CN114413911B - 掩星探测自主任务姿态导引方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种掩星探测自主任务姿态导引方法及系统，其中，所述方法包括：发射星与接收星之间进行星间数据包通信，获得双星位置信息；根据所述双星位置信息，计算掩星探测时机，将卫星机动至掩星探测指向；根据所述掩星探测指向，计算掩星探测指向姿态导引律；根据所述掩星探测指向姿态导引律，进行掩星探测自主任务姿态导引。本发明提供的掩星探测自主任务姿态导引方法及系统，能够实现双星之间的轨道信息交互、在轨轨道外推与掩星交会时机自主计算、双星掩星探测自主任务姿态导引与执行以及双星高精度自主姿态导引，尤其适用于LEO‑LEO掩星探测任务。

Description

掩星探测自主任务姿态导引方法及系统

技术领域

本发明涉及掩星探测技术领域，具体地，涉及一种针对LEO-LEO的掩星探测自主任务姿态导引方法及系统。

背景技术

LEO-LEO掩星事件是指两颗低轨(LEO)卫星分别运动到地球的两侧，其中一颗LEO卫星(发射卫星，Transmitting Satellite，TS)相对于另一颗LEO卫星(接收卫星，Receiving Satellite，RS)从地平线升起或降落的过程，由发射卫星发出的微波或红外激光信号，穿过地球大气到达接收卫星，由于LEO卫星的相对运动，信号由大气层顶逐渐切过整层地球大气直到地球表面，或由切过地球表面直到切过大气层顶，LEO掩星探测原理如图1所示，其中，Tx为发射星，Rx为接收星。

两颗LEO卫星连线定义为掩星探测路径，从地心作该连线的垂线，垂足交点定义为掩星事件切点，如图2所示。切点到地球表面的距离即为掩星切点高度。

为实现全球覆盖，要求信号发射星与接收星的交会位置变化，在经度方向，由于地球自转及轨道面漂移进动，容易实现经度方向的全覆盖，而在纬度方向，为实现全球覆盖，则要求发射星与接收星轨道周期不同，即两颗卫星处于不同的轨道高度，一种可行的全球掩星探测方案为基于太阳同步轨道的星座方案。

由于地球大气的吸收效应，到达接收卫星的信号幅度和相位会发生变化，利用差分吸收原理可独立测得地球大气水汽、温度和痕量气体含量，从而实现多个大气要素和多种大气成分的同步独立、高垂直分辨率、高精度、全球探测，对未来全球变化与生态系统等相关科学研究来说，将具有十分重要的意义。而LEO-LEO掩星探测具有高垂直分辨率、高精度、高稳定性等优点，可实现对大气温度、湿度、气压、风场等大气要素以及二氧化碳、甲烷、氧化亚氮、臭氧、一氧化碳等多种大气成分的同步探测，有效实现多通道、多频点优势互补，这将从整体上对理解大气要素和大气成分分布规律，认识二者间物理关系起到关键作用。

针对两颗低轨卫星相向飞行，所构成的一发一收LEO-LEO掩星探测系统，需要对每次掩星交会期间的探测任务进行规划，并控制两颗卫星同步执行相关指令动作。执行动作内容主要包括两方面：一是探测载荷(包含发射星的发射载荷、接收星的接收载荷)的开关机及参数设置；二是卫星的掩星探测姿态导引，需要控制两颗卫星的姿态指向，实现高精度的激光及微波天线对准。

针对上述执行动作内容，主要有两种实现方式，一种是地面提前进行任务规划并将开关机指令序列与姿态指向序列通过测控通道上注至卫星，主要由地面通过轨道外推判断交会时机，规划开关机动作及卫星姿态指向序列，完成掩星探测；另一种是星上进行自主任务规划并执行掩星探测，主要通过星间通信交互轨道参数，星上自主判断交会时机并进行交会期间的姿态机动对准，自主完成掩星探测。

卫星自主任务规划与自主执行能力是影响卫星使用效能的主要因素之一，其作用主要是解决卫星任务管理过程中的资源利用和任务执行策略问题，优化卫星的使用效益。传统卫星控制活动中，卫星的在轨活动都是由地面站事先做好计划方案，然后经由合适的上行链路上传至卫星离线执行的，这种方式要求有足够的星地通信时间以及相对稳定的运行环境，由于星地交互频繁，这种方式的运行成本较高。而将传统卫星控制方式应用于掩星探测任务中，则将存在如下技术问题：

