专利名称：基于日地系统Halo轨道探测器构型与姿态指向的姿态递推方法
技术领域：
本发明涉及航天器设计领域，具体来说，是一种基于日地系统Halo轨道探测器的构型与姿态指向的姿态递推方法。
背景技术：
平动点是太阳和地球的引力平衡点，运行于该点的探测器可以保持其位置而几乎不用消耗燃料。同时，日地系Ll点位于日地之间具有观测太阳活动的天然优势，用来监测太阳风有约一个小时的预警时间；若将探测器直接放置在该点附近的Halo轨道，即可满足观测任务，还可防止通讯信号被太阳风湮没。到目前为止，NASA和ESA已成功发射了 6颗平动点任务探测器international Sun-Earth Explorer 3(ISEE_3):该计划由 NASA 和 ESA 合作实施，并于 1978 年 8 月 12 日经由Delta#144火箭发射到日地系Ll点附近的Halo轨道，用来探测太阳风和宇宙射线，并于1982年6月结束该项任务并离开Halo轨道。随后，该探测器又进行了地球磁尾探测。之后，该探测器被重新命名为hternational Cometary Explorer(ICE)以进行 Giacobini-Zinner 和 Halley 彗星探测；ICE 预计将于 2014 返回地球。hterplanetary Physics Laboratory (又被称为Wind)于1994年11月1日由Delta-II发射至Ll点附近用来研究太阳风对地磁的影响。Wind任务是迄今为止飞行轨迹最为复杂的任务，创造了多项纪录到1997年共进行了 38次月球重力辅助飞掠，首次完成月球Back-flip轨迹，首次到达大幅值顺行轨道等。Solar Heliospheric Observatory(SOHO)该计划由ESA和NASA 联合开发进行太阳观测的任务，于1995年12月2日由Atlas-II-AS发射至Ll点的Halo 轨道。SOHO曾因姿态控制系统故障，一度与地球失去联系。后经过营救，SOHO不仅完成预定任务，随后还进行了扩展任务。Advanced Composition Explorer(ACE)该探测器于1997 年8月25日由Delta-II-7920火箭发射升空，用来研究太阳风和太阳粒子，是第一个运行在真正意义的Lissajou轨道的探测器。由于跟踪系统故障，ACE的运行状态一度受到干扰， 后成功排除。Microwave Anisotropy probe (MAP)于 2001 年 6 月 30 日由 Delta-II-7920 火箭发射至L2点的Halo轨道，进行宇宙背景辐射研究。L2点远离太阳风及宇宙射线的干扰，是进行深空观测的理想场所，MAP是第一颗运行于L2点的探测器。Genesis 于2001年 8月观日由Delta-73^火箭发射至Ll点的Halo轨道，其主要任务是进行太阳风取样返回。Genesis于2001年11月16日达到Halo轨道，在运行轨道五圈后，于2004年4月离开 Halo轨道返回地球。可以说，和地球同步轨道一样，日地系平动点轨道是宝贵的空间资源，是人类共同的财富。如何更好地开发和利用这些资源，将是21世纪航天领域的重点课题。平动点轨道与地球轨道有很大区别，为了计算得到平动点轨道，需要大量时间和跟踪数据。大多数平动点任务基于深空网络(DSN)的支持，或者世界空间网络(USN)等。 先进技术采用Celestial Navigator (CelNav)，CelNav是一个星载Kalman滤波器，可以
6处理单通道前馈Doppler测量量和星载姿态敏感器数据。此外还有Very Long Baseline Interferometry(VLBI)测量，称为 Delta Differenced One-ffay Range (DDOR)，它实际是一个从类星体附近到探测器的角度度量，目前已经应用到一些深空探测任务中，如适用于 LPOs。由于Halo轨道目前不具有解析解，因而不能通过轨道方程设计递推轨道。由于缺乏这些深空探测网络及先进星载设备的支持，目前国内要完成对于平动点轨道任务的自主导航尚存在很多亟需解决的技术难题，例如，如何解决姿态定向问题、如何解决远距离通讯的时间延迟及探测器能源供应等。对于轨道，可通过地面站指令进行修正调整，然而姿态变化的频率相对轨道要大得多，要实现高精度指向，必须及时调整姿态，因而不可能通过地面站测控实时注入姿态参考基准(即轨道坐标系信息)，必须要求探测器具有一定的自主定姿与控制能力。