太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装指向设计方法
【专利摘要】本发明公开了一种太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装指向设计方法，基于卫星在轨运行期间杂散光与卫星本体坐标系间的矢量模型，分析出杂散光与卫星本体坐标系的矢量关系，通过建立杂散光边界曲线数学方程，解算出不受杂散光影响区域；通过边界曲线夹角关系，确定三个星敏感器可工作工况以及安装指向范围及方程，并得出为抑制杂散光星敏感器遮光罩设计最大太阳光、地气光遮蔽角之间关系；同时提出各种工况条件下不受杂光影响区域不满足双星敏安装时，在单一工况下至少有两个星敏可工作的星敏安装指向最优方案。本发明具有如下优点：为星敏感器避免杂散光影响进行安装指向及设计提供了一种有实际应用价值的设计方案。
【专利说明】
太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装指向设计方法
技术领域
[0001] 本发明涉及航天器姿态测量领域，具体涉及一种太阳同步轨道卫星三视场星敏感 器安装指向设计方法。
【背景技术】
[0002] 星敏感器作为航天器姿态测量器件，以恒星作为姿态测量参考基准，与其它卫星 姿态敏感器件(太阳敏感器、陀螺、磁强计等)相比具有精度高、无漂移、功耗低，并且输出绝 对姿态信息的优点，是当前应用最广泛的姿态敏感器。在卫星运行过程中，星敏感器有可能 受到太阳光或地气光的干扰，使星敏感器的像面背景噪声提高，影响星点提取的准确性，甚 至星点会被淹没在背景杂光中，导致星敏感器无法正常工作。因此，星敏感器的抗杂散光问 题是目前星敏感器研究的一项重要内容。
[0003] 在星敏感器杂散光抑制方面，一方面可以通过设计星敏感器光学镜头、遮光罩结 构或改变遮光罩内壁涂层材料提高星敏感器自身的抗杂散光性能，另一方面可以通过分析 和优化星敏感器在卫星上的安装位置来尽量避免杂散光对星敏感器的影响。相比于单视 场、双视场星敏感器，三视场星敏感器具有可测视场角大、精度及可靠性高等优点。为提高 星敏感器性能，国外研究机构对多视场星敏感器进行了大量研究，如法国S0DERN公司研发 了HYDRA三视场星敏感器，并进行了商业化；日本三菱电机公司研发了SIS三视场星敏感器， 并进行了实际在轨应用。由于太阳同步轨道卫星三视场星敏感器运行与轨道高度、降交点 地方时、卫星工况等条件有关，各种工况条件下航天器不受杂散光影响区域十分有限，为使 三视场星敏感器在各种工况条件下正常工作，其在航天器上安装条件十分苛刻，甚至无法 实现。为此，为保证姿态测量精度，至少保证有两个星敏感器可在任何工况下正常工作，第 三星敏感器在特定工况条件下使用。三视场星敏感器在测量精度及可靠性方面具有明显优 势，是星敏感器技术发展的重要方向之一。
[0004] 在星敏感器安装指向方法研究方面，有许多研究机构针对实际应用提出了设计方 法，其中，针对卫星多种工况姿态条件，2010年航天东方红公司提出了基于任务规划的星敏 感器安装角度确定方法可以解决敏捷机动工况下给定星敏感器安装指向问题，但该方法通 过不断调整星敏感器的安装角度和工况条件确定出合适的星敏感器安装角度，设计方法十 分复杂，同时不能给出在不同安装指向条件下星敏感器遮光罩最大太阳光、地气光遮蔽角。
【发明内容】
[0005] 本发明旨在至少解决上述技术问题之一。
[0006] 为此，本发明的一个目的在于提出一种太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装指 向设计方法。
[0007] 为了实现上述目的，本发明的实施例公开了一种太阳同步轨道卫星三视场星敏感 器安装指向设计方法，包括以下步骤：S1:设置太阳同步轨道参数、卫星参数、STK软件中 HP0P阻力模型参数;S2:在STK软件中进行HP0P仿真，确定卫星在轨运行期间太阳光与卫星 本体坐标系三轴矢量夹角，其中，对于卫星本体坐标系，Z轴指向地心，X轴为卫星前进方向， Y轴由右手定则确定，a为太阳光与X轴夹角，0为太阳光与Y轴夹角，y为太阳光与Z轴夹角； S3:根据地球半径、大气层高度计算确定地气光与卫星本体边界夹角；S4:根据所述卫星在 轨运行期间太阳光与卫星本体坐标系三轴矢量夹角，确定所述卫星在无机动状态下，太阳 光相对卫星本体坐标系边界数学方程;根据所述地气光与卫星本体边界夹角确定所述卫星 在无机动状态下，地气光相对卫星本体坐标系边界数学方程;S5:设置卫星机动状态下最大 侧摆角和俯仰角，根据坐标系旋转矩阵确定所述卫星在不同机动状态下太阳光、地气光相 对卫星本体坐标系边界曲线数学方程，以及各种工况条件下卫星本体坐标系不受杂光影响 区域;S6:判断各种工况条件下不受杂光影响区域能否满足双星敏安装，如可以，根据方程 x +z =、所述卫星在各种工况状态下，太阳光相对卫星本体坐标系边界数学方程、 [ a* = sin (0 地气光相对卫星本体坐标系边界数学方程，分析杂散光边界夹角关系，确定互相垂直双视 场星敏感器安装条件下为避免杂散光影响星敏感器安装指向范围数学方程，其中C0为双视 场星敏感器单视场指向偏离YZ平面角度;S7:根据双视场星敏感器安装平面与卫星本体坐 X：2 + V2 + z2 = 1 标系XY平面夹角0与进动角co关系方程 .v = sin? ，确定双视场星敏感器安装平面与 z=y tan 卫星本体坐标系XY平面夹角_范围及其与进动角《关系；根据关系式 =疋/ 2 -沒-p计算太阳光最大遮蔽角；根据关系式！