一、掩星探测任务复杂，传统测控方式资源占用极大

由于LEO-LEO掩星探测任务复杂度和实时性要求较高，高度依赖地面站控制的方式已经无法适应任务的需要。以低轨卫星每天运行15轨次计算，由两颗卫星(相向飞行)所构成的一发一收掩星探测系统，每轨交会两次，每次交会存在两次探测机会(相互接近与分离时各一次)，则一天的探测次数共计15×2×2＝60次，每次探测期间，均需要对发射星和接收星的开关机状态、参数设置、姿态导引分别进行控制，指令数量多，任务规划与指令编制工作量巨大。因此，传统测控方式的资源占用极大。

二、地面任务规划时效性差，掩星协同控制精度不高

掩星探测要求发射星与接收星能够协同开展探测任务，对二者工作的时间同步性要求极高，需要实现双星的同步精确指向与开关机设置。传统的测控方式每天仅在卫星过境测控站期间，上注提前规划好的指令序列与姿态导引序列，这些序列的规划均依赖于地面任务规划系统的长时间轨道预报，轨道外推时间越长，轨道预报精度会有所降低，从而影响掩星探测的姿态指向精度，导致掩星协同控制精度不高。

发明内容

本发明针对一颗发射星和一颗接收星所组成的双星掩星探测系统的在轨自主任务规划及姿态导引问题，提供了一种掩星探测自主任务姿态导引方法及系统。

根据本发明的一个方面，提供了一种掩星探测自主任务姿态导引方法，包括：

发射星与接收星之间进行轨道姿态信息交互，获得双星位置信息；

根据所述双星位置信息，计算掩星探测时机，在掩星探测开始时，将卫星机动至掩星探测指向；

根据所述掩星探测指向要求，计算掩星探测指向的姿态导引律；

根据所述掩星探测指向的姿态导引律，进行掩星探测自主任务姿态导引，实现自主运行。

优选地，所述发射星与接收星之间进行轨道姿态信息交互，获得双星位置信息，包括：

所述发射星与所述接收星之间进行星间低速数据包通信，并在掩星交会期间，交互各自的轨道姿态信息；

所述发射星与所述接收星获得对方的轨道姿态信息后，利用轨道动力学方法，完成对双星位置的推算，得到双星位置信息；

初始的双星位置信息通过地面上注得到。

优选地，所述轨道姿态信息包括：星时、轨道时戳和轨道位置。

优选地，所述根据所述双星位置信息，计算掩星探测时机，将卫星机动至掩星探测指向，包括：

以设定间隔推算双星位置，根据双星在惯性坐标系下的位置信息，构建双星连线方程；

将所述双星连线方程与地球椭球方程联立求解，得到掩星切点高度；其中，所述掩星切点高度为负表示连线与地球相交，所述掩星切点高度为正表示连线与地球相离，所述掩星切点高度为零表示连线与地球相切；

对设定时段内的掩星切点高度进行多项式拟合，判断是否存在掩星切点高度为0的时刻；若不存在，则未来设定时段无掩星探测机会，若存在，则未来设定时段存在掩星探测机会，此时卫星立刻开始机动至掩星探测指向。

优选地，所述设定间隔为10sec；所述设定时段为5min。

优选地，所述根据所述掩星探测指向，计算掩星探测指向姿态导引律，包括：

计算第一卫星指向第二卫星的导引律，包括：

定义所述第一卫星掩星指向坐标系：O_c-X_zsY_zsZ_zs；其中，O_c为原点，X_zsY_zsZ_z为掩星指向坐标系的三个正交方向；原点O_c为第一卫星质心，O_cX_zs平行于所述第一卫星至所述第二卫星矢量，且方向相同；O_cZ_zs由O_cX_zs叉乘轨道面法线得到；O_cY_zs按右手法则确定；

