CN113203981A - 一种利用辐射源定位载荷实现卫星姿态确定的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种利用辐射源定位载荷实现卫星姿态确定的方法，属于卫星姿态确定技术领域。本发明所述卫星姿态确定方法结合卫星辐射源定位载荷的工作原理，在已知辐射源精确位置信息的情况下，通过卫星辐射源定位载荷测量两个位置已知辐射源发出的电磁波角度信息，包括方位角和俯仰角，再利用一定的定姿算法来确定卫星的姿态。本发明解决了一类频谱态势感知雷达卫星在姿态敏感器发生失效或者卫星发生旋转、翻滚等故障情况下的姿态确定问题，并实现了卫星姿态专用设备的异构备份功能，以及辐射源定位设备的多功能化。

Description

一种利用辐射源定位载荷实现卫星姿态确定的方法

技术领域

本发明属于卫星姿态确定技术领域，具体涉及一种利用辐射源定位载荷实现卫星姿态确定的方法。

背景技术

卫星姿态测量与确定，是通过采用专用的仪器或设备来测量卫星相对某一确定目标的姿态参数，再结合一定的姿态确定方法，如矢量确定性方法、滤波估计方法等，来解算得到卫星自身的姿态信息。当前广泛采用的用于卫星姿态确定与控制的专用仪器或设备主要包括：恒星敏感器(简称星敏感器，用于测定卫星相对于天球坐标系三轴姿态信息的光学姿态敏感器)、太阳敏感器(用于获取卫星相对于太阳方位信息的光学姿态敏感器)、以及陀螺仪(感知卫星自身姿态变化，用作卫星惯性测量单元、姿态稳定控制的关键部件)等。例如，专利文献CN103148853B提出一种基于星敏感器的卫星姿态确定方法及系统，通过多个星敏感器和陀螺仪采集多个卫星姿态信息，并从中选择有效的卫星姿态信息，采用卡尔曼滤波器进行局部状态估计，再进行加权融合得到全局最优估计，进而确定卫星的姿态；专利文献CN111678512A公开一种基于因子图的星敏感器和陀螺组合卫星姿态确定方法，有效结合因子图和四元数方法来解决卫星姿态确定问题，可为卫星姿态确定提供一种新的方法，能够快速准确的为卫星提供实时姿态信息。

近年来，针对一类遥感卫星，还有从业者提出了利用光学有效载荷来获取卫星姿态信息的新方法，具体地，将遥感载荷作为姿态敏感器，从卫星遥感图像信息中提取卫星的姿态信息，再通过空间矢量转换以确定卫星的姿态，目前已广泛应用于深空探测领域如月球、火星探测等。例如，专利文献CN 105444778B提出了一种基于成像几何反演的星敏感器在轨定姿误差获取方法，利用光学相机获取地面控制点的全色波段影像，再根据摄影光线及光学相机安装矩阵，获取卫星平台的姿态矩阵；专利文献CN 109708649B提出一种遥感卫星的姿态确定方法及系统，该方法基于遥感卫星光学相机载荷和地球数字表面模型确定卫星姿态，即将遥感相机作为场景敏感器获取某一地区的二维影像，将该二维影像与高精度三维地球表面模型进行匹配，并结合卫星轨道信息，获得遥感相机外方位元素，计算并确定卫星平台的姿态。

然而，目前对于一类应用于频谱态势感知领域的雷达卫星，该类卫星上搭载有通过测量辐射源入射电磁波角度及参数来确定辐射源方向和位置的辐射源定位载荷，在卫星的姿态敏感器发生失效或者在卫星发生旋转、翻滚等故障情况下，如何确定这类卫星的姿态信息，现有技术还没有很好的解决方案。

发明内容

本发明的主要目的时提供一种利用辐射源定位载荷实现卫星姿态确定的方法，旨在解决一类频谱态势感知雷达卫星在姿态敏感器发生失效或者卫星发生旋转、翻滚等故障情况下的姿态确定问题。

