CN112093080B - 倾斜轨道卫星平台控制方法、电子设备及存储介质 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种倾斜轨道卫星平台控制方法、电子设备及存储介质，所述方法包括：根据预设的星敏感器安装规则，确定所述星敏感器光轴；根据连续滚动姿态路径规划策略对所述星敏感器进行姿态控制，以使所述星敏感器不受太阳光干扰。本发明实现了太阳高度角变化范围较大情况下星敏感器不受强光影响，保证星敏感器有效进行姿态信息测量的目的。

Description

倾斜轨道卫星平台控制方法、电子设备及存储介质

技术领域

本发明涉及卫星姿态控制技术领域，特别涉及一种倾斜轨道卫星平台控制方法、电子设备及存储介质。

背景技术

随着航天任务的多样化，对卫星姿态控制系统的适应性均提出了更高要求，运行于倾斜轨道卫星的太阳高度角(太阳矢量与卫星轨道面的夹角)变化范围较大，为了获取足够的能源，保证高精度测量敏感器——星敏感器的光学系统不受杂散光影响，现有的一种技术方案为根据太阳角，计算偏航导引角和帆板驱动角；通过偏航姿态控制和帆板一维驱动，使太阳矢量垂直太阳帆板平面，保证航天器获取能源，保证星敏感器不受强光影响。另有一部分倾斜轨道卫星因任务需求不同，如载荷指向与卫星+X同向，能源获取问题可以通过太阳帆板两维驱动解决，但是星敏感器如何布局仍是姿态控制系统面临的新问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种倾斜轨道卫星平台控制方法、电子设备及存储介质，实现太阳高度角变化范围较大情况下星敏感器不受强光影响，保证星敏感器有效进行姿态信息测量的目的。

为了实现以上目的，本发明通过以下技术方案实现：

一种倾斜轨道卫星平台控制方法，包括：根据预设的星敏感器安装规则，确定所述星敏感器光轴；根据连续滚动姿态路径规划策略对所述星敏感器进行姿态控制，以使所述星敏感器不受太阳光干扰。

优选地，所述预设的星敏感器安装规则包括：载荷指向轴与卫星+X轴同向，将星敏感器光轴布局于与所述载荷指向轴垂直的平面内，即与卫星本体坐标系的OYbZb平行的平面内；所述星敏感器光轴在平行于卫星本体坐标系的OYbZb平面内的具体方向满足以下条件：一是星敏感器不受星上其他部件遮挡和反照光的影响，二是若星敏感器的数量大于等于两台，则每一所述星敏感器光轴与敏感器光轴的交角不小于45度。

优选地，所述连续滚动姿态路径规划策略为：实时计算当前轨道周期内太阳矢量平行于卫星本体坐标系的OYbZb平面时，太阳矢量与星敏感器光轴的夹角，若该夹角小于星敏感器太阳光抑制角，则规划整轨连续的滚动姿态路径并代入姿态控制，缩小或者扩大因卫星轨道运动引起的星敏感器光轴划出的圆锥的半锥角，以防止太阳光进入星敏感器的太阳光保护角范围内。

优选地，规划整轨连续的滚动姿态路径包括：

卫星沿轨道三轴稳定零姿态对地运行，每轨均有特定时刻太阳矢量会位于轨道坐标系的OYoZo平面内，这时，太阳矢量与星敏感器光轴矢量的叉乘方向与卫星本体坐标系的Xb轴同向且矢量夹角小于星敏感器太阳光抑制角，则规划滚动正姿态，太阳矢量与星敏感器光轴矢量的夹角为λ，星敏感器杂散光保护角为α，滚动姿态角大小为(α-λ)；若太阳矢量与星敏感器光轴矢量的叉乘方向与卫星本体坐标系的Xb轴反向且矢量夹角小于星敏感器太阳光抑制角，则规划滚动负姿态，滚动姿态角大小为(α-λ)。

优选地，所述星敏感器太阳光抑制角为星敏感器实际的太阳光抑制角再加上一个预设角度。

另一方面，本发明还提供一种电子设备，包括处理器和存储器，所述存储器上存储有计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时，实现如上文所述的方法。

再一方面，本发明还提供一种可读存储介质，所述可读存储介质内存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时，实现如上文所述的方法。

本发明至少具有以下优点之一：

本发明适用于载荷指向与卫星+X同向的倾斜轨道卫星平台控制方法，能够实现太阳高度角变化范围较大情况下星敏感器不受强光影响，保证星敏感器有效进行姿态信息测量，且不增加额外硬件配置，不改变硬件状态，仅通过软件编码既能实现，成本轻、代价小；方法简单，工程实现方便。