根据所述双星位置信息，得到：

任意时刻所述第二卫星在惯性坐标系下的位置矢量RZ_i；

任意时刻所述第一卫星在惯性坐标系下的位置矢量R_i；

任意时刻所述第一卫星在惯性坐标系中的速度矢量V_i；

惯性坐标系下所述第一卫星到所述第二卫星的方向矢量V_{zs_i}为：V_{zs_i}＝RZ_i-R_i；

将所述方向矢量V_{zs_i}单位化，得到uV_{zs_i}，则O_cX_zs在所述惯性坐标系下的单位矢量X_zs为：

X_zs＝uV_{zs_i}

惯性坐标系下将所述位置矢量R_i与所述速度矢量V_i单位化，分别得到uR和uV；

惯性坐标系下轨道面法线矢量H为：

H＝uR×uV＝[uR_yuV_z-uR_zuV_y uR_zuV_x-uR_xuV_z uR_xuV_y-uR_yuV_x]^T

其中，uR_x为位置矢量R_i单位化之后对应的x向分量，uR_y为位置矢量R_i单位化之后对应的y向分量，uR_z为位置矢量R_i单位化之后对应的z向分量，uV_x为速度矢量V_i单位化之后对应的x向分量，uV_y为速度矢量V_i单位化之后对应的y向分量，uV_z为速度矢量V_i单位化之后对应的z向分量；

将所述轨道面法线矢量H单位化，得到uH，则惯性坐标系下VVLH坐标系正Y轴方向的单位矢量IY_o为：IY_o＝-uH；

将X_zs叉乘惯性坐标系下VVLH坐标系正Y轴方向的单位矢量IY_o并单位化，得到O_cZ_zs在惯性坐标系下的单位矢量Z_zs；

惯性坐标系下对日定向坐标系Y轴单位矢量为：

Y_zs＝Z_zs×X_zs

由惯性坐标系到所述第一卫星掩星指向坐标系的转换矩阵A_{zs_i}为：

根据所述转换矩阵A_{zs_i}计算惯性坐标系下的姿态四元素，并获得平滑后的姿态交速度，即得到所述第一卫星指向所述第二卫星的导引律；

其中：

当所述第一卫星为发射星时，所述第二卫星为接收星；

当所述第一卫星为接收星时，所述第二卫星为发射星。

优选地，所述惯性坐标系为J2000惯性坐标系。

优选地，所述根据所述掩星探测指向姿态导引律，进行掩星探测自主任务姿态导引，包括：

卫星姿态机动期间，所述发射星和所述接收星分别按照流程开启相关载荷，并进行相关载荷参数配置；

当掩星探测高度满足探测要求时，根据所述掩星探测指向姿态导引律，进行掩星探测自主任务姿态导引，开展掩星探测。

优选地，所述掩星探测高度的探测要求为：大于等于0km，小于等于45km。

根据本发明的另一个方面，提供了一种掩星探测自主任务姿态导引系统，包括：

双星位置获取模块，该模块通过发射星与接收星之间的星间数据包通信，获得双星位置信息；

掩星探测指向获取模块，该模块根据所述双星位置信息，计算掩星探测时机，将卫星机动至掩星探测指向；

姿态导引律计算模块，该模块根据所述掩星探测指向，计算掩星探测指向姿态导引律；

掩星探测任务规划模块，该模块根据所述掩星探测指向姿态导引律，进行掩星探测自主任务姿态导引。

由于采用了上述技术方案，本发明与现有技术相比，具有如下至少一项的有益效果：

本发明提供的掩星探测自主任务姿态导引方法及系统，基于星上自主任务规划，能够实现探测任务的自主规划与执行，极大降低了地面运控的工作量。

本发明提供的掩星探测自主任务姿态导引方法及系统，可以使卫星能够根据实时的任务信息、卫星状态信息、外部环境及其他条件，自主的进行决策，并规划掩星姿态导引律，控制卫星完成星间掩星探测任务。

本发明提供的掩星探测自主任务姿态导引方法及系统，发射星与接收星通过星间通信链路实现时间、轨道与姿态信息的交互，并根据当前卫星的状态和任务的环境制定出合理的计划，最后将任务转换为指令及姿态导引律以控制卫星活动。

本发明提供的掩星探测自主任务姿态导引方法及系统，卫星自主任务规划各个动作之间具有较强的逻辑关系，能够快速处理突发事件、提升探测效率，降低地面管控复杂性。

本发明提供的掩星探测自主任务姿态导引方法及系统，能够实现双星之间的轨道信息交互、在轨轨道外推与掩星交会时机自主计算、双星掩星探测自主任务姿态导引与执行以及双星高精度自主姿态导引，尤其适用于LEO-LEO掩星探测任务。

