CN113624238B - 星间链路指向恢复方法 - Google Patents

星间链路指向恢复方法 Download PDF

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CN113624238B CN202110920674.3A CN202110920674A CN113624238B CN 113624238 B CN113624238 B CN 113624238B CN 202110920674 A CN202110920674 A CN 202110920674A CN 113624238 B CN113624238 B CN 113624238B
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Abstract

本发明提供了一种星间链路指向恢复方法，包括：确保满足北斗三号卫星的导航载荷与测控天线对地指向的需求，确保满足北斗三号卫星帆板对日的能源需求，并根据需求确定偏航约束项，根据轨道信息和约束项，计算北斗三号卫星的当前姿态信息；以及将计算的北斗三号卫星当前姿态信息用于星间链路指向，以替代或更正由于星内姿态信息传输失败引起的建链指向错误。

Description

星间链路指向恢复方法
技术领域
本发明涉及卫星技术领域，特别涉及一种北斗三号卫星星内姿态信息传输故障时星间链路恢复指向的方法。
背景技术
北斗三号导航系统中，星间链路起到了连接组网的作用。受地面分布测站地理限制，处于境外的卫星需要由境内星中转上行控制信息和下行遥测信息。除了通信功能外，星地/星间的测距下行到地面后，采用联合定轨的方法能有效提高定轨精度，显著降低设备时延对轨道和钟差解算精度的影响。同时星间链路测距值也被用于北斗三号卫星的自主导航。在星间链路建链时，需要上位机能够按照时隙约定计算出正确的星间链路指向角。姿控信息在星内传播时，如总线发生错误或者总线控制单机出现错误，将会影响星间链路上位机收到正确的姿态信息，从而导致建链失败，影响星间测距通信。尤其卫星处于境外时，若发生该类故障，将导致测控站无法监测卫星状态，卫星也无法获取境内更新电文，严重降低系统可靠性。
图1为姿控信息在星内传播路径示意图，如图1所示，在红线标识的星内单机或总线故障时，姿态信息传输失败，将导致建链故障。
发明内容
本发明的目的在于提供一种星间链路指向恢复方法，以解决现有的北斗三号卫星由于星内姿态信息传输故障引起的星间链路指向失败问题。
为解决上述技术问题，本发明提供一种星间链路指向恢复方法，包括：
确保满足北斗三号卫星的导航载荷与测控天线对地指向的需求，确保满足北斗三号卫星帆板对日的能源需求，并根据需求确定偏航约束项，根据卫星位置信息和约束项，计算北斗三号卫星的当前姿态信息；以及
将计算的北斗三号卫星当前姿态信息用于星间链路指向，以替代或更正由于星内姿态信息传输失败引起的建链指向错误。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，还包括：
在卫星正常情况下，计算的北斗三号卫星的当前姿态信息对星内传输的姿态信息进行核验。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，确保满足北斗三号卫星的导航载荷与测控天线对地指向的需求包括：
北斗三号卫星导航载荷与测控天线部署于卫星质心坐标系+Z面，卫星质心坐标系+Z轴需一直指向地心以满足北斗三号卫星的导航载荷与测控天线对地指向的需求。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，确保满足北斗三号卫星帆板对日的能源需求包括：
北斗三号卫星帆板位于±Y面，卫星需根据当时位置信息与太阳相对关系进行偏航，以满足帆板接受光照，补充能源的需求。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，计算北斗三号卫星的当前姿态信息包括：
根据卫星位置信息与太阳位置信息，计算出卫星质心坐标系和轨道坐标系旋转关系，从而计算北斗三号卫星的姿态角；