附图说明

图1为本发明一实施例提供的一种倾斜轨道卫星平台控制方法的流程图；

图2为本发明一实施例提供的两台星敏感器在卫星上的安装布局示意图；

图3本发明一实施例提供的+Y星敏光轴与+Y方向入射太阳矢量关系示意图；

图4为本发明一实施例提供的-Y星敏光轴与-Y方向入射太阳矢量关系示意图；

图5为本发明一实施例提供的一种电子设备的结构框图。

具体实施方式

以下结合附图1～5和具体实施方式对本发明提出的一种倾斜轨道卫星平台控制方法、电子设备及存储介质作进一步详细说明。根据下面说明，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是，附图采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施方式的目的。为了使本发明的目的、特征和优点能够更加明显易懂，请参阅附图。须知，本说明书所附图式所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容能涵盖的范围内。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

结合附图1～4所示，本实施例提供的一种倾斜轨道卫星平台控制方法，包括：步骤S1、根据预设的星敏感器安装规则，确定所述星敏感器光轴；步骤S2、根据连续滚动姿态路径规划策略对所述星敏感器进行姿态控制，以使所述星敏感器不受太阳光干扰。

所述预设的星敏感器安装规则包括：载荷指向轴与卫星+X轴同向，将星敏感器光轴布局于与所述载荷指向轴垂直的平面内，所述与所述载荷指向轴垂直的平面即为与卫星本体坐标系的OYbZb平行的平面；所述星敏感器光轴在平行于卫星本体坐标系的OYbZb平面内的具体方向满足以下条件：一是星敏感器不受星上其他部件(如：天线)遮挡和反照光的影响，二是若星敏感器的数量大于等于两台，则每一所述星敏感器光轴与星敏感器光轴的交角不小于45度。

所述连续滚动姿态路径规划策略为：实时计算当前轨道周期内太阳矢量平行于卫星本体坐标系的OYbZb平面时，太阳矢量与星敏感器光轴的夹角，若该夹角小于星敏感器太阳光抑制角，则规划整轨连续的滚动姿态路径并代入姿态控制，缩小或者扩大因卫星轨道运动引起的星敏感器光轴划出的圆锥的半锥角，以防止太阳光进入星敏感器的太阳光保护角范围内。

具体的，本实施例中，卫星运行于倾斜轨道，三轴稳定对地飞行，则载荷指向轴与卫星本体坐标系+Xb轴同向，指向前方目标，卫星滚动轴姿态变化不影响载荷指向任务，可以确定进行滚动姿态路径规划的策略。

基于步骤S1的安装方式，卫星以三轴稳定对地姿态飞行，每轨出现太阳矢量与星敏感器光轴的夹角小于星敏感器太阳光抑制角的特定弧段，该弧段内，星敏感器会受干扰，其它弧段，星敏不受太阳光干扰。为了减少规划的姿态路径跳变引起卫星平台的往复控制，采用上述连续滚动姿态路径规划策略，即实时计算当轨太阳矢量平行于卫星本体OYbZb平面时(卫星三轴稳定零姿态对地，卫星本体系OYbZb平面与卫星轨道系OYoZo平面的姿态偏差可以忽略)，太阳矢量与星敏感器光轴的夹角，若该夹角小于星敏感器太阳光抑制角，则规划整轨连续的滚动姿态路径并代入姿态控制。

规划整轨连续的滚动姿态路径包括：以根据太阳高度角规划滚动姿态路径，通过规划滚动轴姿态路径，缩小或者扩大因轨道运动引起的星敏感器光轴划出的圆锥的锥角，避免太阳光进入星敏感器的太阳光保护角范围内。

卫星沿轨道三轴稳定零姿态对地运行，每轨均有特定时刻太阳矢量会位于轨道坐标系的OYoZo平面内，这时，太阳矢量与星敏感器光轴矢量的叉乘方向与卫星本体坐标系的Xb轴同向且矢量夹角小于星敏感器太阳光抑制角，则规划滚动正姿态，太阳矢量与星敏感器光轴矢量的夹角为λ，星敏感器杂散光保护角为α，滚动姿态角大小为(α-λ)；若太阳矢量与星敏感器光轴矢量的叉乘方向与卫星本体坐标系的Xb轴反向且矢量夹角小于星敏感器太阳光抑制角，则规划滚动负姿态，滚动姿态角大小为(α-λ)。

载荷指向轴与卫星本体坐标系+Xb轴同向，指向目标通常为共面相似轨道的某一飞行器，当本星到目标飞行器的指向偏差超出载荷的调整能力，或者载荷不具备指向调整能力时，需要卫星平台进行俯仰、偏航姿态调整。这种情况下，卫星是三轴小姿态角对地，卫星本体坐标系的OYbZb平面与卫星轨道坐标系的OYoZo平面有小角度偏差。这种情况，在规划滚动姿态路径时，要适当放大星敏感器太阳光抑制角，即用到的星敏感器太阳光抑制角应为星敏感器实际的太阳光抑制角再加上一个小角度(该角度不应小于OYoZo平面转到OYbZb平面的滚动姿态角)，用于克服卫星小姿态的影响，使卫星三轴稳定对地存在小姿态偏差时上述方法仍可用。