为实现上述目的，本发明提出一种利用辐射源定位载荷实现卫星姿态确定的方法，结合卫星辐射源定位载荷的工作原理，在已知辐射源精确位置信息的情况下，通过卫星辐射源定位载荷测量两个位置已知辐射源发出的电磁波角度信息，再利用定姿算法确定卫星的姿态。

本发明所述利用辐射源定位载荷实现卫星姿态确定的方法是通过卫星上的辐射源定位载荷测量两个不同地面辐射源发出的电磁波的角度信息，来进一步确定卫星的姿态，所述辐射源定位载荷包括信号处理机、信号接收机和二维干涉仪，所述地面辐射源包括第一辐射源和第二辐射源；该方法具体包括以下步骤S1～S6：

S1、利用所述辐射源定位载荷，测量所述第一辐射源和第二辐射源发出的电磁波的方位角与俯仰角；

S2、根据所述方位角与俯仰角，确定所述第一辐射源和第二辐射源在所述二维干涉仪的测量坐标系下的方向矢量；

S3、确定所述第一辐射源和第二辐射源在卫星本体坐标系下的方向矢量；

S4、利用获取的辐射源地理位置参数，确定出所述第一辐射源和第二辐射源相对于地心惯性坐标系的位置矢量；

S5、基于所述第一辐射源和第二辐射源相对于地心惯性坐标系的位置矢量，确定所述第一辐射源和第二辐射源相对卫星视线方向在地心惯性坐标系下的分量；

S6、基于步骤S4和S5确定的结果，采用定姿算法求解卫星的姿态。

可选地，所述二维干涉仪包括第一天线、第二天线、第三天线、第四天线、第五天线、第六天线和第七天线，分为呈正交布置的两组，其中，一组天线包括第一天线、第二天线、第三天线和第四天线，其安装面中心点沿水平方向布置；另一组天线包括第一天线、第五天线、第六天线和第七天线，其安装面中心点沿竖直方向布置；所述第一天线位于两组天线的正交点位置；

所述步骤2中的二维干涉仪的测量坐标系O_c-X_cY_cZ_c为右手直角坐标系，坐标原点O_c位于所述第一天线的安装面的中心点，X_c轴方向为一组天线所在的水平布置方向，Y_c轴方向为另一组天线所在的竖直布置方向，Z_c轴方向按照右手准则确定。

