专利名称：一种星敏感器头部布局的方法
技术领域：
本发明涉及航天设计领域，具体涉及一种星敏感期头部布局的方法。
背景技术：
星敏感器头部作为航天器上高精度测量设备，其在航天器上的布局一直以来都是进行航天器构型布局设计时的一项重点工作。对于星敏感器头部这种光学探测器来说，绕其探测轴线成半锥角30°的圆锥范围内不能有任何部件遮挡，也不能有除星光以外的其他强光通过直射或反射等方式进入星敏感器头部的圆锥视场内。星敏感器头部的布局对于单飞行姿态的航天器来说，已有相当难度，而对于多飞行状态的航天器来说，不同飞行姿态的转换是通过航天器绕其自身基准轴转动一定角度实现的，这就要求固连于航天器上的星敏感器头部指向也要随航天器一同转动，多飞行姿态的航天器来说上述的限制条件要求加倍，因此，星敏感器头部的布局方法是制约多飞行姿态航天器布局设计的一个技术难点。目前我国已经成功发射了多颗单飞行姿态的航天器，在这些单飞行姿态的航天器上星敏感器头部布局相对简单，但是随着国内外情况的变化，后续研制的大量航天器均增加了多飞行姿态的要求，且不同飞行姿态的转换是通过航天器绕其自身基准轴转动一定角度实现的，这就要求固连于航天器上的星敏感器头部指向也要随航天器一同转动。如果一个星敏感器头部要想同时满足各种飞行姿态下均能使用的要求，必须将其布局在能够同时满足多飞行姿态要求的可用空间指向球范围内，这是原有的分析方法无法实现，必须寻求一套新的分析星敏感器头部布局的方法。因此，现有技术的星敏感器的布局方法主要存在着不能同时满足多飞行姿态要求，即星敏感器头部指向不能随航天器灵活转动的技术问题。
发明内容
针对上述缺陷，本发明的目的是提供一种星敏感器的布局方法，以解决现有技术的星敏感器头部的布局方法不能随航天器灵活转动，因此不能满足多飞行姿态要求的技术问题。为实现上述目的，本发明采用了以下的技术方案一种星敏感器头部的布局方法，包括步骤1 建立一个坐标系与轨道坐标系平行的空间数字球；步骤2 计算太阳光与轨道坐标系的夹角范围以及地球反照光与轨道坐标系的夹角范围；步骤3 在空间数字球中将两部分区域所占数字球的空间切除，形成一个可用于一种单飞行姿态航天器上星敏感器头部布局的有效空间数字球；步骤4:重复以上步骤，形成多种单飞行姿态航天器上星敏感器的有效空间数字球；
步骤5 将多个单飞行姿态下得到的有效空间数字球，按照航天器姿态转换所需转动的角度，将数字球也转动相应角度后组合起来，将多个有效空间数字球拼接在一起；步骤6 取其相交部分为满足多飞行姿态要求的可用空间指向球；步骤7 确定星敏感器头部在航天器上的指向。依照本发明较佳实施例所述的方法，所述步骤7进一步包括步骤7. 1 将星敏感器头部置于空间数字球的球心；步骤7. 2 将球心与球面上任意一点连线，以确定星敏感器头部探测轴矢量在轨道坐标系下的指向；步骤7. 3 建立星敏感器头部半锥角30°的数字视场；步骤7. 4 利用数字视场与星敏感器头部可用空间指向球进行干涉分析；步骤7. 5 选取完全被可用空间指向球包容的数字视场指向，得到星敏感器头部在航天器飞行坐标系下的指向；步骤7. 6 通过飞行坐标系与航天器布局坐标系的关系确定星敏感器头部在航天器上的最终布局。由于采用了以上的技术方案，使得本发明的方法相比于现有技术具有以下的优点和积极效果本发明利用数字球切除-拼接技术和星敏感器头部数字视场干涉分析技术的结合，可以直观地分析出航天器上星敏感器头部的可用空间指向球，开创了一个解决多飞行姿态航天器上星敏感器头部布局问题的新思路，解决了技术偏见；
图1是本发明中的一种星敏感器头部布局方法的流程图；图2是本发明中步骤7的实现流程图；图3是本发明中空间数字球示意图；图4是本发明切除太阳光照圆锥后的空间数字球示意图；图5是本发明切除地球反照光圆锥后的空间数字球示意图；图6是本发明单飞行姿态有效空间数字球示意图；图7是本发明星敏感器头部可用空间指向球示意图；图8是本发明星敏感器头部数字视场的示意图；图9是本发明星敏感器头部数字视场与可用指向空间的干涉分析示意图。