__raax = -;r/2+沒+炉,极值点 z〈0和max=；r/2 -沒hp，极值点z>0计算地气光最大遮蔽角；其中，S_max为太阳光最大 遮蔽角，E_max为地气光最大遮蔽角，供为双视场星敏感器安装平面与卫星本体坐标系XY平 面夹角，9为极值点所在指向Z平面投影线与Z轴夹角，同时，极值点为星敏感器不同指向太 阳光/地气光边界曲线在其轴线上最高投影点；S8:确定在各种工况互相垂直双视场星敏 感器正常工作条件下，第三视场星敏感器可工作工况及安装指向数学方程;S9:确定第三视 场星敏感器遮光罩最大太阳光遮蔽角与地气光遮蔽角关系，根据遮光罩设计原则判断最优 安装区间是否满足设计要求;若满足设计要求，设计结束;若不满足设计要求，执行步骤S5， 重新设置卫星机动状态下最大侧摆角、俯仰角；以及S10:随卫星侧摆角增大双星敏不能在 各种工况条件下不受杂散光影响而进行正常工作时，I在卫星左侧摆及正常工况情况下有 两个星敏可正常工作，n在卫星右侧摆及正常工况情况下有两个星敏可正常工作，m在卫 星左侧摆及右侧摆工况情况下有两个星敏可正常工作。
[0008] 根据本发明实施例的太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装指向设计方法，有效 解决太阳同步轨道航天器所安装三视场星敏感器为避免杂散光影响安装指向问题，为星敏 感器遮光罩设计及多视场星敏感器安装指向提供了理论基础。
[0009] 另外，根据本发明上述实施例的太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装指向设计 方法，还可以具有如下附加的技术特征：
[0010] 进一步地，在步骤S1中，所述太阳同步轨道参数包括高度h、降交点地方时T、在轨 运行周期t;所述卫星参数包括卫星质量M、卫星体积V;所述STK软件中HP0P阻力模型参数包 括大气阻力Cd、太阳光压C r、卫星面质比A/M和地磁力心，其中，所述卫星面质比A/M为1/4卫 星表面积S与质量M的比值。
[0011] 进一步地，步骤S3进一步包括:设置地球半径Re，大气层高度d，根据y atm = asin ((Re+d)/h)，计算确定地气光与卫星本体边界夹角y atm。
[0012] 进一步地，在步骤S5中，所述卫星的机动状态包括左侧摆、右侧摆、前仰和后仰。 [0013] 进一步地，步骤S6进一步包括:所述三视场星敏感器中前两星敏感器相互垂直，首 先确定双视场星敏感器安装指向，然后确定第三星敏感器工作工况及安装指向，其中，所述 f ^2 十 2. + 2 _ 1 双视场星敏感器单视场指向偏离YZ平面《角与球面交线方程为:X +'V 所述双视
[ ,v = sin co 4 场星敏感器单视场指向偏离YZ平面co角与球面交线方程与卫星左侧摆及前侧摆地气光边 界曲线方程求解绕Z轴不同偏转角度平面与地气光边界曲线交角;所述双视场星敏感器单 视场指向偏离YZ平面co角与球面交线方程与卫星右侧摆太阳光边界曲线方程求解绕Z轴不 同偏转角度平面与地气光边界曲线交角;星敏感器安装指向与YZ平面成n角，星敏安装线与 Z轴夹角范围为:sinS~sine，其中，e为星敏感器安装线与相应地气光边界曲线交点与卫星 本体坐标系原点的连线与Z轴的夹角，S为星敏感器安装线与相应太阳光边界曲线交点与卫 星本体坐标系原点的连线与Z轴的夹角，双星敏安装指向范围曲线方程分别为： X2 + V2 + z2 = 1 X2 + V2 + Z3 - 1 * .r - sin/； ，< v = - sin /； 。 sin S <z < sin^, r > 0 v sin 8 <z < sin e, r > 0
[0014]进一步地，步骤S8进一步包括:第三星敏感器安装指向在卫星本体坐标系-Y-Z平 面内，判断第三星敏可工作工况，以及为使第三星敏使用效率最大化其可工作工况范围，计 算该范围太阳光边界在-Y-Z平面与Y轴夹角〇 s，地气光边界在-Y-Z平面与Y轴夹角~，第三星 敏安装指向曲线方程如下： + J2 + z1 = 1
[0015] x = 0 〇 -sin us <z<- sin cxe, y < 0
