CN117360799A - 卫星载荷指向的计算方法、装置、设备和存储介质 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及卫星通信技术领域，提供一种卫星载荷指向的计算方法、装置、设备和存储介质，该方法包括：根据惯性系、惯性系与星敏感器测量坐标系之间的旋转信息，得到惯性系与星敏感器测量坐标系之间的转换信息；星敏感器安装在本端卫星的卫星载荷上；然后，根据转换信息、星敏感器在卫星载荷上对应的安装信息，以及惯性系下本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，得到载荷坐标系下卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量。本发明缩短了卫星载荷指向的计算时间。

Description

卫星载荷指向的计算方法、装置、设备和存储介质
技术领域
本发明涉及卫星通信技术领域，尤其涉及一种卫星载荷指向的计算方法、装置、设备和存储介质。
背景技术
卫星激光通信链路的建立需要根据本端卫星载荷和目标端卫星载荷在空间中的位置，实时调整本端卫星载荷激光指向来完成，从而保证星间激光通信链路的稳定建链状态，以达到稳定通信的目的。
目前激光通信中卫星载荷指向的计算方法为根据卫星的广播数据进行计算，广播数据包括卫星的位置信息、姿态信息，根据卫星的位置信息、姿态信息确定惯性系下本端卫星指向目标端卫星的指向矢量，然后将惯性系下本端卫星指向目标端卫星的指向矢量先转换到轨道坐标系下，再转换到卫星本体坐标系下，最后转换到载荷坐标系，从而确定载荷指向，计算复杂，计算时间长。
发明内容
本发明提供一种卫星载荷指向的计算方法、装置、设备和存储介质，用以解决现有技术中计算时间长的缺陷，实现缩短卫星载荷指向的计算时间。
第一方面，本发明提供一种卫星载荷指向的计算方法，该方法包括：
根据惯性系、所述惯性系与星敏感器测量坐标系之间的旋转信息，得到所述惯性系与所述星敏感器测量坐标系之间的转换信息；所述星敏感器安装在本端卫星的卫星载荷上；
根据所述转换信息、所述星敏感器在所述卫星载荷上对应的安装信息，以及惯性系下所述本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，得到载荷坐标系下所述卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量。
可选地，所述旋转信息为所述惯性系转换到星敏感器测量坐标系的旋转角度，所述旋转角度包括：绕所述惯性系的X轴旋转的俯仰角，绕所述惯性系的Y轴旋转的滚转角，以及绕所述惯性系的Z轴的航向角；所述转换信息用转换矩阵表示；所述根据惯性系、所述惯性系与星敏感器测量坐标系之间的旋转信息，得到所述惯性系与所述星敏感器测量坐标系之间的转换信息，包括：
根据惯性系和所述旋转角度，得到所述星敏感器对应的姿态四元数；
根据所述姿态四元数，得到所述转换矩阵。
可选地，所述第一指向矢量为根据所述惯性系下本端卫星的位置信息和所述惯性系下目标端卫星的位置信息得到的；所述转换信息用转换矩阵表示，所述安装信息用安装矩阵表示；所述根据所述转换信息、所述星敏感器在所述卫星载荷上对应的安装信息，以及惯性系下所述本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，得到载荷坐标系下所述卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量，包括：
对所述转换矩阵和所述安装矩阵进行乘积运算，得到中间矩阵；
对所述中间矩阵和所述第一指向矢量进行乘积运算，得到所述目标指向矢量。
可选地，所述根据所述转换信息、所述星敏感器在所述卫星载荷上对应的安装信息，以及惯性系下所述本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，得到载荷坐标系下所述卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量之前，还包括：
根据所述星敏感器在所述本端卫星的卫星载荷上的安装角度，得到所述安装信息；所述安装角度由所述星敏感器与所述本端卫星的卫星载荷的安装方式得到。
