CN113063436A - 评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报方法及系统，包括：步骤S1：计算星敏感器的强光保护角；步骤S2：计算光学相机的强光保护角；步骤S3：计算恒星观测的有效弧段，获取恒星观测时机信息；步骤S4：计算光学相机光轴矢量在惯性空间中的投影；步骤S5：在相机光轴方向附近，选择机动角度和亮度均满足要求的恒星，获取目标恒星的位置和星等信息，获取评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报结果信息。本发明搜索适用于卫星观测的恒星，预测恒星观测的时机，提供准确的恒星位置和星等信息，为高精度卫星稳定度和指向精度的评估提供支撑。

Description

评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报方法及系统

技术领域

本发明涉及空间飞行器总体技术，具体地，涉及一种评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报方法及系统。

背景技术

姿态稳定度和指向精度为卫星平台的重要指标，直接关系到卫星在轨任务的成败。近年来，随着我国遥感卫星的不断发展，用户对卫星的定量化应用要求也越来越高。作为卫星平台的核心指标，卫星姿态稳定度和指向精度的要求也越来越高。

常规的卫星姿态稳定度和指向精度评估方法是采用星敏感器和陀螺。但随着卫星姿态稳定度和指向精度的要求不断提高，传统的陀螺和星敏感器渐渐不能满足甚高精度姿态稳定度和指向精度的评估需求。因此，有必要研究新的评估方法，以第三方视角对姿态稳定度和指向精度指标进行精确评估。

文献《依巴谷恒星在CCD视场内的星位转换和预测》提出了新天文参考系下依巴谷恒星星位转换模型，预测了在CCD视场内的恒星星数分布情况。该文章并未涉及到适用于星载相机恒星观测的预报方法。

文献《适用于星敏感器的预测未知恒星星像质心算法》提出了一种自主预测视场内未知恒星星像质心算法。该算法根据已知恒星信息从主星表中搜索视场内所有未知恒星,并采用这些信息预测所有未知恒星的理想像平面中心,从以这些预测的理想坐标为中心的范围内提取相应的实际星像坐标。该文章并未涉及到适用于星载相机恒星观测的预报方法。

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评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报方法及系统。

根据本发明提供的一种评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报方法，包括：

步骤S1：根据卫星的轨道特性参数信息，计算星敏感器的强光保护角，获取星敏感器的强光保护角计算结果信息；

步骤S2：根据卫星的轨道特性参数信息，计算光学相机的强光保护角，获取光学相机的强光保护角计算结果信息；

步骤S3：根据星敏感器的强光保护角计算结果信息、光学相机的强光保护角计算结果信息，计算恒星观测的有效弧段，获取恒星观测时机信息；

步骤S4：根据卫星姿态信息、卫星的轨道特性参数信息，计算光学相机光轴矢量在惯性空间中的投影，获取光学相机光轴矢量在惯性空间中的投影计算结果信息；

步骤S5：根据光学相机光轴矢量在惯性空间中的投影计算结果信息，在相机光轴方向附近，选择机动角度和亮度均满足要求的恒星，获取目标恒星的位置和星等信息，获取评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报结果信息。

优选地，所述步骤S1包括：

步骤S1.1：所述的计算星敏感器的强光保护角，需要考虑地球地气光和太阳、月球光照影响，计算星敏感器的地球保护角、太阳保护角和月球保护角，其中地球保护角计算公式为：

上式中，α₁为星敏感器的地球保护角；Re为地球半径；H为卫星的轨道高度；θ为地球大气影响角；λ为星敏感器强光保护角；

采用如下公式计算星敏感器的太阳保护角：

上式中，Rs为太阳半径；R_probe-mean为卫星到太阳的距离；α₂为星敏感器的太阳保护角；

采用如下公式计算星敏感器的月球保护角：

上式中，R_m为月球半径；R_moon-mean为卫星到月球的距离；α₃为星敏感器的月球保护角。

优选地，所述步骤S2包括：

步骤S2.1：所述的计算光学相机的强光保护角，需要考虑地球地气光和太阳、月球光照影响，采用如下公式计算光学相机的地球保护角、光学相机的太阳保护角和光学相机的月球保护角：

上式中，Re为地球半径；H为卫星的轨道高度；θ为地球大气影响角；δ为载荷的视场包络角；Rs为太阳半径；R_probe-mean为卫星到太阳的距离；R_m为月球半径；R_moon-mean为卫星到月球的距离；β₁为载荷的地球保护角；β₂为载荷的太阳保护角；β₃为载荷的月球保护角。