[0016] 进一步地，步骤S9进一步包括:第三星敏太阳光最大遮蔽角S_max = 〇-〇s;第三星 敏地气光最大遮蔽角E_max = c^-o。
[0017] 进一步地，步骤S10进一步包括：
[0018] 在卫星左侧摆及正常工况下，星敏可安装指向区域包含:①卫星左侧摆地气光边 界曲线到卫星正常工况太阳光左侧边界曲线之间，②卫星正常工况地气光边界曲线到卫星 左侧摆太阳光边界曲线之间；
[0019] 在卫星右侧摆及正常工况下，星敏可安装指向区域包含:③卫星正常工况地气光 边界曲线到卫星右侧摆太阳光边界曲线之间，④卫星正常工况太阳光右侧边界曲线到卫星 右侧摆地气光边界曲线之间；
[0020] 在卫星左侧摆及右侧摆工况下，星敏可安装指向区域包含:⑤卫星正常工况太阳 光两边界曲线之间；
[0021 ]当区域④满足星敏安装时，双星敏最优区域为①和④，第三星敏指向区域⑤；当区 域④不能满足星敏安装时，双星敏最优指向区域为①和③，第三星敏指向区域⑤。
[0022] 本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变 得明显，或通过本发明的实践了解到。
【附图说明】
[0023] 本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得 明显和容易理解，其中：
[0024]图1是本发明的太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装指向设计方法的流程图； [0025]图2是本发明一个实施例的太阳光相对卫星本体坐标系示意图；
[0026]图3是本发明一个实施例的三年在轨运行期间太阳光与卫星本体坐标系关系模 型；
[0027]图4是本发明一个实施例的卫星无机动状态下太阳光边界曲线与卫星本体坐标系 关系图；
[0028]图5是本发明一个实施例的卫星无机动状态下地气光边界曲线与卫星本体坐标系 关系图；
[0029]图6是本发明一个实施例的卫星不同工况下太阳光、地气光边界曲线在YZ平面投 影；
[0030] 图7是本发明一个实施例的卫星不同工况下太阳光、地气光边界曲线在XZ平面投 影；
[0031] 图8是本发明一个实施例的不同安装偏角情况下太阳光、地气光与Z轴夹角；
[0032]图9是本发明一个实施例的互相垂直双视场星敏感器安装指向线与Z轴夹角；
[0033]图10是本发明一个实施例的互相垂直双视场星敏感器遮光罩最大太阳遮蔽角与 最大地气光遮蔽角关系图；
[0034]图11是本发明一个实施例的三视场星敏感器安装指向示例图。
[0035]图12是本发明一个实施例太阳同步轨道高度535km、10:30轨道卫星在左右摆动及 前后摆动均为45°情况下，卫星本体坐标系受杂散光影响及三星敏安装指向区域示意图。
【具体实施方式】
[0036]下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终 相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附 图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
[0037]在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"上"、"下"、 "前"、"后"、"左"、"右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底"、"内"、"外"等指示的方位或位置关系为 基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗 示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对 本发明的限制。此外，术语"第一"、"第二"仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对 重要性。
[0038]在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语"安装"、"相 连"、"连接"应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接;可 以是机械连接，也可以是电连接;可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是 两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本 发明中的具体含义。
