CN117092673A - 遮光罩最小太阳规避角计算方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种遮光罩最小太阳规避角计算方法及系统，包括如下步骤：建立轨道坐标系和本体坐标系，计算卫星轨道坐标系下的太阳矢量；计算GEO轨道上地影所对应的地心夹角；计算卫星在非成像区远离午夜点一端时与午夜点的地心夹角；计算卫星在非成像区远离午夜点一端的天底矢量‑太阳矢量面与轨道面夹角；计算卫星在非成像区远离午夜点一端时视轴偏移量；计算卫星机动规避后相机视轴在轨道坐标系下的分量；遍历计算卫星在不同太阳高度角时太阳矢量与相机视轴的夹角，选取最小夹角为卫星遮光罩的最小太阳规避角。本发明填补了太阳规避模式下相机遮光罩最小太阳规避角计算方法的空白，有利于指导相机遮光罩的设计。
Description
技术领域
本发明涉及航天技术领域，具体地，涉及一种遮光罩最小太阳规避角计算方法及系统，尤其是一种GEO卫星的遮光罩最小太阳规避角计算方法。
背景技术
随着光电成像技术的发展，为了获取更多目标特性信息，空间相机遮光罩逐步向有利于提高空间相机的有效工作时间发展。当前，GEO卫星多采用斜切遮光罩并配合卫星滚动姿态调整规避太阳，从而增加相机的工作时间，提升卫星在轨效能。
非太阳规避期内，为保证遥感探测稳定和链路不断，卫星采用以轨道坐标系为基准的姿态模式，正、午夜姿态调头，当进入太阳规避区域时，遮光罩的太阳规避角应至少使太阳不能直射相机内部，随着卫星运行到非成像区，太阳矢量与相机视轴夹角应始终保持在最小规避角外。
现有文献对GEO卫星太阳规避的研究集中在规避策略上，未从效能角度分析相机遮光罩规避角大小。若从非成像时长出发计算相机规避角的大小，则可在相机设计阶段就提出遮光罩的规避角需求，指导相机遮光罩的设计。
公开号为CN108791955A的专利文献公开了一种静止遥感卫星在轨工作期间相机自主规避太阳的方法，首先，根据相机的结构特点计算相机视线矢量；其次，根据卫星、地球和太阳的相对位置关系和卫星的姿态信息，计算地球和太阳在卫星本体坐标系下的位置；再次，选择合适的地球轮廓阈值和太阳规避阈值，根据相机视线矢量与地球、太阳位置关系判断是否需要太阳规避；最后，太阳规避判定成功后，触发太阳规避信号，执行太阳规避。该专利文献提到基于卫星、地球、地球轮廓和太阳位置关系进行GEO卫星太阳实时规避，但是未涉及相机遮光罩及其太阳规避角。
公开号为CN108803642A的专利文献公开了一种光学成像卫星相机的太阳保护姿控关联设计方法，适用于地球静止轨道大口径光学成像卫星，包括：提出偏航导引控制方法，通过多项式拟合得到以太阳高度角为变量，以最优偏航角为应变量的最优偏航导引律；针对卫星仅在-X向安装三折板式太阳遮光的设计约束，提出正午前后偏航大角度机动控制，建立星上根据当天太阳高度角自主进行姿态机动路径规划算法，实现载荷太阳保护的无缝连接；提出午夜前后限制区域工作结合太阳规避机动控制策略，实现午夜载荷太阳保护，同时使得卫星工作时间最长。该专利文献提出“三次八段”姿态机动策略进行太阳规避，但是未兼顾帆板光照且不涉及相机遮光罩的太阳规避角。
公开号为CN109491400A的专利文献公开了一种地球静止轨道卫星具有斜切遮光罩相机实时阳光规避方法，在轨每天能够自主进行中午、午夜阳光规避，且中午阳光规避的时间起点地面可控；同时本技术可以确保阳关规避前后，相机指向的地面目标不会变动；而且可以根据四季之中太阳方向，合理有效地设计最短规避轨迹，最大程度地减少动量轮的使用；对于午夜阳光规避，设计不同的拟合曲线，有效地避免控制可能存在的奇异问题；配合自主时间预报功能，帮助地面测控人员分析当前时刻，是否适合进行成像任务或者位保等相关操作，确保不同种类的任务之间在时序上冲突。该专利文献提出“偏航-俯仰联合姿态机动”策略进行太阳规避，能兼顾帆板光照，但不涉及相机遮光罩的太阳规避角。