为了更好的理解上述方法，下面以安装两台星敏感器为例进行说明。请继续参考图2～图4所示，进行星敏感器布局和滚动姿态路径规划，可实现星敏感器避开太阳光干扰。

卫星安装两台星敏感器，星敏感器光轴OP位于卫星OYbZb平面内，其中第一台星敏感器光轴与卫星+Yb轴的夹角为θ(37.5度)，向+Zb方向低头，简称+Y星敏感器；第二台星敏感器光轴与卫星-Yb轴的夹角为θ(37.5度)，向+Zb方向低头，简称-Y星敏感器。星敏感器杂散光保护角为α(35度)，太阳矢量为OS，太阳高度角为β(沿+Y入射为正)。

太阳高度角β为正，+Y星敏感器会受太阳光干扰，需要规划滚动姿态路径使+Y星敏感器避开太阳。具体规划方法：

若β<17.5度(pi/2-θ-α)，星敏感器不受太阳光影响，规划的滚动姿态角度的大小为零。

若17.5度<β<55度(pi/2-α)，规划滚动轴负姿态，缩小因轨道运动引起的星敏感器光轴划出的圆锥的半锥角，避开太阳光进入+Y向星敏感器的太阳光保护角范围内；滚动姿态角度的大小

度。

若55度<β<79度，规划滚动轴正姿态，扩大因轨道运动引起的星敏感器光轴划出的圆锥的半锥角，避开太阳光进入+Y向星敏感器的太阳光保护角范围内；滚动姿态角度的大小为

度。

太阳高度角β为负，-Y星敏感器会受太阳光干扰，需要规划滚动姿态路径使-Y星敏感器避开太阳。具体规划方法：

若β>-17.5度，星敏感器不进太阳光，规划的滚动姿态角为零；

若-55度<β<-17.5度，规划滚动轴正姿态，缩小因轨道运动引起的星敏感器光轴划出的圆锥的半锥角，避开太阳光进入-Y向星敏感器的太阳光保护角范围内；滚动姿态角度的大小

度。

若-79度<β<-55度，规划滚动轴负姿态，扩大因轨道运动引起的星敏感器光轴划出的圆锥的半锥角，避开太阳光进入+Y向星敏感器的太阳光保护角范围内；滚动姿态角度的大小为

度。

写成统一的形式有：

式中，Φ表示滚动姿态角度。

综上，本实施例适用于载荷指向与卫星+X同向的倾斜轨道卫星平台控制方法，能够实现太阳高度角变化范围较大情况下星敏感器不受强光影响，保证星敏感器有效进行姿态信息测量，且不增加额外硬件配置，不改变硬件状态，仅通过软件编码既能实现，成本轻、代价小；方法简单，工程实现方便。

另一方面，基于同一发明构思，本发明还提供一种电子设备，如图5所示，所述电子设备包括处理器301和存储器303，所述存储器303上存储有计算机程序，所述计算机程序被所述处理器301执行时，实现如上文所述的倾斜轨道卫星平台控制方法。

本实施例提供的电子设备，能够实现太阳高度角变化范围较大情况下星敏感器不受强光影响，保证星敏感器有效进行姿态信息测量的目的。

继续参考图5，所述电子设备还包括通信接口302和通信总线304，其中所述处理器301、所述通信接口302、所述存储器303通过通信总线304完成相互间的通信。所述通信总线304可以是外设部件互连标准(Peripheral Component Interconnect，PCI)总线或扩展工业标准结构(Extended Industry Standard Architecture，EISA)总线等。该通信总线304可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图中仅用一条粗线表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。所述通信接口302用于上述电子设备与其他设备之间的通信。

本实施例中所称处理器301可以是中央处理单元(Central Processing Unit，CPU)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现成可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等，所述处理器301是所述电子设备的控制中心，利用各种接口和线路连接整个电子设备的各个部分。

所述存储器303可用于存储所述计算机程序，所述处理器301通过运行或执行存储在所述存储器303内的计算机程序，以及调用存储在存储器303内的数据，实现所述电子设备的各种功能。

所述存储器303可以包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器(ROM)、可编程ROM(PROM)、电可编程ROM(EPROM)、电可擦除可编程ROM(EEPROM)或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器(RAM)或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，RAM以多种形式可得，诸如静态RAM(SRAM)、动态RAM(DRAM)、同步DRAM(SDRAM)、双数据率SDRAM(DDRSDRAM)、增强型SDRAM(ESDRAM)、同步链路(Synchlink)DRAM(SLDRAM)、存储器总线(Rambus)直接RAM(RDRAM)、直接存储器总线动态RAM(DRDRAM)、以及存储器总线动态RAM(RDRAM)等。