[0039] 参照下面的描述和附图，将清楚本发明的实施例的这些和其他方面。在这些描述 和附图中，具体公开了本发明的实施例中的一些特定实施方式，来表示实施本发明的实施 例的原理的一些方式，但是应当理解，本发明的实施例的范围不受此限制。相反，本发明的 实施例包括落入所附加权利要求书的精神和内涵范围内的所有变化、修改和等同物。
[0040] 以下结合附图描述根据本发明实施例的太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装 指向设计方法。
[0041] 请参考图1，一种太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装指向设计方法，包括以下 步骤：
[0042] S1:设置太阳同步轨道参数:包括高度h、降交点地方时T、在轨运行周期t;卫星参 数:包括卫星质量M、卫星体积V;STK(Satellite Tool Kit)软件中HP0P(高精度轨道预报） 阻力模型参数:包括大气阻力Cd、太阳光压Cr、卫星面质比A/M、地磁力K P，其中卫星面质比A/ M为1 /4卫星表面积S与质量M的比值。
[0043]具体地，考虑卫星对地成像、所受摄动及阻力因素，本实施例设置卫星轨道高度h 为700km;同时考虑对地观测成像，本实施例设置降交点地方时T为受光照较为复杂的10:30 轨道;本实施例设置卫星运行周期t为3年。
[0044] 本实施例设置卫星质量M为20.5kg，卫星体积V为324*360*400mm。
[0045] 本实施例设置大气阻力Cd为2.2，太阳光压Cr为1.0，地磁力心为3.0，根据卫星面质 比A/M为1/4卫星表面积S与质量M的比值，计算可得卫星面质比A/M~0.01。
[0046] S2:在STK(Satellite Tool Kit)中进行HP0P(高精度轨道预报)仿真，确定卫星在 轨运行期间太阳光与卫星本体坐标系三轴矢量夹角，其中，对于卫星本体坐标系，Z轴指向 地心，X轴为卫星前进方向，Y轴由右手定则确定，a为太阳光与X轴夹角，0为太阳光与Y轴夹 角，Y为太阳光与Z轴夹角。
[0047]具体地，本实施例中，对于卫星本体坐标系，Z轴指向地心，X轴为卫星前进方向，Y 轴由右手定则确定，a为太阳光与X轴夹角，0为太阳光与Y轴夹角，y为太阳光与Z轴夹角，如 图2所示。根据步骤S1参数设置，本实施例通过STK软件得出卫星在轨运行3年间太阳光与卫 星本体坐标系三轴矢量夹角，其中，太阳光与X轴向矢量夹角余弦最大值a max为〇. 9946，最小 值amin为-0.9946,因此太阳光与X轴夹角范围为5.9620°~174.0470° ;太阳光与Y轴向矢量 夹角余弦最大值hax为-0.0841，最小值心^为-0.4537，因此太阳光与Y轴夹角范围为 94.8270°~116.9830° ;太阳光与Z轴向矢量夹角余弦最大值y max为0.4376，最小值y min为-0.9914,因此太阳光与Y轴夹角范围为64.0470°~172.4730°。将各时刻太阳光矢量方向在 卫星本体坐标系中描述出来，如图3所示，光点表示太阳光相对于卫星本体坐标系原点的来 光矢量方向。
[0048] S3:设置地球半径Re，大气层高度d，根据yatm=aSin((R e+d)/h)，计算确定地气光 与卫星本体边界夹角y ato，即与Z轴正方向夹角。
[0049] 具体地，由于地心引力作用，几乎全部气体集中在离地面100公里的高度范围内， 其中75%的大气又集中在地面至10公里高度的对流层范围内。本实施例设定大气层高度d =1001〇11，地球半径1^ = 63781〇]1。根据关系式丫￡11；111=38；[11((1^+(1)/11)，将上述参数代入上式计 算可得地气光与卫星本体边界夹角（即与Z轴正方向夹角）yatm为66.24°，考虑半长轴变化， 本实施例采用67° (对应659.44km)冗余设计。
[0050] S4.根据步骤S2中卫星在轨运行期间太阳光与卫星本体坐标系三轴矢量夹角，确 定卫星无机动状态下太阳光相对卫星本体坐标系边界数学方程;根据步骤S3确定卫星无机 动状态下地气光相对卫星本体坐标系边界数学方程。
[0051] 具体地，卫星无机动工作状态下，太阳光边界方程通过步骤S2中太阳光与卫星本 体坐标系各轴夹角极值确定，根据步骤S2分析，太阳光在卫星本体坐标系边界方程由两条 曲线构成，分别如下公式，其中Z〈0.，02 = 116.9830°，如图4。 「x2 + V2 + z2 二 1
[0052] ' L .vising ⑴ f X2 + v2 + z2 = 1
[0053] ' . n 1 .v = A (2)
[0054]由于卫星本体坐标系Z轴始终指向地心，因此，卫星无机动状态下地气光边界可 通过不同轨道高度地气光半锥角直接确定，地气光在卫星本体坐标系边界方程如下公式， 其中0 = 67°，如图5。 f x2 + v2 + z2 = 1
