CN114802818A

CN114802818A - 晨昏轨道卫星及其对日姿态计算方法、导引方法

Info

Publication number: CN114802818A
Application number: CN202210707773.8A
Authority: CN
Inventors: 施晓廉; 吕旺; 顾军; 吴兰蕙; 周绍辉; 肖灿明; 王豪
Original assignee: Shanghai Aerospace Technology Co ltd
Current assignee: Shanghai Aerospace Technology Co ltd
Priority date: 2022-06-22
Filing date: 2022-06-22
Publication date: 2022-07-29

Abstract

本发明提供了一种晨昏轨道卫星及其对日姿态计算方法、导引方法，属于卫星姿态技术领域，对日姿态计算方法包括根据当前时刻的卫星轨道根数，计算晨昏轨道卫星指向地球的位置矢量在惯性系下的分量r ₁，以及卫星相对地球的速度矢量在惯性系下的分量v ₁；根据当前时间，计算卫星指向太阳的位置矢量在惯性系下的分量r ₂；根据分量r ₁和分量r ₂确定用于姿态控制的目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r相对惯性系O _i X _i Y _i Z _i的姿态旋转矩阵C _ri，并将其转换为相应的四元数q _ri；基于分量v ₁和相关位置矢量，确定目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r相对惯性系O _i X _i Y _i Z _i的角速度ω _ri。通过本公开的处理方案，在保证对地定向的同时导引对日，提高整星能源水平，且提高了对地作业可用时长。

Description

晨昏轨道卫星及其对日姿态计算方法、导引方法

技术领域

本发明涉及卫星姿态技术领域，具体涉及一种晨昏轨道卫星及晨昏轨道卫星对日姿态计算方法、晨昏轨道卫星对日姿态导引方法。

背景技术

晨昏轨道是指地方降交点时间（UTC）6:00左右的卫星观测轨道。同上午卫星（地方降交点时间在上午10点左右）和下午卫星（地方降交点时间在下午2点左右）相比，晨昏轨道卫星观测时太阳高度角低，地形和云顶高度的几何特征更为明显。同时，晨昏轨道的光照条件更好，一般存在半年及以上的长光照期。2021年，我国发射首颗晨昏轨道气象卫星-风云三号E星，每6小时可为数值预报提供一次完整全球覆盖资料，有效提高和改进了全球数值天气预报的精度和时效。目前，有越来越多的卫星运行在晨昏轨道上。

晨昏轨道卫星由于光照条件较好，一般采用固定太阳帆板设计。但在对地定向时，帆板太阳角依然存在60°-90°夹角，不能一直满足能源平衡要求。因此，卫星通常仍然需要工作在对日模式下，使得对地作业的可用时长大为减少。

虽然现有技术可以某一段时间的平均功率为目标，求得太阳帆板最优指向关于轨道高度、太阳和轨道面夹角关系的函数，最终考虑在某一段时间内上述参数变化时最优指向的计算；或是采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法，在飞行器偏航轴机动方法中设计了正弦偏航导引律，使偏航轴跟踪一条正弦曲线，同时根据该曲线计算帆板转速，保证在这种模式下帆板太阳角最小。但这两种技术针对的航天器太阳帆板均属于机构驱动型，可以自主进行一定程度的转动，与本发明研究的晨昏轨道卫星所安装的固定型太阳帆板为不同类型对象，且无法在固定型太阳帆板中实施。

发明内容

因此，为了克服上述现有技术针对现有晨昏轨道卫星在对地定向时固定太阳帆板无法正对日的问题，本发明提供一种可以在保证对地定向的同时导引对日，提高整星能源水平，且在该姿态下可同时进行对地作业，提高了对地作业可用时长的晨昏轨道卫星及其对日姿态计算方法、导引方法。

为了实现上述目的，本发明提供一种晨昏轨道卫星对日姿态计算方法，包括：根据当前时刻的卫星轨道根数，计算晨昏轨道卫星指向地球的位置矢量在惯性系下的分量r ₁，以及卫星相对地球的速度矢量在惯性系下的分量v ₁，所述惯性系的原点在地球质心，xoy平面为地球平赤道面；根据当前时间，计算卫星指向太阳的位置矢量在惯性系下的分量r ₂；根据分量r ₁和分量r ₂确定用于姿态控制的目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r相对惯性系O _i X _i Y _i Z _i的姿态旋转矩阵C _ri，并将其转换为相应的四元数q _ri；基于分量v ₁和相关位置矢量，确定所述目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r相对所述惯性系O _i X _i Y _i Z _i的角速度ω _ri。