所述北斗三号卫星的姿态角包括偏航角、滚动角和俯仰角。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，卫星位置信息与太阳位置信息包括：北斗三号卫星运动时，非地影期时，姿态控制使太阳矢量一直保持在卫星质心坐标系的X-O-Z面内，以保证帆板的对日指向以获取能源，满足能源需求；在地影期，由于地球遮挡，卫星帆板无法持续指向太阳；随时间变化，轨道太阳角正负变换。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，轨道太阳角包括：轨道太阳角指的是卫星到太阳的矢量与卫星轨道面的夹角；在地影期，该角度由正向变为负向或由负向变为正向。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，计算出卫星质心坐标系和轨道坐标系旋转关系包括：根据前述卫星天线指地需求，质心坐标系+Z轴指向地心；轨道坐标系+Z轴指向地心，则卫星质心坐标系和轨道坐标系两个坐标系+Z轴重合，则卫星滚动角和俯仰角都为0；
卫星轨道坐标系+Y轴垂直于轨道面，与轨道面法线方向相反，+X轴由右手定则确定；由于质心坐标系+Z轴与轨道坐标系+Z轴重合，则绕+Z轴旋转，两个坐标系+X轴的夹角即为偏航角；
根据卫星在不同时间的真实偏航设置，计算出相应时刻偏航角。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，卫星真实偏航设置包括：卫星轨道太阳角处于[-3°，+3°]区间外时，卫星姿态控制处于常规偏航模式；卫星轨道太阳角处于[-3°，+3°]区间时，即地影期时，卫星姿态控制处于连续动态偏航模式；连续动态偏航模式中卫星做如下设置：若太阳高度角大于0，则设置太阳高度角为+3°；若太阳高度角小于0，则设置太阳高度角为-3°。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，根据卫星偏航设置，计算偏航角包括：卫星常规偏航模式，具体计算方式
若卫星-太阳矢量单位矢量为(Sox,Soy,Soz)，则
β＝arcsin(Soy) (1)
在β较大(|β|>3°)时，计算偏航角为式(2)所示。
ψ＝atan 2(Soy,Sox) (2)
利用历史在轨数据，评估常规偏航期间通过所述公式计算的偏航角与真实偏航角误差。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，采用连续动偏控制模式，计算偏航角还包括：
当β处于[-3°,+3°]时，卫星处于深地影区。在一年内，北斗三号MEO卫星轨道太阳角经历两次符号变换，即两段地影期。此时卫星设置太阳高度角为
则卫星偏航角为
当β正负切换时，偏航角将产生巨大的符号变换，这将给卫星的姿控伺服系统造成巨大的负荷压力，是姿控伺服机构承受不了的。所以在卫星姿控系统设置中，除了轨道太阳角度外，连续动态偏航还需考虑上一时刻偏航角与这一时刻偏航角尽量平稳变化，将偏航角正负切换延时到±5°执行。
此时，真正的偏航角需在式(4)的基础上增加惯性处理，具体计算方式为
此时，卫星真正的偏航角将产生从+5°到-5°(或从-5°到+5°)的阶跃变化。
利用历史在轨数据，评估连续动态偏航期间通过所述公式计算的偏航角与真实偏航角误差。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，采用连续动偏控制模式，计算偏航角还包括：偏航角±5°以内执行阶跃变化期间的计算方法；在不考虑偏航角阶跃变化的计算方法中，误差在一瞬间能够达到10°，该误差角度将导致使用计算的偏航角用于星间链路指向时，发生指向偏离10°的误差，使星间链路建链在此期间失败。真实的卫星姿控系统使用PID方式来执行此阶跃变化；
故而通过引入PID离散算法来计算相应阶跃期间的偏航角值；
通过PID算法，结合卫星参数，完成地影期偏航正负切换时每一状态的迭代，具体算法如下：
根据位置式PID控制算法，采样周期T取为1s，利用当前偏航信息和目标偏航信息生成控制指令
eψi＝ψi-ψAim (7)
eωi＝ωi-ωaim (8)
其中Kp、Ki、Kd为PID算法中比例系数、积分系数和微分系数，ψi为当前时刻偏航角，ψaim为目标偏航角，eψi为当前时刻偏航角与目标偏航角差值，ωi当前时刻偏航角速度，ωaim为目标偏航角速度。
