一种基于矢量投影的航天器光学敏感器视场分析方法
【专利摘要】本发明一种基于矢量投影的航天器光学敏感器视场分析方法，首先在完成光学敏感器构型布局设计的卫星模型中，获取敏感器视场中心坐标、遮挡物遮挡边缘各目标点坐标以及航天器本体系各轴与敏感器测量坐标系各轴的夹角，并得到由本体系到测量坐标系的转换矩阵；其次计算遮挡边缘各目标矢量在敏感器测量坐标系中的坐标，并得到遮挡边缘各目标矢量在敏感器测量坐标系中的极坐标；之后利用通过遮挡区域形成判据得到遮挡区域结果；然后获得在特定姿态轨道条件下、太阳方向矢量在本体坐标系下的分量，得到太阳方向矢量在敏感器测量坐标系下的极坐标；最后通过判据对太阳受遮挡有效性和视场受照情况进行判断。
【专利说明】
一种基于矢量投影的航天器光学敏感器视场分析方法
技术领域
[0001] 本发明涉及一种航天器总体设计中光学敏感器视场遮挡、敏感器视场中太阳运动 分析和视场受照分析的方法。
【背景技术】
[0002] 在航天器总体设计的构型布局设计中，光学敏感器的布局需要结合航天器在轨运 行时敏感器的视场和使用要求确定。光学敏感器的视场遮挡和受照分析为敏感器的布局设 计提供了重要的依据。
[0003] 航天器上配置的光学敏感器可分为两类:一类是需依赖太阳才能正常工作的敏感 器(如太阳敏感器等），另一类是需规避太阳才能正常工作的敏感器(如星敏感器等）。目前 传统的光学敏感器布局设计中，仅通过光学敏感器在航天器上布局的三维模型，再结合敏 感器视场模型的直观效果来对敏感器遮挡情况进行定性确认，存在不精确、易疏漏的缺陷。 其次，在航天器控制系统设计时，往往需要给出光学敏感器受遮挡区域的定量计算结果作 为控制系统设计和在轨操作的输入，而这种传统的视场分析方法无法满足精确定量分析的 需求。再次，传统方法无法对航天器在特定姿态轨道条件下太阳在敏感器视场中的投影运 动进行分析，因而无法对太阳受遮挡的有效性和视场受照情况(对需规避太阳的敏感器)进 行精确定量的分析。
[0004] 随着航天器系统工程技术的发展，航天器研制要求越来越精细化，传统的光学敏 感器视场分析方法已无法满足定量计算和高精度的要求，迫切需要一种新的分析方法，实 现敏感器视场遮挡区域的定量计算、在轨特定姿态轨道条件下太阳投影运动分析、以及太 阳遮挡有效性和视场受照情况的精确计算和分析。
【发明内容】
[0005] 本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于矢量投影的航天 器光学敏感器视场分析方法，实现在光学敏感器测量坐标系中精确而定量的视场分析。
[0006] 本发明的技术方案是:一种基于矢量投影的航天器光学敏感器视场分析方法，步 骤如下：
[0007] 1)在完成光学敏感器构型布局设计的卫星模型中，基于航天器本体坐标系，获取 敏感器视场中心坐标[Xob yob zQb]T、遮挡物遮挡边缘各目标点坐标[xib yib Zib]TW及航天 器本体系各轴[ib jb kb]T与敏感器测量坐标系各轴[is js ks]T的夹角，并得到由本体系到 测量坐标系的转换矩阵
其中""'表示前后两个矢 量的夹角;其中i为正整数，表示目标点序号；
[0008] 2)计算得到遮挡边缘各目标矢量在敏感器测量坐标系中的坐标：
[0009]
[0010] 3)计算得到遮挡边缘各目标矢量在敏感器测量坐标系中的极坐标，即中心角01和 方位角队：
[0011]
[0012]
[0013]
[0014] 4)利用遮挡边缘目标矢量极坐标（θ,，^)和敏感器视场边界参数绘制敏感器视场 极坐标图，并通过以下遮挡区域形成判据得到遮挡区域结果：当时，表明目标 矢量点对敏感器视场形成遮挡，生成遮挡区域图，当队=加且SiSeo时，表明目标矢量点对 敏感器视场未形成遮挡;其中θ〇和分别为敏感器视场边界矢量在敏感器测量坐标系中的 中心角和方位角；