公开号为CN107765699A的专利文献公开了一种地球静止轨道卫星具有筒形遮光罩相机实时阳光规避方法，包括如下步骤：步骤一、根据轨道信息计算太阳方向与轨道坐标系Z轴之间的夹角β，以及优化前的阳光规避偏置角步骤二、确定抛物线A的轨迹：若dA>0，则A＝ax2+bx；否则，A保持不变；其中，抛物线自变量x＝α+Δ-β；Δ表示选取的规避余量角，a、b分别表示抛物线系数；步骤三、计算优化后的相机安全角τ；步骤四、根据步骤三中计算出来的优化后的相机安全角τ。该专利文献提出“滚动”姿态机动策略进行太阳规避，但是未兼顾帆板光照且不涉及相机遮光罩的太阳规避角。
公开号为CN111929967A的专利文献公开了一种高杂光抑制比的遮光罩系统及其设计方法，属于光机系统杂光抑制领域，根据系统指标要求提供的太阳规避角θ、光学系统半视场角ω和入瞳直径d，计算出遮光罩的长度L，在遮光罩前端设置了挡光板，发射时挡光板收起，进入预定轨道后挡光板张开。整个遮光罩系统包括第一挡光环、第二挡光环、第三挡光环、第四挡光环、第五挡光环、第六组挡光环、遮光罩外壳和挡光板。该专利文献提出按指定太阳规避角的“六挡光环”星敏遮光罩设计方法，但是未相机遮光罩及其太阳规避角。
彭洲、李振松、乔国栋等2015年发表在中国空间科学技术上的《地球静止轨道遥感卫星相机太阳规避设计》中，基于给定遮光罩的太阳规避角提出了一种改进的滚动轴机动太阳规避方法，但是并未结合非成像时长论述其计算方法。
公开号为CN111688953A的专利文献公开了一种光学卫星相控阵数传任务太阳光规避姿态规划方法，步骤1：计算出数传期间在WGS84系中从卫星指向太阳的矢量与卫星指向地面数传站的矢量；步骤2：解算出两个矢量所在平面的单位法向量；步骤3：利用相控阵天线在最大波束角范围内均能进行数传的能力，以单位法向量为旋转轴使卫星指向地面数传站的矢量在最大波束角范围内进行旋转，旋转后的向量即为卫星在WGS84系下的期望向量；步骤4：通过WGS84系中卫星的位置向量、期望向量与WGS84系到J2000系的转换矩阵解算出卫星数传期间在J2000系下的期望姿态。但是该专利文献仍然存在未从效能角度分析相机遮光罩规避角大小的缺陷。
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遮光罩最小太阳规避角计算方法及系统。
根据本发明提供的一种遮光罩最小太阳规避角计算方法，包括如下步骤：
太阳矢量计算步骤：建立轨道坐标系和本体坐标系，根据卫星地心夹角计算步骤的计算结果，计算卫星轨道坐标系下的太阳矢量；
GEO轨道地心夹角计算步骤：计算GEO轨道上地影所对应的地心夹角；
卫星地心夹角计算步骤：根据GEO轨道地心夹角计算步骤的计算结果，计算卫星在非成像区远离午夜点一端时与午夜点的地心夹角；
面夹角计算步骤：根据太阳矢量计算步骤的计算结果，计算卫星在非成像区远离午夜点一端的天底矢量-太阳矢量面与轨道面夹角，天底矢量-太阳矢量面为天底矢量Zi和太阳矢量S共同所在的平面；
偏移量计算步骤：计算卫星在非成像区远离午夜点一端时视轴偏移量；
分量计算步骤：根据面夹角计算步骤和偏移量计算步骤中的计算结果，计算卫星机动规避后相机视轴在轨道坐标系下的分量；
规避角计算步骤：根据太阳矢量计算步骤和分量计算步骤的计算结果，遍历计算卫星在不同太阳高度角时太阳矢量与相机视轴的夹角，选取最小夹角为卫星遮光罩的最小太阳规避角。
优选的，所述太阳矢量计算步骤具体为：卫星运行在GEO轨道，轨道坐标系原点在卫星质心，+Zi轴指向地心，+Xi轴指向卫星飞行方向，+Yi与+Xi、+Zi构成右手坐标系，太阳矢量S以轨道坐标系分量表示为：
S＝Ry -1(αN)Rx -1(β)Zi；
式中，αN为卫星即将进入非成像区时与午夜点的地心夹角，β为太阳高度角，Zi为+Zi轴向量：[0 0 1]T，Rx -1、Ry -1分别为绕Xi、Yi轴的基元矩阵的逆。
优选的，所述GEO轨道地心夹角计算步骤具体为：地球模型为圆球，则地影对应的地心夹角αs为：