经过一阶惯性处理，Insi变换为Insouti，
计算角加速度αi
αi＝Insouti/J (9)
其中J为转动惯量。
计算下一状态角加速度为
ωi+1＝ωi+αi*T (10)
计算下一状态偏航角
ψi+1＝ψi+ωi*T+0.5*αi*T2 (11)
从当前状态到下一状态的步骤完成，循环迭代下去，计算下一状态的下一状态，直到阶跃完成；
利用历史在轨数据，评估阶跃变化期间通过所述公式及步骤计算的偏航角与真实偏航角误差。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，将计算的北斗三号卫星当前姿态信息用于星间链路指向，以替代或更正由于星内姿态信息传输失败引起的建链指向错误；还包括：按所述各阶段计算偏航角的方式，计算出偏航角，并应用于星间链路指向计算。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，替代或更正星内姿态信息还包括：在地面站无法获取北斗三号遥测时，包括由于境外遥测中断、星间链路误码、星地链路误码情况导致的姿态信息获取失败，用所述方法根据卫星位置信息计算相应时刻的姿态信息以用于地面事后或事前计算，包括定轨、光压估计、指向仿真、卫星建模；
在无权获取北斗三号遥测的单位，包括工厂、软件中，用所述方法进行姿态计算，以完成其所需。
在本发明提供的星间链路指向恢复方法中，提出了将预报姿态用于星间链路指向计算的方案。根据在轨数据核验，在一年中预报姿态与在轨实际姿态的误差在99.9987％的时间内误差都在0.2°以下，100％时间内误差在1.7°以下。使用预报姿态计算星间链路指向角，离轴角误差为0，旋转角误差在1.7°以下。使用本申请的方案，在星间链路系统获取姿态角失败的情况下，能够将星间链路的捕获成功概率从0提高到100％。
附图说明
图1是现有的姿控信息在星内传播路径示意图；
图2是卫星运行时，轨道太阳高度角和偏航角示意图；
图3是本发明一实施例中的星间链路指向恢复方法使用预报姿态计算星间链路指向离轴角误差示意图；
图4是本发明一实施例中的星间链路指向恢复方法使用预报姿态计算星间链路指向旋转角误差示意图；
图5是本发明一实施例中的北斗卫星轨道太阳角在[-3°，+3°]区间外时，计算偏航角与相应时刻真实值误差图；
图6是本发明一实施例中的北斗卫星轨道太阳角在[-3°，+3°]区间内时，计算偏航角与相应时刻真实值趋势对比图；
图7是使用现有预报方法计算偏航角，在偏航角±5°切换时，计算偏航角与相应时刻真实值趋势对比图；
图8是本发明一实施例中的卫星轨道太阳角在[-3°，+3°]区间内时，计算偏航角(未加所述PID算法)与在轨实际偏航角误差示意图；
图9是本发明一实施例中的卫星轨道太阳角在[-3°，+3°]区间内时，偏航角在±5°切换时，使用PID算法计算偏航角的流程图；
图10是本发明一实施例中的偏航角在±5°切换时，使用PID算法计算偏航角与相应时刻在轨真实值的趋势对比图和误差图。
具体实施方式
下面结合具体实施方式参考附图进一步阐述本发明。
应当指出，各附图中的各组件可能为了图解说明而被夸大地示出，而不一定是比例正确的。在各附图中，给相同或功能相同的组件配备了相同的附图标记。
在本发明中，除非特别指出，“布置在…上”、“布置在…上方”以及“布置在…之上”并未排除二者之间存在中间物的情况。此外，“布置在…上或上方”仅仅表示两个部件之间的相对位置关系，而在一定情况下、如在颠倒产品方向后，也可以转换为“布置在…下或下方”，反之亦然。
在本发明中，各实施例仅仅旨在说明本发明的方案，而不应被理解为限制性的。
在本发明中，除非特别指出，量词“一个”、“一”并未排除多个元素的场景。
在此还应当指出，在本发明的实施例中，为清楚、简单起见，可能示出了仅仅一部分部件或组件，但是本领域的普通技术人员能够理解，在本发明的教导下，可根据具体场景需要添加所需的部件或组件。另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。
在此还应当指出，在本发明的范围内，“相同”、“相等”、“等于”等措辞并不意味着二者数值绝对相等，而是允许一定的合理误差，也就是说，所述措辞也涵盖了“基本上相同”、“基本上相等”、“基本上等于”。以此类推，在本发明中，表方向的术语“垂直于”、“平行于”等等同样涵盖了“基本上垂直于”、“基本上平行于”的含义。