[0015] 5)通过航天器姿态轨道运动仿真，获得在特定姿态轨道条件下、太阳方向矢量在 本体坐标系下的分量[x_ yt# ztjb]T，其中j为正整数，并按步骤2)、3)计算得到太阳方向 矢量在敏感器测量坐标系下的极坐标(9 tj，ihj);
[0016] 6)利用太阳方向矢量极坐标（θ^，φ^)在敏感器视场极坐标图中绘制出太阳投影 运动轨迹，并通过以下判据对太阳受遮挡有效性和视场受照情况进行判断：当= 且0tJ〈 θ〇时，表明太阳进入敏感器视场，在此基础上，结合步骤4)生成的遮挡区域图进行判断，如 太阳投影运动轨迹位于遮挡区域内，则表明遮挡物对太阳形成有效遮挡，如太阳投影运动 轨迹位于遮挡区域外，则敏感器视场受照。
[0017] 步骤1)中航天器本体坐标系的定义为：
[0018] 坐标原点0:位于航天器与运载器机械对接面的几何中心；
[0019] 0Χ轴：由坐标原点指向航天器的某一特征轴方向，指向航天器在轨运动前进方向；
[0020] 0Ζ轴：由坐标原点指向航天器的另一特征轴方向；与0Χ轴垂直，指向航天器对地面 方向；
[0021] 0Υ轴：与οχ、οζ轴构成右手系。
[0022 ]步骤2)中敏感器测量坐标系的定义为：
[0023] 坐标原点Os:即视场中心，位于敏感器光学镜头外表面中心；
[0024] OsXs轴:垂直于敏感器光学镜头外表面向外；
[0025] OsYs轴:与OXs轴垂直，由坐标原点指向光学敏感器的某一特征轴方向；
[0026] OsZs轴：与0Xs、0Ys轴构成右手系。
[0027] 本发明与现有技术相比的有益效果是：
[0028] (1)相比于现有的仅利用三维模型效果进行人为判断的定性确认方法，本发明通 过将相关矢量投影到敏感器测量坐标系进行分析的方法，实现了在敏感器视场极坐标图中 进行精确、定量、直观的视场分析。
[0029] (2)在光学敏感器视场中存在遮挡物的情况下，利用本发明方法可以实现视场内 遮挡区域的精确计算，可为航天器光学敏感器的布局和在轨利用提供依据。
[0030] (3)采用本发明方法，结合航天器姿态轨道运动仿真和太阳星历，可以在敏感器视 场内进行太阳运动轨迹分析，进而完成太阳受遮挡有效性分析、视场受照分析的任务;为航 天器在轨操作任务的实施、光学敏感器的在轨利用提供依据。
【附图说明】
[0031] 图1是目标矢量在敏感器视场中的中心角Θ和方位角φ定义示意图（以方锥型视场 为例）。
[0032]图2是太阳方向矢量在敏感器视场中的中心角为03和方位角也定义示意图（以方锥 型视场为例）。
[0033] 图3是本发明方法具体实施流程图。
【具体实施方式】
[0034] 本发明提供了一种基于矢量投影的航天器光学敏感器视场分析方法，主要包括： 获取遮挡物目标矢量(或太阳方向矢量)在航天器本体系下的坐标，将上述目标坐标转换到 敏感器测量坐标系，在敏感器极坐标图中进行视场遮挡区域分析，进一步可完成特定姿态 轨道运动情况下敏感器视场中太阳运动轨迹计算、太阳遮挡有效性和视场受照情况分析。 本发明的重点在于遮挡物目标矢量和太阳方向矢量向敏感器极坐标图的投影过程。
[0035]本发明的基本思路是：
[0036](一)建立坐标系、目标矢量及坐标变换关系 [0037] (1)航天器本体坐标系
[0038]坐标原点0: -般位于航天器与运载器机械对接面的几何中心。
[0039] 0X轴：由坐标原点指向航天器的某一特征轴方向，一般指向航天器在轨运动前进 方向。
[0040] 0Z轴：由坐标原点指向航天器的另一特征轴方向；与0X轴垂直，一般指向航天器对 地面方向。
