一种基于优化虚拟转动的卫星目标姿态预先确定方法

专利名称：一种基于优化虚拟转动的卫星目标姿态预先确定方法
技术领域：
本发明涉及一种基于虚拟转动的卫星在轨目标姿态计算方法，尤其是虚拟转动路 线具有一定优化设计能力且目标姿态可离线预先确定的方法，可以保证卫星姿态指向所关 心的目标，还保证至少有1个星敏感器可用。
背景技术：
为了在轨执行多种飞行任务，卫星需要建立多种工作姿态模式。法国Pleiades卫 星是一个典型代表，由于采用了固定帆板结构(如图1所示)，该星为了充电需要从轨道阴 影区或成像区的对地定向工作姿态调整到帆板对日充电姿态(帆板轴指向太阳)，并在北/ 南极轨道区间内保持这种充电姿态(如图2所示)。为了长期维持这种充电姿态，需要确 定出卫星的三轴姿态，其中一种可用的选择是保证卫星至少有1个星敏感器可测其三轴姿 态。当卫星充电时，已知星敏感器的安装位置(考虑一定小角度扰动)可以保证其不受太 阳光的影响，但是，卫星从阴影区或成像区的对地定向姿态调整到帆板对日充电姿态时，或 者，在南北极充电区间内，由于卫星相对地球的位置变化，一个不恰当的对日定向目标姿态 却可能使得星敏感器受到地气光的干扰影响，因此，必须巧妙设计帆板对日定向目标姿态， 使得星敏感器在整个充电区间内都能够避免地气光的影响。当前，目标姿态的确定与建立采用如下一种简单方式根据目标指向要求和卫星 机动之前的实际指向，并依据欧拉转动方式设计出欧拉转动方向和转动角，然后通过这一 欧拉转动机动使得卫星指向目标；若转动之后的卫星姿态不能保证星敏感器可用，则绕目 标指向按照固定的方向(顺时针或逆时针)缓慢转动星体姿态，使得星敏感器可用。显然， 这种方式存在如下两个主要缺点1)不能在建立目标姿态之前离线预先设计出这一目标 姿态，而必须得结合实际的欧拉转动和绕目标指向的星体转动来加以实现，这不利于降低 卫星控制的复杂程度和风险。2)绕目标指向的星体转动采用了固定方向，不能保证在任何 情况下选择较短的机动路线。因此，一个较好的目标姿态确定方法需要达到如下两个要求1)可以离线预先确 定出卫星的目标姿态，这使得卫星目标姿态的建立可用一个机动控制来完成，而目标姿态 的维持则用三轴稳定控制来实现，显然，这有助于减少机动控制次数，降低控制成本与风 险；2)机动路线应尽量短，以便节省燃耗，降低控制成本。

发明内容
本发明的技术解决方案是改善传统的简单方式，通过虚拟的欧拉转动和绕目标 指向的优化转动确定出卫星的目标姿态，并克服原方法存在的不能离线预先设计和绕目标 指向的星体转动不具有优化能力这两个主要缺点。本发明的技术解决方案的方法是一种基于优化虚拟转动的目标姿态预先确定方 法，如图3所示，具体步骤详述如下(1)计算星体目标轴相对于轨道系的初始指向与目标指向
记星体上要求指向目标方向的某轴(比如，帆板法线)，以下简称目标轴，在卫星 本体系(以下标“b”描述)中的方位为Vlnitial b ；在卫星开始转动的、时刻，记卫星在虚拟 欧拉转动前星体系相对于轨道系(以下标“O”描述)的姿态矩阵(或者，从轨道系到星体 系的姿态矩阵)为AbJtci)。根据Vlnitial b和总。(、)，得到虚拟欧拉转动之前的目标轴在轨 道系中的初始指向为 其中，Vlnitial。即为虚拟欧拉转动之前目标轴在轨道系中的初始指向。ATb。表示Ab。 的转置矩阵。记目标在惯性系(以下标“i”描述)中的方位为Vtogrt i ；在卫星转动完成的、时 亥IJ，记卫星在虚拟欧拉转动后的惯性系相对于轨道系的姿态矩阵(或者，从轨道系到惯性 系的姿态矩阵)为Ai。(tf)。根据目标轴经过虚拟欧拉转动后必须对准目标的要求，得到目 标轴在轨道系中的(最终)目标指向为 其中，Vlarget o即为虚拟欧拉转动之后目标轴在轨道系中的目标指向；ATi0表示&。 的转置矩阵。(2)计算星体目标轴的虚拟欧拉转动参数目标轴通过一个虚拟欧拉转动从初始指向Vlnitial。转到目标指向Vtogrt。，欧拉转 动的描述参数为欧拉轴和欧拉角，分别记为VEuLCT—。和AngleEulCT。欧拉轴VEulCT—。为由初始指 向VInitial—。和目标指向Vtogrt。共同确定的平面的法线，AngleEulCT表示这两个矢量所成的夹 角，实际上，这样的欧拉转动有两种可能，它们的方向相反，AngleEulCT绝对值之和为360°， 从机动路径更短来说，应选择AngleEulCT绝对值小于180°的欧拉转动。另外，欧拉转动对应一个欧拉转动单位姿态矩阵Aeu1ct。，其与目标轴的初始和目标 指向之间满足如下关系 (3)评估整个对目标定向过程中星敏感器的可见性判断卫星的当前三轴姿态是否能够保证，在整个对目标定向阶段都至少有一个星 敏感器不受太阳光和地气光的干扰影响。在对目标定向区间内选出一定数量的涵盖整个时间区间、密度足够的评估时刻 点，在每个评估时刻(t)上的评估方法如下根据坐标系定义可知地心方位矢量在轨道系中的坐标为VEarth。=
