本发明涉及一种卫星总体技术领域，具体地，涉及一种大角度机动高分辨率微波遥感卫星总体控制方法。
背景技术：
微波遥感卫星是一种主动式的对地观测系统，是通过安装在卫星平台上的雷达不断地发射脉冲信号，接收它们在地面的回波信号，经多普勒频移后合成雷达图像。微波遥感卫星不受天气、地理和时间等因素的限制，可全天时、全天候对地实施观测，并且能透过植被发现隐蔽的地下目标，提供丰富的陆地及海洋地理信息和军事情报，高分辨率微波遥感卫星可在能见度极差的气象条件下得到类似光学照相的高分辨率雷达图像。这使得微波遥感卫星在军事侦察方面具有独特的应用效果，与传统的光学遥感卫星相比，优势明显。
微波遥感卫星对于目标识别、确认和描述能力主要取决于图像的分辨率。根据国外公开资料报道，当分辨率达到1m时，发现和识别目标的概率为94％，确认目标的概率是72％，描述目标的概率为27.7％；当分辨率达到0.5m时，发现和识别目标的概率为100％，确认目标的概率是72％，描述目标的概率为44％；当分辨率达到0.3m时，能确认绝大部分目标，能描述中型目标；而当分辨率达到0.1m时能确认所有的目标，几乎能描述所有的目标。因此，研究高分辨率微波遥感卫星，对于建设我国高分辨率对地观测系统，充分发挥微波遥感卫星在国防建设、国民经济建设、防灾救灾等方面的应用能力具有重要意义。
研制高分辨率微波遥感卫星，从系统设计上，需要重点研究和解决如下技术难点：
1、为实现高分辨率微波遥感卫星对地观测目标重访能力，需要解决卫星姿态大角度快速机动技术难点，通过卫星的左右侧视机动，大幅提高目标观测重访能力和快速响应能力；
2、解决卫星姿态大角度机动带来的星敏感器视场遮挡问题，提出适用于卫星左右侧视姿态下的星敏感器布局方案；
3、高分辨率微波遥感卫星对测定轨精度提出了很高的要求，需要解决卫星姿态大角度机动对卫星测定轨精度的影响问题，提出一种适合双侧视工作遥感卫星导航天线布局的方法；
4、高分辨率微波遥感卫星对成像时间精度提出了很高的要求，星上需要建立统一的准确时间基准，解决高精度校时技术难题；
5、针对高分辨率微波遥感卫星的在轨长寿命工作要求，对星上供电安全性提出了更高的要求，需要研究星上供电安全控制方法；
6、为实现高分辨率，卫星需要大功率供电能力，需要解决大电流引起的磁矩干扰问题；
7、高分辨成像对卫星的波束指向精度提出较高要求，整星需要研究并设置精度测量基准，解决各敏感器高精度安装问题；
8、高分辨率微波遥感卫星存在多个载荷系统，同时对卫星任务执行效率及用户操控性能要求高，因此需要解决多系统系统综合控制问题，提高卫星使用效能；
9、高分辨率微波遥感卫星有效载荷带宽宽、频率高，分系统之间容易出现射频干扰，需要解决电磁兼容问题；
10、为降低卫星操作风险，缩短研制周期，需要解决整星真空热试验时无线大功率发射问题。
技术实现要素：
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种大角度机动高分辨率微波遥感卫星总体控制方法，其实现了高分辨率微波遥感卫星对地观测目标重访能力，解决了卫星姿态大角度快速机动技术难点，通过卫星的左右侧视机动，大幅提高目标观测重访能力和快速响应能力；解决了卫星姿态大角度机动带来的星敏感器视场遮挡问题，提出了适用于卫星左右侧视姿态下的星敏感器布局方案；解决了卫星姿态大角度机动对卫星测定轨精度的影响问题，提出一种适合双侧视工作遥感卫星导航天线布局的方法；解决高精度校时技术难题；实现了高分辨率，卫星大功率供电能力，解决大电流引起的磁矩干扰问题；研究除了星上供电安全控制方法；满足高分辨成像对卫星的波束指向精度提出较高要求，解决各敏感器高精度安装问题；解决多系统系统综合控制问题，提高卫星使用效能；解决电磁兼容问题和整星真空热试验时无线大功率发射问题。
根据本发明的一个方面，提供一种大角度机动高分辨率微波遥感卫星总体控制方法，其特征在于，其包括以下步骤：
步骤一，系统识别大角度机动高分辨率微波遥感卫星较其他已有卫星在技术水平上的差异，确定要重点解决的问题；
步骤二，根据大角度机动的具体要求，确定绕卫星的滚动轴进行机动的方案；