具体实施例方式以下结合附图对本发明的几个优选实施例进行详细描述，但本发明并不仅仅限于这些实施例。本发明涵盖任何在本发明的精髓和范围上做的替代、修改、等效方法以及方案。为了使公众对本发明有彻底的了解，在以下本发明优选实施例中详细说明了具体的细节，而对本领域技术人员来说没有这些细节的描述也可以完全理解本发明。本发明的核心思想在于将数字球切除-拼接技术和星敏感器头部数字视场干涉分析技术相结合，采用前者解决可供多种飞行姿态下同时使用的星敏感器头部在轨道坐标系下的可用空间指向球形成问题，而使用后者的技术解决确定星敏感器头部在航天器上的指向问题。以下结合附图上2，对本发明的方法做进一步详细叙述本发明中的星敏感器头部的布局方法，主要包括以下的步骤在确定好需要设计的星敏感器要在几种飞行状态下飞行，之后。SlOl 建立一个坐标系与轨道坐标系平行的空间数字球；S102:计算太阳光与轨道坐标系的夹角范围以及地球反照光与轨道坐标系的夹角范围；S103:在空间数字球中将两部分区域所占数字球的空间切除，形成一个可用于一种单飞行姿态航天器上星敏感器头部布局的有效空间数字球；S104:重复以上步骤，获取另一种飞行状态下的有效空间数字球，直到形成多种单飞行姿态航天器上星敏感器的有效空间数字球。之后进行判断，是否所有飞行姿态下的有效空间数字球都已经满足，如果已经满足，执行下述的步骤，如果未完成，则继续重复实行上述的步骤。S105:将多个单飞行姿态下得到的有效空间数字球，按照航天器姿态转换所需转动的角度，将数字球也转动相应角度后组合起来，将多个有效空间数字球拼接在一起；S106 取其相交部分为满足多飞行姿态要求的可用空间指向球；S107 确定星敏感器头部在航天器上的指向。请参考图2，步骤S107中确定星敏感器头部在航天器上指向的方法，具体包括以下步骤S701 将星敏感器头部置于空间数字球的球心；S702 将球心与球面上任意一点连线，以确定星敏感器头部探测轴矢量在轨道坐标系下的指向；S703 建立星敏感器头部半锥角30°的数字视场；S704 利用数字视场与星敏感器头部可用空间指向球进行干涉分析；S705:选取完全被可用空间指向球包容的数字视场指向，得到星敏感器头部在航天器飞行坐标系下的指向；S706 通过飞行坐标系与航天器布局坐标系的关系确定星敏感器头部在航天器上的最终布局。实施例一请参考图3-图9，对本发明的具体方式，举例说明。下面结合附图与具体实施方式
对本发明作进一步详细描述由于太阳光与轨道坐标系的夹角范围同卫星的降交点地方时有关，而地球反照光与轨道坐标系的夹角范围同轨道高度有关，这里结合一颗降交点地方时4:30，轨道高度约560km的航天器上星敏感器头部布局进行描述。首先，利用三维建模软件建立一个空间数字球，其坐标系定义与轨道坐标系平行， 见图2。利用轨道计算软件计算出4:30的轨道面一年中与太阳光矢量的夹角介于 51.3° 71. 5°之间，说明太阳光分布在以轨道坐标系OY轴为轴线，以18. 5° 38. 7°为半锥角的一个圆锥带，星敏感器头部的视场不允许进入该部分空间，需将该圆锥带从空间数字球中切除，得到图3。根据轨道高度计算出航天器与地球的切线形成一个半锥角为67°的圆锥，星敏感器头部的视场同样不能进入该圆锥的范围，因此需要在空间数字球中将其切除，得到图4。切除太阳光和地球反照光影响范围后的空间数字球均可用于布置星敏感器头部， 因此称之为单飞行姿态有效空间数字球，见图5。由于该卫星的多姿态是通过航天器绕飞行轴线滚动70°来实现的，因此将两个有效空间数字球绕飞行轴线旋转70°后拼接在一起，两球相交部分即为星敏感器头部可用空间指向球，详见图6。将星敏感器头部置于空间数字球的球心，球心与球面上任意点的连线代表星敏感器头部探测轴矢量在轨道坐标系下的指向，建立星敏感器头部半锥角30°的数字视场，见图7。