[0041 ] 0Y轴：与ox、oz轴构成右手系。
[0042] (2)敏感器测量坐标系
[0043] 坐标原点Os:即视场中心，一般位于敏感器光学镜头外表面中心。
[0044] OsXs轴:垂直于敏感器光学镜头外表面向外。
[0045] OsYs轴:与OXs轴垂直，由坐标原点指向光学敏感器的某一特征轴方向。
[0046] OsZs轴：与0Xs、0Ys轴构成右手系。
[0047] (3)坐标转换关系
[0048]设航天器本体坐标系各轴单位矢量为[ib jb kb]T，光学敏感器测量坐标系各轴单 位矢量为[is js ks]T，则由本体系到测量坐标系的转换矩阵位：
[0049]
奋式.（1 )
[0050] 其中""'表示前后两个矢量的夹角。
[0051] (4)目标矢量
[0052]设A为光学敏感器视场附件星表某物体边缘上任意一点（分析太阳运动时，为太阳 方向矢量末端点），则视场中心〇s到点A的有向线段定义为目标矢量A，如附图1所示。设点A 在本体坐标系内的坐标为[xab yab Zab]T，视场中心〇s在航天器本体坐标系内的坐标为[xQb y0b Zdb]T，则目标矢量A在光学敏感器测量坐标系中的坐标为：
[0053]
公式(2)
[0054] (5)极坐标变换
[0055] 由目标矢量A在敏感器测量坐标系中的坐标[Xs ys zs]T，目标矢量A在敏感器视场 极坐标图中的中心角Θ和方位角Φ通过下式计算：
[0056]
[0057]
[0058]
[0059] (二)遮挡区域形成条件、太阳遮挡有效性和视场受照判据条件：
[0060] (1)遮挡区域形成判据
[0061 ]设敏感器视场边界矢量在敏感器测量坐标系中的中心角为θ〇和方位角，则遮挡 区域形成的判据为：
[0062] 当φ=φ〇时，θ〈θ〇 公式(4)
[0063] 则表明目标矢量点对敏感器视场形成遮挡，可生成遮挡区域图。
[0064] (2)太阳受遮挡有效性和视场受照判据
[0065] 设太阳方向矢量S在敏感器测量坐标系中的中心角为0S和方位角也，如附图2所示， 若满足：
[0066] 当屯=机时，0S〈0Q公式（5)
[0067] 则表明太阳进入敏感器视场。在此基础上，结合步骤4)生成的遮挡区域图进行判 断，如太阳运动轨迹位于遮挡区域内，则表明遮挡物对太阳形成有效遮挡，如太阳投影运动 轨迹位于遮挡区域外，则敏感器视场受照
[0068] 本发明的具体实现步骤如下(流程图如附图3所示）：
[0069] 1、在完成光学敏感器构型布局设计的卫星模型中，基于航天器本体坐标系，获取 敏感器视场中心坐标[Xob yob Zc>b]T、遮挡物遮挡边缘各目标点坐标[Xib yib zib]T(i为目标 点序号，1 = 1，2,3-_)、以及航天器本体系各轴["九1^]7与敏感器测量坐标系各轴[^九 ks]T的夹角并得到由本体系到测量坐标系的转换矩阵
其中""'表示前后两个矢量的夹角;其中i为正整数，表示目标点序号。
[0070] 2、计算得到遮挡边缘各目标矢量在敏感器测量坐标系中的坐标，公式如下：
[0071]
[0072] 3、计算得到遮挡边缘各目标矢量在敏感器测量坐标系中的极坐标，即中心角和方 位角（θ?,Φ?)，公式如下：
[0073]
[0074]
[0075]
[0076] 4、利用遮挡边缘目标矢量极坐标（θ,，^)和敏感器视场边界参数绘制敏感器视场 极坐标图，并通过以下遮挡区域形成判据得到遮挡区域结果，并生成遮挡区域图：
[0077] 当ih = ik)时，θχθο 公式（8)