式中，Re为地球半径，a为GEO轨道半长轴，β为太阳高度角。
优选的，所述卫星地心夹角计算步骤具体为：卫星通过滚动姿态调整来规避太阳直射，卫星即将进入非成像区时与午夜点的地心夹角αN以非成像时间表示：
αN＝αS/2+7.5T；
式中，T为非成像时间。
优选的，所述面夹角计算步骤具体为：非成像区远离午夜点一端距离午夜点的地心夹角以非成像时间表示，天底矢量-太阳矢量面由Zi×S表示，轨道面由(-Yi)表示：
优选的，所述偏移量计算步骤具体为：卫星视场即将完全脱离地球：
β′＝kθ+8.69；
式中，k为系数，取值为0～1，θ为相机圆锥形视场的半锥角，8.69为地球圆盘的半张角值，β′为视轴偏移量。
优选的，所述分量计算步骤具体为：卫星本体坐标系原点在卫星质心，+Zb与相机视轴平行，+Yb指向一侧帆板，与+Zb垂直，+Xb与+Yb、+Zi构成右手坐标系，相机外遮光罩安装在+Xb/-Xb侧，过XbObZb面的太阳规避角最小，当卫星在弧段外的轨道上运行时卫星本体系与轨道坐标系重合，在弧段/>上姿态机动规避太阳，S、Zi、Zb、Xb共面，姿态机动后的相机视轴矢量Ls为：
Ls＝Rz -1(αj)Ry -1(β′)Zi；
其中，RZ -1、Ry -1分别为绕Zi、Yi轴的基元矩阵的逆。
优选的，所述规避角计算步骤具体为：遍历计算太阳高度角从-23.5°～+23.5°时太阳矢量与相机视轴的夹角值，取其中最小值为相机遮光罩最小太阳规避角γ：
γ＝[arccos(S.LS)]min。
本发明还提供一种遮光罩最小太阳规避角计算系统，包括如下模块：
太阳矢量计算模块：建立轨道坐标系和本体坐标系，根据卫星地心夹角计算模块的计算结果，计算卫星轨道坐标系下的太阳矢量；
GEO轨道地心夹角计算模块：计算GEO轨道上地影所对应的地心夹角；
卫星地心夹角计算模块：根据GEO轨道地心夹角计算模块的计算结果，计算卫星在非成像区远离午夜点一端时与午夜点的地心夹角；
面夹角计算模块：根据太阳矢量计算模块的计算结果，计算卫星在非成像区远离午夜点一端的天底矢量-太阳矢量面与轨道面夹角，天底矢量-太阳矢量面为天底矢量Zi和太阳矢量S共同所在的平面；
偏移量计算模块：计算卫星在非成像区远离午夜点一端时视轴偏移量；
分量计算模块：根据面夹角计算模块和偏移量计算模块中的计算结果，计算卫星机动规避后相机视轴在轨道坐标系下的分量；
规避角计算模块：根据太阳矢量计算模块和分量计算模块的计算结果，遍历计算卫星在不同太阳高度角时太阳矢量与相机视轴的夹角，选取最小夹角为卫星遮光罩的最小太阳规避角。
优选的，所述太阳矢量计算模块具体执行如下过程：卫星运行在GEO轨道，轨道坐标系原点在卫星质心，+Zi轴指向地心，+Xi轴指向卫星飞行方向，+Yi与+Xi、+Zi构成右手坐标系，太阳矢量S以轨道坐标系分量表示为：
S＝Ry -1(αN)Rx -1(β)Zi；
式中，αN为卫星即将进入非成像区时与午夜点的地心夹角，β为太阳高度角，Zi为+Zi轴向量：[0 0 1]T，Rx -1、Ry -1分别为绕Xi、Yi轴的基元矩阵的逆；
所述GEO轨道地心夹角计算模块具体执行如下过程：地球模型为圆球，则地影对应的地心夹角αs为：
式中，Re为地球半径，a为GEO轨道半长轴，β为太阳高度角；
所述卫星地心夹角计算模块具体执行如下过程：卫星通过滚动姿态调整来规避太阳直射，卫星即将进入非成像区时与午夜点的地心夹角αN以非成像时间表示：
αN＝αS/2+7.5T；
式中，T为非成像时间；
所述面夹角计算模块具体执行如下过程：非成像区远离午夜点一端距离午夜点的地心夹角以非成像时间表示，天底矢量-太阳矢量面由Zi×S表示，轨道面由(-Yi)表示：
所述偏移量计算模块具体执行如下过程：卫星视场即将完全脱离地球：
β′＝kθ+8.69；
式中，k为系数，取值为0～1，θ为相机圆锥形视场的半锥角，8.69为地球圆盘的半张角值，β′为视轴偏移量；