进一步地，所述步骤S1中，

所述第一辐射源发出的电磁波的方位角α_A与俯仰角β_A分别为

式中，d₁₄表示由第一天线与第四天线的中心点连线形成的测量基线距离，d₁₇表示由第一天线与第七天线的中心点连线形成的测量基线距离，

表示基于d₁₄测量的第一辐射源发出的电磁波相位差，

表示基于d₁₇测量的第一辐射源发出的电磁波相位差，λ表示电磁波的波长；

所述第二辐射源发出的电磁波的方位角α_B与俯仰角β_B分别为

式中，

表示基于d₁₄测量的第二辐射源发出的电磁波相位差，

表示基于d₁₇测量的第二辐射源发出的电磁波相位差。

可选地，所述步骤S2中，

所述第一辐射源在二维干涉仪的测量坐标系下的方向矢量u′₁为

u′₁＝[cosα_A sinβ_A，sinα_A sinβ_A，cosβ_A]，

式中，α_A为第一辐射源发出的电磁波的方位角，β_A为第一辐射源发出的电磁波的俯仰角；所述第二辐射源在二维干涉仪测量坐标系下的方向矢量u′₂为

u′₂＝[cosα_B sinβ_B，sinα_B sinβ_B，cosβ_B]，

式中，α_B为第二辐射源发出的电磁波的方位角，β_B为第二辐射源发出的电磁波的俯仰角。

可选地，所述步骤S3中，所述第一辐射源在卫星本体坐标系下的方向矢量

与所述第二辐射源在卫星本体坐标系下的方向矢量

分别为

式中，M₀为二维干涉仪测量坐标系与卫星本体坐标系之间的转换矩阵。

可选地，所述步骤S4中，所述第一辐射源相对于地心惯性坐标系的位置矢量

与所述第二辐射源相对于地心惯性坐标系的位置矢量

分别为

式中，

为地球固连坐标系转换至地心惯性坐标系的转换矩阵，

为第一辐射源相对于地球固连坐标系的位置矢量，

为第二辐射源相对于地球固连坐标系的位置矢量。

可选地，所述步骤S5中，所述第一辐射源相对卫星视线方向在地心惯性坐标系下的分量

与所述第二辐射源相对卫星视线方向在地心惯性坐标系下的分量

分别为

式中，

为第一辐射源相对于地心惯性坐标系的位置矢量，

为第二辐射源相对于地心惯性坐标系的位置矢量，

为卫星相对于地心惯性坐标系的位置矢量。

可选地，步骤6中的所述定姿算法采用TRIAD算法；所述步骤6的详细步骤包括以下子步骤S61～S63：

S61、以第一辐射源在卫星本体坐标系下的方向矢量

为基准，以第二辐射源在卫星本体坐标系下的方向矢量

为约束，采用TRIAD算法求解卫星本体坐标系至地心惯性坐标系的转换矩阵的一个解M₁；

所述卫星本体坐标系至地心惯性坐标系的转换矩阵的一个解M₁的表达式为

M₁＝[b_x b_y b_z]·[r_x r_y r_z]^T，

式中，分量

分量

分量b_z＝b_x×b_y，分量

分量

分量r_z＝r_x×r_y，其中，

为第一辐射源相对卫星视线方向在地心惯性坐标系下的分量，

为第二辐射源相对卫星视线方向在地心惯性坐标系下的分量；

S62、以第二辐射源在卫星本体坐标系下的方向矢量

为基准，以第一辐射源在卫星本体坐标系下的方向矢量

为约束，采用TRIAD算法求解卫星本体坐标系至地心惯性坐标系的转换矩阵的另一个解M₂；

所述卫星本体坐标系至地心惯性坐标系的转换矩阵的另一个解M₂的表达式为

M₂＝[b′_x b′_y b′_z]·[r′_x r′_y r′_z]^T，

式中，分量

分量

分量b′_z＝b′_x×b′_y，分量

分量

分量r′_z＝r′_x×r′_y；

S63、综合步骤S61中所述M₁和步骤S62中所述M₂，并进行加权和正交化处理，获取优化后的姿态转换矩阵M，再由优化后的姿态转换矩阵M进一步得到卫星的姿态参数；

所述优化后的姿态转换矩阵M的表达式为：

式中，上标T表示矩阵转置，

表示加权转换矩阵，且

其中，β₁和β₂分别表示第一辐射源和第二辐射源的信号强度。

与现有技术相比，本发明技术方案具有以下优点：

(1)本发明利用卫星辐射源定位设备实现卫星姿态的确定，在星上的姿态敏感器发生失效、或者在卫星发生旋转、翻滚等故障条件下，可作为故障处置预案实现卫星姿态的确定，从而实现卫星姿态专用设备的异构备份功能；

(2)本发明利用卫星辐射源定位载荷设备实现卫星的姿态确定，实现辐射源定位设备的一专多用，辐射源定位载荷除了具有传统的电磁信号感知接收功能之外，还具有协助卫星姿态确定的功能，因而实现了辐射源定位设备的多功能化。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1是辐射源定位载荷中二维干涉仪的天线阵列布置示意图；

图2是本发明所述利用辐射源定位载荷实现卫星姿态确定的模型示意图；

图3是本发明所述方法的步骤流程图。

附图标记：

1——第一天线；2——第二天线；3——第三天线；4——第四天线；

5——第五天线；6——第六天线；7——第七天线；

8——地球；9——卫星；10——辐射源定位载荷；

11——第一辐射源；12——第二辐射源。

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，所描述的实施例不是本发明的全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