步骤三，针对大角度机动带来的固连于星上的敏感器件探测范围随卫星机动而变化的特点，发明一种基于空间数字球法的敏感器视场分析方法，将每一个侧视工作时卫星与太阳光的几何关系利用空间球几何切割的方式剔除，形成一个星敏感器可用视场，再将每个机动状态下的可用视场组合，其交集就是可用于多种姿态下的星敏感器可用视场，在这个方位内再确定星敏感器在星上的布局；
步骤四，作为高分辨率遥感卫星提高测定轨精度的导航天线，在卫星大角度机动的情况下，需要发明一种适合双侧视工作遥感卫星导航天线布局的方法，针对卫星双侧视工作的停留时间，选择长时间停留的右侧视工作为主要姿态，将原本应该布置在左右侧视卫星工作姿态中间状态的导航天线向右侧视方向偏置一定角度，使右侧视状态下测量性能更优，临时停留的左侧视状态下也能兼顾，来满足在不同飞行姿态下的测定轨精度；
步骤五，卫星在大角度机动过程中，太阳电池阵的光照情况会发生变化，从能量平衡的角度，需要发明一种星上能源自主安全性设计方法，对太阳阵的光照情况设计一个保护下限，当卫星处于光照期且光照角小于该门限时，判断卫星姿态异常，星上采取关闭所有需要大量消耗能源的任务、加热器，尽最大可能节省能源消耗，为地面发现后采取应急处理留足响应时间；
步骤六，大角度机动需要星上各分系统有机配合协同工作，需要发明一种高效的遥感卫星多系统任务协同综合控制方法，根据用户提出的任务，星上计算好需要有哪几个分系统参与工作，根据任务的方式、时间，自主计算出各分系统协同工作的内部衔接时序，按照生成的任务链有序执行，将原本需要用户在前台一步步的繁琐操作，转化为后台星上计算机自主计算和控制；
步骤七，高分辨成像卫星对时间的精度要求较高，需要对星上各个使用时间的设备建立一个统一的准确的基准，发明一种基于全球定位系统秒脉冲校时的高精度校时方法，将星上所有时间用户直接接收gps单机每秒输出的脉冲信号，实现时间高度统一；
步骤八，高分辨率遥感卫星对电能的需求量大，大电流经星体会产生较大的电磁场，不仅通过设计尽可能的减少磁距，而且还要发明一种基于大电流的雷达卫星剩磁距测试方法，在星上大电流传递到载荷天线进行无线发射的前端断开，利用负载吸收装置将电流回收，保持流经星上电缆内部的电流真实的同时，避免了无线发射给测试人员造成的身体伤害；
步骤九，高分辨成像对卫星的波束指向精度提出较高要求，研制中要精确获得敏感器的安装情况，还要通过测量基准的选择，提高数据精度，发明一种精度测量基准设计方法，将卫星测量的主基准镜设计在载荷天线的结构本体上，获取所有的精度测量数据都是在主基准镜坐标系下的数据；同时，载荷在进行电性能测试时，也将电波束的指向与主基准镜建立直接的关系，将电轴与棱镜的光轴建立直接关联，减少传递环节，提高波束指向精度；
步骤十，高分辨率遥感卫星的带宽较宽、频率高，与星上的数传、中继分系统容易出现射频干扰，需要对宽带同频段多载荷的卫星电磁兼容性进行设计，首先将数传天线利用展开机构将天线伸出星体，利用空间衰减的方法减少数传在载荷天线处的信号强度，其次在载荷的接收通道内增加滤波器，对数传频段的信号进行抑制，最后将中继天线安装在星体上远离载荷天线的一端，控制中继天线的指向背向载荷天线，减少二者之间的影响；
步骤十一，高分辨率卫星的设备量大，真空热试验时无线改有线状态不仅存在较大的操作风险，而且需要占用较长的研制时间，需要发明一种无线大功率发射整星真空热试验的方法来避免上述问题；采用一种能够吸收微波的装置，不仅能解决微波外泄的问题，还能使卫星周围的外热流更真实，满足试验的目的。
优选地，所述步骤一中确定要重点解决的问题包括整星需要解决姿态机动、星敏感器头部布局与安装、导航天线安装与布局方法、高精度校时、星上能源安全设计方法、磁矩测试及补偿、精度测量基准设计、多系统任务协同综合控制方法、同频段多载荷电磁兼容设计、无线大功率发射整星真空热试验、大角度机动微波卫星构成。
优选地，所述步骤二根据大角度机动的具体要求，确定绕卫星的滚动轴进行机动的方案，姿态机动由反作用飞轮提供力矩。