τ，再根 据评估时刻t上已知的惯性系相对于轨道系的单位姿态矩阵Ai()(t)，计算得到目标在轨道 系中的指向信息 记卫星第i个星敏感器的轴线矢量在卫星本体系中的坐标为V⑴―b。在虚拟 欧拉转动之前，其在轨道系中的坐标为 在虚拟欧拉转动之后，其在轨道系中的坐标为
o
此处的V(i)Sms 。实际上对应的是虚拟欧拉转动完成后tf时刻，第i个星敏轴线 在轨道系中的坐标，即V(i，tf)Sensor。。而在各评估时刻t，星敏感器轴线在轨道系中的坐标 为V(U)semoro = Ar(tf — t)0V(ijf)Sensoro= AT (tf O0 ATEuler oV{i)Imtial Semor o其中，AT(tf — t)。为，从tf时刻到t时刻，卫星本体在轨道系中变化的单位姿态矩阵，在此期间卫星对目标惯性定向。下文中的v(i)均指代V(i，t)。则在t时刻，第i个星敏感器光轴矢量与太阳光和地心矢量的夹角分别为Angle (i) Sun to Sensor = arccos (V (i) Sensor。, Vsun o)Angle (i) Earth t0 Sensor = arccos (V (i) Sensor。, VEarth o)记星敏感器对太阳光的抑制角为alpha，对地气光的抑制角为beta，通过判断如 下条件Angle (i) Sun to Sensor > alphaAngle (i) Earth t0 Sensor > beta若有1个条件不符合，则表示星敏感器不可用，否则，表示在该时刻上星敏感器可用。若在当前姿态条件下，在整个对目标定向阶段所有评估时刻点t上都能保证该星 敏感器可用，则判定该星敏感器可用，并进入步骤(5)；否则，判定不可用，并进入步骤(4)。(4)优化设计绕目标指向的虚拟转动参数绕目标指向转动的优化设计目标是一个迭代设计过程首先，根据尽快找到能够 满足星敏感器可见性的卫星姿态的要求，优化确定出卫星绕目标轴线的转动方向，并以一 定步长设置卫星绕目标轴线进行转动的角度值，然后进入步骤(3)评估星敏感器的可见 性。在步骤(3)和⑷间进行迭代，直至满足星敏感器可见性要求为止，并由此确定出绕目 标指向的转动角度，以及姿态矩阵AK。tate，完成绕目标轴线的虚拟转动优化设计。上述迭代过程中，按照是否第1次进入步骤(4)，步骤(4)有如下不同处理内容第一次进入步骤(4)迭代时，设转动角度步长值为gama，确定出绕目标指向的转 动方向(顺时针/逆时针)，方法如下A.分别计算在评估时刻t，卫星绕帆板法线顺时针/逆时针转动gama角度的姿态 矩阵Aciock、^-counter-clockB.选择AngleEarth t。Sms 值最大的星敏感器，分别计算顺时针/逆时针转动完成后 的星敏感器i的轴线矢量在轨道系中的坐标^Sensor _o ^ctock = Acbck^mnr—οVsemor
ο _ counter-clock _ ^counter-clock ^Sensor οC.分别计算顺时针/逆时针转动完成后的该星敏感器的轴线矢量与地心矢量之 间的夹角AngleEarth_to_Sensor_clock 一 arccos (VSensor_Q_clock VEarth_0)Ang 1 Earth_to_Sensor_counter-clock — ^CCOS (Vsensor_o_counter-clock ^Earth_o)
D.将上式计算结果与步骤(3)中计算所得的AngleEarth t。Sens 进行比较，选择数值 增大的那个转动方向，沿该方向转动，星敏感器可见性有改善的趋势，将该方向作为后续计 算中，卫星绕目标指向的转动方向。进行第一次迭代时，设迭代次数η = 1 ；否则，设η = η+1。则卫星绕目标轴线转动 的角度值为 根据A D中所确定的卫星绕目标轴线虚拟转动方向、Angleltotate值以及目标指向 矢量VTawt—。，可求得卫星虚拟转动在轨道系中的单位姿态矩阵AK。tate—。。则该星敏感器的轴 线矢量在进行虚拟转动后，在轨道系中的坐标为 将V⑴Sms。r K。tate。作为V⑴Sms。r—。代入步骤⑶，重新进行星敏感器可见性分析。对步骤(3)、(4)的计算过程进行迭代，在步骤⑷中取n = ri+l，反复计算 AngleEotate的值，在步骤(3)中计算t时刻的Anglesun t。Sens 与Angletoth t。Sens ，并评估星 敏感器可见性，直至星敏感器可见性满足要求为止。此时迭代终止，输出迭代次数η。迭代终止后，根据迭代次数η、转动方向、转动角度步长gama和目标指向参数 。，确定出绕目标指向虚拟转动的单位姿态矩阵AK。tate—。，并进入步骤(5)。(5)确定卫星目标姿态利用虚拟欧拉转动和虚拟绕目标指向转动，卫星建立了对目标定向全程中至少可 保证一个星敏感器可用的目标姿态，即 其中，Altotate。表示绕目标指向转动的单位姿态矩阵在轨道系中的坐标。当步骤(3) 直接进入步骤(5)时，Altotate。为单位矩阵，否则，由步骤⑷确定；矩阵A表示对目标定向 的星体相对于轨道系的姿态矩阵，即，需预先确定的目标姿态。通过姿态矩阵与其它参数之 间的转换，可以进一步给出采用其它姿态参数描述的目标姿态。该参数可用于确定最终的 卫星对目标定向目标姿态，也可用于确定出卫星实际的转动方式。本发明与现有技术相比的有益效果为(1)预先确定出符合三个条件的目标姿态在建立目标姿态之前，可以采用离线处理的方式，预先确定出卫星的目标姿态，并 且保证1)卫星指向目标；2)至少一个星敏感器可测；3)到目标工作姿态的转动路径尽量短。(2)降低了姿态控制复杂程度和成本预先确定方法降低了目标姿态建立与维持控制的复杂程度、成本与风险。