另外，本发明的各方法的步骤的编号并未限定所述方法步骤的执行顺序。除非特别指出，各方法步骤可以以不同顺序执行。
以下结合附图和具体实施例对本发明提出的星间链路指向恢复方法作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均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例的目的。
本发明的目的在于提供一种星间链路指向恢复方法，以解决现有的北斗三号卫星由于星内姿态信息传输故障引起的星间链路指向失败问题。
为实现上述目的，本发明提供了一种星间链路指向恢复方法，包括：确保满足北斗三号卫星的导航载荷与测控天线对地指向的需求，确保满足北斗三号卫星帆板对日的能源需求，并根据需求确定偏航约束项，根据轨道信息和约束项，计算北斗三号卫星的当前姿态信息；以及将计算的北斗三号卫星当前姿态信息用于星间链路指向，以替代或更正由于星内姿态信息传输失败引起的建链指向错误。
本发明提出了一种星间链路指向恢复方法，尤其涉及北斗三号导航卫星星内姿态信息传输故障时星间链路恢复指向方法。
本发明的实施例提供一种星间链路指向恢复方法，包括：确保满足北斗三号卫星的导航载荷与测控天线对地指向的需求，确保满足北斗三号卫星帆板对日的能源需求，并根据需求确定偏航约束项，根据轨道信息和约束项，计算北斗三号卫星的当前姿态信息；以及将计算的北斗三号卫星当前姿态信息用于星间链路指向，以替代或更正由于星内姿态信息传输失败引起的建链指向错误。
在本发明的一个实施例中，在所述的星间链路指向恢复方法中，还包括：在卫星正常情况下，北斗三号卫星的当前姿态信息对星内传输的姿态信息进行核验。
在本发明的一个实施例中，在所述的星间链路指向恢复方法中，确保满足北斗三号卫星的导航载荷与测控天线对地指向的需求包括：北斗三号导航系统MEO卫星常规运行过程中姿态采用动态偏航模式，在太阳高度角处于[-3°，+3°]区间时采用连续动偏控制模式，以满足北斗三号卫星的导航载荷与测控天线对地指向的需求，并同时保证帆板的对日指向以获取能源。
在本发明的一个实施例中，在所述的星间链路指向恢复方法中，计算北斗三号卫星的当前姿态信息包括：根据卫星位置和太阳位置，计算卫星质心坐标系和轨道坐标系的旋转角度，计算北斗三号卫星的姿态角；所述北斗三号卫星的姿态角包括偏航角、滚动角和俯仰角。
在本发明的一个实施例中，在所述的星间链路指向恢复方法中，采用动偏控制模式包括：所述卫星质心坐标系中，将测控天线部署在卫星质心坐标系的+Z轴方向；其中卫星质心坐标系的+Z轴与轨道坐标系的+Z轴重合，指向地球中心，以满足北斗三号卫星的测控天线对地指向的需求。
在本发明的一个实施例中，在所述的星间链路指向恢复方法中，采用动偏控制模式还包括：北斗三号卫星运动时，使太阳矢量一直保持在卫星质心坐标系的X-O-Z面内，以保证帆板的对日指向以获取能源，满足能源需求。
在本发明的一个实施例中，在所述的星间链路指向恢复方法中，连续动态偏航包括：当轨道太阳高度角β处于[-3°,+3°]时，卫星处于深地影区。在一年内，北斗三号MEO卫星轨道太阳角经历两次符号变换，即两段地影期。此时卫星设置太阳高度角为
当β正负切换时，偏航角将产生巨大的符号变换，这将给卫星的姿控伺服系统造成巨大的负荷压力，是姿控伺服机构承受不了的。所以在卫星姿控系统设置中，除了轨道太阳角度外，连续动态偏航还需考虑上一时刻偏航角与这一时刻偏航角尽量平稳变化，将偏航角正负切换延时到±5°执行。
此时，真正的偏航角需增加惯性处理。
此时，卫星真正的偏航角将产生从+5°到-5°(或从-5°到+5°)的阶跃变化。
在本发明的一个实施例中，在所述的星间链路指向恢复方法中，连续动态偏航包括：偏航角±5°以内执行阶跃变化期间的计算方法。如图7和图8所示，在不考虑偏航角阶跃变化的计算方法中，误差在一瞬间可能达到10°，该误差角度将导致使用计算的偏航角用于星间链路指向时，发生指向偏离10°的误差，使星间链路建链在此期间失败。真实的卫星姿控系统使用PID方式来执行此阶跃变化。故而可通过引入PID离散算法来计算相应阶跃期间的偏航角值。