优选地，所述步骤四中配置两副导航天线，通过布局优化设计，在卫星大角度机动的情况下，能够满足在左侧视和右侧视飞行姿态下的测定轨精度。
优选地，所述步骤五中卫星在大角度机动过程中，太阳电池阵的光照情况变化剧烈，为防止蓄电池组过充电和过放电，通过电源下位机和星务计算机，对蓄电池组实施过压、欠压、过流保护措施，确保能源供应安全。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：本发明实现了高分辨率微波遥感卫星对地观测目标重访能力，解决了卫星姿态大角度快速机动技术难点，通过卫星的左右侧视机动，大幅提高目标观测重访能力和快速响应能力；解决了卫星姿态大角度机动带来的星敏感器视场遮挡问题，提出了适用于卫星左右侧视姿态下的星敏感器布局方案；解决了卫星姿态大角度机动对卫星测定轨精度的影响问题，提出一种适合双侧视工作遥感卫星导航天线布局的方法；解决高精度校时技术难题；实现了高分辨率，卫星大功率供电能力，解决大电流引起的磁矩干扰问题；研究除了星上供电安全控制方法；满足高分辨成像对卫星的波束指向精度提出较高要求，解决各敏感器高精度安装问题；解决多系统系统综合控制问题，提高卫星使用效能；解决电磁兼容问题和整星真空热试验时无线大功率发射问题。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明大角度机动高分辨率微波遥感卫星总体控制方法的流程图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1所示，本发明大角度机动高分辨率微波遥感卫星总体控制方法包括以下步骤：
步骤一，系统识别大角度机动高分辨率微波遥感卫星较其他已有卫星在技术水平上的差异，确定要重点解决的问题；
步骤二，根据大角度机动的具体要求，确定绕卫星的滚动轴进行机动的方案；
步骤三，针对大角度机动带来的固连于星上的敏感器件探测范围随卫星机动而变化的特点，发明一种基于空间数字球法的敏感器视场分析方法，将每一个侧视工作时卫星与太阳光的几何关系利用空间球几何切割的方式剔除，形成一个星敏感器可用视场，再将每个机动状态下的可用视场组合，其交集就是可用于多种姿态下的星敏感器可用视场，在这个方位内再确定星敏感器在星上的布局；
步骤四，作为高分辨率遥感卫星提高测定轨精度的导航天线，在卫星大角度机动的情况下，需要发明一种适合双侧视工作遥感卫星导航天线布局的方法，针对卫星双侧视工作的停留时间，选择长时间停留的右侧视工作为主要姿态，将原本应该布置在左右侧视卫星工作姿态中间状态的导航天线向右侧视方向偏置一定角度，使右侧视状态下测量性能更优，临时停留的左侧视状态下也能兼顾，来满足在不同飞行姿态下的测定轨精度；
步骤五，卫星在大角度机动过程中，太阳电池阵的光照情况会发生变化，从能量平衡的角度，需要发明一种星上能源自主安全性设计方法，对太阳阵的光照情况设计一个保护下限，当卫星处于光照期且光照角小于该门限时，判断卫星姿态异常，星上采取关闭所有需要大量消耗能源的任务、加热器，尽最大可能节省能源消耗，为地面发现后采取应急处理留足响应时间；
步骤六，大角度机动需要星上各分系统有机配合协同工作，需要发明一种高效的遥感卫星多系统任务协同综合控制方法，根据用户提出的任务，星上计算好需要有哪几个分系统参与工作，根据任务的方式、时间，自主计算出各分系统协同工作的内部衔接时序，按照生成的任务链有序执行，将原本需要用户在前台一步步的繁琐操作，转化为后台星上计算机自主计算和控制；
步骤七，高分辨成像卫星对时间的精度要求较高，需要对星上各个使用时间的设备建立一个统一的准确的基准，发明一种基于全球定位系统秒脉冲校时的高精度校时方法，将星上所有时间用户直接接收gps单机每秒输出的脉冲信号，实现时间高度统一；
步骤八，高分辨率遥感卫星对电能的需求量大，大电流经星体会产生较大的电磁场，不仅通过设计尽可能的减少磁距，而且还要发明一种基于大电流的雷达卫星剩磁距测试方法，在星上大电流传递到载荷天线进行无线发射的前端断开，利用负载吸收装置将电流回收，保持流经星上电缆内部的电流真实的同时，避免了无线发射给测试人员造成的身体伤害；