国内现有星载计算机无法独立根据地面注入的轨道测控信息对微分方程组进行积分，也无法通过解析的递推公式进行星上轨道递推，因而无法为姿态确定于控制系统提供姿态基准。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提出了一种简单易行的姿态自主确定方法，通过地面站对测控数据处理、定期批量上注至探测器，再由星载计算机完成插值计算轨道参数与姿态基准，最后通过姿态敏感器数据与星上插值得到的姿态基准数据共同得到姿态信息，可大量减少星载计算机的计算负荷，数传的负荷也相应较小。本发明一种基于日地系统Halo轨道探测器构型与姿态指向的姿态递推方法，通过以下步骤来完成步骤1 定义Halo轨道坐标系、日心旋转坐标系、地心惯性坐标系、探测器轨道坐标系及探测器本体坐标系，并得到各个坐标系之间的转换矩阵；设日心、地心、地日质心、探测器分别为S、Ε、Μ、E. S、S/C，且设& ( Y )为绕k轴转角为Y的旋转矩阵浊=^7，2;Halo轨道坐标系F中，原点取于地-日质心，χ轴指向地球，ζ轴指向地-日旋转角速度方向；归一化单位长度单位[L] = LS_E，LS_E表示太阳与地球之间的距离；质量单位 [M] =ms+mE，ms，mE分别表示太阳、地球的质量；时间单位[T] = (LS_E3/G (ms+mE)) “2，表示地球绕太阳旋转周期，则地心在F中的坐标为(ι-μ 00)，日心在F中的坐标为(-μ 00)，其中
mF
μ = ~—；
ms Λ-ηιΕ日心旋转坐标系FR中，原点取在S ；xE指向E ;ZE沿着地球绕太阳旋转角速度的方向，^轴满足笛卡尔右手法则；地心惯性坐标系Fi中，原点取在E ;Zi轴垂直于地球赤道平面指向北极；Xi轴指向春分点，Yi轴满足笛卡尔法则；探测器轨道坐标系FO中，原点取在探测器的质心；χ。指向E ;y0垂直于太阳、探测器、地球所在平面，且与探测器速度方向成锐角，ζ。轴满足笛卡尔右手法则；探测器本体坐标系FB中，相对于Halo轨道坐标系，采用3_2_1的旋转顺序得到；从Halo轨道坐标系F到日心旋转坐标系FR的转换关系如下式，(x y ζ)τ为探测器的位置矢量r在Halo轨道坐标系F中的坐标分量，( yE、)τ为探测器位置矢量r在FR中的坐标分量，且满足( yE ΖΕ)Τ = (χ+μ y ζ)τ；
权利要求
1. 一种基于日地系统Halo轨道探测器构型与姿态指向的姿态递推方法，其特征在于 通过以下步骤来完成步骤1 定义Halo轨道坐标系、日心旋转坐标系、地心惯性坐标系、探测器轨道坐标系及探测器本体坐标系，并得到各个坐标系之间的转换矩阵；设日心、地心、地日质心、探测器分别为S、Ε、Μ、E. S、S/C，且设Y )为绕k轴转角为 Y的旋转矩阵，k = x,y, z，具体为
2.如权利要求1所述一种基于日地系统Halo轨道探测器构型与姿态指向的姿态递推方法，其特征在于步骤2中，探测器的+ 和+yb面为探测器的散热面。
3.如权利要求1所述一种基于日地系统Halo轨道探测器构型与姿态指向的姿态递推方法，其特征在于步骤3中，取η = 20。
4.如权利要求1所述一种基于日地系统Halo轨道探测器构型与姿态指向的姿态递推方法，其特征在于步骤4中，取m= 10。
全文摘要
本发明公开了一种基于日地系统Halo轨道探测器构型与姿态指向的姿态递推方法，根据Halo轨道参数确定探测器布局及指向方案，由地面站测得探测器位置与速度信息，在地面计算机进行积分，得到n天内轨道信息，选取m个点的轨道信息上传至探测器的星载计算机；星载计算机根据探测器轨道信息，通过三次样条插值得到当前时刻轨道信息；根据星载计算机获得的探测器轨道信息，计算由惯性参考系到轨道坐标系的转换矩阵，最终结合姿态确定系统得到的绝对姿态角，得到探测器的相对姿态角；本发明的优点为采用批量上传数据结合插值方法，为自主姿态确定提供参考基准，且计算量小；采用定期上注轨道信息的方式，数据传输的负荷相应小，减低数据传输系统的负担。
文档编号B64G1/24GK102514734SQ20111033257
公开日2012年6月27日 申请日期2011年10月27日 优先权日2011年10月27日
发明者张燕, 徐世杰, 徐 明, 朱佳敏, 杨芳, 谭田 申请人:北京航空航天大学