再一方面，基于同一发明构思，本发明还提供了一种可读存储介质，所述可读存储介质内存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时可以实现如上文所述的倾斜轨道卫星平台控制方法。

本实施例提供的可读存储介质，能够实现太阳高度角变化范围较大情况下星敏感器不受强光影响，保证星敏感器有效进行姿态信息测量的目的。

本实施例提供的可读存储介质，可以采用一个或多个计算机可读的介质的任意组合。可读介质可以是计算机可读信号介质或者计算机可读存储介质。计算机可读存储介质例如可以是但不限于电、磁、光、电磁、红外线或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子(非穷举的列表)包括：具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机硬盘、硬盘、随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦式可编程只读存储器(EPROM或闪存)、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(CD-ROM)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本文中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其组合使用。

计算机可读的信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了计算机可读的程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。计算机可读的信号介质还可以是计算机可读存储介质以外的任何计算机可读介质，该计算机可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。

在本实施例中，可以以一种或多种程序设计语言或其组合来编写用于执行本实施例操作的计算机程序代码，所述程序设计语言包括面向对象的程序设计语言-诸如Java、Smalltalk、C++，还包括常规的过程式程序设计语言-诸如“C”语言或类似的程序设计语言。程序代码可以完全地在用户计算机上执行、部分地在用户计算机上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算机上部分在远程计算机上执行、或者完全在远程计算机或服务器上执行。在涉及远程计算机的情形中，远程计算机可以通过任意种类的网络——包括局域网(LAN)或广域网(WAN)连接到用户计算机，或者可以连接到外部计算机(例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接)。

应当注意的是，在本文的实施方式中所揭露的装置和方法，也可以通过其他的方式实现。以上所描述的装置实施方式仅仅是示意性的，例如，附图中的流程图和框图显示了根据本文的多个实施方式的装置、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序或代码的一部分，所述模块、程序段或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令，所述模块、程序段或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现方式中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个连续的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用于执行规定的功能或动作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (4)

1.一种倾斜轨道卫星平台控制方法，其特征在于，包括：

根据预设的星敏感器安装规则，确定星敏感器光轴；

根据连续滚动姿态路径规划策略对所述星敏感器进行姿态控制，以使所述星敏感器不受太阳光干扰；所述预设的星敏感器安装规则包括：

载荷指向轴与卫星+X轴同向，将星敏感器光轴布局于与所述载荷指向轴垂直的平面内，所述与所述载荷指向轴垂直的平面为与卫星本体坐标系的OYbZb平行的平面；

所述星敏感器光轴在平行于卫星本体坐标系的OYbZb平面内的具体方向满足以下条件：一是星敏感器不受星上其他部件遮挡和反照光的影响，二是若星敏感器的数量大于等于两台，则每一所述星敏感器光轴与星敏感器光轴的交角不小于45度；所述连续滚动姿态路径规划策略为：

实时计算每个轨道周期内太阳矢量平行于卫星本体坐标系的OYbZb平面时，太阳矢量与星敏感器光轴的夹角，若该夹角小于星敏感器太阳光抑制角，则规划整轨连续的滚动姿态路径并代入姿态控制，缩小或者扩大因卫星轨道运动引起的星敏感器光轴划出的圆锥的半锥角，以防止太阳光进入星敏感器的太阳光保护角范围内；规划整轨连续的滚动姿态路径包括：

卫星沿轨道三轴稳定零姿态对地运行，每轨均有特定时刻太阳矢量会位于轨道坐标系的OYoZo平面内，这时，太阳矢量与星敏感器光轴矢量的叉乘方向与卫星本体坐标系的Xb轴同向且矢量夹角小于星敏感器太阳光抑制角，则规划滚动正姿态，太阳矢量与星敏感器光轴矢量的夹角为λ，星敏感器杂散光保护角为α，滚动姿态角大小为（α-λ）；若太阳矢量与星敏感器光轴矢量的叉乘方向与卫星本体坐标系的Xb轴反向且矢量夹角小于星敏感器太阳光抑制角，则规划滚动负姿态，滚动姿态角大小为（α-λ）。

2.如权利要求1所述的倾斜轨道卫星平台控制方法，其特征在于，所述星敏感器太阳光抑制角为星敏感器实际的太阳光抑制角再加上一个预设角度。

3.一种电子设备，其特征在于，包括处理器和存储器，所述存储器上存储有计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时，实现权利要求1至2中任一项所述的方法。

4.一种可读存储介质，其特征在于，所述可读存储介质内存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时，实现权利要求1至2中任一项所述的方法。

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