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为LEO-LEO掩星原理示意图。

图2为LEO-LEO掩星探测路径与掩星事件切点示意图。

图3为本发明一实施例中掩星探测自主任务姿态导引方法的工作流程图。

图4为本发明一实施例中掩星探测自主任务姿态导引系统的组成模块示意图。

具体实施方式

下面对本发明的实施例作详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程。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，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。

图3为本发明一实施例提供的掩星探测自主任务姿态导引方法的工作流程图。

如图3所示，该实施例提供的掩星探测自主任务姿态导引方法，可以包括如下步骤：

S100，发射星与接收星之间进行轨道姿态信息交互，获得双星位置信息；

S200，根据双星位置信息，计算掩星探测时机，在掩星探测开始时，将卫星机动至掩星探测指向；

S300，根据掩星探测指向要求，计算掩星探测指向的姿态导引律；

S400，根据掩星探测指向的姿态导引律，进行掩星探测自主任务姿态导引，实现自主运行。

在该实施例的S100中，作为一优选实施例，发射星与接收星之间进行轨道姿态信息交互，获得双星位置信息，可以包括如下步骤：

S101，发射星与接收星之间进行星间低速数据包通信，并在掩星交会期间，交互各自的轨道姿态信息；

S102，发射星与接收星获得对方的轨道姿态信息后，利用轨道动力学方法，完成对双星位置的推算，得到双星位置信息；

其中，初始的双星位置信息通过地面上注得到。

在该实施例的S101中，作为一优选实施例，轨道姿态信息可以包括：星时、轨道时戳和轨道位置。

在该实施例的S200中，作为一优选实施例，根据双星位置信息，计算掩星探测时机，将卫星机动至掩星探测指向，可以包括如下步骤：

S201，以设定间隔推算双星位置，根据双星在惯性坐标系下的位置信息，构建双星连线方程；

S202，将双星连线方程与地球椭球方程联立求解，得到掩星切点高度；其中，掩星切点高度为负表示连线与地球相交，掩星切点高度为正表示连线与地球相离，掩星切点高度为零表示连线与地球相切；

S203，对设定时段内的掩星切点高度进行多项式拟合，判断是否存在掩星切点高度为0的时刻；若不存在，则未来设定时段无掩星探测机会，若存在，则未来设定时段存在掩星探测机会，此时卫星立刻开始机动至掩星探测指向。

在该实施例的S201中，作为一优选实施例，设定间隔可以为10sec。

在该实施例的S203中，作为一优选实施例，设定时段可以为5min。

在该实施例的S300中，作为一优选实施例，根据掩星探测指向，计算掩星探测指向姿态导引律，可以包括如下步骤：

计算第一卫星指向第二卫星的导引律，包括：

S301，定义第一卫星掩星指向坐标系：O_c-X_zsY_zsZ_zs；其中，O_c为原点，X_zsY_zsZ_z为掩星指向坐标系的三个正交方向；原点O_c为第一卫星质心，O_cX_zs平行于第一卫星至第二卫星矢量，且方向相同；O_cZ_zs由O_cX_zs叉乘轨道面法线得到；O_cY_zs按右手法则确定；

S302，根据双星位置信息，得到：

任意时刻第二卫星在惯性坐标系下的位置矢量RZ_i；

任意时刻第一卫星在惯性坐标系下的位置矢量R_i；

任意时刻第一卫星在惯性坐标系中的速度矢量V_i；

S303，惯性坐标系下第一卫星到第二卫星的方向矢量V_{zs_i}为：V_{zs_i}＝RZ_i-R_i；

S304，将方向矢量V_{zs_i}单位化，得到uV_{zs_i}，则O_cX_zs在惯性坐标系下的单位矢量X_zs为：

X_zs＝uV_{zs_i}

S305，惯性坐标系下将位置矢量R_i与速度矢量V_i单位化，分别得到uR和uV；

S306，惯性坐标系下轨道面法线矢量H为：

H＝uR×uV＝[uR_yuV_z-uR_zuV_y uR_zuV_x-uR_xuV_z uR_xuV_y-uR_yuV_x]^T

其中，uR_x为位置矢量R_i单位化之后对应的x向分量，uR_y为位置矢量R_i单位化之后对应的y向分量，uR_z为位置矢量R_i单位化之后对应的z向分量，uV_x为速度矢量V_i单位化之后对应的x向分量，uV_y为速度矢量V_i单位化之后对应的y向分量，uV_z为速度矢量V_i单位化之后对应的z向分量；