在本发明提供的星间链路指向恢复方法中，提出了将预报姿态用于星间链路指向计算的方案。根据在轨数据核验，在一年中预报姿态与在轨实际姿态的误差在99.9987％的时间内误差都在0.2°以下，100％时间内误差在1.7°以下。使用预报姿态计算星间链路指向角，离轴角误差为0，旋转角误差在1.7°以下，如图3～4所示。使用本申请的方案，在星间链路系统获取姿态角失败的情况下，能够将星间链路的捕获成功概率从0提高到100％。
本发明还涉及一种北斗三号卫星处于地影期时预报姿态的方法，以实现将预报姿态用于星间链路指向计算的方案。尤其涉及北斗三号MEO卫星处于地影期时预报姿态的方法。
在现有技术中，为了满足导航载荷与测控天线对地指向的需求，同时保证帆板的对日指向以获取能源，北斗三号导航系统MEO卫星常规运行过程中姿态采用动态偏航模式，在太阳高度角较小时采用连续动偏控制模式。导航卫星偏航姿态模式的变化会引起卫星太阳能帆板和卫星本体受照面的变化，从而影响卫星在轨的受力状态。随着北斗导航卫星的发展，对定轨要求的提高，对光压模型和偏航姿态模式研究分析进而提高北斗的定轨精度成为重要课题。计算偏航角精度对所述功能指标相关。
现有技术具有如下缺陷，当轨道太阳角β处于[-3°,+3°]时，卫星处于深地影区。在一年内，北斗MEO卫星轨道太阳角经历两次符号变换，即两段地影期。偏航角也经历两次符号变换，常规预报算法直接计算会产生偏航角符号变化。实际姿控伺服系统的为减少正负变换的负荷压力，采用连续动态偏航，以使当前状态偏航角与上一状态偏航角尽量保持平稳变化。该阶段分为两部分，其一为姿态角缓慢变化到±5°，其二为±5°以内执行的阶跃变化。现有技术未考虑±5°以内阶跃变化的趋势变化，而导致计算误差达到10°。
本发明所述方法分三个阶段计算偏航角，即
(1)在常规偏航模式中，计算偏航角算法如下：
1)根据卫星位置和太阳位置计算卫星-太阳矢量的单位矢量为(Sox,Soy,Soz)，则轨道太阳高度角
β＝arcsin(Soy) (0)
2)在β较大(|β|>3°)时，计算偏航角为式(2)所示。
ψ＝atan 2(Soy,Sox) (0)
(2)当β处于[-3°,+3°]时，卫星处于深地影区。在一年内，北斗三号MEO卫星轨道太阳角经历两次符号变换，即两段地影期。此时卫星设置太阳高度角为
此时偏航角阶跃变化外的计算方法如下：
1)按照β为±3°计算临时偏航角
2)增加惯性处理，将偏航阶跃变化延迟到±5°执行
(3)在姿态角正负号变换的5分钟内，计算偏航角最大从+5°跳变为-5°，此时通过PID算法，结合卫星参数，完成地影期偏航正负切换时每一状态的迭代。具体算法如下：
1)计算当前时刻指令；采样周期T取为1s，利用当前偏航信息和目标偏航信息生成控制指令，写做如下公式
eψi＝ψi-ψAim
eωi＝ωi-ωaim
其中Kp、Ki、Kd为PID算法中比例系数、积分系数和微分系数，ψi为当前时刻偏航角，ψaim为目标偏航角，eψi为当前时刻偏航角与目标偏航角差值，ωi当前时刻偏航角速度，ωaim为目标偏航角速度。
2)指令一阶惯性处理；计算角加速度
经过一阶惯性处理，Insi变换为Insouti
αi＝Insouti/J
其中J为转动惯量
3)计算下一时刻角速度，偏航角；
下一状态角加速度为
ωi+1＝ωi+αi*T
下一状态偏航角
ψi+1＝ψi+ωi*T+0.5*αi*T2
4)循环迭代计算至步骤1)；
之后，循环迭代计算每一状态偏航角和偏航角速度，得到阶跃过程的整个曲线。
如图10所示，地影期偏航角正负号变换时，根据PID算法计算偏航角与在轨实际偏航角趋势。本发明创新性的提出了北斗卫星处于地影期时在偏航角正负切换时的预报算法。
在本发明的一个实施例中，首先根据北斗三号导航系统MEO卫星位置与太阳的关系，可以计算出当时的姿态信息。
其次将计算出的姿态信息用于星间链路指向，可解决由于星内姿态信息传输失败引起的建链指向错误。
另外在卫星正常情况下，计算出的姿态信息也可对星内传输的姿态信息进行核验。
另外在当地面站无法获取北斗三号遥测时，包括不限于由于境外遥测中断、星间链路误码、星地链路误码等情况导致的姿态信息获取失败，可用所述方法根据卫星位置信息计算相应时刻的姿态信息以用于地面事后或事前计算，包括不限于定轨、光压估计、指向仿真、卫星建模等情况。
另外对于无权获取北斗三号遥测的单位，包括不限于工厂、软件等中，可用所述方法进行姿态计算，以完成其所需。