在其中一个实施例中，所述根据分量r ₁和分量r ₂确定用于姿态控制的目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r相对惯性系O _i X _i Y _i Z _i的姿态旋转矩阵C _ri，并将其转换为相应的四元数q _ri，包括：根据分量r ₁、分量r ₂及对应的叉乘矩阵，得到矢量列阵r ₃和r ₄，其中，r ₃=r ₁ ^× r ₂，r ₄=r ₃ ^× r ₁，r ₁ ^×是r ₁的叉乘矩阵，r ₃ ^×是r ₃的叉乘矩阵；将分量r ₁、矢量列阵r ₃和r ₄分别进行归一化，构建目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r；根据姿态旋转的定义确定用于姿态控制的目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r相对惯性系O _i X _i Y _i Z _i的姿态旋转矩阵C _ri；将姿态旋转矩阵C _ri转换为相应的四元数q _ri。

在其中一个实施例中，所述惯性系为J2000坐标系，该坐标系的原点在地球质心，xoy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。

在其中一个实施例中，所述当前时间为当前北京时间。

在其中一个实施例中，所述晨昏轨道卫星是太阳帆板与卫星本体固定连接，不包含太阳帆板驱动机构。

一种晨昏轨道卫星对日姿态导引方法，包括：根据卫星姿态敏感器件，测量得到本体系O _b X _b Y _b Z _b相对惯性系O _i X _i Y _i Z _i的姿态旋转四元数q _bi和角速度ω _bi，所述本体系的原点在卫星质心，Z轴垂直于星箭分离面、指向卫星对地面，X轴指向卫星飞行方向，Y轴根据右手定则确定；基于姿态旋转的四元数q _ri和q _bi，计算所述本体系相对所述目标坐标系的姿态偏差，基于ω _bi与ω _ri，计算所述本体系相对所述目标坐标系的角速度偏差；基于所述姿态偏差和所述角速度偏差进行计算，得到控制力矩T，并根据所述控制力矩T输出给卫星姿态控制器件，进行所述晨昏轨道卫星导引对日的控制，其中，四元数q _ri是由姿态旋转矩阵C _ri转换的；角速度ω _ri是所述目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r相对所述惯性系O _i X _i Y _i Z _i的，四元数q _ri和角速度ω _ri均是采用上述方法计算得到的。

一种晨昏轨道卫星，所述晨昏轨道卫星是太阳帆板与卫星本体固定连接，不包含太阳帆板驱动机构，所述晨昏轨道卫星通过上述方法对所述晨昏轨道卫星的姿态实时进行导引对日。

与现有技术相比，本发明的优点在于：可以通过双矢量构建多个坐标系，使卫星本体系与导引的目标坐标系重合，使得卫星在保证对地定向的基础上同时导引对日，减少帆板太阳角，提高整星能源水平。同时，该姿态下可同时进行对地载荷作业，极大地提高了对地作业可用时长。

附图说明

为了更清楚地说明本公开实施例的技术方案，下面将对实施例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公开的一些实施例，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获得其它的附图。

图1是本发明的实施例中晨昏轨道卫星对日姿态计算方法的流程示意图；

图2是本发明的实施例中卫星偏航导引对日示意图；

图3是本发明的实施例中晨昏轨道卫星对日姿态导引方法的流程示意图；

图4是本发明的实施例中导引前后卫星绕地球一轨内的帆板太阳角变化曲线；

图5是本发明的实施例中导引前后卫星一年内的帆板太阳角变化曲线。

具体实施方式

下面结合附图对本公开实施例进行详细描述。

以下通过特定的具体实例说明本公开的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本公开的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本公开一部分实施例，而不是全部的实施例。本公开还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本公开的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本公开中的实施例，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他实施例，都属于本公开保护的范围。

要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本公开，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目个方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。

还需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本公开的基本构想，图式中仅显示与本公开中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。