所述分量计算模块具体执行如下过程：卫星本体坐标系原点在卫星质心，+Zb与相机视轴平行，+Yb指向一侧帆板，与+Zb垂直，+Xb与+Yb、+Zi构成右手坐标系，相机外遮光罩安装在+Xb/-Xb侧，过XbObZb面的太阳规避角最小，当卫星在弧段外的轨道上运行时卫星本体系与轨道坐标系重合，在弧段/>上姿态机动规避太阳，S、Zi、Zb、Xb共面，姿态机动后的相机视轴矢量Ls为：
Ls＝Rz -1(αj)Ry -1(β′)Zi；
其中，RZ -1、Ry -1分别为绕Zi、Yi轴的基元矩阵的逆。
所述规避角计算模块具体执行如下过程：遍历计算太阳高度角从-23.5°～+23.5°时太阳矢量与相机视轴的夹角值，取其中最小值为相机遮光罩最小太阳规避角γ：
γ＝[arccos(S.LS)]min。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明填补了太阳规避模式下相机遮光罩最小太阳规避角计算方法的空白，有利于指导相机遮光罩的设计；
2、本发明解决了午夜“视轴偏置+随动偏航”姿态调整、正午姿态调头的太阳规避方案中，确保相机成像时间所需的遮光罩最小太阳规避角计算的问题；
3、本发明根据非成像时长、视场角结合解析表达式直接计算出相机遮光罩的最小太阳规避角，计算过程中只有三角函数运算，简便易懂，有利于卫星总体人员快速掌握并指导相机遮光罩的设计。
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为一实施例中的遮光罩最小太阳规避角计算方法的步骤流程图；
图2为一实施例中的轨道坐标系定义图；
图3为一实施例中的GEO轨道午夜太阳规避区划分示意图；
图4为一实施例中的相机视轴偏置后的指向示意图；
图5为一实施例中的“视轴偏置+随动偏航”控制效果示意图。
图中示出：
卫星1 非成像区3
有限成像区2 阴影区4
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。
实施例1：
本实施例提供一种遮光罩最小太阳规避角计算方法，包括如下步骤：
太阳矢量计算步骤：建立轨道坐标系和本体坐标系，根据卫星地心夹角计算步骤的计算结果，计算卫星轨道坐标系下的太阳矢量；具体为：卫星运行在GEO轨道，轨道坐标系原点在卫星质心，+Zi轴指向地心，+Xi轴指向卫星飞行方向，+Yi与+Xi、+Zi构成右手坐标系，太阳矢量S以轨道坐标系分量表示为：
S＝Ry -1(αN)Rx -1(β)Zi；
式中，αN为卫星即将进入非成像区时与午夜点的地心夹角，β为太阳高度角，Zi为+Zi轴向量：[0 0 1]T，Rx -1、Ry -1分别为绕Xi、Yi轴的基元矩阵的逆。
GEO轨道地心夹角计算步骤：计算GEO轨道上地影所对应的地心夹角；具体为：地球模型为圆球，则地影对应的地心夹角αs为：
式中，Re为地球半径，a为GEO轨道半长轴，β为太阳高度角。
卫星地心夹角计算步骤：根据GEO轨道地心夹角计算步骤的计算结果，计算卫星在非成像区远离午夜点一端时与午夜点的地心夹角；具体为：卫星通过滚动姿态调整来规避太阳直射，卫星即将进入非成像区时与午夜点的地心夹角αN以非成像时间表示：
αN＝αS/2+7.5T；
式中，T为非成像时间。
面夹角计算步骤：根据太阳矢量计算步骤的计算结果，计算卫星在非成像区远离午夜点一端的天底矢量-太阳矢量面与轨道面夹角，天底矢量-太阳矢量面为天底矢量Zi和太阳矢量S共同所在的平面；具体为：非成像区远离午夜点一端距离午夜点的地心夹角以非成像时间表示，天底矢量-太阳矢量面由Zi×S表示，轨道面由(-Yi)表示：
偏移量计算步骤：计算卫星在非成像区远离午夜点一端时视轴偏移量；具体为：卫星视场即将完全脱离地球：
β′＝kθ+8.69；
式中，k为系数，取值为0～1，θ为相机圆锥形视场的半锥角，8.69为地球圆盘的半张角值，β′为视轴偏移量。