[0055] ^ _ ! z = cos 0 (3 )
[0056] S5:设置卫星机动状态下最大侧摆角、俯仰角，根据坐标系旋转矩阵确定卫星在不 同机动状态下（左侧摆、右侧摆、前仰、后仰)太阳光、地气光相对卫星本体坐标系边界曲线 数学方程，以及各种工况条件下卫星本体坐标系不受杂光影响区域。
[0057]具体地，本实施例定义卫星前摆为:卫星绕本体坐标系绕Y轴由+X向-Z轴向偏转， 最大偏转角为_30° ;卫星后摆为:卫星绕本体坐标系绕Y轴由+X向+Z轴向偏转，最大偏转角 为30°。本实施例定义卫星左侧摆:卫星绕本体坐标系绕X轴由-Y向-Z轴向偏转，最大偏转角 为30° ;右侧摆:卫星绕本体坐标系绕X轴由-Y向+Z轴向偏转，最大偏转角为30°。
[0058]卫星左侧摆30°地气光边界曲线方程等价于步骤S4中地气光边界方程(3)绕X轴旋 转-30°，经旋转矩阵变换后，如下式：
[0060]卫星左侧摆30°太阳光边界曲线方程等价于步骤S4中太阳光边界方程（1)、（2)绕X 轴旋转-30°，只需分析其左侧边界曲线（1)的影响，经旋转矩阵变换后，如下式：
[0062]卫星右侧摆30°地气光边界曲线方程等价于步骤S4中地气光边界方程(3)绕X轴 旋转+30°，经旋转矩阵变换后，如下式：
[0064]卫星右侧摆30°太阳光边界曲线方程等价于步骤S4中太阳光边界方程（1)、（2)绕X 轴旋转+30°，只需分析其右侧边界曲线(2)的影响，经旋转矩阵变换后，如下式：
[0066]卫星前摆30°地气光边界曲线方程等价于步骤S4中地气光边界方程（3)绕Y轴旋 转-30°，经旋转矩阵变换后，如下式：
[0068]卫星前摆30°太阳光边界曲线方程等价于步骤S4中太阳光边界方程（1)、（2)绕Y轴 旋转-30°，太阳光相对卫星本体坐标系的影响区域在地气光覆盖范围内，不需分析。
[0069]卫星后摆30°地气光边界曲线方程等价于步骤S4中地气光边界方程(3)绕Y轴旋转 30°，经旋转矩阵变换后，如下式：
[0071]卫星后摆30°太阳光边界曲线方程等价于步骤S4中太阳光边界方程（1)、（2)绕Y轴 旋转-30°，太阳光相对卫星本体坐标系的影响区域在地气光覆盖范围内，不需分析。
[0072] 根据步骤S4和S5上述部分对太阳光、地气光在各种工况下的边界方程的提取及 变换，可得出在各种工况下卫星本体坐标系不受太阳光、地气光干扰的区域，边界曲线在卫 星本体YZ平面投影如图6,可知不受干扰光影响区域共两部分，夹角范围分别为57.8°和 26°。本实施例设置星敏感器视场角为15°，因此，57.8°范围区域满足双星敏安装条件，26° 范围区域不满足星敏感器安装最小条件。边界曲线在XZ平面投影如图7,可知不受干扰区域 由卫星右侧摆地气光边界曲线（6)、卫星左侧摆太阳光边界曲线（5)、卫星后侧摆地气光边 界曲线(9)和卫星前侧摆地气光边界曲线(8)构成。
[0073] S6.根据方程fY_ + jr + f = 1与步骤S4、S5确定的边界方程，分析杂散光边界夹角 I = sin (〇 关系，确定双视场星敏感器安装条件下为避免杂散光影响星敏感器安装指向范围数学方 程，其中《为双视场星敏感器单视场指向偏离YZ平面角度。
[0074] 具体地，本实施例三视场星敏感器中两个星敏感器相互垂直，首先确定互相垂直 的双视场星敏感器安装指向，然后确定第三星敏感器工作工况及安装指向。为使双视场星 敏感器在卫星各种工况下可同时正常工作，双视场星敏感器单视场指向偏离YZ平面与球 面交线方程为： 「X_ + .V_ + 二 1 /? t A \
[0075] (10) I x - sin co
[0076]联立方程（10)与卫星前侧摆地气光边界曲线方程(8)、左侧摆地气光边界曲线方 程(6)可求解绕Z轴不同偏转角度平面与地气光边界曲线交角；同时，联立方程（10)与卫星 右侧摆太阳光边界曲线方程(5)可求解绕Z轴不同偏转角度平面与太阳光边界曲线交角，如 图8。随着星敏感器指向绕Z轴偏离卫星本体坐标系YZ平面角度的增大，太阳光边界曲线与 地气光边界曲线夹角逐渐减小。因此，星敏感器安装指向与YZ平面夹角n为45°，45°星敏安 装线与Z轴夹角范围sinS~sine为： Sin(-41.01°)~sin(2.696°)，如图9。45°双星敏安装 指向范围曲线方程分别为： r 十，+ z-二 1
[0077] ， x = -0.656 < z < 0.0475>' > 0 ( 11) xx-^-y2 -1
[0078] 1 .t = -V2/2 -0.656 < .- < 0,047, j > 0 ( \2)
[0079] S7.确定双视场星敏感器最大太阳光遮蔽角、地气光遮蔽角关系，确定为避免杂散 光影响双视场星敏感器指向范围。
[0080] 具体地，根据双视场星敏感器安装平面与XY平面夹角炉与进动角co关系方程： X2 + V2 + Z2 = 1