本发明提出了将预报姿态用于星间链路指向计算的方案。根据在轨数据核验，在一年中预报姿态与在轨实际姿态的误差在99.9987％的时间内误差都在0.2°以下，100％时间内误差在1.7°以下。使用预报姿态计算星间链路指向角，离轴角误差为0，旋转角误差在1.7°以下，如图3和图4所示。使用该方案，在星间链路系统获取姿态角失败的情况下，能够将星间链路的捕获成功概率从0提高到100％。本发明创造性的提出了北斗三号导航卫星星内姿态信息传输故障时星间链路恢复指向的方法。
在本发明的一个实施例中，保满足北斗三号卫星的导航载荷与测控天线对地指向的需求包括：北斗三号卫星导航载荷与测控天线部署于卫星质心坐标系+Z面，卫星质心坐标系+Z轴需一直指向地心以满足北斗三号卫星的导航载荷与测控天线对地指向的需求。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，确保满足北斗三号卫星帆板对日的能源需求包括：北斗三号卫星帆板位于±Y面，卫星需根据当时位置信息与太阳相对关系进行偏航，以满足帆板接受光照，补充能源的需求。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，计算北斗三号卫星的当前姿态信息包括：根据卫星位置信息与太阳位置信息，计算出卫星质心坐标系和轨道坐标系旋转关系，从而计算北斗三号卫星的姿态角；所述北斗三号卫星的姿态角包括偏航角、滚动角和俯仰角。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，卫星位置信息与太阳位置信息包括：北斗三号卫星运动时，非地影期时，姿态控制使太阳矢量一直保持在卫星质心坐标系的X-O-Z面内，以保证帆板的对日指向以获取能源，满足能源需求；在地影期，由于地球遮挡，卫星帆板无法持续指向太阳；随时间变化，轨道太阳角正负变换。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，轨道太阳角包括：轨道太阳角指的是卫星到太阳的矢量与卫星轨道面的夹角，如图2所示；在地影期，该角度由正向变为负向或由负向变为正向。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，计算出卫星质心坐标系和轨道坐标系旋转关系包括：根据前述卫星天线指地需求，质心坐标系+Z轴指向地心；轨道坐标系+Z轴指向地心，则卫星质心坐标系和轨道坐标系两个坐标系+Z轴重合，则卫星滚动角和俯仰角都为0；卫星轨道坐标系+Y轴垂直于轨道面，与轨道面法线方向相反，+X轴由右手定则确定；由于质心坐标系+Z轴与轨道坐标系+Z轴重合，则绕+Z轴旋转，两个坐标系+X轴的夹角即为偏航角，如图2所示；根据卫星在不同时间的真实偏航设置，计算出相应时刻偏航角。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，卫星真实偏航设置包括：卫星轨道太阳角处于[-3°，+3°]区间外时，卫星姿态控制处于常规偏航模式；卫星轨道太阳角处于[-3°，+3°]区间时，即地影期时，卫星姿态控制处于连续动态偏航模式；连续动态偏航模式中卫星做如下设置：若太阳高度角大于0，则设置太阳高度角为+3°；若太阳高度角小于0，则设置太阳高度角为-3°。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，根据卫星偏航设置，计算偏航角包括：卫星常规偏航模式，具体计算方式
若卫星-太阳矢量单位矢量为(Sox,Soy,Soz)，则
β＝arcsin(Soy) (1)
在β较大(|β|>3°)时，计算偏航角为式(2)所示。
ψ＝atan2(Soy,Sox) (2)
利用历史在轨数据，评估常规偏航期间通过所述公式计算的偏航角与真实偏航角误差，见图5。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，采用连续动偏控制模式，计算偏航角还包括：
当β处于[-3°,+3°]时，卫星处于深地影区。在一年内，北斗三号MEO卫星轨道太阳角经历两次符号变换，即两段地影期。此时卫星设置太阳高度角为
则卫星偏航角为