S307，将轨道面法线矢量H单位化，得到uH，则惯性坐标系下VVLH坐标系正Y轴方向的单位矢量IY_o为：IY_o＝-uH；

S308，将X_zs叉乘惯性坐标系下VVLH坐标系正Y轴方向的单位矢量IY_o并单位化，得到O_cZ_zs在惯性坐标系下的单位矢量Z_zs；

S309，惯性坐标系下对日定向坐标系Y轴单位矢量为：

Y_zs＝Z_zs×X_zs

S310，由惯性坐标系到第一卫星掩星指向坐标系的转换矩阵A_{zs_i}为：

S311，根据转换矩阵A_{zs_i}计算惯性坐标系下的姿态四元素，并获得平滑后的姿态角速度，即得到第一卫星指向第二卫星的导引律；

其中：

当第一卫星为发射星时，第二卫星为接收星；

当第一卫星为接收星时，第二卫星为发射星。

在该实施例的S302～S311中，作为一优选实施例，惯性坐标系可以为J2000惯性坐标系。

在该实施例的S500中，作为一优选实施例，根据掩星探测指向姿态导引律，进行掩星探测自主任务姿态导引，可以包括如下步骤：

S501，卫星姿态机动期间，发射星和接收星分别按照流程开启相关载荷，并进行相关载荷参数配置；

S502，当掩星探测高度满足探测要求时，根据掩星探测指向姿态导引律，进行掩星探测自主任务姿态导引，开展掩星探测。

在该实施例的S502中，作为一优选实施例，掩星探测高度的探测要求为：大于等于0km，小于等于45km。

下面结合一具体应用实例，对本发明上述实施例提供的技术方案进一步说明如下。

一、轨道信息交互与轨道外推。发射星与接收星之间进行星间数据包通信，获得双星位置信息：

两颗星具备星间低速通信能力，在掩星交会期间，交互各自的轨道姿态信息星间通信数据包，其中星间通信数据包内容包括：星时、轨道时戳、轨道位置等，数据包格式设计如表1所示。

表1星间数据包格式内容

其中，数据域部分内容设计如表2所示。

表2状态数据包

发射星与接收星获得对方的轨道姿态信息后，利用传统的轨道动力学外推方法即可完成对双星位置的长时间推算。

二、掩星探测时机计算。根据双星位置信息，计算掩星探测时机，将卫星机动至掩星探测指向：

考虑到卫星姿态机动至掩星指向需要预留一定的机动时间，考虑3min的典型机动时长，并保证2min的余量，则卫星应对5min内的掩星机会进行判断。本实例中的做法是以10sec间隔推算双星位置，根据双星在惯性坐标系下的位置信息，可构建双星连线方程，与地球椭球方程联立求解，即可得到掩星切点高度(高度为负表示连线与地球相交、高度为正表示连线与地球相离、高度为零表示连线与地球相切)。对5min时段内的掩星切点高度进行多项式拟合，判断是否存在掩星切点高度为0的时刻，若不存在，说明未来5min无掩星探测机会，若存在，说明存在掩星探测机会，则卫星立刻开始机动至掩星探测指向。

三、掩星探测指向姿态导引律计算。根据掩星探测指向，计算掩星探测指向姿态导引律：

以发射星指向接收星为例说明掩星探测姿态导引律计算，接收星指向发射星的导引律计算过程同理。导引律计算过程如下：

功能描述：

掩星探测期间，计算发射星指向接收星的姿态四元数。

定义发射星掩星指向坐标系：O_c-X_zsY_zsZ_zs

原点O_c：——卫星质心；

O_cX_zs——平行于发射星→接收星矢量，方向相同；

O_cZ_zs——由O_cX_zs叉乘轨道面法线得到；

O_cY_zs——按右手法则确定；

输入：

根据第一步中的轨道外推，可知：

任意时刻接收星在J2000惯性坐标系下的位置矢量RZ_i(根据接收星位置外推)；

任意时刻发射星(本卫星)在J2000惯性坐标系下的位置矢量R_i；

任意时刻发射星(本卫星)在J2000惯性坐标系中的速度矢量V_i；

输出：

惯性坐标系下姿态四元素。

计算过程：

J2000惯性坐标系下发射星到接收星的方向矢量为V_{zs_i}＝RZ_i-R_i，将方向矢量V_{zs_i}单位化，得到uV_{zs_i}，则OcXzs的在惯性坐标系下的单位矢量为X_zs；