图1为Pleiades卫星的构型图，其+ζ轴定义为相机轴线，-ζ轴方向上安装了 3片 固定帆板，且帆板法线与-ζ轴平行，帆板充电时，-ζ轴指向太阳。图2为Pleiades卫星在轨工作姿态模式，包括了轨道阴影区和成像区内的对地定 向工作姿态模式和轨道南/北极区的对日定向工作姿态模式。图3为本发明方法的流程图。
图4为实施案例中的卫星在轨工作姿态模式及其时间安排。
具体实施例方式实施例帆板对日定向目标姿态的确定考虑一颗在691km轨道高处、降交点地方时为10:30的太阳同步轨道上运行的商 业敏捷卫星，其构型类似于图1所示的法国Pleiades卫星，并以图2所示安排其在轨飞行 任务模式及时间(如图4所示)。该星一个轨道周期上的典型飞行任务如图4所示，分解为 4个不同轨道区间(1)从D点到A点的北极对日定向区间，持续时间约为17分钟。在此区间内卫星 采用对日惯性定向姿态方式运行，D点为卫星在轨出地影点；(2)从A点到B点的对地成像区间，持续时间约为24分钟。在此区间卫星采用一 定的对地定向姿态方式运行。在该区间结束的B点，假设卫星的对地姿态为按照312顺 序，滚动角Roll = -25°、俯仰角为Pitch = -30°。(3)从B点到C点的南极对日定向区间，持续时间约为23分钟。在此区间内卫星 采用对日惯性定向姿态方式运行，C点为卫星在轨进地影点；(4)从C点到D点的地影区间，持续时间约为34分钟。在此区间卫星采用严格对 地定向姿态方式运行。考虑卫星在轨道南/北极区充电之前离线确定出卫星的对日定向目标姿态，并且 要求该姿态可以保证卫星在南/北极对日充电期间至少可有1个星敏感器用来观测三轴姿 态。鉴于短期内的太阳惯性指向变化很小，这里将帆板在轨道南/北极区的对日充电姿态 的稳定控制看成是一个惯性定向姿态控制。假设星敏感器与-ζ轴构成一个锐角安装，且该 角度大到足以保证卫星充电时(小角度扰动)星敏感器不受太阳光的影响，但是，卫星从阴 影区或成像区的对地定向姿态调整到帆板对日充电姿态时，或者，在南北极充电区间内，由 于卫星相对地球的位置变化，一个不恰当的对日定向姿态可能使得星敏感器受到地气光的 干扰影响，因此，有必要设计出合适的帆板对日定向目标姿态，使得星敏感器在整个充电区 间内都能够避免地气光的影响，以此保证至少1个星敏感器可用；另外，还应当引入一定机 动路线优化措施，尽量降低卫星从初始对地姿态到目标姿态的机动路线。假设仿真起始时间为2010年03月22日00 45 55，该起始时间为卫星在轨出地 影点(D点)，卫星在初始时刻的姿态为严格对地定向。太阳方向矢量在惯性系内的坐标为Vsuni=
三个星敏感器的安装角分别为 由此可计算出三个星敏感器轴线矢量在卫星本体系中的坐标分别为 V (2) Sensor b = [-0. 4677 0. 5612 _0· 0992]V (3) Sensor b = [-0. 7986 _0. 7890 _0. 5807]设星敏感器对太阳光的抑制角为alpha = 35°，对地气光的抑制角为beta = 30°。由于地表与地心矢量夹角为68°，因此对星敏感器轴线矢量与地心矢量的夹角必须 大于98°。基于上述仿真条件，利用本发明解决北/南极对日定向目标姿态的预先设计，具 体数学描述如下1)北极对日定向区域卫星在D点处由地影区对地定向姿态转为北极区对日定向姿态。(1)计算虚拟欧拉转动初始指向与目标指向A.计算帆板法线初始指向根据实施案例中类似法国Pleiades敏捷卫星的构型，目标轴即为卫星太阳帆板 法线。帆板法线沿卫星-ζ方向，即安装方位角Azimuth1 = 0°，安装俯仰角Elevation1 =-90°，因此帆板法线矢量在卫星本体系中的坐标为Vlnmalb = VSBb =
τ虚拟欧拉转动前，卫星本体系相对于轨道系的单位姿态矩阵Abo可根据虚拟欧拉 姿态转动之前的卫星对地姿态求得。由于卫星转入北极对日定向充电姿态之前为严格对地 定向姿态，因此在开始进行虚拟欧拉转动的、时刻，Abo值为Abo (t0) = I3x3则帆板法线在轨道系中的初始指向为Vlnitial o = Ab0T (t0) Vlnitial b=
