一种空间飞行器对地面站高精度指向控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及空间飞行器技术领域，尤其涉及一种空间飞行器对地面站高精度指向 控制方法。
【背景技术】
[0002] 空间飞行器采用特定的飞行姿态，使空间飞行器上的有效载荷精确探测感兴趣的 地区或目标，实现目标信息提取的飞行任务。例如，为了将空间飞行器上的科学数据下传给 地面数传站，空间飞行器通常采用对地心指向的姿态模式；另外，地球同步通信卫星也经常 采用对地心指向的姿态模式。为了对太阳等恒星目标进行观测，空间飞行器一般会采用惯 性或准惯性指向的姿态模式。为了对绕地球运动的另一目标进行观测时，空间飞行器将采 用对目标跟踪指向的姿态模式。为了对地面站进行凝视观测时，空间飞行器将采用对地面 站指向的姿态模式。
[0003] 在对地面站指向的姿态模式研宄中，如何提高空间飞行器姿控系统对地面站指向 的可靠度，确保高精度对地面站姿态指向模式的可靠而有效地实现，是目前亟需解决的技 术问题。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的在于，提供一种空间飞行器对地面站高精度指向控制方法，以提高 空间飞行器姿控系统对地面站指向的可靠度，确保高精度对地面站姿态指向模式的可靠而 有效地实现。
[0005] 为实现上述目的，本发明提供了一种空间飞行器对地面站高精度指向控制方法， 其特征在于，包括如下步骤：（1)通过地固系、J2000坐标系的转换，获取J2000坐标系下地 面站的位置直角坐标；（2)获取J2000坐标系下空间飞行器的位置直角坐标；（3)根据所述 地面站的位置直角坐标以及空间飞行器的位置直角坐标，获取地面站相对于空间飞行器的 相对位置矢量；（4)以所述相对位置矢量作为空间飞行器姿态控制指向导引约束。
[0006] 本发明的优点在于：基于地固系、J2000坐标系的转换关系，给出了空间飞行器的 J2000坐标系下站星相对矢量构建的过程，并提出了对地面站指向的两种可行实现方案。以 两种指向实现方案互为备份，大大提高空间飞行器姿控系统对地面站指向的可靠度，有利 于对地面站姿态指向模式的有效实现。
【附图说明】
[0007] 图1，本发明所述的空间飞行器对地面站高精度指向控制方法的流程示意图；
[0008] 图2,岁差因素引起的空间飞行器位置变化仿真结果；
[0009] 图3,章动引起的空间飞行器位置变化仿真结果；
[0010] 图4,地球自转和极移对空间飞行器位置的影响仿真结果；
[0011] 图5,地固系下地面站坐标误差引起的J2000坐标系下地面站位置变化仿真结果；
[0012] 图6,可供地面站J2000坐标数据上注的时段示意图。
【具体实施方式】
[0013] 下面结合附图对本发明提供的空间飞行器对地面站高精度指向控制方法做详细 说明。
[0014] 本发明在对地面站指向的姿态模式进行研宄时发现，指向引导律设计关键在于给 出在J2000坐标系里，空间飞行器和地面站的相对位置矢量。而地面站的位置矢量通常是 以地固系坐标形式给出的，这就涉及到地固系与J2000坐标系之间的转换。
[0015] 参考图1，本发明所述的空间飞行器对地面站高精度指向控制方法的流程示意图， 包括如下步骤：S11 :通过地固系、J2000坐标系的转换，获取J2000坐标系下地面站的位置 直角坐标；S12 :获取J2000坐标系下空间飞行器的位置直角坐标；S13 :根据所述地面站的 位置直角坐标以及空间飞行器的位置直角坐标，获取地面站相对于空间飞行器的相对位置 矢量；S14 :以所述相对位置矢量作为空间飞行器姿态控制指向导引约束。
[0016] Sll :通过地固系、J2000坐标系的转换，获取J2000坐标系下地面站的位置直角坐 标。
[0017] 通过预先获取的在地固系里地面站的直角坐标（X，y，z)，根据地固系、J2000坐标 系的转换关系，即可获取J2000坐标系下地面站的位置直角坐标（X，Y，Z)。
[0018] 地面站坐标通常由经度λ、炜度Φ、高程h来描述。而不同坐标系之间转换时通 常采用直角坐标形式来进行的。在地固系里（即WGS84坐标系），地面站的直角坐标（x，y， z)与地面站的经度、炜度、高程（λ，?，h)之间的关系如下：
【主权项】
1. 一种空间飞行器对地面站高精度指向控制方法，其特征在于，包括如下步骤： (1) 通过地固系、J2000坐标系的转换，获取J2000坐标系下地面站的位置直角坐标； (2) 获取J2000坐标系下空间飞行器的位置直角坐标； (3) 根据所述地面站的位置直角坐标以及空间飞行器的位置直角坐标，获取地面站相 对于空间飞行器的相对位置矢量； (4) 以所述相对位置矢量作为空间飞行器姿态控制指向导引约束。
2. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤⑴进一步包括： (11) 获取在地固系里地面站的直角坐标（x，y，z); (12) 根据地固系、J2000坐标系的转换关系，获取J2000坐标系下地面站的位置直角坐 标（X，Y，Z)，其中，地固系、J2000坐标系的转换关系为：
其中，丨，分别为岁差、章动、地球自转、极移矩阵的转置矩阵，
其中xp,yp分别为极移分量；
，其中\为格林尼治恒星时；
，其中Ay，A0，Ae，为赤经章动、赤炜章动、交角 章动；
，其中zA, 0A, |^为赤道岁差角。
3. 根据权利要求2所述的方法，其特征在于，在地固系里，地面站的直角坐标（x，y，z) 与地面站的经度A、炜度?、高程h之间的关系如下：
S=C(l-f)2, f为参考椭球椭率，a为参考椭球半长轴。
4. 根据权利要求2或3所述的方法，其特征在于，进一步包括：在地面站的直角坐标三 分量中分别加5cm的随机误差。
5. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤（1)进一步包括：空间飞行器的星载 GNSS接收机对预先注入的地面站的直角坐标数据进行地固系、J2000坐标系的转换，获取J2000坐标系下地面站的位置直角坐标。
6. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤（1)进一步包括：地面站处理终端预 先对地面站的直角坐标数据进行地固系、J2000坐标系的转换，并将转换获取的J2000坐标 系下的地面站的位置直角坐标数据预先注入空间飞行器。
7. 根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤（2)进一步包括：J2000坐标系下空 间飞行器的位置直角坐标由空间飞行器的星载GNSS接收机提供，或由空间飞行器的星上 简化预报程序提供。
【专利摘要】本发明提供了一种空间飞行器对地面站高精度指向控制方法，其特征在于，包括如下步骤：(1)通过地固系、J2000坐标系的转换，获取J2000坐标系下地面站的位置直角坐标；(2)获取J2000坐标系下空间飞行器的位置直角坐标；(3)根据所述地面站的位置直角坐标以及空间飞行器的位置直角坐标，获取地面站相对于空间飞行器的相对位置矢量；(4)以所述相对位置矢量作为空间飞行器姿态控制指向导引约束。本发明大大提高空间飞行器姿控系统对地面站指向的可靠度，有利于对地面站姿态指向模式的有效实现。
【IPC分类】G05D1-08
【公开号】CN104777843
【申请号】CN201510158148
【发明人】蒋虎, 邓雷, 胡海鹰
【申请人】上海微小卫星工程中心
【公开日】2015年7月15日
【申请日】2015年4月3日