[0081 ] 、 x = sin (〇 ( 13 ) z=y tan (p
[0082] 计算可得双视场星敏感器安装面与Z轴夹角范围为-65°~3°，其中P为星敏安装线 与YZ平面夹角，本实施例供为45°，co为双视场星敏感器安装面与XY平面夹角。
[0083] 最大太阳遮蔽角可由双星敏安装平面与XY平面夹角，太阳光极值点投影线与X轴 夹角Q求得，太阳最大遮蔽角！_max=T/2与太阳光最大遮蔽角计算类似，地气光 最大遮蔽角也由上述关系解算得出，当极值点Z坐标小于0时，地气光最大遮蔽角 ￡_max = -%/2十#+穸;当极值点z坐标大于0时，地气光最大遮蔽角 max =;??/2 - <9 +沪〇根据上述计算，遮光罩最大太阳遮蔽角与最大地气光遮蔽角的关系 如图10。
[0084] 由于太阳光强远高于地气光，太阳遮蔽角需大于地气光遮蔽角，因此双星敏安装 指向平面与XY平面夹角应大于-32°，同时，本实施例星敏视场角为15°，设计地气光遮蔽角 不小于10°，由图10可知，双星敏安装指向平面与XY平面夹角应小于-11°。因此，双星敏安装 指向平面与XY平面最优夹角识在-32°~-11°之间。
[0085] S8:确定在各种工况双视场星敏感器正常工作条件下，第三视场星敏感器可工作 工况及安装指向数学方程。
[0086]具体地，本实施例第三星敏感器安装指向在卫星本体坐标系-Y-Z平面内，如图11。 由步骤S5可知，各种工况下不受干扰光影响区域共两部分，在-Y-Z平面内的部分为26°，由 于本实施例星敏感器视场角为15°，该部分在各种工况下不受杂光影响条件下无法安装星 敏感器。因此，该部分所安装星敏感器只能在部分工况下使用。
[0087]正常工况条件下杂光对卫星本体坐标系的影响区域介于卫星左侧摆和右侧摆工 况之间，其中在左侧摆工况条件下，星敏指向会受到卫星前后摆工况条件下杂光影响。为使 第三星敏使用效率最大化，第三星敏安装指向应在卫星右侧摆及正常工况条件下可正常使 用，由图11可知，在该条件下第三星敏安装指向边界曲线为卫星正常工况太阳光右侧曲线、 卫星右侧摆地气光边界曲线。该区域太阳光边界在-Y-Z平面与Y轴夹角 〇3为117°，地气光边 界在-Y-Z平面与Y轴夹角~为173°，因此该区域在-Y-Z平面与Y轴夹角范围〇为117°~173°。 [0088]第三星敏安装指向曲线方程如下： x2 + V2 +22 =1
[0089] < x = 0 (14) -0.891 <z <-0,122, r<0
[0090] S9.确定第三视场星敏感器遮光罩最大太阳光遮蔽角与地气光遮蔽角关系，根据 遮光罩设计原则判断安装区间是否满足设计要求;若满足设计要求，设计结束;若不满足 设计要求，执行步骤S5，重新设置卫星机动状态下最大侧摆角、俯仰角。
[0091] 具体地，双视场星敏感器遮光罩最大太阳光、地气光遮蔽角可由步骤S7得出，在卫 星右侧摆工况下，第三星敏太阳光最大遮蔽角3_111&1 = 〇-(^;第三星敏地气光最大遮蔽角E_ max = 0e-0。具体星敏感器安装平面指向需与星敏感器遮光罩设计要求相结合。若满足遮光 罩尺寸及遮光性能设计要求，设计结束;若不满足遮光罩尺寸及遮光性能设计要求，执行步 骤S5，适当减小卫星机动状态下最大侧摆角、俯仰角。
[0092] S10:随卫星侧摆角增大，卫星各种工况条件下不受杂散光影响区域逐渐减小，当 该区域不满足双星敏安装条件时，双星敏不能在各种工况条件下不受杂散光影响而进行正 常工作。为保证在不同工况条件下至少有两个星敏可正常工作，需对星敏指向进行优化。 [0093] 卫星正常工况受杂散光影响区域处于卫星左侧摆及右侧摆之间，当不满足任何工 况双星敏可同时工作条件时，为使星敏使用效率最大化，需保证：1在卫星左侧摆及正常工 况情况下有两个星敏可正常工作，n在卫星右侧摆及正常工况情况下有两个星敏可正常工 作，m在卫星左侧摆及右侧摆工况情况下有两个星敏可正常工作。
[0094]在卫星左侧摆及正常工况下，星敏可安装指向区域包含:①卫星左侧摆地气光边 界曲线到卫星正常工况太阳光左侧边界曲线之间，②卫星正常工况地气光边界曲线到卫星 左侧摆太阳光边界曲线之间。
[0095] 在卫星右侧摆及正常工况下，星敏可安装指向区域包含:③卫星正常工况地气光 边界曲线到卫星右侧摆太阳光边界曲线之间，④卫星正常工况太阳光右侧边界曲线到卫星 右侧摆地气光边界曲线之间。
[0096] 在卫星左侧摆及右侧摆工况下，星敏可安装指向区域包含:⑤卫星正常工况太阳 光两边界曲线之间。
[0097]以上三种星敏指向在卫星本体坐标系YZ平面内安装其遮光罩最大太阳光遮蔽角、 最大地气光遮蔽角设计可达到最优。为使双星敏垂直安装，同时避免卫星前后摆动地气光 对星敏的影响，其最优安装区域为①和④，第三星敏指向区域⑤。但随侧摆角的不断增大， 各区域安装区域逐渐减小，当区域④不能满足星敏安装时，双星敏最优指向区域为①和③， 第三星敏指向区域⑤。