为清晰起见，本说明书中所采用符号的物理含义如下表1所示。

表1符号及其含义

卫星辐射源定位载荷是卫星上的射频敏感设备，该载荷由信号处理机、多通道信号接收机和二维干涉仪组成，二维干涉仪是由多根天线组成的二维正交基线相位干涉仪。基于卫星辐射源定位载荷的多基线相位干涉测角功能，本发明提出一种使用卫星辐射源定位载荷确定卫星姿态的方法，通过卫星辐射源定位载荷测量两个已知位置辐射源的入射电磁波与卫星测量平面的方位角和俯仰角，来进一步确定卫星的姿态。具体地，卫星辐射源定位载荷中的二维干涉仪能够测量地面场站相对二维干涉仪的方位角与俯仰角，进一步可以得到地面辐射源来波方向相对于卫星本体坐标系的方向，当二维干涉仪同时捕获到两个以上、位置已知的地面辐射源信号时，卫星的姿态可以由二维干涉仪的测量信息唯一确定，本发明就是利用二维干涉仪的这种特性，来实现卫星的姿态确定功能。

所述二维干涉仪包括两组正交布置的天线，本实施例中，二维干涉仪共包括7根天线，如图1所示，其中第一天线1、第二天线2、第三天线3、第四天线4这四根天线构成一组，依次将其安装面的中心点布置在一条直线上，构成二维干涉仪的X_c轴，而第一天线1、第五天线5、第六天线6、第七天线7构成另外一组，依次将其安装面中心点布置在一条与二维干涉仪的X_c轴垂直的直线上，并构成二维干涉仪的Y_c轴，二维干涉仪的坐标原点O_c为第一天线1(第一天线)安装面的中心点，二维干涉仪的Z_c轴与二维干涉仪的X_c轴、Y_c轴满足右手准则，这样就建立了二维干涉仪的测量坐标系O_c-X_cY_cZ_c。

参见图1，当所述第一天线1、第二天线2、第三天线3、第四天线4构成一组安装时，其中由第一天线1和第二天线2的中心点连线形成测量基线距离d₁₂，由第一天线1和第三天线3的中心点连线形成测量基线距离d₁₃，由第一天线1和第四天线4中心点连线形成测量基线距离d₁₄；当所述第一天线1、第五天线5、第六天线6、第七天线7构成另一组安装时，其中由第一天线1和第五天线5的中心点连线形成测量基线距离d₁₅，由第一天线1和第六天线6的中心点连线形成测量基线距离d₁₆，由第一天线1和第七天线7中心点连线形成测量基线距离d₁₇。

为了描述方便起见，除上述的二维干涉仪测量坐标系O_c-X_cY_cZ_c外，还引入以下坐标系：

(1)卫星本体坐标系O_bX_bY_bZ_b，简称为本体系B；本实施例中，卫星本体坐标系B采用直角坐标系，其原点O_b位于卫星质心，X_b轴指向卫星飞行方向，Z_b轴指向地心，Y_b轴由右手定则确定。

(2)地球固连坐标系E，简称为地固系E；本实施例中，地固系E采用WGS84坐标系(WorldGeodetic System世界大地测量系统，1984年)，该大地坐标系的原点位于地球质心，z轴指向(国际时间局)BIH1984.0定义的协议地球极(CTP)方向，x轴指向BIH1984.0的零度子午面和CTP赤道的交点，y轴通过右手定则确定。

(3)地心惯性坐标系I，简称为惯性系I；本实施例中，地心惯性坐标系I采用J2000坐标系，该坐标系也被称为J2000平赤道地心坐标系，其原点也是在地球质心，xy平面为J2000时刻的地球平赤道面，x轴指向J2000时刻的平春分点，即J2000时刻平赤道面与平黄道面的一个交点。

下面结合图2所示的本发明所述利用辐射源定位载荷实现卫星姿态确定的模型示意图以及图3所示的本发明所述方法的步骤流程图，来对本发明所述姿态确定方法进行进一步说明。图2中，在地球8上有两个位置已知的辐射源，分别为辐射源A和辐射源B，其中，辐射源A称为第一辐射源11，辐射源B称为第二辐射源12；定义卫星9相对第一辐射源11的视线方向(卫星与第一辐射源11的连线方向)为u₁，卫星9相对第二辐射源12的视线方向(卫星与第二辐射源12的连线方向)为u₂。