可选地，所述星敏感器测量坐标系是星敏感器原始输出数据的参考坐标系；所述星敏感器测量坐标系的原点在所述星敏感器的质心处，所述星敏感器测量坐标系的Z轴指向所述星敏感器的光轴，所述星敏感器测量坐标系的Y轴为所述星敏感器在之上指向连接所述星敏感器和插接到所述本端卫星的卫星载荷的过程中所述星敏感器的移动方向的接插件的相反方向，所述星敏感器测量坐标系的X轴为利用右手法则根据所述星敏感器测量坐标系的Z轴和所述星敏感器测量坐标系的Y轴得到的。
可选地，所述载荷坐标系的原点为所述本端卫星的卫星载荷的质心，所述载荷坐标系的Z轴指向所述本端卫星的卫星载荷的基座，所述载荷坐标系的X轴为在激光指向的方位角和俯仰角均为零时与所述激光指向重合的方向，所述载荷坐标系的Y轴为利用右手法则根据所述载荷坐标系的Z轴和所述载荷坐标系的X轴得到的。
第二方面，本发明提供一种卫星载荷指向的计算装置，该装置包括：
转换模块，用于根据惯性系、所述惯性系与星敏感器测量坐标系之间的旋转信息，得到所述惯性系与所述星敏感器测量坐标系之间的转换信息；所述星敏感器安装在本端卫星的卫星载荷上；
计算模块，用于根据所述转换信息、所述星敏感器在所述卫星载荷上对应的安装信息，以及惯性系下所述本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，得到载荷坐标系下所述卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量。
第三方面，本发明还提供一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现如上述任一种所述卫星载荷指向的计算方法。
第四方面，本发明还提供一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现如上述任一种所述卫星载荷指向的计算方法。
第五方面，本发明还提供一种计算机程序产品，包括计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如上述任一种所述卫星载荷指向的计算方法。
本发明提供的一种卫星载荷指向的计算方法、装置、设备和存储介质，通过根据惯性系、惯性系与星敏感器测量坐标系之间的旋转信息，得到惯性系与星敏感器测量坐标系之间的转换信息，其中，星敏感器安装在本端卫星的卫星载荷上；然后，根据转换信息、星敏感器在卫星载荷上对应的安装信息，以及惯性系下本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，得到载荷坐标系下卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量。本发明首先利用搭载在卫星载荷上的星敏感器计算惯性系与星敏感器测量坐标系之间的转换信息，然后根据该转换信息、星敏感器在卫星载荷上对应的安装信息，以及第一指向矢量，即可得到载荷坐标系下卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量，计算过程简单，缩短了卫星载荷指向的计算时间。
附图说明
为了更清楚地说明本发明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一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图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获得其他的附图。
图1是本发明提供的卫星载荷指向的计算方法的流程示意图之一；
图2是本发明提供的星敏感器的安装示意图；
图3是本发明提供的星敏感器测量坐标系的原理示意图；
图4是本发明提供的载荷坐标系的原理示意图；
图5是本发明提供的卫星载荷指向的计算方法的流程示意图之二；
图6是本发明提供的卫星载荷指向的计算装置的结构示意图；
图7是本发明提供的电子设备的结构示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。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他实施例，都属于本发明保护的范围。