分量计算步骤：根据面夹角计算步骤和偏移量计算步骤中的计算结果，计算卫星机动规避后相机视轴在轨道坐标系下的分量；具体为：卫星本体坐标系原点在卫星质心，+Zb与相机视轴平行，+Yb指向一侧帆板，与+Zb垂直，+Xb与+Yb、+Zi构成右手坐标系，相机外遮光罩安装在+Xb/-Xb侧，过XbObZb面的太阳规避角最小，当卫星在弧段外的轨道上运行时卫星本体系与轨道坐标系重合，在弧段/>上姿态机动规避太阳，S、Zi、Zb、Xb共面，姿态机动后的相机视轴矢量Ls为：
Ls＝Rz -1(αj)Ry -1(β′)Zi；
其中，RZ -1、Ry -1分别为绕Zi、Yi轴的基元矩阵的逆。
规避角计算步骤：根据太阳矢量计算步骤和分量计算步骤的计算结果，遍历计算卫星在不同太阳高度角时太阳矢量与相机视轴的夹角，选取最小夹角为卫星遮光罩的最小太阳规避角；具体为：遍历计算太阳高度角从-23.5°～+23.5°时太阳矢量与相机视轴的夹角值，取其中最小值为相机遮光罩最小太阳规避角γ：
γ＝[arccos(S.LS)]min。
实施例2：
本实施例提供一种遮光罩最小太阳规避角计算系统，包括如下模块：
太阳矢量计算模块：建立轨道坐标系和本体坐标系，根据卫星地心夹角计算模块的计算结果，计算卫星轨道坐标系下的太阳矢量；具体执行如下过程：卫星运行在GEO轨道，轨道坐标系原点在卫星质心，+Zi轴指向地心，+Xi轴指向卫星飞行方向，+Yi与+Xi、+Zi构成右手坐标系，太阳矢量S以轨道坐标系分量表示为：
S＝Ry -1(αN)Rx -1(β)Zi；
式中，αN为卫星即将进入非成像区时与午夜点的地心夹角，β为太阳高度角，Zi为+Zi轴向量：[0 0 1]T，Rx -1、Ry -1分别为绕Xi、Yi轴的基元矩阵的逆。
GEO轨道地心夹角计算模块：计算GEO轨道上地影所对应的地心夹角；具体执行如下过程：地球模型为圆球，则地影对应的地心夹角αs为：
式中，Re为地球半径，a为GEO轨道半长轴，β为太阳高度角。
卫星地心夹角计算模块：根据GEO轨道地心夹角计算模块的计算结果，计算卫星在非成像区远离午夜点一端时与午夜点的地心夹角；具体执行如下过程：卫星通过滚动姿态调整来规避太阳直射，卫星即将进入非成像区时与午夜点的地心夹角αN以非成像时间表示：
αN＝αS/2+7.5T；
式中，T为非成像时间。
面夹角计算模块：根据太阳矢量计算模块的计算结果，计算卫星在非成像区远离午夜点一端的天底矢量-太阳矢量面与轨道面夹角，天底矢量-太阳矢量面为天底矢量Zi和太阳矢量S共同所在的平面；具体执行如下过程：非成像区远离午夜点一端距离午夜点的地心夹角以非成像时间表示，天底矢量-太阳矢量面由Zi×S表示，轨道面由(-Yi)表示：
偏移量计算模块：计算卫星在非成像区远离午夜点一端时视轴偏移量；具体执行如下过程：卫星视场即将完全脱离地球：
β′＝kθ+8.69；
式中，k为系数，取值为0～1，θ为相机圆锥形视场的半锥角，8.69为地球圆盘的半张角值，β′为视轴偏移量。
分量计算模块：根据面夹角计算模块和偏移量计算模块中的计算结果，计算卫星机动规避后相机视轴在轨道坐标系下的分量；具体执行如下过程：卫星本体坐标系原点在卫星质心，+Zb与相机视轴平行，+Yb指向一侧帆板，与+Zb垂直，+Xb与+Yb、+Zi构成右手坐标系，相机外遮光罩安装在+Xb/-Xb侧，过XbObZb面的太阳规避角最小，当卫星在弧段外的轨道上运行时卫星本体系与轨道坐标系重合，在弧段/>上姿态机动规避太阳，S、Zi、Zb、Xb共面，姿态机动后的相机视轴矢量Ls为：
Ls＝Rz -1(αj)Ry -1(β′)Zi；
其中，RZ -1、Ry -1分别为绕Zi、Yi轴的基元矩阵的逆。
规避角计算模块：根据太阳矢量计算模块和分量计算模块的计算结果，遍历计算卫星在不同太阳高度角时太阳矢量与相机视轴的夹角，选取最小夹角为卫星遮光罩的最小太阳规避角；具体执行如下过程：遍历计算太阳高度角从-23.5°～+23.5°时太阳矢量与相机视轴的夹角值，取其中最小值为相机遮光罩最小太阳规避角γ：
γ＝[arccos(S.LS)]min。
实施例3：