[0078] 5、通过航天器姿态轨道运动仿真，获得在特定姿态轨道条件下、特定时间段内太 阳方向矢量在本体坐标系下的分量[xtjb ytjb ztjb]T(j为太阳方向矢量序号，j = l，2,3···)， 并按步骤2、3计算得到太阳方向矢量在敏感器测量坐标系下的极坐标(0tj，队」），即：
[0083] 6、利用太阳方向矢量极坐标（θ^，φ^)在敏感器视场极坐标图中绘制出太阳投影 运动轨迹，并通过以下判据对太阳受遮挡有效性和视场受照情况进行分析判断：
[0084] 当 itjs = ik)时，0js〈0〇 公式（11)
[0085] 则表明太阳进入敏感器视场。在此基础上，结合步骤4)生成的遮挡区域图进行判 断，如太阳投影运动轨迹位于遮挡区域内，则表明遮挡物对太阳形成有效遮挡，如太阳投影 运动轨迹位于遮挡区域外，则敏感器视场受照。
【主权项】
1. 一种基于矢量投影的航天器光学敏感器视场分析方法，其特征在于步骤如下： 1) 在完成光学敏感器构型布局设计的卫星模型中，基于航天器本体坐标系，获取敏感 器视场中心坐标[x〇b y〇b ΖΑ]Τ、遮挡物遮挡边缘各目标点坐标[Xib yib Zib]T以及航天器本 体系各轴[ib jb kb]T与敏感器测量坐标系各轴[is js ks]T的夹角，并得到由本体系到测量 坐标系的转换矩K，其中""'表示前后两个矢量的 夹角;其中i为正整数，表示目标点序号； 2) 计算得到遮挡边缘各目标矢量在敏感器测量坐标系中的坐标：3) 计算得到遮挡边缘各目标矢量在敏感器测量坐标系中的极坐标，即中心角Qi和方位 角机：4) 利用遮挡边缘目标矢量极坐标（θ,，^)和敏感器视场边界参数绘制敏感器视场极坐 标图，并通过以下遮挡区域形成判据得到遮挡区域结果：当时，表明目标矢量 点对敏感器视场形成遮挡，生成遮挡区域图，当队=加且SiSeo时，表明目标矢量点对敏感 器视场未形成遮挡;其中θ〇和Φο分别为敏感器视场边界矢量在敏感器测量坐标系中的中心 角和方位角； 5) 通过航天器姿态轨道运动仿真，获得在特定姿态轨道条件下、太阳方向矢量在本体 坐标系下的分量[x_ yt# ζ_]τ，其中j为正整数，并按步骤2)、3)计算得到太阳方向矢量 在敏感器测量坐标系下的极坐标; 6) 利用太阳方向矢量极坐标(0tj，!^)在敏感器视场极坐标图中绘制出太阳投影运动轨 迹，并通过以下判据对太阳受遮挡有效性和视场受照情况进行判断：当軸=Φ〇且θ^〈θ〇时， 表明太阳进入敏感器视场，在此基础上，结合步骤4)生成的遮挡区域图进行判断，如太阳投 影运动轨迹位于遮挡区域内，则表明遮挡物对太阳形成有效遮挡，如太阳投影运动轨迹位 于遮挡区域外，则敏感器视场受照。2. 根据权利要求所述的一种基于矢量投影的航天器光学敏感器视场分析方法，其特征 在于:步骤1)中航天器本体坐标系的定义为： 坐标原点〇:位于航天器与运载器机械对接面的几何中心； ox轴：由坐标原点指向航天器的某一特征轴方向，指向航天器在轨运动前进方向； 0Z轴：由坐标原点指向航天器的另一特征轴方向；与0X轴垂直，指向航天器对地面方 向； 0Y轴:与ox、oz轴构成右手系。3.根据权利要求所述的一种基于矢量投影的航天器光学敏感器视场分析方法，其特征 在于:步骤2)中敏感器测量坐标系的定义为： 坐标原点〇s:即视场中心，位于敏感器光学镜头外表面中心； OsXs轴:垂直于敏感器光学镜头外表面向外； OsYs轴:与OXs轴垂直，由坐标原点指向光学敏感器的某一特征轴方向； OsZs轴：与OXs、OYs轴构成右手系。
【文档编号】B64G1/36GK105947239SQ201610320330
【公开日】2016年9月21日
【申请日】2016年5月16日
【发明人】何江, 潘鑫, 袁莉芳, 常进, 张孝功, 谢政, 杜朝, 夏岩, 冯文婧, 于伟
【申请人】北京空间飞行器总体设计部