需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的术语在适当情况下可以互换，以便本申请的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施，且“第一”、“第二”所区别的对象通常为一类，并不限定对象的个数，例如第一节点可以是一个，也可以是多个。说明书以及权利要求中“和/或”表示所连接对象的至少其中之一，字符“/”一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。此外，术语“包括”和“具有”以及它们任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。例如包含了一系列步骤或单元的过程、方法、装置、产品或设备没有限定于已列出的步骤或单元，而是可选地还包括没有列出的步骤或单元，或可选地还包括对于这些过程、方法、产品或设备固有的其他步骤或单元。
为了更清晰的理解本发明提供的各项实施例，对本发明的应用场景做如下介绍。
卫星激光通信链路的建立需要根据本端卫星的卫星载荷和目标端卫星载荷在空间中的位置实时调整本端卫星的卫星载荷激光指向来完成，从而保证星间激光通信链路的稳定建链状态，以达到稳定通信的目的。
目前卫星激光通信载荷的指向计算方法为根据卫星的广播数据进行计算，广播数据包括卫星的位置信息、姿态信息等，将惯性系下本端卫星指向目标端卫星的指向矢量先转换到质心轨道坐标系下，再转换到卫星本体坐标系下，最后转换到载荷坐标系下，从而确定卫星载荷指向，计算链路长，容易导致计算出错或精度不高等问题，且由于计算复杂，导致计算时间长，从而导致系统延迟较大。
基于上述不足，本发明提供一种缩短卫星载荷指向的计算时间、简化计算过程的卫星载荷指向的计算的技术方案。
下面结合图1-图7描述本发明提供的卫星载荷指向的计算的技术方案。
图1是本发明提供的卫星载荷指向的计算方法的流程示意图之一，如图1所示，该方法包括：
步骤101、根据惯性系、惯性系与星敏感器测量坐标系之间的旋转信息，得到惯性系与星敏感器测量坐标系之间的转换信息；星敏感器安装在本端卫星的卫星载荷上；
具体地，在本实施例中，星敏感器安装在本端卫星的卫星载荷上。可以理解的是，惯性系一般定义为受力平衡的参考系，在本实施例中惯性系一般指的是J2000惯性坐标系，而星敏感器测量坐标系是搭载上本端卫星的卫星载荷上的星敏感器原始输出数据的参考坐标系。
进一步地，惯性系的定义例如包括惯性系的原点、坐标轴X-Y-Z轴方向的定义，惯性系与星敏感器测量坐标系之间的旋转信息可以为惯性系转换到星敏感器测量坐标系的旋转角度，旋转角度例如包括绕惯性系的X轴旋转的俯仰角，绕惯性系的Y轴旋转的滚转角，以及绕惯性系的Z轴的航向角。进而，通过惯性系，以及惯性系与星敏感器测量坐标系之间的旋转信息可以得到惯性系与星敏感器测量坐标系之间的转换信息，更准确地说，该转换信息指的是不同坐标系之间的转换信息，例如为转换矩阵。
步骤102、根据转换信息、星敏感器在卫星载荷上对应的安装信息，以及惯性系下本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，得到载荷坐标系下卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量。
具体地，在得到惯性系与星敏感器测量坐标系之间的转换信息之后，可以先基于该转换信息如转换矩阵，结合星敏感器在所述本端卫星的卫星载荷上的安装信息，先得到星敏感器测量坐标系与载荷坐标系之间的转换信息；进一步地，结合惯性系下本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，可以得到载荷坐标系下卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量。
其中，图2是本发明提供的星敏感器的安装示意图，如图2所示，星敏感器通过接插件安装在卫星载荷上，利用星敏感器可以测量得到惯性系和星敏感器测量坐标系之间的转换信息，例如转换矩阵。
本实施例提供的方法中，通过根据惯性系、惯性系与星敏感器测量坐标系之间的旋转信息，得到惯性系与星敏感器测量坐标系之间的转换信息，其中，星敏感器安装在本端卫星的卫星载荷上；然后，根据转换信息、星敏感器在卫星载荷上对应的安装信息，以及惯性系下本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，得到载荷坐标系下卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量。本发明首先利用搭载在卫星载荷上的星敏感器计算惯性系与星敏感器测量坐标系之间的转换信息，然后根据该转换信息、星敏感器在卫星载荷上对应的安装信息，以及第一指向矢量，即可得到载荷坐标系下卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量，计算过程简单，缩短了卫星载荷指向的计算时间。