另外，在以下描述中，提供具体细节是为了便于透彻理解实例。然而，所属领域的技术人员将理解，可在没有这些特定细节的情况下实践所述方面。

如图1所示，本公开实施例提供一种晨昏轨道卫星对日姿态计算方法，应用在图2所示的卫星对日体系中，在该卫星对日体系中，O _i X _i Y _i Z _i为惯性系，O _o X _o Y _o Z _o为轨道坐标系，其中，晨昏轨道卫星的帆板O _o与卫星本体固定连接，

指向地心，

指向卫星飞行方向，

由右手定则得出。O _r X _r Y _r Z _r为目标坐标系，可以导引调整帆板对日的角度。其中，晨昏轨道卫星的帆板O _r与卫星本体固定连接，

指向地心，

是卫星指向地球矢量和卫星指向太阳矢量的叉乘，

由右手定则得出。该方法包括以下步骤：

步骤101，根据当前时刻的卫星轨道根数，计算晨昏轨道卫星指向地球的位置矢量在惯性系下的分量r ₁，以及卫星相对地球的速度矢量在惯性系下的分量v ₁，惯性系的原点在地球质心，xoy平面为地球平赤道面。

从GPS处获取当前时刻的卫星轨道根数，根据下式计算分量r ₁：

，

其中，a为轨道半长轴，e为轨道偏心率，i为轨道倾角，omg为轨道升交点赤经，u为纬度幅角，f为真近点角，d为卫星到地心的距离。

根据下式计算v ₁：

其中，μ为地心引力常数，w为近地点幅角。

步骤102，根据当前时间，计算卫星指向太阳的位置矢量在惯性系下的分量r ₂。

当前时间可以根据需要选择，例如，在一个实施例中，当前时间为当前北京时间。根据星上时钟及GPS时间，确定当前北京时间。根据下式计算分量r ₂：

其中，t ₀为当前北京时间，单位为秒，计时起点可以为2000年1月1日12时。

步骤103，根据分量r ₁和分量r ₂确定用于姿态控制的目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r相对惯性系O _i X _i Y _i Z _i的姿态旋转矩阵C _ri，并将其转换为相应的四元数q _ri。

根据分量r ₁和分量r ₂确定用于姿态控制的目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r相对惯性系O _i X _i Y _i Z _i的姿态旋转矩阵C _ri，并将其转换为相应的四元数q _ri。在其中一个实施例中，该步骤包含如下子步骤：

子步骤1，根据分量r ₁、分量r ₂及对应的叉乘矩阵，得到矢量列阵r ₃和r ₄，其中，r ₃=r ₁ ^× r ₂，r ₄=r ₃ ^× r ₁，r ₁ ^×是r ₁的叉乘矩阵，r ₃ ^×是r ₃的叉乘矩阵。

子步骤2，将分量r ₁、矢量列阵r ₃和r ₄分别进行归一化，可以得到单位矢量列阵u ₁、u ₃和u ₄。由于这三个矢量相互正交，因此可构建目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r。

该坐标系满足右手定则。

子步骤3，根据姿态旋转的定义确定用于姿态控制的目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r相对惯性系O _i X _i Y _i Z _i的姿态旋转矩阵C _ri。C _ri是目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r相对惯性系O _i X _i Y _i Z _i的姿态旋转矩阵，由姿态旋转的定义有如下公式：

，因此可以求得C _ri。定义惯性系的正交基由单位正交向量构成，则有

。

子步骤4，将姿态旋转矩阵C _ri转换为相应的四元数q _ri。

按照《卫星轨道姿态动力学》中关于四元数的理论，将旋转矩阵C _ri改写为四元数q _ri，便于后续计算，两者等价。四元数是航空航天领域一种表示姿态旋转信息的方法，该方法广泛的应用于姿态确定和控制中。

步骤104，基于分量v ₁和相关位置矢量，确定目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r相对惯性系O _i X _i Y _i Z _i的角速度ω _ri。

角速度ω _ri计算公式为：

此时导引目标坐标系相对惯性系的姿态和角速度已计算完成。

在其中一个实施例中，惯性系为J2000坐标系，该坐标系的原点在地球质心，xoy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。J2000.0是在天文学上使用的历元，约等于UTC时间2000年1月1日12时，即北京时间2000年1月1日20时。此坐标系可以被作为地球卫星运动的参考坐标系。