[0098]图12为太阳同步轨道高度535km、10 :30轨道卫星在左右摆动及前后摆动均为45° 情况下，卫星本体坐标系受杂散光影响示意图。在卫星左侧摆及正常工况下，星敏安装指向 区域包含在YZ平面内区域①及区域②;在卫星右侧摆及正常工况下，星敏安装指向区域包 含在YZ平面内区域③及区域④;在卫星左侧摆及右侧摆工况下，星敏安装指向区域包含在 YZ平面内区域⑤。为使双星敏垂直安装，同时避免卫星前后摆动地气光对星敏的影响，其最 优安装区域为①和④，第三星敏指向区域⑤。同时随侧摆角的不断增大，各区域安装区域逐 渐减小，当区域④不能满足星敏安装时，双星敏最优指向区域为①和③，第三星敏指向区域 ⑤。
[0099]根据本发明实施例的太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装指向设计方法，可以 有效解决太阳同步轨道航天器所安装三视场星敏感器为避免杂散光(太阳光、地气光)影响 安装指向问题，同时为不同安装指向条件下三视场星敏感器遮光罩最大太阳光、地气光遮 蔽角设计提供理论依据。为星敏感器避免杂散光影响进行安装指向及设计提供了一种有实 际应用价值的设计方案。
[0100] 另外，本发明实施例的太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装指向设计方法的其 它构成以及作用对于本领域的技术人员而言都是已知的，为了减少冗余，不做赘述。
[0101] 在本说明书的描述中，参考术语"一个实施例"、"一些实施例"、"示例"、"具体示 例"、或"一些示例"等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特 点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不 一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何 的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
[0102] 尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解:在不 脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本 发明的范围由权利要求及其等同限定。
【主权项】
1. 一种太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装指向设计方法，其特征在于，包括以下 步骤： S1:设置太阳同步轨道参数、卫星参数、STK软件中HPOP阻力模型参数； S2:在STK软件中进行HPOP仿真，确定卫星在轨运行期间太阳光与卫星本体坐标系三轴 矢量夹角，其中，对于卫星本体坐标系，Z轴指向地心，X轴为卫星前进方向，Y轴由右手定则 确定，α为太阳光与X轴夹角，β为太阳光与Y轴夹角，γ为太阳光与Z轴夹角； S3:根据地球半径、大气层高度计算确定地气光与卫星本体边界夹角； S4:根据所述卫星在轨运行期间太阳光与卫星本体坐标系三轴矢量夹角，确定所述卫 星在无机动状态下，太阳光相对卫星本体坐标系边界数学方程;根据所述地气光与卫星本 体边界夹角确定所述卫星在无机动状态下，地气光相对卫星本体坐标系边界数学方程； S5:设置卫星机动状态下最大侧摆角和俯仰角，根据坐标系旋转矩阵确定所述卫星在 不同机动状态下太阳光、地气光相对卫星本体坐标系边界曲线数学方程，以及各种工况条 件下卫星本体坐标系不受杂光影响区域； S6:判断各种工况条件下不受杂光影响区域能否满足双星敏安装，如可以，根据方程、所述卫星在各种工况状态下，太阳光相对卫星本体坐标系边界数学方程、 地气光相对卫星本体坐标系边界数学方程，分析杂散光边界夹角关系，确定互相垂直双视 场星敏感器安装条件下为避免杂散光影响星敏感器安装指向范围数学方程，其中ω为双视 场星敏感器单视场指向偏离ΥΖ平面角度； S7:根据双视场星敏感器安装平面与卫星本体坐标系ΧΥ平面夹角於与进动角ω关系方，确定双视场星敏感器安装平面与卫星本体坐标系ΧΥ平面夹角Ρ范围及 其与进动角ω关系； 根据关系式沒_max = ;?72-6>-铲计算太阳光最大遮蔽角；根据关系式 max = -兀/2+(9+炉,极值点2〈〇和￡_:11腿=龙/2:-沒+供，极值点2>〇计算地气光最大遮 蔽角； 其中，S_max为太阳光最大遮蔽角，E_max为地气光最大遮蔽角，梦为双视场星敏感器安 装平面与卫星本体坐标系XY平面夹角，Θ为极值点所在指向Z平面投影线与Z轴夹角，同时， 极值点为星敏感器不同指向太阳光/地气光边界曲线在其轴线上最高投影点； S8:确定在各种工况互相垂直双视场星敏感器正常工作条件下，第三视场星敏感器可 工作工况及安装指向数学方程； S9:确定第三视场星敏感器遮光罩最大太阳光遮蔽角与地气光遮蔽角关系，根据遮光 罩设计原则判断安装区间是否满足设计要求;若满足设计要求，设计结束;若不满足设计要 求，如可进行工况调整，执行步骤S5，重新设置卫星机动状态下最大侧摆角、俯仰角；如不可 进行工况调整，执行步骤S10;以及 S10 .