可选地，旋转信息为惯性系转换到星敏感器测量坐标系的旋转角度，旋转角度包括：绕惯性系的X轴旋转的俯仰角，绕惯性系的Y轴旋转的滚转角，以及绕惯性系的Z轴的航向角；转换信息用转换矩阵表示；根据惯性系、惯性系与星敏感器测量坐标系之间的旋转信息，得到惯性系与星敏感器测量坐标系之间的转换信息，包括：
根据惯性系和旋转角度，得到星敏感器对应的姿态四元数；
根据姿态四元数，得到转换矩阵。
具体地，可理解的是，两个坐标系之间的转换，会涉及到的旋转信息主要为从一个坐标系到另一个坐标系的旋转角度，转换信息用转换矩阵表示。步骤101可以通过如下方式实现：
首先，根据惯性系和旋转角度，计算得到星敏感器对应的姿态四元数，在本实施例中旋转角度例如为惯性系转换到星敏感器测量坐标系的旋转角度，包括：绕惯性系的X轴旋转的俯仰角θ，绕惯性系的Y轴旋转的滚转角γ，以及绕惯性系的Z轴的航向角过程示例如下：
其中，表示姿态四元数，θ表示惯性系转换到星敏感器测量坐标系绕惯性系的X轴旋转的俯仰角，γ表示惯性系转换到星敏感器测量坐标系绕惯性系绕惯性系的Y轴旋转的滚转角，/>表示惯性系转换到星敏感器测量坐标系绕惯性系的Z轴的航向角，三次旋转都是绕固定系。
上述得到的姿态四元数还可以表示为：
其中，q1、q2、q3、q4表示该四元数的各个实数部分，其中i2＝j2＝k2＝-1,，i×j＝k，j×i＝-k，j×k＝i，k×j＝-i，k×i＝j，i×k＝-j。
进一步地，根据姿态四元数，可以得到转换矩阵Asi，示例如下：
其中，Asi表示惯性系与星敏感器测量坐标系之间的转换矩阵，其中：
其中，q1、q2、q3、q4表示四元数的各个实数部分，A11、A12、A13、A21、A22、A23、A31、A32、A33表示转换矩阵中的的各个元素。
本实施例提供的方法中，通过根据惯性系和惯性系转换到星敏感器测量坐标系的旋转角度，得到星敏感器对应的姿态四元数，进而，根据姿态四元数，得到转换矩阵，实现确定从惯性系转换到星敏感器测量坐标系的转换信息。
可选地，第一指向矢量为根据惯性系下本端卫星的位置信息和惯性系下目标端卫星的位置信息得到的；转换信息用转换矩阵表示，安装信息用安装矩阵表示；根据转换信息、星敏感器在卫星载荷上对应的安装信息，以及惯性系下本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，得到载荷坐标系下卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量，包括：
对转换矩阵和安装矩阵进行乘积运算，得到中间矩阵；
对中间矩阵和第一指向矢量进行乘积运算，得到目标指向矢量。
具体地，惯性系下本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量为根据惯性系下本端卫星的位置信息和惯性系下目标端卫星的位置信息得到的，计算得到第一指向矢量的过程示例如下：
首先，确定指向时刻惯性系下本端卫星的位置信息以及指向时刻惯性系下目标端卫星的位置信息，例如分别表示为RLoc_T1、RTar_T1；
然后，根据指向时刻惯性系下本端卫星的位置信息以及指向时刻惯性系下目标端卫星的位置信息，确定第一指向矢量，例如为：
ΔRT1＝RTar_T1-RLoc_T1；
其中，ΔRT1表示惯性系下本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，RTar_T1表示T1时刻惯性系下本端卫星的位置信息，RLoc_T1表示T1时刻惯性系下目标端卫星的位置信息。
在得到第一指向矢量后，可以进一步计算载荷坐标系下本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量。可以理解的是，转换信息有多种表示方式，例如欧拉角、转换矩阵、姿态矩阵等，本实施例中的坐标转换信息用转换矩阵表示，安装信息用安装矩阵表示。步骤102的具体实现过程可以如下：
首先，对转换矩阵和安装矩阵进行乘积运算，得到中间矩阵，然后对中间矩阵和第一指向矢量进行乘积运算，可以得到目标指向矢量。目标指向矢量的计算过程示例如下：