步骤九，高分辨成像对卫星的波束指向精度提出较高要求，研制中要精确获得敏感器的安装情况，还要通过测量基准的选择，提高数据精度，发明一种精度测量基准设计方法，将卫星测量的主基准镜设计在载荷天线的结构本体上，获取所有的精度测量数据都是在主基准镜坐标系下的数据；同时，载荷在进行电性能测试时，也将电波束的指向与主基准镜建立直接的关系，将电轴与棱镜的光轴建立直接关联，减少传递环节，提高波束指向精度；
步骤十，高分辨率遥感卫星的带宽较宽、频率高，与星上的数传、中继分系统容易出现射频干扰，需要对宽带同频段多载荷的卫星电磁兼容性进行设计，首先将数传天线利用展开机构将天线伸出星体，利用空间衰减的方法减少数传在载荷天线处的信号强度，其次在载荷的接收通道内增加滤波器，对数传频段的信号进行抑制，最后将中继天线安装在星体上远离载荷天线的一端，控制中继天线的指向背向载荷天线，减少二者之间的影响；
步骤十一，高分辨率卫星的设备量大，真空热试验时无线改有线状态不仅存在较大的操作风险，而且需要占用较长的研制时间，需要发明一种无线大功率发射整星真空热试验的方法来避免上述问题；采用一种能够吸收微波的装置，不仅能解决微波外泄的问题，还能使卫星周围的外热流更真实，满足试验的目的。
本实施例的大角度机动高分辨率微波遥感卫星总体控制方法包括以下步骤：
步骤一，根据卫星功能和性能指标要求，梳理与现有卫星技术水平的差异，确定整星需要解决姿态机动、星敏感器安装、导航天线安装、高精度校时、能源供应安全控制、磁矩测试及补偿、精度测量基准设计、多系统任务综合控制、同频段多载荷电磁兼容设计、无线大功率发射整星真空热试验需要解决的技术问题；
步骤二，根据大角度机动的具体要求，确定绕卫星的滚动轴进行机动的方案，姿态机动由反作用飞轮提供力矩；
步骤三，配置四台星敏感器，通过布局优化设计，确保左侧视或者右侧视状态下均有两台星敏感器可以介入姿态控制，确保卫星姿态能够满足高精度控制要求；
步骤四，配置两副导航天线，通过布局优化设计，在卫星大角度机动的情况下，能够满足在左侧视和右侧视飞行姿态下的测定轨精度；
步骤五，卫星在大角度机动过程中，太阳电池阵的光照情况变化剧烈，为防止蓄电池组过充电和过放电，通过电源下位机和星务计算机，对蓄电池组实施过压、欠压、过流保护措施，确保能源供应安全；
步骤六，通过设计综合业务控制方案，对卫星左右侧视及各工作模式下各分系统的工作时序进行优化，确保卫星各分系统高效协同工作；
步骤七，卫星设置四路gps(全球定位系统)秒脉冲校时信号，以导航接收机为时统基准，实现高精度校时，能够满足卫星成像对时间精度要求；
步骤八，针对卫星有效载荷工作时百安培级别的大电流，通过模拟负载等措施，对卫星磁矩进行测试，并根据测试结果提出磁矩补偿方案；
步骤九，通过将卫星精测主基准棱镜设置在有效载荷天线框架上，实现主基准棱镜坐标系与有效载荷天线坐标系的高度一致，消除了主基准棱镜与有效载荷天线之间的安装偏差，确保了有效载荷波束高精度指向的实现；
步骤十，通过优化emc(电磁兼容性)设计，有效抑制了星上射频单机工作时的相互干扰；
步骤十一，通过在真空罐内采用吸波热沉，解决了卫星真空热试验期间无线大功率发射问题。
综上所述，本发明实现了高分辨率微波遥感卫星对地观测目标重访能力，解决了卫星姿态大角度快速机动技术难点，通过卫星的左右侧视机动，大幅提高目标观测重访能力和快速响应能力；解决了卫星姿态大角度机动带来的星敏感器视场遮挡问题，提出了适用于卫星左右侧视姿态下的星敏感器布局方案；解决了卫星姿态大角度机动对卫星测定轨精度的影响问题，提出一种适合双侧视工作遥感卫星导航天线布局的方法；解决高精度校时技术难题；实现了高分辨率，卫星大功率供电能力，解决大电流引起的磁矩干扰问题；研究除了星上供电安全控制方法；满足高分辨成像对卫星的波束指向精度提出较高要求，解决各敏感器高精度安装问题；解决多系统系统综合控制问题，提高卫星使用效能；解决电磁兼容问题和整星真空热试验时无线大功率发射问题。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。