在其中一个实施例中，晨昏轨道卫星是太阳帆板与卫星本体固定连接，不包含太阳帆板驱动机构。

如图3所示，本公开实施例还提供一种晨昏轨道卫星对日姿态导引方法，该方法包含以下步骤：

步骤301，根据卫星姿态敏感器件，测量得到本体系O _b X _b Y _b Z _b相对惯性系O _i X _i Y _i Z _i的姿态旋转四元数q _bi和角速度ω _bi，本体系的原点在卫星质心，Z轴垂直于星箭分离面、指向卫星对地面，X轴指向卫星飞行方向，Y轴根据右手定则确定。卫星姿态敏感器件可以指飞轮、磁力矩器、星敏、陀螺等进行卫星姿态控制的器件。例如，星敏可测量得到姿态，陀螺可测量得到角速度。

其中，q _bst卫星本体系相对星敏安装坐标系的姿态旋转四元数，q _sti是星敏直接输出的星敏安装坐标系相对惯性系的姿态四元数，四元数的乘法可参考《卫星轨道姿态动力学与控制》中四元数相关章节。C_bsg是卫星本体系相对陀螺安装坐标系的姿态旋转矩阵，ω _sgi是陀螺直接输出的陀螺安装坐标系相对惯性系的角速度。

步骤302，基于姿态旋转的四元数q _ri和q _bi，计算本体系相对目标坐标系的姿态偏差q _br；基于ω _bi与ω _ri，计算本体系相对目标坐标系的角速度偏差ω _br。

步骤303，基于姿态偏差和角速度偏差进行计算，得到控制力矩T，并根据控制力矩T输出给卫星姿态控制器件，进行晨昏轨道卫星导引对日的控制。

根据PID控制律，对输入的姿态偏差q _br和角速度偏差ω _br进行计算，得到控制力矩T。

其中，k _p、k _i、k _d分别为P、I、D相应的控制参数。PID控制律是根据误差项P、误差项的积分I、误差项的微分D计算控制力矩的方法。此处误差项为姿态偏差，误差项的积分为姿态偏差随时间的积分，误差项的微分为角速度偏差。其中，比例P的作用：减少偏差，比例越大消除的越快，但太大的P会造成系统震荡，直至发散。单纯的P作用始终还是会有轻微的震荡，有点抖动。积分I的作用：消除稳态误差，能够做到有级调节。PI调节会让系统感觉比较柔顺。微分D的作用：减少超调量，抑制震荡，增加系统的快速性。太大的D也会造成系统震荡，直至发散。计算得到控制力矩后，可以向卫星姿态控制器件进行输出，卫星姿态控制器件可以根据控制力矩进行晨昏轨道卫星导引对日的控制。

上述方法，可以通过卫星相对地球的位置矢量和卫星相对太阳的位置矢量计算导引的目标坐标系，并基于目标坐标系进行导引控制，使卫星本体系三轴与目标坐标系三轴重合，使得卫星在保证对地定向的基础上，将太阳帆板导引对日，减少帆板太阳角。同时，该姿态下可同时进行对地载荷作业，极大地提高了对地作业可用时长。

一种晨昏轨道卫星，晨昏轨道卫星是太阳帆板与卫星本体固定连接，不包含太阳帆板驱动机构，晨昏轨道卫星通过上述方法对晨昏轨道卫星的姿态实时进行导引对日。

实施例一

通过本方法对晨昏轨道卫星进行偏航导引计算模拟。

T0时刻卫星轨道参数如下表：

其他相关参数如下表：

根据计算步骤101和102，由轨道参数计算当前卫星指向地球的位置矢量在惯性系下的分量列阵r ₁和卫星相对地球的速度矢量在惯性系下的分量列阵v ₁、卫星指向太阳的位置矢量在惯性系下的分量列阵r ₂，如下所示：

根据步骤103得到目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r相对惯性系O _i X _i Y _i Z _i的姿态旋转矩阵C _ri，并将其转换为相应的四元数q _ri，如下所示：

。

根据步骤104，基于分量v ₁和相关位置矢量，确定目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r相对惯性系O _i X _i Y _i Z _i的角速度ω _ri，如下所示：

。

进而，根据步骤301由星敏和陀螺的测量值得到本体系O _b X _b Y _b Z _b相对惯性系O _i X _i Y _i Z _i的姿态旋转四元数q _bi和角速度ω _bi，如下所示：