B.计算帆板法线目标指向 根据卫星轨道信息，可求得卫星在虚拟欧拉转动完成的tf时刻，J2000惯性系相对 于轨道系的单位转换矩阵Ai()(tf)，且太阳光方向在惯性系中的矢量坐标Vsm i已知。由于在 一个轨道周期内太阳方位在惯性系中的变化十分缓慢，可认为其保持不变。则帆板法线在 轨道系下目标指向为 (2)计算目标轴的虚拟欧拉转动参数目标轴通过一个虚拟欧拉转动从初始指向Vlnitial。转到目标指向Vtoget。，欧拉转 动的描述参数为欧拉轴和欧拉角，分别记为Veu1ct。和AngleEulCT。并可由此构造出虚拟欧拉 转动的单位姿态矩阵AEulCT—。Amer 0 = cos{AngleEukr) * I3x3 + (1 _ cos(AngleEuler W￡u/er 0Vju/er_0 - sm(AngleEuler)於其中，
求得虚拟欧拉转动的单位姿态矩阵在轨道系中的坐标为 "-0.1491 0.5696 0.8083 “ 0.5696 0.7176 -0.4007 -0.8083 0.4007 -0.4314
(3)评估整个对目标定向过程中星敏感器的可见性
在虚拟欧拉转动完成后，判断卫星的当前三轴姿态是否能够保证，在整个对目标 定向阶段都至少有一个星敏感器不受太阳光和地气光的干扰影响。方法为对每个星敏感 器，在每个评估时刻t上(评估时刻t涵盖整个北极对日定向时间区间，即tG
), 计算如下两个参数星敏感器轴线与太阳光夹角Anglesm t。s以及星敏感器轴线与地心 夹角Angl
Earth_to_Sensor Angle (i)Sun t。Sens。r = arccos (V (i) Sensor o, VSun o)Angle (i) Earth—10—Sensor = arccos (V (i) Sensor—。, VEarth o)再判断在每个评估时刻t上，上述两参数是否大于星敏感器对太阳光抑制角35° 和星敏感器对地气光抑制角30° +68°。在评估可见性的计算过程中，实际并不需要针对整个北极对日定向时间区间进行 评估，而只需要计算该时间段内条件最恶劣，即星敏感器可见性最难满足的时间点即可。只 要该点满足可见性要求，则北极对日定向段其余各点也都能满足要求。对于星敏感器对日 可见性，由于在北极对日定向时间区间内，卫星保持对日姿态不变，因此星敏感器的对日可 见性在此期间保持不变；而对于星敏感器对地可见性，显然卫星越接近地影区，星敏感器越 容易见到地球，即越容易受地气光影响，星敏感器对地可见性越难满足。因此，综合考虑星 敏感器对日对地可见性所受影响，取卫星在轨出地影的D点，即t = 0时刻，为条件最恶劣 的评估时刻。在实际评估过程中，仅取t = 0时刻进行计算即可。经过计算，在t = 0时刻，三个星敏感器轴线与太阳矢量和地心矢量的夹角分别 为 可见，星敏感器3与太阳光和地心矢量的夹角在D点均大于抑制角允许值，星敏感 器3在北极对日定向区域内全程可用，不需要进行第二次虚拟转动，因此跳过步骤(4)，直 接进入步骤(5)。(4)优化设计绕目标指向的虚拟转动参数
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如前所述，由于在北极对日定向区域内的星敏感器可见性要求已经得到满足，因 此不需要再次进行优化设计。(5)确定卫星目标姿态如前所述，在D点，卫星从初始姿态转到对日定向目标姿态，仅通过一次虚拟欧拉 转动即可完成，且星敏感器可见性满足要求。因此其最终目标姿态的单位姿态矩阵在轨道 系中的坐标为
—-0.1491 0.5696 0.8083 “ 0.5696 0.7176 -0.4007 -0.8083 0.4007 -0.4314
此即为卫星在北极对日定向区间的对日定向姿态。 2)南极对日定向区域
卫星在B点处由对地成像区对地定向姿态转为南极区对日定向姿态。 (1)计算虚拟欧拉转动初始指向与目标指向 A.计算帆板法线初始指向 帆板法线矢量在卫星本体系中的坐标为
^ 二 her o
VInitiai b = VSB b =
T
‘Initial_b 一 vSB_b
虚拟欧拉转动前，卫星本体系相对于轨道系的单位姿态矩阵Ab。可根据虚拟欧拉 姿态转动之前的卫星对地姿态求得。由于卫星转入南极对日定向充电姿态之前，按照312 顺序，以滚动角为Roll = _25°、俯仰角为Pitch = -30°，保持对地定向姿态，因此在开始 进行虚拟欧拉转动的、时刻，Ab0值为Rx和Ry分别为绕卫星本体系x轴和y轴进行转动的单位姿态矩阵。则帆板法线 在轨道系中的初始指向为VInitiaLo = AboT(t0)VInitiaLb B.计算帆板法线目标指向根据卫星轨道信息，可求得卫星在虚拟欧拉转动完成的tf时刻，J2000惯性系相对 于轨道系的单位转换矩阵Ai()(tf)，且太阳光方向在惯性系中的矢量坐标Vsm i已知。由于在 一个轨道周期内太阳方位在惯性系中的变化十分缓慢，可认为其保持不变。则帆板法线在 轨道系下目标指向为VTarget0 = VSun_0 = Al {tf )VSm_,=[-0.4779 -0.4007 -0.7817](2)计算目标轴的虚拟欧拉转动参数求得虚拟欧拉转动的单位姿态矩阵在轨道系中的坐标为 (3)评估整个对目标定向过程中星敏感器的可见性