由图3可知，本发明的核心思路包括以下S1～S6六个步骤：

S1、利用卫星辐射源定位载荷，测量地面第一辐射源11和第二辐射源12发出的电磁波的方位角与俯仰角；

在某个时刻t₀，卫星利用辐射源定位载荷的二维干涉仪同时接收到地面两个位置已知的辐射源的电磁波，本发明通过测量这两个辐射源发出的电磁波的方位角和俯仰角，来确定卫星的姿态。

请再次参阅图1，记二维干涉仪上测量基线d₁₂、d₁₃所测量得到的第一辐射源11发出的电磁波相位差分别为

和

用于解除基于测量基线d₁₄所测量的第一辐射源11发出的电磁波相位差

的相位模糊；记基线d₁₂、d₁₃所测量的第二辐射源12发出的电磁波相位差分别为

和

用于解除基于基线d₁₄所测量的第二辐射源12发出的电磁波相位差

的相位模糊；而记基线d₁₅、d₁₆所测量的第一辐射源11发出的电磁波相位差分别为

和

用于解除基于基线d₁₇所测量的第一辐射源11发出的电磁波相位差

的相位模糊，记基线d₁₅、d₁₆所测量的第二辐射源12发出的电磁波相位差分别为

和

用于解除基于基线d₁₇所测量的第二辐射源12发出的电磁波相位差

的相位模糊。

根据相位差

可以确定第一辐射源11发出的电磁波的方位角α_A为

以及第一辐射源11发出的电磁波的俯仰角β_A为

式中，λ表示信号的波长。

同样地，根据相位差

可以确定第二辐射源12发出的电磁波的方位角α_B为

以及第二辐射源12发出的电磁波的俯仰角β_B为

S2、根据所述方位角与俯仰角，确定第一辐射源11和第二辐射源12在二维干涉仪的测量坐标系O_c-X_cY_cZ_c下的方向矢量；

根据测量值α_A和β_A可以确定二维干涉仪测量坐标系下第一辐射源11的方向矢量u′₁为

u′₁＝[cosα_A sinβ_A，sinα_A sinβ_A，cosβ_A] (5)

根据测量值α_B和β_B可以确定二维干涉仪测量坐标系下第二辐射源12的方向矢量u′₂为u′₂＝[cosα_B sinβB，sinα_B sinβ_B，cosβ_B] (6)