本领域技术人员可以将本实施例理解为实施例1、实施例2的更为具体的说明。
本发明提供一种GEO卫星的遮光罩最小太阳规避角计算方法，包括如下步骤：
步骤A：建立轨道坐标系和本体坐标系，计算卫星轨道坐标系下的太阳矢量；
步骤B：计算GEO轨道上地影所对应的地心夹角；
步骤C：计算卫星在“非成像区远离午夜点一端”时与午夜点的地心夹角；
步骤D：计算卫星在“非成像区远离午夜点一端”的“天底矢量-太阳矢量”面与轨道面夹角；
步骤E：计算卫星在“非成像区远离午夜点一端”时视轴偏移量；
步骤F：计算卫星机动规避后相机视轴在轨道坐标系下的分量；
步骤G：遍历计算卫星在不同太阳高度角时太阳矢量与相机视轴的夹角，选取最小夹角为卫星遮光罩的最小太阳规避角。
如图3所示，图中显示有卫星1、有限成像区2、非成像区3、阴影区4。
进一步的，在所述步骤A中：卫星运行在GEO轨道，轨道坐标系原点在卫星质心，+Zi轴指向地心，+Xi轴指向卫星飞行方向，+Yi与+Xi、+Zi构成右手坐标系。太阳矢量S以轨道坐标系分量表示：
S＝Ry -1(αN)Rx -1(β)Zi；
式中，αN为卫星即将进入非成像区时与午夜点的地心夹角，β为太阳高度角，Zi为+Zi轴向量：[0 0 1]T，Rx -1、Ry -1分别为绕Xi、Yi轴的基元矩阵的逆。
进一步的，在所述步骤B中，地球模型为圆球，则地影对应的地心夹角αs为：
式中，Re为地球半径，a为GEO轨道半长轴，β为太阳高度角。
进一步的，在所述步骤C中：卫星通过滚动姿态调整来规避太阳直射，卫星即将进入非成像区时与午夜点的地心夹角αN以非成像时间表示：
αN＝αS/2+7.5T；
式中，T为非成像时间。
进一步的，在所述步骤D中：非成像区远离午夜点一端距离午夜点的地心夹角以非成像时间表示，“天底矢量-太阳矢量”面由Zi×S表示，轨道面由(-Yi)表示：
进一步的，在所述步骤E中：卫星视场即将完全脱离地球：
β′＝kθ+8.69；
式中，k为系数，取值为0～1，θ为相机圆锥形视场的半锥角，8.69为地球圆盘的半张角值。
进一步的，在所述步骤F中：卫星本体坐标系原点在卫星质心，+Zb与相机视轴平行，+Yb指向一侧帆板，与+Zb垂直，+Xb与+Yb、+Zi构成右手坐标系。相机外遮光罩安装在+Xb/-Xb侧，过XbObZb面的太阳规避角最小，当卫星在弧段外的轨道上运行时卫星本体系与轨道坐标系重合，在弧段/>上姿态机动以规避太阳，确保S、Zi、Zb、Xb共面，姿态机动后的相机视轴矢量Ls为：
Ls＝Rz -1(αj)Ry -1(β′)Zi。
进一步的，在所述步骤G中：遍历计算太阳高度角从-23.5°～+23.5°时太阳矢量与相机视轴的夹角值，取其中最小值为相机遮光罩最小太阳规避角：
γ＝[arccos(S.LS)]min。
实施例4：
本领域技术人员可以将本实施例理解为实施例1、实施例2的更为具体的说明。
本发明提供一种GEO卫星的遮光罩最小太阳规避角计算方法，实施步骤如图1所示：
1)建立轨道坐标系，计算卫星轨道坐标系下的太阳矢量：
S＝[-sinαNcosβ -sinβ cosαNcosβ]T；
2)计算GEO轨道上地影所对应的地心夹角：
取Re＝6371km，a＝42166.3km，则：
3)计算卫星即将进入非成像区时与午夜点的地心夹角：
取T＝0.5h，则：
αN＝0.5arccos(0.9885/cosβ)+3.75；
4)计算卫星在“非成像区远离午夜点一端”的“天底矢量-太阳矢量”面与轨道面夹角：
5)计算卫星在非成像区远离午夜点一端时视轴偏移量：
取k＝0.5，θ＝9°，则相机只能看到部分地球：
β′＝13.19°；
6)计算机动规避后相机视轴在轨道坐标系下的分量：
Ls＝[sin(13.19)cosΔα,sin(13.19)sinΔα,cos(13.19)]T；
7)计算不同太阳高度角时太阳矢量与相机视轴的夹角的最小值：
γ＝21.29°；
将γ值圆整为21°，该值即为相机遮光罩最小值。