在虚拟欧拉转动完成后，判断卫星的当前三轴姿态是否能够保证，对目标定向阶 段都至少有一个星敏感器不受太阳光和地气光的干扰影响。方法为对每个星敏感器，在每 个评估时刻t上(评估时刻t涵盖整个南极对日定向时间区间，即t G [41min，64min])，计 算如下两个参数星敏感器轴线与太阳光夹角Anglesm—t。—Sms ，以及星敏感器轴线与地心夹 角AngleEarth t。S6ns 。再判断在每个评估时刻t上，上述两参数是否大于星敏感器对太阳光 抑制角35°和星敏感器对地气光抑制角30° +68°。与北极区的评估方式类似，在评估南极区可见性的计算过程中，实际并不需要针 对整个南极对日定向时间区间进行评估，而只需要计算该时间段内条件最恶劣，即星敏感 器可见性最难满足的时间点即可。只要该点满足可见性要求，则北极对日定向段其余各点 也都能满足要求。对于星敏感器对日可见性，由于在南极对日定向时间区间内，卫星保持对 日姿态不变，因此星敏感器的对日可见性在此期间保持不变；而对于星敏感器对地可见性， 显然卫星越接近地影区，星敏感器越容易见到地球，即越容易受地气光影响，星敏感器对地 可见性越难满足。因此，综合考虑星敏感器对日对地可见性所受影响，取卫星在轨进地影的 C点，即t = 64min = 3840s时亥lj，为条件最恶劣的评估时刻。在实际评估过程中，仅取t = 3840s时刻进行计算即可。经过计算，当卫星按照该惯性对日定向姿态从B点运动到C点时，即t = 3840s时 刻，三个星敏感器轴线与太阳光和地心矢量的夹角分别为 可见，三个星敏感器与地心矢量的夹角在C点均小于98°，均受地气光影响而失 效。为此卫星需绕目标指向，也即绕帆板法线进行虚拟转动。进入步骤(4)(4)优化设计绕目标指向的虚拟转动参数此处的目标指向VTa,get。即为太阳帆板法线，也即太阳方向矢量在轨道系中的坐标 VSun o。设卫星绕帆板法线进行转动的角度值gama= 1°。然后，确定卫星绕帆板法线的转 动方向(顺时针/逆时针)。选择AngleEarth—t。—S6ns 值最大的星敏感器(从表中可知为星敏 感器1)，分别计算顺时针/逆时针转动完成后的星敏感器1的轴线矢量与地心矢量之间的 夹角。计算结果为AngleEarth_to_Sensorclock = 91. 1244°AngleEarth—10—Sensor—counter—clock 一 90. 0387将上式计算结果与步骤(3)中计算星敏感器1的AngleEarth t。Sens = 90. 6790°进 行比较，可见，卫星沿顺时针方向转动时，星敏感器1轴线与地心矢量之间夹角增大，星敏感器对地可见性有改善的趋势。因此，选择顺时针方向，将其作为后续计算过程中，卫星绕 目标指向的转动方向。在步骤⑷中进行第一次迭代时，设迭代次数n = 1 ；否则，设n = n+1。则绕目标 轴线转动的角度值为AngleK。tate = n*gama根据所确定的卫星绕目标轴线虚拟转动方向、AngleK。tate值以及目标指向矢量
VTrget。，可求得卫星虚拟转动在轨道系中的单位姿态矩阵
Rotate_
则星敏感器1的轴线矢量
在进行虚拟转动后，在轨道系中的坐标为
VSensor
Rotate o — ^Rotate ^Sensor_o将 V⑴
代入步骤(3)，重新进行星敏感器可见性分析c对步骤(3)、⑷的计算过程进行迭代，在步骤⑷中取n = n+l，反复计算 AngleEotate的值，在步骤(3)中计算t时刻的Angle
Sun_to_Sensor 与 AngleEarth_
.to_Sensor ‘ 并评估星
敏感器可见性，直至星敏感器可见性满足要求为止。此时迭代终止，输出迭代次数n。经过计算，在n = 20时，在评估时刻t = 3840s，星敏感器1的轴线矢量与太阳矢 量和地心矢量的夹角分别为 满足星敏感器可见性要求，迭代终止。卫星绕目标轴线的转动角度为AngleK。tate = n*gama = 20°禾IJ用转动角度AngleK。tate，转动方向顺时针和转动轴线VTmget。，可求得卫星绕目标 指向进行虚拟转动的单位姿态矩阵在轨道系中的坐标
0.9591 0.2456 -0.1405' A
Rotate o
-0.2655 0.9528 -0.1471
0.0978 0.1784 0.9791(5)确定卫星目标姿态如前所述，在B点，卫星从初始姿态转到到对日定向目标姿态，通过一次虚拟欧拉 转动和一次绕目标指向虚拟转动即可完成，且星敏感器可见性满足要求。因此其最终目标 姿态的单位姿态矩阵在轨道系中的坐标为
"0.4804 -0.1284 -0.8676" A = ARotme o*AEt
uler o
0.0917 0.9912 -0.0959
0.8722 -0.0335 0.4879此即为卫星在南极对日定向区间的对日定向姿态。综上所述，卫星采用上述计算方法，可以完成帆板对日定向目标姿态的确定任务。本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。
1权利要求