当β正负切换时，偏航角将产生巨大的符号变换，这将给卫星的姿控伺服系统造成巨大的负荷压力，是姿控伺服机构承受不了的。所以在卫星姿控系统设置中，除了轨道太阳角度外，连续动态偏航还需考虑上一时刻偏航角与这一时刻偏航角尽量平稳变化，将偏航角正负切换延时到±5°执行。
此时，真正的偏航角需在式(4)的基础上增加惯性处理，具体计算方式为
此时，卫星真正的偏航角将产生从+5°到-5°(或从-5°到+5°)的阶跃变化，见图7。
利用历史在轨数据，评估连续动态偏航期间通过所述公式计算的偏航角与真实偏航角误差，见图6和图7。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，采用连续动偏控制模式，计算偏航角还包括：偏航角±5°以内执行阶跃变化期间的计算方法；在不考虑偏航角阶跃变化的计算方法中，误差在一瞬间能够达到10°，该误差角度将导致使用计算的偏航角用于星间链路指向时，发生指向偏离10°的误差，使星间链路建链在此期间失败。真实的卫星姿控系统使用PID方式来执行此阶跃变化；
故而通过引入PID离散算法来计算相应阶跃期间的偏航角值；
通过PID算法，结合卫星参数，完成地影期偏航正负切换时每一状态的迭代，具体算法如下：
根据位置式PID控制算法，采样周期T取为1s，利用当前偏航信息和目标偏航信息生成控制指令
eψi＝ψi-ψAim (7)
eωi＝ωi-ωaim (8)
其中Kp、Ki、Kd为PID算法中比例系数、积分系数和微分系数，ψi为当前时刻偏航角，ψaim为目标偏航角，eψi为当前时刻偏航角与目标偏航角差值，ωi当前时刻偏航角速度，ωaim为目标偏航角速度。
经过一阶惯性处理，Insi变换为Insouti，
计算角加速度αi
αi＝Insouti/J (9)
其中J为转动惯量。
计算下一状态角加速度为
ωi+1＝ωi+αi*T (10)
计算下一状态偏航角
ψi+1＝ψi+ωi*T+0.5*αi*T2 (11)
从当前状态到下一状态的步骤完成，循环迭代下去，计算下一状态的下一状态，直到阶跃完成，流程图见图9；
利用历史在轨数据，评估阶跃变化期间通过所述公式及步骤计算的偏航角与真实偏航角误差，见图10。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，将计算的北斗三号卫星当前姿态信息用于星间链路指向，以替代或更正由于星内姿态信息传输失败引起的建链指向错误；还包括：按所述各阶段计算偏航角的方式，计算出偏航角，并应用于星间链路指向计算。
可选的，在所述的星间链路指向恢复方法中，替代或更正星内姿态信息还包括：在地面站无法获取北斗三号遥测时，包括由于境外遥测中断、星间链路误码、星地链路误码情况导致的姿态信息获取失败，用所述方法根据卫星位置信息计算相应时刻的姿态信息以用于地面事后或事前计算，包括定轨、光压估计、指向仿真、卫星建模；
在无权获取北斗三号遥测的单位，包括工厂、软件中，用所述方法进行姿态计算，以完成其所需。
综上，上述实施例对星间链路指向恢复方法的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。

Claims (5)

1.一种星间链路指向恢复方法，其特征在于，包括：
确保满足北斗三号卫星的导航载荷与测控天线对地指向的需求，确保满足北斗三号卫星帆板对日的能源需求，并根据需求确定偏航约束项，根据卫星位置信息和约束项，计算北斗三号卫星的当前姿态信息，其中计算北斗三号卫星的当前姿态信息包括：
根据卫星位置信息与太阳位置信息，计算出卫星质心坐标系绕各坐标轴旋转关系，从而计算北斗三号卫星的姿态角，其中计算出卫星质心坐标系和轨道坐标系旋转关系包括：
根据卫星天线指地需求，质心坐标系+Z轴指向地心；轨道坐标系+Z轴指向地心，则卫星质心坐标系和轨道坐标系两个坐标系+Z轴重合，则卫星滚动角和俯仰角都为0；
卫星轨道坐标系+Y轴垂直于轨道面，与轨道面法线方向相反，+X轴由右手定则确定；北斗三号卫星帆板位于±Y面，
卫星需根据当时位置信息与太阳相对关系进行偏航，以满足帆板接受光照，补充能源的需求；由于质心坐标系+Z轴与轨道坐标系+Z轴重合，则绕+Z轴旋转，两个坐标系+X轴的夹角即为偏航角；以及
根据卫星在不同时间的真实偏航设置，计算出相应时刻偏航角；以及
所述北斗三号卫星的姿态角包括偏航角、滚动角和俯仰角；以及