随卫星侧摆角增大双星敏不能在各种工况条件下不受杂散光影响而进行正常工 作时，I在卫星左侧摆及正常工况情况下有两个星敏可正常工作，Π 在卫星右侧摆及正常工 况情况下有两个星敏可正常工作，m在卫星左侧摆及右侧摆工况情况下有两个星敏可正常 工作。2. 根据权利要求1所述的太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装指向设计方法，其特 征在于，在步骤si中，所述太阳同步轨道参数包括高度h、降交点地方时τ、在轨运行周期t; 所述卫星参数包括卫星质量Μ、卫星体积V; 所述STK软件中ΗΡΟΡ阻力模型参数包括大气阻力Cd、太阳光压Cr、卫星面质比A/Μ和地磁 力KP，其中，所述卫星面质比A/Μ为1/4卫星表面积S与质量Μ的比值。3. 根据权利要求2所述的太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装指向设计方法，其特 征在于，步骤S3进一步包括： 设置地球半径Re，大气层高度d，根据γ atm=asin((Re+d)/h)，计算确定地气光与卫星本 体边界夹角γ atm。4. 根据权利要求3所述的太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装指向设计方法，其特 征在于，在步骤S5中，所述卫星的机动状态包括左侧摆、右侧摆、前仰和后仰。5. 根据权利要求4所述的太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装指向设计方法，其特 征在于，步骤S6进一步包括： 所述三视场星敏感器中前两星敏感器指向相互垂直，然后确定第三星敏感器可工作工 况及安装指向方程，其中，所述双视场星敏感器单视场指向偏离YZ平面ω与球面交线方程 为：所述双视场星敏感器单视场指向偏离ΥΖ平面ω与球面交线方程与卫星左侧摆及前侧 摆地气光边界曲线方程求解绕Ζ轴不同偏转角度平面与地气光边界曲线交角ε; 所述双视场星敏感器单视场指向偏离ΥΖ平面ω与球面交线方程与卫星右侧摆太阳光 边界曲线方程求解绕Ζ轴不同偏转角度平面与地气光边界曲线交角δ; 星敏感器安装指向与ΥΖ平面成η角，η角星敏安装线与Ζ轴夹角范围为：??ηδ~sine，其 中，ε为星敏感器安装线与相应地气光边界曲线交点与卫星本体坐标系原点的连线与Z轴的 夹角，S为星敏感器安装线与相应太阳光边界曲线交点与卫星本体坐标系原点的连线与Ζ轴 的夹角，双星敏安装指向范围方程分别为：6. 根据权利要求5所述的太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装指向设计方法，其特 征在于，步骤S8进一步包括： 所述第三星敏感器安装指向范围在卫星本体坐标系-Υ-Ζ平面内； 判断第三星敏可工作工况，以及为使第三星敏使用效率最大化其可工作工况范围，计 算该范围太阳光边界在-γ-ζ平面与Y轴夹角〇s，地气光边界在-γ-ζ平面与Y轴夹角~，第三星 敏安装指向曲线方程如下：7. 根据权利要求6所述的太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装指向设计方法，其特 征在于，步骤S9进一步包括： 第三星敏太阳光最大遮蔽角S_max = 〇-〇s;第三星敏地气光最大遮蔽角E_max = 〇e-〇。8. 根据权利要求7所述的太阳同步轨道卫星三视场星敏感器安装指向设计方法，其特 征在于，步骤S10进一步包括： 在卫星左侧摆及正常工况下，星敏可安装指向区域包含:①卫星左侧摆地气光边界曲 线到卫星正常工况太阳光左侧边界曲线之间，②卫星正常工况地气光边界曲线到卫星左侧 摆太阳光边界曲线之间。 在卫星右侧摆及正常工况下，星敏可安装指向区域包含：③卫星正常工况地气光边界 曲线到卫星右侧摆太阳光边界曲线之间，④卫星正常工况太阳光右侧边界曲线到卫星右侧 摆地气光边界曲线之间； 在卫星左侧摆及右侧摆工况下，星敏可安装指向区域包含：⑤卫星正常工况太阳光两 边界曲线之间； 双星敏垂直安装最优区域为①和④，第三星敏指向区域⑤；当区域④不能满足星敏安 装时，双星敏最优指向区域为①和③，第三星敏指向区域⑤。
【文档编号】G01C21/24GK105928524SQ201610250586
【公开日】2016年9月7日
【申请日】2016年4月21日
【发明人】邢飞, 王赓, 尤政
【申请人】清华大学