S3、进一步确定第一辐射源11和第二辐射源12在卫星本体坐标系下的方向矢量；

记二维干涉仪测量坐标系与卫星本体坐标系的转换矩阵M₀，可以确定第一辐射源11在卫星本体坐标系下的方向矢量

为

而第二辐射源12在卫星本体坐标系下的方向矢量

为

式中，上标b表示以卫星本体坐标系B为参考。

S4、利用已知的辐射源地理位置参数，确定第一辐射源11和第二辐射源12相对于地心惯性坐标系的位置矢量；

将两个第一辐射源11和第二辐射源12相对于地固系E的位置矢量分别为

和

上标e表示以地固系E为参考。

经二维干涉仪测量和转换，确定第一辐射源11在卫星本体坐标系下的方向矢量为

信号强度为β₁，第二辐射源12在卫星本体坐标系下的方向矢量为

信号强度为β₂，其中，上标b表示以卫星本体坐标系B为参考。

在t₀时刻，卫星导航系统能够获得当前卫星相对于地心惯性坐标系I的位置矢量

上标i表示以地心惯性坐标系I为参考。

根据地球相对于地心惯性坐标系的运动特性，星务软件能够依据时刻t₀，唯一确定地球固连坐标系转换至地心惯性坐标系的转换矩阵

根据坐标转换，第一辐射源11和第二辐射源12相对于地心惯性坐标系的位置矢量分别为

和

满足：

S5、基于所述第一辐射源11和第二辐射源12相对于地心惯性坐标系的位置矢量，确定第一辐射源11和第二辐射源12相对卫星视线方向在地心惯性坐标系下的分量；

在t₀时刻根据

和

的定义，可以确定两个辐射源，即第一辐射源11和第二辐射源12，相对卫星的视线方向在地心惯性坐标系下分量满足：

S6、基于步骤S4和S5获取的结果，采用定姿算法求解卫星的姿态。

步骤S6中，可以采用多种不同的定姿算法来解算卫星的姿态。本实施例中，采用TRIAD算法来进行步骤S6的姿态解算。TRIAD算法，也称为双矢量定姿算法，是卫星姿态确定领域的经典算法之一，该算法是采用空间几何方法，依据两个矢量在两个不同坐标系之间的分量，来计算这两个坐标系间的转换矩阵。

步骤S6包括以下子步骤S61～S63：

S61、以

为基准，以

为约束，采用TRIAD算法求解卫星本体坐标系至地心惯性坐标系的转换矩阵的一个解M₁；

第一辐射源11和第二辐射源12在卫星本体坐标系下的方向矢量分别为

和

下面，以

为基准，以

为约束，利用TRIAD双矢量定姿算法，求解得到卫星本体坐标系至地心惯性坐标系的转换矩阵

的一个解M₁。

采用TRIAD算法的具体过程如下：

定义：

b_z＝b_x×b_y (15)

r_z＝r_x×r_y(18)

则可以求出从卫星本体坐标系到地心惯性坐标系的转换矩阵M₁为

S62、以

为基准，以

为约束，采用TRIAD算法求解卫星本体坐标系至地心惯性坐标系的转换矩阵的另一个解M₂；

同样地，以

为基准，以

为约束，调换式(13)至式(18)中

和

分量，再次利用TRIAD算法确定卫星姿态，可以得到卫星本体坐标系到地心惯性坐标系的转换矩阵的另一解M₂。

M₂的表达式为

M₂＝[b′_x b′_y b′_z]·[r′_x r′_y r′_z]T (20)

式中，分量

分量

分量b′_z＝b′_x×b′_y，分量

分量

分量r′_z＝r′_x×r′_y；

S63、综合步骤S61中所述M₁和步骤S62中所述M₂，并进行加权和正交化处理，获取优化后的姿态转换矩阵M，再由优化后的姿态转换矩阵M进一步得到卫星的姿态参数。

利用第一辐射源11和第二辐射源12的信号信噪比估计ρ_A和ρ_B，综合M₁和M₂两组计算结果，对实际转换矩阵做出优化估计。对实际转换矩阵做出加权、正交化等处理，使之满足转换矩阵性质后，得到优化后的姿态转换矩阵阵M。

因为信号强度大的观测矢量具有更高的可靠性和测量精度，所以在姿态确定过程中将被基于更高权重。根据测量得到第一辐射源11和第二辐射源12的信噪比ρ_A和ρ_B进行加权，加权转换矩阵

按下式定义：

对矩阵

进行如下式(22)的正交化，使其满足转换矩阵的性质，从而得到优化后的姿态转换矩阵估计M：

式中，M为3×3矩阵。

得到优化后的姿态转换矩阵M后，欧拉角或四元数形式的卫星姿态参数均可转换得到。例如，采用3-2-1转序定义的偏航角ψ、俯仰角θ和滚转角

来描述卫星的姿态，则姿态参数ψ、θ和

与优化后的姿态转换矩阵M的转换关系为：

其中，M_ij表示矩阵M的第i行第j列元素，即M₁₁表示矩阵M的第1行、第1列元素，M₁₂表示矩阵M的第1行、第2列元素，M₂₃表示矩阵M的第2行、第3列元素，M₁₃和M₃₃以此类推。