ΔRtT1＝As2pAsiΔRT1；
其中，ΔRtT1表示T1时刻载荷坐标系下本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量，As2p表示星敏感器的安装矩阵，Asi表示惯性系与星敏感器测量坐标系之间的转换矩阵，ΔRT1表示惯性系下本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量。
本实施例提供的方法中，通过对转换矩阵和安装矩阵进行乘积运算，得到中间矩阵，然后对中间矩阵和第一指向矢量进行乘积运算，就可以得到目标指向矢量，卫星载荷指向的计算过程简单，计算时间较少，基于此建立的通信链路稳定。
可选地，根据转换信息、星敏感器在卫星载荷上对应的安装信息，以及惯性系下本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，得到载荷坐标系下卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量之前，还包括：
根据星敏感器在本端卫星的卫星载荷上的安装角度，得到安装信息；安装角度由星敏感器与本端卫星的卫星载荷的安装方式得到。
具体地，在步骤102计算目标指向矢量之前该方法还包括计算星敏感器对应的安装信息，例如安装矩阵，所述安装矩阵由星敏感器在本端卫星的卫星载荷上的安装方式确定，更准确地说，是基于星敏感器在本端卫星的卫星载荷上的安装角度得到，安装角度包括俯仰角、方位角、航向角等，通过安装角度可以确定该星敏感器的安装矩阵，安装矩阵示例如下：
其中，As2p表示星敏感器的安装矩阵。
本实施例提供的方法中，通过根据星敏感器在本端卫星的卫星载荷上的安装角度，得到安装信息如安装矩阵，基于星敏感器的安装矩阵、惯性系与星敏感器坐标系的转换信息，结合惯性系下指向时刻的本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，可以计算出载荷坐标系下本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量，利用星敏感器进行卫星载荷指向的计算，计算过程简单。
可选地，星敏感器测量坐标系是星敏感器原始输出数据的参考坐标系；星敏感器测量坐标系的原点在星敏感器的质心处，星敏感器测量坐标系的Z轴指向星敏感器的光轴，星敏感器测量坐标系的Y轴为星敏感器在插接到本端卫星的卫星载荷的过程中星敏感器的移动方向的相反方向，星敏感器测量坐标系的X轴为利用右手法则根据星敏感器测量坐标系的Z轴和星敏感器测量坐标系的Y轴得到的。
具体地，图3是本发明提供的星敏感器测量坐标系的原理示意图，如图3所示，星敏感器测量坐标系是星敏感器原始输出数据的参考坐标系，其中，星敏感器测量坐标系的原点在星敏感器的质心处，星敏感器测量坐标系的Z轴指向星敏感器的光轴，星敏感器测量坐标系的Y轴为星敏感器在插接到本端卫星的卫星载荷的过程中星敏感器的移动方向的相反方向，在图3中可以看出，连接星敏感器和本端卫星的卫星载荷的接插件位于星敏感器的一侧，而星敏感器测量坐标系的Y轴则是接插件所在侧的相反方向。
进一步地，星敏感器测量坐标系的X轴为利用右手法则根据星敏感器测量坐标系的Z轴和星敏感器测量坐标系的Y轴得到的。具体地，确定星敏感器测量坐标系的X轴的具体过程示例如下：
星敏感器测量坐标系的原点在右手掌，大拇指向上延伸的方向对应于某个坐标轴的方向，则可以利用常规的右手定则确定其他坐标轴的方向。例如，假设大拇指指向Y轴的正方向，食指伸直的方向对应于Z轴的正方向，则中指向外延伸的方向则为X轴的正方向。
本实施例提供的方法中，星敏感器测量坐标系作为惯性系和载荷坐标系之间的转换坐标系，通过惯性系到星敏感器测量坐标系的转换信息、星敏感器测量坐标系到载荷坐标系的转换信息以及惯性系下本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量即可得到载荷坐标系下本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量，计算简单，计算时间少。
可选地，载荷坐标系的原点为本端卫星的卫星载荷的质心，载荷坐标系的Z轴指向本端卫星的卫星载荷的基座，载荷坐标系的X轴为在激光指向的方位角和俯仰角均为零时与激光指向重合的方向，载荷坐标系的Y轴为利用右手法则根据载荷坐标系的Z轴和载荷坐标系的X轴得到的。