一种基于优化虚拟转动的卫星目标姿态预先确定方法，其特征在于通过虚拟的欧拉转动和绕目标指向的优化转动确定出卫星的目标姿态，具体步骤如下(1)计算星体目标轴相对于轨道系的初始指向与目标指向；(2)计算星体目标轴的虚拟欧拉转动参数；(3)评估整个对目标定向过程中星敏感器的可见性；若在当前姿态条件下，在整个对目标定向阶段所有评估时刻点t上都能保证该星敏感器可用，则判定该星敏感器可用，并进入步骤(5)；否则，判定不可用，并进入步骤(4)；(4)优化设计绕目标指向的虚拟转动参数；(5)确定卫星目标姿态。
2.如权利要求1所述的一种基于优化虚拟转动的卫星目标姿态预先确定方法，其特征 在于星体目标轴相对于轨道系的初始指向VInitial。为Vinitial—o — Ab0 (to) VInitial—b其中VInitial—b为星体目标轴在卫星本体系中的方位，Abo(t0)为在卫星开始转动的、时 刻卫星在虚拟欧拉转动前星体系相对于轨道系的姿态矩阵，ATb。表示Ab。的转置矩阵；星体 目标轴在轨道系中的(最终)目标指。为^Target ~ 為(Mf W^Targei J其中VTawt—i为目标在惯性系中的方位，Ai0(tf)为在卫星转动完成的tf时刻卫星在虚 拟欧拉转动后的惯性系相对于轨道系的姿态矩阵，ATi0表示ki0的转置矩阵。
3.如权利要求1所述的一种基于优化虚拟转动的卫星目标姿态预先确定方法，其特征 在于目标轴通过一个虚拟欧拉转动从初始指向VInitial。转到目标指向VTawt。，欧拉转动 的描述参数为欧拉轴和欧拉角，分别记为VEulCT—。和AngleEulCT，欧拉轴VEulCT—。为由初始指向 VInitiaLo和目标指向VTa_。共同确定的平面的法线，AngleEulCT表示这两个矢量所成的夹角， 实际上，这样的欧拉转动有两种可能，它们的方向相反，AngleEulCT绝对值之和为360°，从机 动路径更短来说，应选择AngleEulCT绝对值小于180°的欧拉转动，欧拉转动对应一个欧拉 转动单位姿态矩阵AEulCT。，其与目标轴的初始指向和目标指向之间满足如下关系A V = V^Eule^o v Target_ov Initial_o
4.如权利要求1所述的一种基于优化虚拟转动的卫星目标姿态预先确定方法，其特征 在于判断卫星的当前三轴姿态是否能够保证，在整个对目标定向阶段都至少有一个星敏 感器不受太阳光和地气光的干扰影响，在对目标定向区间内选出一定数量的涵盖整个时间 区间、密度足够的评估时刻点，在每个评估时刻(t)上的评估方法如下根据坐标系定义可 知地心方位矢量在轨道系中的坐标为VE th。=
T，再根据评估时刻t上已知的惯性 系相对于轨道系的单位姿态矩阵Ajt)，计算得到目标在轨道系中的指向信息，记卫星第i 个星敏感器的轴线矢量在卫星本体系中的坐标为V (i) Sensor b,在虚拟欧拉转动之前，其在轨 道系中的坐标为八0_(&_,_。队，在虚拟欧拉转动之后，其在轨道系中的坐 标为叩)&纖0 = ^Euler y^)lnitial Sensor o ，此处的v(i)Sms —。实际上对应的是虚拟欧拉转动完成 后tf时刻，第i个星敏轴线在轨道系中的坐标，即V(i，tf)Sms 。，而在各评估时刻t，星敏轴/ K -,、丛 山从 /丨“一 i 厂t)Sensor o ~ ^ (,/ — ^o 厂(夂,/ )Sensor o廿山 A T , ‘‘ \ i线在轨道系中的坐标为- TT V{.、其中，AT(tf — t)。为，=乂 V/\l)]nitial Sensorj>从tf时刻到t时刻，卫星本体在轨道系中变化的单位姿态矩阵，在此期间卫星对目标惯性 定向，下文中的V(i)均指代V(i，t)，则在t时刻，第i个星敏光轴矢量与太阳光和地心矢 量的夹角分别为 记星敏感器对太阳光的抑制角为alpha，对地气光的抑制角为beta，通过判断如下条件 若有1个条件不符合，则表示星敏感器不可用，否则，表示在该时刻上星敏感器可用。
5.如权利要求1所述的一种基于优化虚拟转动的卫星目标姿态预先确定方法，其特征 在于绕目标指向转动的优化设计目标是一个迭代设计过程首先，根据尽快找到能够满 足星敏感器可见性的卫星姿态的要求，优化确定出卫星绕目标轴线的转动方向，并以一定 步长设置卫星绕目标轴线进行转动的角度值，然后进入步骤(3)评估星敏感器的可见性， 在步骤(3)和(4)间进行迭代，直至满足星敏感器可见性要求为止，并由此确定出绕目标指 向的转动角度，以及姿态矩阵AK。tate，完成绕目标轴线的虚拟转动优化设计。