本发明填补了太阳规避模式下相机遮光罩最小太阳规避角计算方法的空白，有利于指导相机遮光罩的设计。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
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)
1.一种遮光罩最小太阳规避角计算方法，其特征在于，包括如下步骤：
太阳矢量计算步骤：建立轨道坐标系和本体坐标系，根据卫星地心夹角计算步骤的计算结果，计算卫星轨道坐标系下的太阳矢量；
GEO轨道地心夹角计算步骤：计算GEO轨道上地影所对应的地心夹角；
卫星地心夹角计算步骤：根据GEO轨道地心夹角计算步骤的计算结果，计算卫星在非成像区远离午夜点一端时与午夜点的地心夹角；
面夹角计算步骤：根据太阳矢量计算步骤的计算结果，计算卫星在非成像区远离午夜点一端的天底矢量-太阳矢量面与轨道面夹角，天底矢量-太阳矢量面为天底矢量Zi和太阳矢量S共同所在的平面；
偏移量计算步骤：计算卫星在非成像区远离午夜点一端时视轴偏移量；
分量计算步骤：根据面夹角计算步骤和偏移量计算步骤中的计算结果，计算卫星机动规避后相机视轴在轨道坐标系下的分量；
规避角计算步骤：根据太阳矢量计算步骤和分量计算步骤的计算结果，遍历计算卫星在不同太阳高度角时太阳矢量与相机视轴的夹角，选取最小夹角为卫星遮光罩的最小太阳规避角。
2.根据权利要求1所述的遮光罩最小太阳规避角计算方法，其特征在于，所述太阳矢量计算步骤具体为：卫星运行在GEO轨道，轨道坐标系原点在卫星质心，+Zi轴指向地心，+Xi轴指向卫星飞行方向，+Yi与+Xi、+Zi构成右手坐标系，太阳矢量S以轨道坐标系分量表示为：
S＝Ry -1(αN)Rx -1(β)Zi；
式中，αN为卫星即将进入非成像区时与午夜点的地心夹角，β为太阳高度角，Zi为+Zi轴向量：[0 0 1]T，Rx -1、Ry -1分别为绕Xi、Yi轴的基元矩阵的逆。
3.根据权利要求1所述的遮光罩最小太阳规避角计算方法，其特征在于，所述GEO轨道地心夹角计算步骤具体为：地球模型为圆球，则地影对应的地心夹角αs为：
式中，Re为地球半径，a为GEO轨道半长轴，β为太阳高度角。
4.根据权利要求1所述的遮光罩最小太阳规避角计算方法，其特征在于，所述卫星地心夹角计算步骤具体为：卫星通过滚动姿态调整来规避太阳直射，卫星即将进入非成像区时与午夜点的地心夹角αN以非成像时间表示：
αN＝αS/2+7.5T；
式中，T为非成像时间。
5.根据权利要求1所述的遮光罩最小太阳规避角计算方法，其特征在于，所述面夹角计算步骤具体为：非成像区远离午夜点一端距离午夜点的地心夹角以非成像时间表示，天底矢量-太阳矢量面由Zi×S表示，轨道面由(-Yi)表示：
6.根据权利要求1所述的遮光罩最小太阳规避角计算方法，其特征在于，所述偏移量计算步骤具体为：卫星视场即将完全脱离地球：
β′＝kθ+8.69；
式中，k为系数，取值为0～1，θ为相机圆锥形视场的半锥角，8.69为地球圆盘的半张角值，β′为视轴偏移量。
7.根据权利要求1所述的遮光罩最小太阳规避角计算方法，其特征在于，所述分量计算步骤具体为：卫星本体坐标系原点在卫星质心，+Zb与相机视轴平行，+Yb指向一侧帆板，与+Zb垂直，+Xb与+Yb、+Zi构成右手坐标系，相机外遮光罩安装在+Xb/-Xb侧，过XbObZb面的太阳规避角最小，当卫星在弧段外的轨道上运行时卫星本体系与轨道坐标系重合，在弧段上姿态机动规避太阳，S、Zi、Zb、Xb共面，姿态机动后的相机视轴矢量Ls为：
Ls＝Rz -1(αj)Ry -1(β′)Zi；
其中，RZ -1、Ry -1分别为绕Zi、Yi轴的基元矩阵的逆。
8.根据权利要求1所述的遮光罩最小太阳规避角计算方法，其特征在于，所述规避角计算步骤具体为：遍历计算太阳高度角从-23.5°～+23.5°时太阳矢量与相机视轴的夹角值，取其中最小值为相机遮光罩最小太阳规避角γ：
γ＝[arccos(S.LS)]min。