所述的计算恒星观测的有效弧段，需保证星敏感器和光学相机可以同时工作，视场指向星空，不受地气光、月亮和太阳的影响。

优选地，所述步骤S4包括：

步骤S4.1：采用如下公式计算光学相机光轴矢量在惯性空间中的投影：

R_i＝A_{i_o}·A_{o_b}·A_{b_c}·r；

上式中，r为相机光轴矢量在相机坐标系下的投影；A_{b_c}相机坐标系相对卫星本体坐标系的转换矩阵；A_{o_b}为卫星本体相对轨道性坐标系的转换矩阵，由卫星的姿态信息计算得出；A_{i_o}为卫星轨道坐标系相对惯性坐标系的转换矩阵，由卫星轨道信息计算得出，展开表达式为：

上式中，a为轨道半长轴；i为轨道倾角；Ω为升交点赤经；u为升交点幅角。

优选地，所述步骤S5包括：

步骤S5.1：根据恒星矢量与相机光轴矢量的夹角关系筛除机动角度大的恒星；

再根据恒星的星等信息选择亮度大的恒星作为目标恒星，记录恒星的赤经信息、赤纬和星信息。

根据本发明提供的一种评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报系统，包括：

模块M1：根据卫星的轨道特性参数信息，计算星敏感器的强光保护角，获取星敏感器的强光保护角计算结果信息；

模块M2：根据卫星的轨道特性参数信息，计算光学相机的强光保护角，获取光学相机的强光保护角计算结果信息；

模块M3：根据星敏感器的强光保护角计算结果信息、光学相机的强光保护角计算结果信息，计算恒星观测的有效弧段，获取恒星观测时机信息；

模块M4：根据卫星姿态信息、卫星的轨道特性参数信息，计算光学相机光轴矢量在惯性空间中的投影，获取光学相机光轴矢量在惯性空间中的投影计算结果信息；

模块M5：根据光学相机光轴矢量在惯性空间中的投影计算结果信息，在相机光轴方向附近，选择机动角度和亮度均满足要求的恒星，获取目标恒星的位置和星等信息，获取评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报结果信息。

优选地，所述模块M1包括：

模块M1.1：所述的计算星敏感器的强光保护角，需要考虑地球地气光和太阳、月球光照影响，计算星敏感器的地球保护角、太阳保护角和月球保护角，其中地球保护角计算公式为：

上式中，α₁为星敏感器的地球保护角；Re为地球半径；H为卫星的轨道高度；θ为地球大气影响角；λ为星敏感器强光保护角；

采用如下公式计算星敏感器的太阳保护角：

上式中，Rs为太阳半径；R_probe-mean为卫星到太阳的距离；α₂为星敏感器的太阳保护角；

采用如下公式计算星敏感器的月球保护角：

上式中，R_m为月球半径；R_moon-mean为卫星到月球的距离；α₃为星敏感器的月球保护角。

优选地，所述模块M2包括：

模块M2.1：所述的计算光学相机的强光保护角，需要考虑地球地气光和太阳、月球光照影响，采用如下公式计算光学相机的地球保护角、光学相机的太阳保护角和光学相机的月球保护角：

上式中，Re为地球半径；H为卫星的轨道高度；θ为地球大气影响角；δ为载荷的视场包络角；Rs为太阳半径；R_probe-mean为卫星到太阳的距离；R_m为月球半径；R_moon-mean为卫星到月球的距离；β₁为载荷的地球保护角；β₂为载荷的太阳保护角；β₃为载荷的月球保护角。

所述的计算恒星观测的有效弧段，需保证星敏感器和光学相机可以同时工作，视场指向星空，不受地气光、月亮和太阳的影响。

优选地，所述模块M4包括：

模块M4.1：采用如下公式计算光学相机光轴矢量在惯性空间中的投影：

R_i＝A_{i_o}·A_{o_b}·A_{b_c}·r；

上式中，r为相机光轴矢量在相机坐标系下的投影；A_{b_c}相机坐标系相对卫星本体坐标系的转换矩阵；A_{o_b}为卫星本体相对轨道性坐标系的转换矩阵，由卫星的姿态信息计算得出；A_{i_o}为卫星轨道坐标系相对惯性坐标系的转换矩阵，由卫星轨道信息计算得出，展开表达式为：