6.如权利要求5所述的一种基于优化虚拟转动的卫星目标姿态预先确定方法，其特征 在于所述迭代过程中，按照是否第1次进入步骤(4)，步骤(4)有如下不同处理内容第一次进入步骤(4)迭代时，设转动角度步长值为gama，确定出绕目标指向的转动方 向(顺时针/逆时针)，方法如下A.分别计算在评估时刻t，卫星绕帆板法线顺时针/逆时针转动gama角度的姿态矩阵 B.选择AngleE tht。Sms 值最大的星敏感器，分别计算顺时针/逆时针转动完成后的星 敏感器i的轴线矢量在轨道系中的坐标 c.分别计算顺时针/逆时针转动完成后的该星敏感器的轴线矢量与地心矢量之间的 夹角 D.将上式计算结果与步骤(3)中计算所得的AngleEarth t。Se_进行比较，选择数值增 大的那个转动方向，沿该方向转动，星敏感器可见性有改善的趋势，将该方向作为后续计算 中，卫星绕目标指向的转动方向；进行第一次迭代时，设迭代次数n = 1 ；否则，设n = n+1。则卫星绕目标轴线转动的角 度值为 根据A D中所确定的卫星绕目标轴线虚拟转动方向、AngleEotate值以及目标指向矢量VTawt—。，可求得卫星虚拟转动在轨道系中的单位姿态矩阵AK。tate。，则该星敏感器的轴线矢量在进行虚拟转动后，在轨道系中的坐标为 将V⑴Sms —K。tate—。作为V⑴Sms —。代入步骤(3)，重新进行星敏感器可见性分析，对步骤(3)、⑷的计算过程进行迭代，在步骤⑷中取n = ri+l，反复计算AngleK。tate 的值，在步骤⑶中计算t时刻的Anglesm t。Sms 与AngleE th t。―，并评估星敏感器可见 性，直至星敏感器可见性满足要求为止，此时迭代终止，输出迭代次数n，迭代终止后，根据迭代次数n、转动方向、转动角度步长gama和目标指向参数VT grt。， 确定出绕目标指向虚拟转动的单位姿态矩阵AK。tate。，并进入步骤(5)。
7.如权利要求1所述的一种基于优化虚拟转动的卫星目标姿态预先确定方法，其特征 在于利用虚拟欧拉转动和虚拟绕目标指向转动，卫星建立了对目标定向全程中至少可保 证一个星敏感器可用的目标姿态，即 其中，AK。tate—。表示绕目标指向转动的单位姿态矩阵在轨道系中的坐标，当步骤(3)直接 进入步骤(5)时，AEotate o为单位矩阵，否则，由步骤⑷确定；矩阵A表示对目标定向的星 体相对于轨道系的姿态矩阵，即，需预先确定的目标姿态，通过姿态矩阵与其它参数之间的 转换，可以进一步给出采用其它姿态参数描述的目标姿态，该参数可用于确定最终的卫星 对目标定向目标姿态，也可用于确定出卫星实际的转动方式。
8.一种基于优化虚拟转动的卫星对日定向目标姿态预先确定方法，其特征在于通过 虚拟的欧拉转动和绕目标指向的优化转动确定出卫星的目标姿态，具体步骤如下(1)计算星体目标轴相对于轨道系的初始指向与目标指向；(2)计算星体目标轴的虚拟欧拉转动参数；(3)评估整个对目标定向过程中星敏感器的可见性；若在当前姿态条件下，在整个对目标定向阶段所有评估时刻点t上都能保证该星敏感 器可用，则判定该星敏感器可用，并进入步骤(5)；否则，判定不可用，并进入步骤(4)；(4)优化设计绕目标指向的虚拟转动参数；(5)确定卫星目标姿态。
9.如权利要求8所述的一种基于优化虚拟转动的卫星对日定向目标姿态预先确定方 法，其特征在于星体目标轴相对于轨道系的初始指向VInitial。为 其中VInitial—b为星体目标轴在卫星本体系中的方位，Abo(t0)为在卫星开始转动的、时 刻卫星在虚拟欧拉转动前星体系相对于轨道系的姿态矩阵，ATb。表示Ab。的转置矩阵；星体 目标轴在轨道系中的(最终)目标指。为 其中VTawt—i为目标在惯性系中的方位，Ai0(tf)为在卫星转动完成的tf时刻卫星在虚 拟欧拉转动后的惯性系相对于轨道系的姿态矩阵，ATi0表示ki0的转置矩阵。
10.如权利要求8所述的一种基于优化虚拟转动的卫星对日定向目标姿态预先确定方 法，其特征在于目标轴通过一个虚拟欧拉转动从初始指向vInitial。转到目标指向。， 欧拉转动的描述参数为欧拉轴和欧拉角，分别记为VEulCT—。和AngleEulCT，欧拉轴VEulCT—。为由初始指向VInitial。和目标指向。共同确定的平面的法线，AnglEuler表示这两个矢量所成的夹角，实际上，这样的欧拉转动有两种可能，它们的方向相反，AngleEulCT绝对值之和为 360°，从机动路径更短来说，应选择AngleEulCT绝对值小于180°的欧拉转动，欧拉转动对 应一个欧拉转动单位姿态矩阵AEu1ct。，其与目标轴的初始指向和目标指向之间满足如下关 系
11.如权利要求8所述的一种基于优化虚拟转动的卫星对日定向目标姿态预先确定方 法，其特征在于判断卫星的当前三轴姿态是否能够保证，在整个对目标定向阶段都至少有 一个星敏感器不受太阳光和地气光的干扰影响，在对目标定向区间内选出一定数量的涵盖 整个时间区间、密度足够的评估时刻点，在每个评估时刻(t)上的评估方法如下根据坐标 系定义可知地心方位矢量在轨道系中的坐标为 ，再根据评估时刻t上已 知的惯性系相对于轨道系的单位姿态矩阵Ajt)，计算得到目标在轨道系中的指向信息 ，记卫星第i个星敏感器的轴线矢量在卫星本体系中的坐标为v(i)SmsOT b，在虚 拟欧拉转动之前，其在轨道系中的坐标为「(o,_,_s_y=4Mm—b，在虚拟欧 拉转动之后，其在轨道系中的坐标为 ，此处的v(i) —―。实际上对应的是虚拟欧拉转动完成后tf时亥ij，第i个星敏轴线在轨道系中 的坐标，即V(i，tf)Sensor o,而在各评估时刻t，星敏感器轴线在轨道系中的坐标为 本体在轨道系中变化的单位姿态矩阵，在此期间卫星对目标惯性定向，下文中的v(i)均指 代v(i，t)，则在t时刻，第i个星敏感器光轴矢量与太阳光和地心矢量的夹角分别为 记星敏感器对太阳光的抑制角为alpha，对地气光的抑制角为beta，通过判断如下条件 若有1个条件不符合，则表示星敏感器不可用，否则，表示在该时刻上星敏感器可用。