9.一种遮光罩最小太阳规避角计算系统，其特征在于，包括如下模块：
太阳矢量计算模块：建立轨道坐标系和本体坐标系，根据卫星地心夹角计算模块的计算结果，计算卫星轨道坐标系下的太阳矢量；
GEO轨道地心夹角计算模块：计算GEO轨道上地影所对应的地心夹角；
卫星地心夹角计算模块：根据GEO轨道地心夹角计算模块的计算结果，计算卫星在非成像区远离午夜点一端时与午夜点的地心夹角；
面夹角计算模块：根据太阳矢量计算模块的计算结果，计算卫星在非成像区远离午夜点一端的天底矢量-太阳矢量面与轨道面夹角，天底矢量-太阳矢量面为天底矢量Zi和太阳矢量S共同所在的平面；
偏移量计算模块：计算卫星在非成像区远离午夜点一端时视轴偏移量；
分量计算模块：根据面夹角计算模块和偏移量计算模块中的计算结果，计算卫星机动规避后相机视轴在轨道坐标系下的分量；
规避角计算模块：根据太阳矢量计算模块和分量计算模块的计算结果，遍历计算卫星在不同太阳高度角时太阳矢量与相机视轴的夹角，选取最小夹角为卫星遮光罩的最小太阳规避角。
10.根据权利要求9所述的遮光罩最小太阳规避角计算系统，其特征在于，所述太阳矢量计算模块具体执行如下过程：卫星运行在GEO轨道，轨道坐标系原点在卫星质心，+Zi轴指向地心，+Xi轴指向卫星飞行方向，+Yi与+Xi、+Zi构成右手坐标系，太阳矢量S以轨道坐标系分量表示为：
S＝Ry -1(αN)Rx -1(β)Zi；
式中，αN为卫星即将进入非成像区时与午夜点的地心夹角，β为太阳高度角，Zi为+Zi轴向量：[0 0 1]T，Rx -1、Ry -1分别为绕Xi、Yi轴的基元矩阵的逆；
所述GEO轨道地心夹角计算模块具体执行如下过程：地球模型为圆球，则地影对应的地心夹角αs为：
式中，Re为地球半径，a为GEO轨道半长轴，β为太阳高度角；
所述卫星地心夹角计算模块具体执行如下过程：卫星通过滚动姿态调整来规避太阳直射，卫星即将进入非成像区时与午夜点的地心夹角αN以非成像时间表示：
αN＝αS/2+7.5T；
式中，T为非成像时间；
所述面夹角计算模块具体执行如下过程：非成像区远离午夜点一端距离午夜点的地心夹角以非成像时间表示，天底矢量-太阳矢量面由Zi×S表示，轨道面由(-Yi)表示：
所述偏移量计算模块具体执行如下过程：卫星视场即将完全脱离地球：
β′＝kθ+8.69；
式中，k为系数，取值为0～1，θ为相机圆锥形视场的半锥角，8.69为地球圆盘的半张角值，β′为视轴偏移量；
所述分量计算模块具体执行如下过程：卫星本体坐标系原点在卫星质心，+Zb与相机视轴平行，+Yb指向一侧帆板，与+Zb垂直，+Xb与+Yb、+Zi构成右手坐标系，相机外遮光罩安装在+Xb/-Xb侧，过XbObZb面的太阳规避角最小，当卫星在弧段外的轨道上运行时卫星本体系与轨道坐标系重合，在弧段/>上姿态机动规避太阳，S、Zi、Zb、Xb共面，姿态机动后的相机视轴矢量Ls为：
Ls＝Rz -1(αj)Ry -1(β′)Zi；
其中，RZ -1、Ry -1分别为绕Zi、Yi轴的基元矩阵的逆；
所述规避角计算模块具体执行如下过程：遍历计算太阳高度角从-23.5°～+23.5°时太阳矢量与相机视轴的夹角值，取其中最小值为相机遮光罩最小太阳规避角γ：
γ＝[arccos(S.LS)]min。
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN118395736A (zh) * | 2024-06-17 | 2024-07-26 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种地球静止轨道空间相机阳光规避期间受照热设计方法 |
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2023
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