X_zs＝uV_{zs_i}

惯性坐标系下将位置矢量R_i与速度矢量V_i单位化，得到uR，uV；

J2000惯性坐标系下轨道面法线矢量：

H＝uR×uV＝[uR_yuV_z-uR_zuV_y uR_zuV_x-uR_xuV_z uR_xuV_y-uR_yuV_x]^T

单位化得到uH，则惯性坐标系下VVLH正Y轴方向的单位矢量为IY_o＝-uH；

X_zs叉乘惯性坐标系下VVLH正Y轴方向的单位矢量IY_o，并单位化，得到OcZzs在惯性坐标系下的单位矢量，记作Z_zs；

惯性坐标系下对日定向坐标系Y轴单位矢量：

Y_zs＝Z_zs×X_zs

由惯性坐标系到发射星掩星指向坐标系的转换矩阵：

根据转换矩阵计算惯性坐标系下的姿态四元素。

由转换矩阵计算姿态四元素的过程如下：

将坐标转换矩阵A表示为

分别计算

判断四个数中的最大值

(1)若最大值为q₀

(2)若最大值为q₁

(3)若最大值为q₂

(4)若最大值为q₃

由此得到姿态四元数q＝[q₀ q₁ q₂ q₃]^T

若q₀＜0，q＝-q。

最后，将q归一化即可。

四、星间掩星探测任务自主执行。根据掩星探测指向姿态导引律，进行掩星探测自主任务姿态导引：

在卫星姿态机动期间，发射星和接收星分别按流程开启相关载荷，并完成相关载荷参数配置，做好掩星探测准备。在掩星探测高度满足探测要求(处于0km～45km期间)时，根据掩星探测指向姿态导引律开展掩星探测。

图4为本发明一实施例提供的掩星探测自主任务姿态导引系统的组成模块示意图。

如图4所示，该实施例提供的掩星探测自主任务姿态导引系统，可以包括如下模块：

双星位置获取模块，该模块通过发射星与接收星之间的星间数据包通信，获得双星位置信息；

掩星探测指向获取模块，该模块根据双星位置信息，计算掩星探测时机，将卫星机动至掩星探测指向；

姿态导引律计算模块，该模块根据掩星探测指向，计算掩星探测指向姿态导引律；

掩星探测任务规划模块，该模块根据掩星探测指向姿态导引律，进行掩星探测自主任务姿态导引。

需要说明的是，本发明提供的方法中的步骤，可以利用系统中对应的模块、装置、单元等予以实现，本领域技术人员可以参照方法的技术方案实现系统的组成，即，方法中的实施例可理解为构建系统的优选例，在此不予赘述。

本发明上述实施例提供的掩星探测自主任务姿态导引方法及系统，基于星上自主任务规划，能够实现探测任务的自主规划与执行，极大降低了地面运控的工作量；可以使卫星能够根据实时的任务信息、卫星状态信息、外部环境及其他条件，自主的进行决策，并规划掩星姿态导引律，控制卫星完成星间掩星探测任务；发射星与接收星通过星间通信链路实现时间、轨道与姿态信息的交互，并根据当前卫星的状态和任务的环境制定出合理的计划，最后将任务转换为指令及姿态导引律以控制卫星活动；卫星自主任务规划各个动作之间具有较强的逻辑关系，能够快速处理突发事件、提升探测效率，降低地面管控复杂性；能够实现双星之间的轨道信息交互、在轨轨道外推与掩星交会时机自主计算、双星掩星探测自主任务姿态导引与执行以及双星高精度自主姿态导引，尤其适用于LEO-LEO掩星探测任务。

本发明上述实施例中未尽事宜均为本领域公知技术。

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形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (9)