综合以上分析，本发明通过卫星辐射源定位载荷测量两个位置已知辐射源发出的电磁波角度信息，再结合一定的定姿算法，实现了卫星姿态的确定，本发明有效解决了一类频谱态势感知雷达卫星在姿态敏感器发生失效或者卫星发生旋转、翻滚等故障情况下的姿态确定问题。由于该方法可应用于卫星发生姿态专用设备失效等故障处置预案之中，因而该方法实现了卫星姿态专用设备的异构备份功能；而且，本发明实现了辐射源定位设备的一专多用，使得辐射源定位载荷除了具有传统的电磁信号感知接收功能之外，还具有协助卫星姿态确定的功能，因而实现了辐射源定位设备的多功能化。

此外，本发明所述方法除了可以应用于一类用于频谱态势感知的雷达卫星外，还可以拓展应用于一类通信卫星。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效期望姿态设计，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (9)

1.一种利用辐射源定位载荷实现卫星姿态确定的方法，其特征在于，通过卫星上的辐射源定位载荷测量两个不同地面辐射源发出的电磁波的角度信息，来进一步确定卫星的姿态，所述辐射源定位载荷包括信号处理机、信号接收机和二维干涉仪，所述地面辐射源包括第一辐射源和第二辐射源；

该方法具体包括以下步骤S1～S6：

S1、利用所述辐射源定位载荷，测量所述第一辐射源和第二辐射源发出的电磁波的方位角与俯仰角；

S2、根据所述方位角与俯仰角，确定所述第一辐射源和第二辐射源在所述二维干涉仪的测量坐标系下的方向矢量；

S3、确定所述第一辐射源和第二辐射源在卫星本体坐标系下的方向矢量；

S4、利用获取的辐射源地理位置参数，确定出所述第一辐射源和第二辐射源相对于地心惯性坐标系的位置矢量；

S5、基于所述第一辐射源和第二辐射源相对于地心惯性坐标系的位置矢量，确定所述第一辐射源和第二辐射源相对卫星视线方向在地心惯性坐标系下的分量；

S6、基于步骤S4和S5确定的结果，采用定姿算法求解卫星的姿态。

2.根据权利要求1所述的利用辐射源定位载荷实现卫星姿态确定的方法，其特征在于，所述二维干涉仪包括第一天线、第二天线、第三天线、第四天线、第五天线、第六天线和第七天线，分为呈正交布置的两组，其中，一组天线包括第一天线、第二天线、第三天线和第四天线，其安装面中心点沿水平方向布置；另一组天线包括第一天线、第五天线、第六天线和第七天线，其安装面中心点沿竖直方向布置；所述第一天线位于两组天线的正交点位置；

所述步骤2中的二维干涉仪的测量坐标系O_c-X_cY_cZ_c为右手直角坐标系，坐标原点O_c位于所述第一天线的安装面的中心点，X_c轴方向为一组天线所在的水平布置方向，Y_c轴方向为另一组天线所在的竖直布置方向，Z_c轴方向按照右手准则确定。