12.如权利要求8所述的一种基于优化虚拟转动的卫星对日定向目标姿态预先确定方 法，其特征在于绕目标指向转动的优化设计目标是一个迭代设计过程首先，根据尽快找 到能够满足星敏感器可见性的卫星姿态的要求，优化确定出卫星绕目标轴线的转动方向， 并以一定步长设置卫星绕目标轴线进行转动的角度值，然后进入步骤(3)评估星敏感器的 可见性，在步骤(3)和(4)间进行迭代，直至满足星敏感器可见性要求为止，并由此确定出 绕目标指向的转动角度，以及姿态矩阵AK。tate，完成绕目标轴线的虚拟转动优化设计。
13.如权利要求12所述的一种基于优化虚拟转动的卫星对日定向目标姿态预先确定 方法，其特征在于所述迭代过程中，按照是否第1次进入步骤(4)，步骤(4)有如下不同处理内容第一次进入步骤(4)迭代时，设转动角度步长值为gama，确定出绕目标指向的转动方 向(顺时针/逆时针)，方法如下A.分别计算在评估时刻t，卫星绕帆板法线顺时针/逆时针转动gama角度的姿态矩阵A AclockA counter-clockB.选择AngleE tht。Sms 值最大的星敏感器，分别计算顺时针/逆时针转动完成后的星 敏感器i的轴线矢量在轨道系中的坐标V=At vSensor _o_ clock clock Sensor _ oy- atySensor counter-dock counter-clock Sensor 一0c.分别计算顺时针/逆时针转动完成后的该星敏感器的轴线矢量与地心矢量之间的 夹角AngleEarth—to_Sensor_clock — arCCOS (Vgens0r_0_cl0ck ^Earth_o)Allg 1 eEath—to_Sensor_counter-clock 3XCC0S (Vsensor_o_counter-clock ^Earth_o^D.将上式计算结果与步骤(3)中计算所得的AngleEarth t。Se_进行比较，选择数值增 大的那个转动方向，沿该方向转动，星敏感器可见性有改善的趋势，将该方向作为后续计算 中，卫星绕目标指向的转动方向，进行第一次迭代时，设迭代次数n = 1 ；否则，设n = n+1，则卫星绕目标轴线转动的角 度值为AngleEotate = n*gama根据A D中所确定的卫星绕目标轴线虚拟转动方向、AngleEotate值以及目标指向矢量VTawt—。，可求得卫星虚拟转动在轨道系中的单位姿态矩阵AK。tate。，则该星敏感器的轴线矢量在进行虚拟转动后，在轨道系中的坐标为 _ at ynsor_Rotaie_o RotateSensor—o将V⑴Sms —K。tate—。作为V⑴Sms —。代入步骤(3)，重新进行星敏感器可见性分析， 对步骤(3)、⑷的计算过程进行迭代，在步骤⑷中取n = ri+l，反复计算AngleK。tate 的值，在步骤⑶中计算t时刻的Anglesm t。Sms 与AngleE th t。―，并评估星敏感器可见 性，直至星敏感器可见性满足要求为止，此时迭代终止，输出迭代次数n，迭代终止后，根据迭代次数n、转动方向、转动角度步长gama和目标指向参数VT grt。， 确定出绕目标指向虚拟转动的单位姿态矩阵AK。tate。，并进入步骤(5)。
14.如权利要求8所述的一种基于优化虚拟转动的卫星对日定向目标姿态预先确定方 法，其特征在于利用虚拟欧拉转动和虚拟绕目标指向转动，卫星建立了对目标定向全程中 至少可保证一个星敏感器可用的目标姿态，即A = A A^Rot ate_oriEul er_o其中，AK。tate—。表示绕目标指向转动的单位姿态矩阵在轨道系中的坐标，当步骤(3)直接 进入步骤(5)时，AEotate o为单位矩阵，否则，由步骤⑷确定；矩阵A表示对目标定向的星 体相对于轨道系的姿态矩阵，即，需预先确定的目标姿态，通过姿态矩阵与其它参数之间的 转换，可以进一步给出采用其它姿态参数描述的目标姿态，该参数可用于确定最终的卫星对目标定向目标姿态，也可用于确定出卫星实际的转动方式。
全文摘要
一种基于虚拟转动的卫星在轨目标姿态计算方法，尤其是虚拟转动路线具有一定优化设计能力且目标姿态可离线预先确定的方法，通过虚拟的欧拉转动和绕目标指向的优化转动确定出卫星的目标姿态，可以保证卫星姿态指向所关心的目标，还保证至少有1个星敏感器可用。克服了原方法存在的不能离线预先设计和绕目标指向的星体转动不具有优化能力这两个主要缺点。机动路线可尽量短，以便节省燃耗，降低控制成本。
文档编号G01S3/14GK101858969SQ201010132600
公开日2010年10月13日 申请日期2010年3月26日 优先权日2010年3月26日
发明者杨芳, 阎诚, 黄琳 申请人:航天东方红卫星有限公司