上式中，a为轨道半长轴；i为轨道倾角；Ω为升交点赤经；u为升交点幅角。

优选地，所述模块M5包括：

模块M5.1：根据恒星矢量与相机光轴矢量的夹角关系筛除机动角度大的恒星；

再根据恒星的星等信息选择亮度大的恒星作为目标恒星，记录恒星的赤经信息、赤纬和星信息。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明根据卫星的轨道信息以及星敏感器、相机的工作特性，搜索适用于卫星观测的恒星，预测恒星观测的时机，提供准确的恒星位置和星等信息，为高精度卫星稳定度和指向精度的评估提供支撑。

2、本发明提出了一种基于光学相机恒星观测的评估方法。为了解决恒星观测的问题，本发明涉及了一种恒星预报的方法，可确保卫星在轨期间搜索到目标恒星。

3、本发明中，流程构造合理，使用方便，能够克服现有技术的缺陷。

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是本发明的恒星预报方法示意图。

图2是本发明的地气光对星敏感器影响分析示意图。

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。

如图1-2所示，本发明提出一种适用于评估卫星稳定度和指向精度在轨性能的恒星预报方法，可确保卫星在轨期间搜索到便于观测的目标恒星，为高精度卫星稳定度和指向精度的评估提供支撑。

本发明包括以下步骤：

S1、根据卫星的轨道特性计算星敏感器的强光保护角；

S2、根据卫星的轨道特性计算光学相机的强光保护角；

S3、结合星敏感器和光学相机的强光保护角，计算恒星观测的有效弧段，获取恒星观测的时机；

S4、根据卫星姿态、轨道信息计算光学相机光轴矢量在惯性空间中的投影；

S5、在相机光轴方向附近，选择机动角度和亮度均满足要求的恒星，获取目标恒星的位置和星等信息。

具体地，在一个实施例中，一种适用于评估卫星稳定度和指向精度在轨性能的恒星预报方法，包括：

步骤S1：计算星敏感器的强光保护角

高精度卫星平台一般采用星敏感器为姿态测量敏感器。为了评估卫星的指向精度和稳定度，需要保证星敏感器和载荷可以同时工作，视场指向星空，不受地气光、月亮和太阳的影响。

对于星敏感器，星敏感器的强光保护角需要考虑地球地气光和太阳光照影响。地气光几何条件如附图所示。首先，给出地球反照角度计算公式为：

上式中，Re为地球半径；H为卫星的轨道高度；α为地球反射角。

然后，给出星敏感器的地球保护角为：

α₁＝α+θ+λ

上式中，α₁为星敏感器的地球保护角；α为地球反照角；θ为地球大气影响角；λ为星敏感器强光保护角，根据星敏感器的性能指标确定。通过上述方式，确定了星敏感器的地球保护角。

同理分析太阳光照影响，星敏感器的太阳保护角为：

上式中，Rs为太阳半径；R_probe-mean为卫星到太阳的距离；α₂为星敏感器的太阳保护角。

同理分析月球的影响，星敏感器的月球保护角为：

上式中，R_m为月球半径；R_moon-mean为卫星到月球的距离；α₃为星敏感器的月球保护角。在轨运行期间，要求星敏感器的中心视线与星-日连线矢量夹角大于星敏感器的太阳保护角α₃，即可保证星敏感器不受月球照射的影响。

步骤S2：计算光学相机的强光保护角

对于光学相机，分析方式与星敏感器相同，可得到光学相机的地球保护角、太阳保护角和月球保护角的表达式如下：

β₁＝α+θ+δ

上式中，α为地球反照角；θ为地球大气影响角；δ为载荷的视场包络角；Rs为太阳半径；R_probe-mean为卫星到太阳的距离；R_m为月球半径；R_moon-mean为卫星到月球的距离；β₁为载荷的地球保护角；β₂为载荷的太阳保护角；β₃为载荷的月球保护角。