具体地，图4是本发明提供的载荷坐标系的原理示意图，如图4所示，其中，载荷坐标系的原点为本端卫星的卫星载荷的质心，载荷坐标系的Z轴指向本端卫星的卫星载荷的基座，载荷坐标系的X轴为在激光指向的方位角和俯仰角均为零时与激光指向重合的方向。
进一步地，载荷坐标系的Y轴为利用右手法则根据载荷坐标系的Z轴和载荷坐标系的X轴得到的。右手法则确定载荷坐标系的X轴的方式与所述星敏感器测量坐标系中确定星敏感器测量坐标系的X轴的方式一致，此处不再赘述。
本实施例提供的方法中，载荷坐标系的原点为本端卫星的卫星载荷的质心，通常以载荷坐标系下本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量来描述卫星载荷的指向角度，从而建立激光通信链路。
图5是本发明提供的卫星载荷指向的计算方法的流程示意图之二，如图5所示，该方法包括：
步骤501、计算惯性系下指向时刻本端卫星的卫星载荷执行目标端卫星的第一指向矢量；
步骤502、计算惯性系到星敏感器测量坐标系的转换信息；
步骤503、计算星敏感器测量坐标系到载荷坐标系的转换信息；
步骤504、计算载荷坐标系下本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量。
本实施例提供的方法中，通过在卫星载荷上增加星敏感器，将现有技术中“惯性系到轨道坐标系转换”和“轨道坐标系到卫星本体坐标系转换”两步的计算量简化为“惯性系到星敏感器测量坐标系转换”简化了载荷指向角度计算的过程，降低了计算复杂度；此外，计算复杂度降低，计算方法的耗时减少，提高了卫星动态运动过程中载荷指向计算的精度。
下面对本发明提供的卫星载荷指向的计算装置进行描述，下文描述的卫星载荷指向的计算装置与上文描述的卫星载荷指向的计算方法可相互对应参照。
图6是本发明提供的卫星载荷指向的计算装置的结构示意图，如图6所示，该卫星载荷指向的计算装置600包括：
转换模块610，用于根据惯性系、所述惯性系与星敏感器测量坐标系之间的旋转信息，得到所述惯性系与所述星敏感器测量坐标系之间的转换信息；所述星敏感器安装在本端卫星的卫星载荷上；
计算模块620，用于根据所述转换信息、所述星敏感器在所述卫星载荷上对应的安装信息，以及惯性系下所述本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，得到载荷坐标系下所述卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量。
本实施例提供的装置中，通过转换模块610根据惯性系、惯性系与星敏感器测量坐标系之间的旋转信息，得到惯性系与星敏感器测量坐标系之间的转换信息，其中，星敏感器安装在本端卫星的卫星载荷上；然后，计算模块620根据转换信息、星敏感器在卫星载荷上对应的安装信息，以及惯性系下本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，得到载荷坐标系下卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量。本发明首先利用搭载在卫星载荷上的星敏感器计算惯性系与星敏感器测量坐标系之间的转换信息，然后根据该转换信息、星敏感器在卫星载荷上对应的安装信息，以及第一指向矢量，即可得到载荷坐标系下卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量，计算过程简单，缩短了卫星载荷指向的计算时间。
可选地，所述旋转信息为所述惯性系转换到星敏感器测量坐标系的旋转角度，所述旋转角度包括：绕所述惯性系的X轴旋转的俯仰角，绕所述惯性系的Y轴旋转的滚转角，以及绕所述惯性系的Z轴的航向角；所述转换信息用转换矩阵表示；
所述转换模块610，具体用于：
根据惯性系和所述旋转角度，得到所述星敏感器对应的姿态四元数；
根据所述姿态四元数，得到所述转换矩阵。
可选地，所述第一指向矢量为根据所述惯性系下本端卫星的位置信息和所述惯性系下目标端卫星的位置信息得到的；所述转换信息用转换矩阵表示，所述安装信息用安装矩阵表示；
所述计算模块620，具体用于：
对所述转换矩阵和所述安装矩阵进行乘积运算，得到中间矩阵；
对所述中间矩阵和所述第一指向矢量进行乘积运算，得到所述目标指向矢量。
可选地，所述卫星载荷指向的计算装置600还包括安装矩阵计算模块；
