M)
根据计算出的黄赤交角is与太阳黄经ls可得J2000地球惯性坐标系下的太阳矢量VSJ如下：
Figure FDA0003240427640000022
为方便进行期望姿态求解，通过J2000地球惯性坐标系到WGS84地球固连坐标系的转移矩阵THG将J2000地球惯性坐标系的太阳矢量VSJ转到WGS84地球固连坐标系中的太阳矢量VS84，表示如下：
VS84＝THG·VSJ。
3.根据权利要求2所述一种光学卫星相控阵数传任务太阳光规避姿态规划方法，其特征在于，所述步骤2具体为，设某一数传时刻卫星在WGS84地球固连坐标系下的位置为RS＝[RSx RSy RSz]，地面数传站F的位置为RF＝[RFx RFy RFz]，则在WGS84地球固连坐标系中卫星指向地面站F的矢量为：
VSF＝[RFx-RSx RFy-RSy RFz-RSz]
建立太阳矢量VS84与卫星指向地面站F矢量VSF的单位法向量VI，利用相控阵天线最大波束角范围内均可以进行数传的能力，令VSF以VI为旋转轴以旋转角θ进行旋转，旋转后的向量VSR既满足地面数传站F在相控阵数传范围内，又使相机与太阳的夹角达到了最大值，VSR即为在WGS84地球固连坐标系下的期望向量。
4.根据权利要求3所述一种光学卫星相控阵数传任务太阳光规避姿态规划方法，其特征在于，所述令VSF以VI为旋转轴以旋转角θ进行旋转，若VSF与VS84的夹角β小于180°-α，旋转角θ为相控阵最大波束角α，若VSF与VS84的夹角β大于180°-α，则旋转角θ为180°-β，以避免出现旋转后的夹角大于180°后反而变小的情况，
期望向量VSR的计算公式如下：
Figure FDA0003240427640000031
5.根据权利要求1所述一种光学卫星相控阵数传任务太阳光规避姿态规划方法，其特征在于，根据解算出的WGS84系下的期望向量VSR与卫星当前所在位置的矢量RS，可解算出卫星在轨道坐标系下的期望姿态，进而解算出卫星在J2000系下的期望姿态，
由于地球自转角速度为wie＝0.00007292115rad/s，轨道坐标系X轴在WGS84地球固连坐标系下的向量vx可表示为：
vx＝[0 0 ωie]×RS+v84
其中，v84为当前卫星在WGS84地球固连坐标系中的速度，轨道坐标系X轴的单位向量rox为：
Figure FDA0003240427640000032
轨道坐标系Z轴在WGS84地球固连坐标系下的单位向量roz可表示为：
Figure FDA0003240427640000033
轨道坐标系Y轴在WGS84地球固连坐标系下的单位向量roy可表示为：
roy＝roz×rox
由地心O、卫星与期望向量所构成平面的单位法向量RN为：
Figure FDA0003240427640000041
向量VSR与-RS的夹角为：
Figure FDA0003240427640000042
将轨道坐标系绕法向量RN旋转角度
Figure FDA0003240427640000043
即可得到卫星在轨道坐标系的期望姿态，则卫星期望坐标系相对轨道坐标系的四元数qoh为：
Figure FDA0003240427640000044
期望坐标系相对轨道坐标系的四元数qoh结合星上定姿系统给出的轨道坐标系相对J2000地球惯性坐标系的四元数qoi，即可以计算出期望坐标系相对J2000地球惯性坐标系的四元数qhi：
Figure FDA0003240427640000045
CN202010461838.6A 2020-05-27 2020-05-27 一种光学卫星相控阵数传任务太阳光规避姿态规划方法 Active CN111688953B (zh)

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