1.一种掩星探测自主任务姿态导引方法，其特征在于，包括：

发射星与接收星之间进行轨道姿态信息交互，获得双星位置信息；

根据所述双星位置信息，计算掩星探测时机，在掩星探测开始时，将卫星机动至掩星探测指向；

根据所述掩星探测指向要求，计算掩星探测指向的姿态导引律；

根据所述掩星探测指向的姿态导引律，进行掩星探测自主任务姿态导引，实现自主运行；

所述根据所述掩星探测指向，计算掩星探测指向姿态导引律，包括：

计算第一卫星指向第二卫星的导引律，包括：

定义所述第一卫星掩星指向坐标系：O_c-X_zsY_zsZ_zs；其中，O_c为原点，X_zsY_zsZ_z为掩星指向坐标系的三个正交方向；原点O_c为第一卫星质心，O_cX_zs平行于所述第一卫星至所述第二卫星矢量，且方向相同；O_cZ_zs由O_cX_zs叉乘轨道面法线得到；O_cY_zs按右手法则确定；

根据所述双星位置信息，得到：

任意时刻所述第二卫星在惯性坐标系下的位置矢量RZ_i；

任意时刻所述第一卫星在惯性坐标系下的位置矢量R_i；

任意时刻所述第一卫星在惯性坐标系中的速度矢量V_i；

惯性坐标系下所述第一卫星到所述第二卫星的方向矢量V_{zs_i}为：V_{zs_i}＝RZ_i-R_i；

将所述方向矢量V_{zs_i}单位化，得到uV_{zs_i}，则O_cX_zs在所述惯性坐标系下的单位矢量X_zs为：

X_zs＝uV_{zs_i}

惯性坐标系下将所述位置矢量R_i与所述速度矢量V_i单位化，分别得到uR和uV；

惯性坐标系下轨道面法线矢量H为：

H＝uR×uV＝[uR_yuV_z-uR_zuV_y uR_zuV_x-uR_xuV_z uR_xuV_y-uR_yuV_x]^T

其中，uR_x为位置矢量R_i单位化之后对应的x向分量，uR_y为位置矢量R_i单位化之后对应的y向分量，uR_z为位置矢量R_i单位化之后对应的z向分量，uV_x为速度矢量V_i单位化之后对应的x向分量，uV_y为速度矢量V_i单位化之后对应的y向分量，uV_z为速度矢量V_i单位化之后对应的z向分量；

将所述轨道面法线矢量H单位化，得到uH，则惯性坐标系下VVLH坐标系正Y轴方向的单位矢量IY_o为：IY_o＝-uH；

将X_zs叉乘惯性坐标系下VVLH坐标系正Y轴方向的单位矢量IY_o并单位化，得到O_cZ_zs在惯性坐标系下的单位矢量Z_zs；

惯性坐标系下对日定向坐标系Y轴单位矢量为：

Y_zs＝Z_zs×X_zs

由惯性坐标系到所述第一卫星掩星指向坐标系的转换矩阵A_{zs_i}为：

根据所述转换矩阵A_{zs_i}计算惯性坐标系下的姿态四元素，并获得平滑后的姿态交速度，即得到所述第一卫星指向所述第二卫星的导引律；

其中：

当所述第一卫星为发射星时，所述第二卫星为接收星；

当所述第一卫星为接收星时，所述第二卫星为发射星。

2.根据权利要求1所述的掩星探测自主任务姿态导引方法，其特征在于，所述发射星与接收星之间进行轨道姿态信息交互，获得双星位置信息，包括：

所述发射星与所述接收星之间进行星间低速数据包通信，并在掩星交会期间，交互各自的轨道姿态信息；

所述发射星与所述接收星获得对方的轨道姿态信息后，利用轨道动力学方法，完成对双星位置的推算，得到双星位置信息；

初始的双星位置信息通过地面上注得到。

3.根据权利要求2所述的掩星探测自主任务姿态导引方法，其特征在于，所述轨道姿态信息包括：星时、轨道时戳和轨道位置。

4.根据权利要求1所述的掩星探测自主任务姿态导引方法，其特征在于，所述根据所述双星位置信息，计算掩星探测时机，将卫星机动至掩星探测指向，包括：

以设定间隔推算双星位置，根据双星在惯性坐标系下的位置信息，构建双星连线方程；

将所述双星连线方程与地球椭球方程联立求解，得到掩星切点高度；其中，所述掩星切点高度为负表示连线与地球相交，所述掩星切点高度为正表示连线与地球相离，所述掩星切点高度为零表示连线与地球相切；

对设定时段内的掩星切点高度进行多项式拟合，判断是否存在掩星切点高度为0的时刻；若不存在，则未来设定时段无掩星探测机会，若存在，则未来设定时段存在掩星探测机会，此时卫星立刻开始机动至掩星探测指向。