3.根据权利要求2所述的利用辐射源定位载荷实现卫星姿态确定的方法，其特征在于，所述步骤S1中，

所述第一辐射源发出的电磁波的方位角α_A与俯仰角β_A分别为

式中，d₁₄表示由第一天线与第四天线的中心点连线形成的测量基线距离，d₁₇表示由第一天线与第七天线的中心点连线形成的测量基线距离，

表示基于d₁₄测量的第一辐射源发出的电磁波相位差，

表示基于d₁₇测量的第一辐射源发出的电磁波相位差，λ表示电磁波的波长；

所述第二辐射源发出的电磁波的方位角α_B与俯仰角β_B分别为

式中，

表示基于d₁₄测量的第二辐射源发出的电磁波相位差，

表示基于d₁₇测量的第二辐射源发出的电磁波相位差。

4.根据权利要求1所述的利用辐射源定位载荷实现卫星姿态确定的方法，其特征在于，所述步骤S2中，

所述第一辐射源在二维干涉仪的测量坐标系下的方向矢量u′₁为

u′₁＝[cosα_Asinβ_A，sinα_Asinβ_A，cosβ_A]，

式中，α_A为第一辐射源发出的电磁波的方位角，β_A为第一辐射源发出的电磁波的俯仰角；

所述第二辐射源在二维干涉仪测量坐标系下的方向矢量u′₂为

u′₂＝[cosα_Bsinβ_B，sinα_Bsinβ_B，cosβ_B]，

式中，α_B为第二辐射源发出的电磁波的方位角，β_B为第二辐射源发出的电磁波的俯仰角。

5.根据权利要求1所述的利用辐射源定位载荷实现卫星姿态确定的方法，其特征在于，所述步骤S3中，所述第一辐射源在卫星本体坐标系下的方向矢量

与所述第二辐射源在卫星本体坐标系下的方向矢量

分别为

式中，M₀为二维干涉仪测量坐标系与卫星本体坐标系之间的转换矩阵。

6.根据权利要求1所述的利用辐射源定位载荷实现卫星姿态确定的方法，其特征在于，所述步骤S4中，所述第一辐射源相对于地心惯性坐标系的位置矢量

与所述第二辐射源相对于地心惯性坐标系的位置矢量

分别为

式中，

为地球固连坐标系转换至地心惯性坐标系的转换矩阵，

为第一辐射源相对于地球固连坐标系的位置矢量，

为第二辐射源相对于地球固连坐标系的位置矢量。

7.根据权利要求1所述的利用辐射源定位载荷实现卫星姿态确定的方法，其特征在于，所述步骤S5中，所述第一辐射源相对卫星视线方向在地心惯性坐标系下的分量

与所述第二辐射源相对卫星视线方向在地心惯性坐标系下的分量

分别为

式中，

为第一辐射源相对于地心惯性坐标系的位置矢量，

为第二辐射源相对于地心惯性坐标系的位置矢量，

为卫星相对于地心惯性坐标系的位置矢量。

8.根据权利要求1～7中任意一项所述的利用辐射源定位载荷实现卫星姿态确定的方法，其特征在于，步骤6中的所述定姿算法采用TRIAD算法；所述步骤6的详细步骤包括以下子步骤S61～S63：

S61、以第一辐射源在卫星本体坐标系下的方向矢量

为基准，以第二辐射源在卫星本体坐标系下的方向矢量

为约束，采用TRIAD算法求解卫星本体坐标系至地心惯性坐标系的转换矩阵的一个解M₁；

所述卫星本体坐标系至地心惯性坐标系的转换矩阵的一个解M₁的表达式为

M₁＝[b_x b_y b_z]·[r_x r_y r_z]^T，

式中，分量

分量

分量b_z＝b_x×b_y，分量

分量

分量r_z＝r_x×r_y，其中，

为第一辐射源相对卫星视线方向在地心惯性坐标系下的分量，

为第二辐射源相对卫星视线方向在地心惯性坐标系下的分量；

S62、以第二辐射源在卫星本体坐标系下的方向矢量

为基准，以第一辐射源在卫星本体坐标系下的方向矢量

为约束，采用TRIAD算法求解卫星本体坐标系至地心惯性坐标系的转换矩阵的另一个解M₂；

所述卫星本体坐标系至地心惯性坐标系的转换矩阵的另一个解M₂的表达式为

M₂＝[b′_x b′_y b′_z]·[r′_x r′_y r′_z]^T，

式中，分量

分量

分量b′_z＝b′_x×b′_y，分量

分量

分量r′_z＝r′_x×r′_y；

S63、综合步骤S61中所述解M₁和步骤S62中所述解M₂，并进行包括加权和正交化的优化处理，获取得到优化后的姿态转换矩阵M，再由所述优化后的姿态转换矩阵M进一步得到卫星的姿态参数。

9.根据权利要求8所述的利用辐射源定位载荷实现卫星姿态确定的方法，其特征在于，

所述优化后的姿态转换矩阵M的表达式具体为：

式中，上标T表示矩阵转置，

表示加权转换矩阵，且

其中，β₁和β₂分别表示第一辐射源和第二辐射源的信号强度。

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