根据步骤302，计算本体系相对目标坐标系的姿态偏差和角速度偏差，并对计算结果进行正则化，如下式所示：

根据步骤303，基于PID控制律计算控制力矩，如下式所示：

从T0时刻开始，根据控制力矩对姿态进行导引控制，并计算导引后卫星帆板太阳角在一轨内的变化曲线，如图4所示。

图例2中，由于导引前卫星姿态为轨道系，因此使用轨道法线与太阳矢量的夹角来表示帆板太阳角。卫星绕地球一轨是指卫星绕地球一圈的时间。由图4可知，导引前帆板太阳角为30°，导引后帆板太阳角呈现30°-0°的正弦变化趋势，平均值为20°，有效减少了帆板太阳角，相比于不进行偏航导引的传统对地模式提升约7%的整星能源水平。

如图5所示，一年内导引后的帆板太阳角相比导引前均有所提升，在最恶劣的情况下，可以提升7.25%的整星能源水平。

以上所述，仅为本公开的具体实施方式，但本公开的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本公开揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本公开的保护范围之内。因此，本公开的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims

1.一种晨昏轨道卫星对日姿态计算方法，其特征在于，包括：

根据当前时刻的卫星轨道根数，计算晨昏轨道卫星指向地球的位置矢量在惯性系下的分量r ₁，以及卫星相对地球的速度矢量在惯性系下的分量v ₁，所述惯性系的原点在地球质心，xoy平面为地球平赤道面；

根据当前时间，计算卫星指向太阳的位置矢量在惯性系下的分量r ₂；

根据分量r ₁和分量r ₂确定用于姿态控制的目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r相对惯性系O _i X _i Y _i Z _i的姿态旋转矩阵C _ri，并将其转换为相应的四元数q _ri；

基于分量v ₁和相关位置矢量，确定所述目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r相对所述惯性系O _i X _i Y _i Z _i的角速度ω _ri。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据分量r ₁和分量r ₂确定用于姿态控制的目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r相对惯性系O _i X _i Y _i Z _i的姿态旋转矩阵C _ri，并将其转换为相应的四元数q _ri，包括：

根据分量r ₁、分量r ₂及对应的叉乘矩阵，得到矢量列阵r ₃和r ₄，其中，r ₃=r ₁ ^× r ₂，r ₄=r ₃ ^× r ₁，r ₁ ^×是r ₁的叉乘矩阵，r ₃ ^×是r ₃的叉乘矩阵；

将分量r ₁、矢量列阵r ₃和r ₄分别进行归一化，构建目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r；

根据姿态旋转的定义确定用于姿态控制的目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r相对惯性系O _i X _i Y _i Z _i的姿态旋转矩阵C _ri；

将姿态旋转矩阵C _ri转换为相应的四元数q _ri。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述惯性系为J2000坐标系，该坐标系的原点在地球质心，xoy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。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述当前时间为当前北京时间。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述晨昏轨道卫星是太阳帆板与卫星本体固定连接，不包含太阳帆板驱动机构。

6.一种晨昏轨道卫星对日姿态导引方法，其特征在于，包括：

根据卫星姿态敏感器件，测量得到本体系O _b X _b Y _b Z _b相对惯性系O _i X _i Y _i Z _i的姿态旋转四元数q _bi和角速度ω _bi，所述本体系的原点在卫星质心，Z轴垂直于星箭分离面、指向卫星对地面，X轴指向卫星飞行方向，Y轴根据右手定则确定；

基于姿态旋转的四元数q _ri和q _bi，计算所述本体系相对所述目标坐标系的姿态偏差，基于ω _bi与ω _ri，计算所述本体系相对所述目标坐标系的角速度偏差；

基于所述姿态偏差和所述角速度偏差进行计算，得到控制力矩T，并根据所述控制力矩T输出给卫星姿态控制器件，进行所述晨昏轨道卫星导引对日的控制，

其中，四元数q _ri是由姿态旋转矩阵C _ri转换的；

角速度ω _ri是所述目标坐标系O _r X _r Y _r Z _r相对所述惯性系O _i X _i Y _i Z _i的，四元数q _ri和角速度ω _ri均是采用权利要求1~5中任一项所述方法计算得到的。

7.一种晨昏轨道卫星，其特征在于，所述晨昏轨道卫星是太阳帆板与卫星本体固定连接，不包含太阳帆板驱动机构，所述晨昏轨道卫星通过权利要求6的方法对所述晨昏轨道卫星的姿态实时进行导引对日。