根据上述约束条件，结合卫星的轨道数据进行计算，选择同时满足星敏感器和载荷工作条件的弧段，即为卫星在轨的有效评估区域。

步骤S3：计算恒星观测的有效弧段

计算恒星观测的有效弧段，需保证星敏感器和光学相机可以同时工作，视场指向星空，不受地气光、月亮和太阳的影响。具体要求如下：

1、在轨运行期间，要求星敏感器的中心视线与星-地连线矢量夹角大于星敏感器的地球保护角α₁；光学相机的中心视线与星-地连线矢量夹角大于光学相机的地球保护角β₁。

2、在轨运行期间，要求星敏感器的中心视线与星-日连线矢量夹角大于星敏感器的太阳保护角α₂；光学相机的中心视线与星-日连线矢量夹角大于光学相机的太阳保护角β₂。

3、轨运行期间，要求星敏感器的中心视线与星-月连线矢量夹角大于星敏感器的月球保护角α₃；光学相机的中心视线与星-月连线矢量夹角大于光学相机的月球保护角β₃。

4、计算光学相机光轴矢量在惯性空间中的投影

计算过程中，需结合相机的安装矩阵、卫星姿态轨道数据进行计算。光学相机光轴在J2000惯性坐标系下的指向表达式如下：

R_i＝A_{i_o}·A_{o_b}·A_{b_c}·r

上式中，r为相机光轴矢量在相机坐标系下的投影，根据光学相机的定义进行赋值；A_{b_c}相机坐标系相对卫星本体坐标系的转换矩阵，可通过地面精测获取；A_{o_b}为卫星本体相对轨道性坐标系的转换矩阵，由卫星的姿态信息计算得出；A_{i_o}为卫星轨道坐标系相对惯性坐标系的转换矩阵，由卫星轨道信息计算得出，展开表达式为：

上式中，a为轨道半长轴；i为轨道倾角；Ω为升交点赤经；u为升交点幅角。上述所选的轨道信息应处于步骤1计算出的恒星观测的有效弧段内。

5、获取目标恒星的位置和星等信息

在星表数据中，可以查询恒星在惯性坐标系下的位置信息以及星等信息。因此，结合步骤2中计算出的相机光轴矢量在惯性坐标系下的表达式，可搜索出恒星矢量与相机光轴矢量角度不超过

的所有恒星。上述中的

角与卫星自身的机动能力相关。

在满足

角约束的恒星中，根据星等信息选择出亮度最大的恒星，作为目标恒星。记录恒星的赤经、赤纬、星等信息、以及恒星观测是时间段，完成恒星预报。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

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)

1.一种评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报方法，其特征在于，包括：

步骤S1：根据卫星的轨道特性参数信息，计算星敏感器的强光保护角，获取星敏感器的强光保护角计算结果信息；

步骤S2：根据卫星的轨道特性参数信息，计算光学相机的强光保护角，获取光学相机的强光保护角计算结果信息；

步骤S3：根据星敏感器的强光保护角计算结果信息、光学相机的强光保护角计算结果信息，计算恒星观测的有效弧段，获取恒星观测时机信息；

步骤S4：根据卫星姿态信息、卫星的轨道特性参数信息，计算光学相机光轴矢量在惯性空间中的投影，获取光学相机光轴矢量在惯性空间中的投影计算结果信息；

步骤S5：根据光学相机光轴矢量在惯性空间中的投影计算结果信息，在相机光轴方向附近，选择机动角度和亮度均满足要求的恒星，获取评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报结果信息。

2.根据权利要求1所述评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报方法，其特征在于，所述步骤S1包括：

步骤S1.1：计算星敏感器的地球保护角、太阳保护角和月球保护角，其中地球保护角计算公式为：

上式中，α₁为星敏感器的地球保护角；Re为地球半径；H为卫星的轨道高度；θ为地球大气影响角；λ为星敏感器强光保护角；

采用如下公式计算星敏感器的太阳保护角：

上式中，Rs为太阳半径；R_probe-mean为卫星到太阳的距离；α₂为星敏感器的太阳保护角；

采用如下公式计算星敏感器的月球保护角：

上式中，R_m为月球半径；R_moon-mean为卫星到月球的距离；α₃为星敏感器的月球保护角。

3.根据权利要求1所述评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报方法，其特征在于，所述步骤S2包括：

步骤S2.1：采用如下公式计算光学相机的地球保护角、光学相机的太阳保护角和光学相机的月球保护角：

上式中，Re为地球半径；H为卫星的轨道高度；θ为地球大气影响角；δ为载荷的视场包络角；Rs为太阳半径；R_probe-mean为卫星到太阳的距离；R_m为月球半径；R_moon-mean为卫星到月球的距离；β₁为载荷的地球保护角；β₂为载荷的太阳保护角；β₃为载荷的月球保护角。