利用数字视场与星敏感器头部可用空间指向球进行干涉分析，选取完全被可用空间指向球包容的数字视场指向，确定星敏感器头部在轨道坐标系中的指向范围，详见图7。通过轨道坐标系与航天器布局坐标系的关系，便可确定星敏感器头部在航天器上的最终布局。综上所述，采用本发明的方法，将数字球切除-拼接技术和星敏感器头部数字视场干涉分析技术结合，从而实现星敏感器头部在航天器多飞行状态下适应，这种方式，对于我国后续研制的多飞行姿态航天器上星敏感器头部的布局创造了一个新的设计方法。此外，空间数字球的应用使星敏感器头部在轨空间指向的可用空间更加直观，数字球切除-拼接技术和星敏感器头部数字视场干涉分析技术成为航天器布局设计人员的首选，该发明在本领域内应用将十分广泛。本发明优选实施例只是用于帮助阐述本发明。优选实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式
。显然，根据本说明书的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地利用本发明。本发明仅受权利要求书及其全部范围和等效物的限制。
权利要求
1.一种星敏感器头部的布局方法，其特征在于，包括 步骤1 建立一空间数字球；步骤2 计算太阳光与轨道坐标系的夹角范围以及地球反照光与轨道坐标系的夹角范围；步骤3:在空间数字球中将两部分区域所占数字球的空间切除，形成一个可用于一种单飞行姿态航天器上星敏感器头部布局的有效空间数字球；步骤4 重复以上步骤，形成多种单飞行姿态航天器上星敏感器的有效空间数字球； 步骤5 将多个单飞行姿态下得到的有效空间数字球，按照航天器姿态转换所需转动的角度，将数字球也转动相应角度后组合起来，将多个有效空间数字球拼接在一起； 步骤6 取其相交部分为满足多飞行姿态要求的可用空间指向球； 步骤7 确定星敏感器头部在航天器上的指向。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤6进一步包括 步骤7. 1 将星敏感器头部置于空间数字球的球心；步骤7. 2 将球心与球面上任意一点连线，以确定星敏感器头部探测轴矢量在轨道坐标系下的指向；步骤7. 3:建立星敏感器头部半锥角30°的数字视场； 步骤7. 4 利用数字视场与星敏感器头部可用空间指向球进行干涉分析； 步骤7. 5:选取完全被可用空间指向球包容的数字视场指向，得到星敏感器头部在航天器飞行坐标系下的指向；步骤7. 6 并通过飞行坐标系与航天器布局坐标系的关系确定星敏感器头部在航天器上的最终布局。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述空间数字球的坐标系与轨道坐标系平行。
4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括在步骤4之后判断是否已经获取全部所需的飞行状态的有效数字空间球，若是，则执行步骤5，若不是则执行步骤4。
全文摘要
一种星敏感器头部的布局方法，包括建立一个坐标系与轨道坐标系平行的空间数字球；计算太阳光与轨道坐标系的夹角范围以及地球反照光与轨道坐标系的夹角范围；在空间数字球中将两部分区域所占数字球的空间切除，形成一种单飞行姿态航天器上星敏感器头部布局的有效空间数字球；重复以上步骤；将多个单飞行姿态下得到的有效空间数字球，按照航天器姿态转换所需转动的角度，将数字球转动相应角度后组合，将有效空间数字球拼接在一起；取其相交部分；确定星敏感器头部在航天器上的指向。本发明的方法可以同时满足多飞行姿态要求，解决星敏感器头部指向不能随航天器灵活转动的技术问题。
文档编号G01C21/24GK102372093SQ20101025497
公开日2012年3月14日 申请日期2010年8月17日 优先权日2010年8月17日
发明者于广洋, 徐增, 艾韶杰 申请人:上海卫星工程研究所