所述安装矩阵计算模块，具体用于：
根据所述星敏感器在所述本端卫星的卫星载荷上的安装角度，得到所述安装信息；所述安装角度由所述星敏感器与所述本端卫星的卫星载荷的安装方式得到。
可选地，所述星敏感器测量坐标系是星敏感器原始输出数据的参考坐标系；所述星敏感器测量坐标系的原点在所述星敏感器的质心处，所述星敏感器测量坐标系的Z轴指向所述星敏感器的光轴，所述星敏感器测量坐标系的Y轴为所述星敏感器在之上指向连接所述星敏感器和插接到所述本端卫星的卫星载荷的过程中所述星敏感器的移动方向的接插件的相反方向，所述星敏感器测量坐标系的X轴为利用右手法则根据所述星敏感器测量坐标系的Z轴和所述星敏感器测量坐标系的Y轴得到的。
可选地，所述载荷坐标系的原点为所述本端卫星的卫星载荷的质心，所述载荷坐标系的Z轴指向所述本端卫星的卫星载荷的基座，所述载荷坐标系的X轴为在激光指向的方位角和俯仰角均为零时与所述激光指向重合的方向，所述载荷坐标系的Y轴为利用右手法则根据所述载荷坐标系的Z轴和所述载荷坐标系的X轴得到的。
图7示例了一种电子设备的实体结构示意图，如图7所示，该电子设备可以包括：处理器(processor)710、通信接口(Communications Interface)720、存储器(memory)730和通信总线740，其中，处理器710，通信接口720，存储器730通过通信总线740完成相互间的通信。处理器710可以调用存储器730中的逻辑指令，以执行卫星载荷指向的计算方法，该方法包括：
根据惯性系、所述惯性系与星敏感器测量坐标系之间的旋转信息，得到所述惯性系与所述星敏感器测量坐标系之间的转换信息；所述星敏感器安装在本端卫星的卫星载荷上；
根据所述转换信息、所述星敏感器在所述卫星载荷上对应的安装信息，以及惯性系下所述本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，得到载荷坐标系下所述卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量。
此外，上述的存储器730中的逻辑指令可以通过软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
另一方面，本发明还提供一种计算机程序产品，所述计算机程序产品包括计算机程序，计算机程序可存储在非暂态计算机可读存储介质上，所述计算机程序被处理器执行时，计算机能够执行上述各方法所提供的卫星载荷指向的计算方法，该方法包括：
根据惯性系、所述惯性系与星敏感器测量坐标系之间的旋转信息，得到所述惯性系与所述星敏感器测量坐标系之间的转换信息；所述星敏感器安装在本端卫星的卫星载荷上；
根据所述转换信息、所述星敏感器在所述卫星载荷上对应的安装信息，以及惯性系下所述本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，得到载荷坐标系下所述卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量。
又一方面，本发明还提供一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现以执行上述各方法提供的卫星载荷指向的计算方法，该方法包括：
根据惯性系、所述惯性系与星敏感器测量坐标系之间的旋转信息，得到所述惯性系与所述星敏感器测量坐标系之间的转换信息；所述星敏感器安装在本端卫星的卫星载荷上；
根据所述转换信息、所述星敏感器在所述卫星载荷上对应的安装信息，以及惯性系下所述本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，得到载荷坐标系下所述卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量。
以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，其中所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种卫星载荷指向的计算方法，其特征在于，包括：
根据惯性系、所述惯性系与星敏感器测量坐标系之间的旋转信息，得到所述惯性系与所述星敏感器测量坐标系之间的转换信息；所述星敏感器安装在本端卫星的卫星载荷上；