5.根据权利要求4所述的掩星探测自主任务姿态导引方法，其特征在于，所述设定间隔为10sec；所述设定时段为5min。

6.根据权利要求1所述的掩星探测自主任务姿态导引方法，其特征在于，所述惯性坐标系为J2000惯性坐标系。

7.根据权利要求1所述的掩星探测自主任务姿态导引方法，其特征在于，所述根据所述掩星探测指向姿态导引律，进行掩星探测自主任务姿态导引，包括：

卫星姿态机动期间，所述发射星和所述接收星分别按照流程开启相关载荷，并进行相关载荷参数配置；

当掩星探测高度满足探测要求时，根据所述掩星探测指向姿态导引律，进行掩星探测自主任务姿态导引，开展掩星探测。

8.根据权利要求7所述的掩星探测自主任务姿态导引方法，其特征在于，所述掩星探测高度的探测要求为：大于等于0km，小于等于45km。

9.一种掩星探测自主任务姿态导引系统，其特征在于，包括：

双星位置获取模块，该模块通过发射星与接收星之间的星间数据包通信，获得双星位置信息；

掩星探测指向获取模块，该模块根据所述双星位置信息，计算掩星探测时机，将卫星机动至掩星探测指向；

姿态导引律计算模块，该模块根据所述掩星探测指向，计算掩星探测指向姿态导引律；具体为：

计算第一卫星指向第二卫星的导引律，包括：

定义所述第一卫星掩星指向坐标系：O_c-X_zsY_zsZ_zs；其中，O_c为原点，X_zsY_zsZ_z为掩星指向坐标系的三个正交方向；原点O_c为第一卫星质心，O_cX_zs平行于所述第一卫星至所述第二卫星矢量，且方向相同；O_cZ_zs由O_cX_zs叉乘轨道面法线得到；O_cY_zs按右手法则确定；

根据所述双星位置信息，得到：

任意时刻所述第二卫星在惯性坐标系下的位置矢量RZ_i；

任意时刻所述第一卫星在惯性坐标系下的位置矢量R_i；

任意时刻所述第一卫星在惯性坐标系中的速度矢量V_i；

惯性坐标系下所述第一卫星到所述第二卫星的方向矢量V_{zs_i}为：V_{zs_i}＝RZ_i-R_i；

将所述方向矢量V_{zs_i}单位化，得到uV_{zs_i}，则O_cX_zs在所述惯性坐标系下的单位矢量X_zs为：

X_zs＝uV_{zs_i}

惯性坐标系下将所述位置矢量R_i与所述速度矢量V_i单位化，分别得到uR和uV；

惯性坐标系下轨道面法线矢量H为：

H＝uR×uV＝[uR_yuV_z-uR_zuV_y uR_zuV_x-uR_xuV_z uR_xuV_y-uR_yuV_x]^T

其中，uR_x为位置矢量R_i单位化之后对应的x向分量，uR_y为位置矢量R_i单位化之后对应的y向分量，uR_z为位置矢量R_i单位化之后对应的z向分量，uV_x为速度矢量V_i单位化之后对应的x向分量，uV_y为速度矢量V_i单位化之后对应的y向分量，uV_z为速度矢量V_i单位化之后对应的z向分量；

将所述轨道面法线矢量H单位化，得到uH，则惯性坐标系下VVLH坐标系正Y轴方向的单位矢量IY_o为：IY_o＝-uH；

将X_zs叉乘惯性坐标系下VVLH坐标系正Y轴方向的单位矢量IY_o并单位化，得到O_cZ_zs在惯性坐标系下的单位矢量Z_zs；

惯性坐标系下对日定向坐标系Y轴单位矢量为：

Y_zs＝Z_zs×A_zs

由惯性坐标系到所述第一卫星掩星指向坐标系的转换矩阵A_{zs_i}为：

根据所述转换矩阵A_{zs_i}计算惯性坐标系下的姿态四元素，并获得平滑后的姿态交速度，即得到所述第一卫星指向所述第二卫星的导引律；

其中：

当所述第一卫星为发射星时，所述第二卫星为接收星；

当所述第一卫星为接收星时，所述第二卫星为发射星；

掩星探测任务规划模块，该模块根据所述掩星探测指向姿态导引律，进行掩星探测自主任务姿态导引。