将计算的北斗三号卫星当前姿态信息用于星间链路指向，以替代或更正由于星内姿态信息传输失败引起的建链指向错误；
其中卫星真实偏航设置包括：卫星轨道太阳角处于[-3°，+3°]区间外时，卫星姿态控制处于常规偏航模式；卫星轨道太阳角处于[-3°，+3°]区间时，即深地影期时，卫星姿态控制处于连续动态偏航模式；连续动态偏航模式中卫星做如下设置：若太阳高度角大于0，则设置太阳高度角为+3°；若太阳高度角小于0，则设置太阳高度角为-3°；连续动态偏航时，分为偏航角处于±5°外和±5°阶跃阶段；其中根据卫星偏航设置，计算偏航角包括：卫星常规偏航模式，轨道太阳角度|β|>3°，具体计算方式
若卫星-太阳矢量单位矢量为(Sox,Soy,Soz)，则
β＝arcsin(Soy) (1)
在β较大，|β|>3°时，计算偏航角为式(2)所示；
ψ＝atan2(Soy,Sox) (2)
利用历史在轨数据，评估常规偏航期间通过所述公式计算的偏航角与真实偏航角误差；
其中采用连续动偏控制模式，计算偏航角还包括：
当β处于[-3°,+3°]时，卫星处于深地影区；在一年内，北斗三号MEO卫星轨道太阳角经历两次符号变换，即两段地影期；此时卫星设置太阳高度角为
则卫星偏航角为
当β正负切换时，偏航角将产生巨大的符号变换，这将给卫星的姿控伺服系统造成巨大的负荷压力，是姿控伺服机构承受不了的；所以在卫星姿控系统设置中，除了轨道太阳角度外，连续动态偏航还需考虑上一时刻偏航角与这一时刻偏航角尽量平稳变化，将偏航角正负切换延时到±5°执行；
此时，真正的偏航角需在式(4)的基础上增加惯性处理，具体计算方式为
此时，卫星真正的偏航角将产生从+5°到-5°或从-5°到+5°的阶跃变化；
利用历史在轨数据，评估连续动态偏航期间通过所述公式计算的偏航角与真实偏航角误差。
2.如权利要求1所述的星间链路指向恢复方法，其特征在于，还包括：
在卫星正常情况下，计算的北斗三号卫星的当前姿态信息对星内传输的姿态信息进行核验。
3.如权利要求1所述的星间链路指向恢复方法，其特征在于，采用连续动偏控制模式，计算偏航角还包括：偏航角±5°以内执行阶跃变化期间的计算方法；在不考虑偏航角阶跃变化的计算方法中，误差在一瞬间能够达到10°，该误差角度将导致使用计算的偏航角用于星间链路指向时，发生指向偏离10°的误差，使星间链路建链在此期间失败；真实的卫星姿控系统使用PID方式来执行此阶跃变化；
故而通过引入PID离散算法来计算相应阶跃期间的偏航角值；
通过PID算法，结合卫星参数，完成地影期偏航正负切换时每一状态的迭代，具体算法如下：
根据位置式PID控制算法，采样周期T取为1s，利用当前偏航信息和目标偏航信息生成控制指令
eψi＝ψi-ψAim (7)
eωi＝ωi-ωaim (8)
其中Kp、Ki、Kd为PID算法中比例系数、积分系数和微分系数，ψi为当前时刻偏航角，ψaim为目标偏航角，eψi为当前时刻偏航角与目标偏航角差值，ωi当前时刻偏航角速度，ωaim为目标偏航角速度；
经过一阶惯性处理，Insi变换为Insouti，
计算角加速度αi
αi＝Insouti/J (9)
其中J为转动惯量；
计算下一状态角加速度为
ωi+1＝ωi+αi*T (10)
计算下一状态偏航角
ψi+1＝ψi+ωi*T+0.5*αi*T2 (11)
从当前状态到下一状态的步骤完成，循环迭代下去，计算下一状态的下一状态，直到阶跃完成；
利用历史在轨数据，评估阶跃变化期间通过所述公式及步骤计算的偏航角与真实偏航角误差。
4.如权利要求1所述的星间链路指向恢复方法，其特征在于，将计算的北斗三号卫星当前姿态信息用于星间链路指向，以替代或更正由于星内姿态信息传输失败引起的建链指向错误；还包括：按所述各阶段计算偏航角的方式，计算出偏航角，并应用于星间链路指向计算。
5.如权利要求1所述的星间链路指向恢复方法，其特征在于，替代或更正星内姿态信息还包括：在地面站无法获取北斗三号遥测时，包括由于境外遥测中断、星间链路误码、星地链路误码情况导致的姿态信息获取失败，用所述方法根据卫星位置信息计算相应时刻的姿态信息以用于地面事后或事前计算，包括定轨、光压估计、指向仿真、卫星建模；
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