根据所述转换信息、所述星敏感器在所述卫星载荷上对应的安装信息，以及惯性系下所述本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，得到载荷坐标系下所述卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量。
2.根据权利要求1所述的卫星载荷指向的计算方法，其特征在于，所述旋转信息为所述惯性系转换到星敏感器测量坐标系的旋转角度，所述旋转角度包括：绕所述惯性系的X轴旋转的俯仰角，绕所述惯性系的Y轴旋转的滚转角，以及绕所述惯性系的Z轴的航向角；所述转换信息用转换矩阵表示；所述根据惯性系、所述惯性系与星敏感器测量坐标系之间的旋转信息，得到所述惯性系与所述星敏感器测量坐标系之间的转换信息，包括：
根据惯性系和所述旋转角度，得到所述星敏感器对应的姿态四元数；
根据所述姿态四元数，得到所述转换矩阵。
3.根据权利要求2所述的卫星载荷指向的计算方法，其特征在于，所述第一指向矢量为根据所述惯性系下本端卫星的位置信息和所述惯性系下目标端卫星的位置信息得到的；所述安装信息用安装矩阵表示；所述根据所述转换信息、所述星敏感器在所述卫星载荷上对应的安装信息，以及惯性系下所述本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，得到载荷坐标系下所述卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量，包括：
对所述转换矩阵和所述安装矩阵进行乘积运算，得到中间矩阵；
对所述中间矩阵和所述第一指向矢量进行乘积运算，得到所述目标指向矢量。
4.根据权利要求1-3任一项所述的卫星载荷指向的计算方法，其特征在于，所述根据所述转换信息、所述星敏感器在所述卫星载荷上对应的安装信息，以及惯性系下所述本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，得到载荷坐标系下所述卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量之前，还包括：
根据所述星敏感器在所述本端卫星的卫星载荷上的安装角度，得到所述安装信息；所述安装角度由所述星敏感器与所述本端卫星的卫星载荷的安装方式得到。
5.根据权利要求1-3任一项所述的卫星载荷指向的计算方法，其特征在于，所述星敏感器测量坐标系是星敏感器原始输出数据的参考坐标系；所述星敏感器测量坐标系的原点在所述星敏感器的质心处，所述星敏感器测量坐标系的Z轴指向所述星敏感器的光轴，所述星敏感器测量坐标系的Y轴为所述星敏感器在插接到所述本端卫星的卫星载荷的过程中所述星敏感器的移动方向的相反方向，所述星敏感器测量坐标系的X轴为利用右手法则根据所述星敏感器测量坐标系的Z轴和所述星敏感器测量坐标系的Y轴得到的。
6.根据权利要求1-3任一项所述的卫星载荷指向的计算方法，其特征在于，所述载荷坐标系的原点为所述本端卫星的卫星载荷的质心，所述载荷坐标系的Z轴指向所述本端卫星的卫星载荷的基座，所述载荷坐标系的X轴为在激光指向的方位角和俯仰角均为零时与所述激光指向重合的方向，所述载荷坐标系的Y轴为利用右手法则根据所述载荷坐标系的Z轴和所述载荷坐标系的X轴得到的。
7.一种卫星载荷指向的计算装置，其特征在于，包括：
转换模块，用于根据惯性系、所述惯性系与星敏感器测量坐标系之间的旋转信息，得到所述惯性系与所述星敏感器测量坐标系之间的转换信息；所述星敏感器安装在本端卫星的卫星载荷上；
计算模块，用于根据所述转换信息、所述星敏感器在所述卫星载荷上对应的安装信息，以及惯性系下所述本端卫星的卫星载荷指向目标端卫星的第一指向矢量，得到载荷坐标系下所述卫星载荷指向目标端卫星的目标指向矢量。
8.一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现如权利要求1至6任一项所述卫星载荷指向的计算方法。
9.一种非暂态计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至6任一项所述卫星载荷指向的计算方法。
10.一种计算机程序产品，包括计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至6任一项所述卫星载荷指向的计算方法。
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