4.根据权利要求1所述评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报方法，其特征在于，所述步骤S4包括：

步骤S4.1：采用如下公式计算光学相机光轴矢量在惯性空间中的投影：

R_i＝A_{i_o}·A_{o_b}·A_{b_c}·r；

上式中，r为相机光轴矢量在相机坐标系下的投影；A_{b_c}相机坐标系相对卫星本体坐标系的转换矩阵；A_{o_b}为卫星本体相对轨道性坐标系的转换矩阵，由卫星的姿态信息计算得出；A_{i_o}为卫星轨道坐标系相对惯性坐标系的转换矩阵，由卫星轨道信息计算得出，展开表达式为：

上式中，a为轨道半长轴；i为轨道倾角；Ω为升交点赤经；u为升交点幅角。

5.根据权利要求1所述评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报方法，其特征在于，所述步骤S5包括：

步骤S5.1：根据恒星矢量与相机光轴矢量的夹角关系筛除机动角度大的恒星；

再根据恒星的星等信息选择亮度大的恒星作为目标恒星，记录恒星的赤经信息、赤纬和星信息。

6.一种评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报方法，其特征在于，包括：

模块M1：根据卫星的轨道特性参数信息，计算星敏感器的强光保护角，获取星敏感器的强光保护角计算结果信息；

模块M2：根据卫星的轨道特性参数信息，计算光学相机的强光保护角，获取光学相机的强光保护角计算结果信息；

模块M3：根据星敏感器的强光保护角计算结果信息、光学相机的强光保护角计算结果信息，计算恒星观测的有效弧段，获取恒星观测时机信息；

模块M4：根据卫星姿态信息、卫星的轨道特性参数信息，计算光学相机光轴矢量在惯性空间中的投影，获取光学相机光轴矢量在惯性空间中的投影计算结果信息；

模块M5：根据光学相机光轴矢量在惯性空间中的投影计算结果信息，在相机光轴方向附近，选择机动角度和亮度均满足要求的恒星，获取评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报结果信息。

7.根据权利要求1所述评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报方法，其特征在于，所述模块M1包括：

模块M1.1：计算星敏感器的地球保护角、太阳保护角和月球保护角，其中地球保护角计算公式为：

上式中，α₁为星敏感器的地球保护角；Re为地球半径；H为卫星的轨道高度；θ为地球大气影响角；λ为星敏感器强光保护角；

采用如下公式计算星敏感器的太阳保护角：

上式中，Rs为太阳半径；R_probe-mean为卫星到太阳的距离；α₂为星敏感器的太阳保护角；

采用如下公式计算星敏感器的月球保护角：

上式中，R_m为月球半径；R_moon-mean为卫星到月球的距离；α₃为星敏感器的月球保护角。

8.根据权利要求1所述评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报方法，其特征在于，所述模块M2包括：

模块M2.1：采用如下公式计算光学相机的地球保护角、光学相机的太阳保护角和光学相机的月球保护角：

上式中，Re为地球半径；H为卫星的轨道高度；θ为地球大气影响角；δ为载荷的视场包络角；Rs为太阳半径；R_probe-mean为卫星到太阳的距离；R_m为月球半径；R_moon-mean为卫星到月球的距离；β₁为载荷的地球保护角；β₂为载荷的太阳保护角；β₃为载荷的月球保护角。

9.根据权利要求1所述评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报方法，其特征在于，所述模块M4包括：

模块M4.1：采用如下公式计算光学相机光轴矢量在惯性空间中的投影：

R_i＝A_{i_o}·A_{o_b}·A_{b_c}·r；

上式中，r为相机光轴矢量在相机坐标系下的投影；A_{b_c}相机坐标系相对卫星本体坐标系的转换矩阵；A_{o_b}为卫星本体相对轨道性坐标系的转换矩阵，由卫星的姿态信息计算得出；A_{i_o}为卫星轨道坐标系相对惯性坐标系的转换矩阵，由卫星轨道信息计算得出，展开表达式为：

上式中，a为轨道半长轴；i为轨道倾角；Ω为升交点赤经；u为升交点幅角。

10.根据权利要求1所述评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报方法，其特征在于，所述模块M5包括：

模块M5.1：根据恒星矢量与相机光轴矢量的夹角关系筛除机动角度大的恒星；

再根据恒星的星等信息选择亮度大的恒星作为目标恒星，记录恒星的赤经信息、赤纬和星信息。

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