用于星敏视场保护的卫星姿态导引方法及其系统与流程

1.本发明涉及卫星姿态动力学与控制，具体地，涉及用于星敏视场保护的卫星姿态导引方法。


背景技术：

2.随着星敏感器技术和飞轮技术的长足发展，三轴稳定姿态控制逐渐成为小卫星的主流控制方法。针对低轨(约500km)低倾角(<60
°
)小卫星，为了降低成本，一般不配置太阳电池阵驱动机构，在轨运行期间通过整星姿态控制保证太阳电池阵法向对日。
3.为了实现卫星三轴姿态的测量，要求保证在轨全程星敏视场内无干扰光源。根据当前的星敏设计水平，视场内进月球依然可以输出测量信息，因此主要考虑太阳光和地球反射光及地气光的影响。要求当卫星仅配置一台星敏，在轨正常运行期间，全轨任意时刻星敏感器可用；卫星在轨正常待机期间，在光照区保证对日定向，在阴影区保证星敏可用，同时光照区和阴影区的控制参考系切换过渡平稳。
4.公开号为cn104296751a的发明专利公开了一种多星敏构型布局设计方法，包括如下步骤：步骤一：明确星敏感器光轴与太阳光、地气光及星体物间的最小夹角；步骤二：创建布局设计模型；步骤三：在卫星立体模型中创建每个星敏感器的太阳光抑制角锥、地气光抑制角锥和星体物抑制角锥；步骤四：在卫星模型上实时调整每个星敏感器的布局；步骤五：将两两星敏感器光轴间夹角在2θs
‑
180度之间调整,使该夹角大于太阳光抑制角的两倍；步骤六：旋转星敏感器使恒星相对运动均匀分配到与每个星敏感器光轴垂直的两个坐标轴上。但未涉及如何保证配置单星敏的低轨低倾角小卫星的星敏视场长期不受空间光源干扰。


技术实现要素：

5.本发明的目的是提供一种用于星敏视场保护的卫星姿态导引方法。本发明的积极进步效果在于，本发明面向低轨低倾角卫星，提出一种保证星敏视场整轨可用的姿态导引方法，同时可保证光照区的能源，进出阴影区的平滑过渡，以及地影区星敏可用。为低轨低倾角小卫星的姿态控制系统具体工程设计提供依据。
6.为了实现上述目的，本发明提出了一种用于星敏视场保护的卫星姿态导引方法，其包括如下步骤：
7.步骤s1：根据卫星轨道高度和星敏视场保护角确定星敏光轴矢量在卫星本体系中的朝向，以此划分光照区以及阴影区；
8.步骤s2：根据步骤s1所划分得到的日照区，建立光照区对日定向导引参考系；
9.步骤s3：根据步骤s1所划分得到的阴影区，建立阴影区导引参考系；
10.步骤s4：星敏根据步骤s2得到的光照区对日定向导引参考系以及步骤s3所得的阴影区导引参考系引导卫星姿态调整。
11.优选地，在所述步骤s1中国，所述星敏光轴矢量至少满足以下条件之一：
12.星敏光轴与卫星指地轴的夹角应＞[90+(θ
e
‑
θ)+5]
°
；
[0013]
星敏光轴与卫星对日轴的夹角应＞(θ
s
+5)
°
。
[0014]
其中，θ
e
表征为地气光保护角，θ
s
表征为强光保护角。
[0015]
优选地，在所述步骤s2中，具体包括如下步骤：
[0016]
根据卫星轨道高度和星敏视场保护角确定星敏光轴矢量在卫星本体系中的朝向，步骤如下：
[0017]
星敏感器视场保护角一般包括强光保护角和地气光保护角，设强光保护角为θ
s
、设地气光保护角为θ
e
；
[0018]
设卫星运行轨道为圆轨道，轨道高度为h，地球半径为r，则可得卫星与地球切角如附图2所示，有
[0019][0020]
因此，为了避免受地球的影响，星敏光轴应相对卫星当地水平面至少上翘(θ
e
‑
θ)角度。考虑到地球大气层厚度的影响，上翘角度应留至少5
°
余量。
[0021]
设卫星本体系的
‑
o
b
z
b
轴对日定向，则星敏光轴矢量与该
‑
o
b
z
b
轴的夹角应大于θ
s
，考虑到对日定向控制误差、太阳方位计算误差和星敏遮光罩机械误差的影响，该角度应留至少5
°
余量。
[0022]
一般而言，卫星的对地轴为+o
b
z
b
轴，设星敏光轴与
‑
o
b
z
b
轴的夹角为θ
st
，则星敏光轴必然在以
‑
o
b
z
b
轴为轴线、半锥角为θ
st
的圆锥面上，为了满足星敏视场不受地球和太阳的影响，因满足以下条件：
[0023]
星敏光轴与卫星指地轴的夹角应＞[90+(θ
e
‑
θ)+5]
°
；
[0024]
星敏光轴与卫星对日轴的夹角应>(θ
s
+5)
°
。
[0025]
后文为了方便分析，假设星敏光轴矢量在卫星的
‑
o
b
‑
y
b
‑
z
b
平面内，与
‑
o
b
z
b
轴的夹角为θ
st
·
[0026]
优选地，建立光照区对日定向导引参考系时，为了保证星敏全程不受太阳或地球的干扰，同时维持卫星三轴稳定对日定向，卫星按照导引律绕对日轴慢旋，步骤如下：
[0027]
在光照区中间时刻，建立对日定向坐标系，设为r
l1
，其定义如下：
[0028]
1)原点o
ll
在卫星质心o
c
；
[0029]
2)o
ll
z
ll
轴为卫星质心指向太阳的单位矢量ss；
[0030]
3)o
l1
x
l1
轴由轨道面法向单位矢量n与卫星质心指向太阳的单位矢量ss叉乘得到，即：
[0031][0032]
4)o
l1
x
l1
轴、o
l1
y
l1
轴、o
l1
z
l1
轴满足右手法则。
[0033]
从而可得
[0034][0035]
坐标系r
l1
的空间指向如附图3所示。
[0036]
以对日定向坐标系r
l1
为参考，建立光照区姿态控制参考坐标系r
l2
，为了保证整轨星敏可用，坐标系r
l2
是在r
l1
的基础上根据轨道时间旋转得到的，如附图4所示。
[0037]
设光照区姿态控制参考坐标系为
[0038][0039]
在一个轨道周期内，以出地影时刻t
out
为起点，设光照区时长为t
gz
，参考坐标系r
l2
是一个时变的坐标系，通过绕对日轴慢旋，保证在整个光照区星敏不受地球的影响。参考坐标系r
l2
可根据对日定向坐标系r
l1
结合时间得到，设星上时间为t，则当t
out
≤t≤t
out
+t
gz
时为光照区，期间参考坐标系计算公式如下
[0040][0041]
其中，r
‑
z
表示绕
‑
o
l1
z
l1
轴旋转的转换矩阵，可将上式展开为
[0042][0043]
在光照区，要求卫星本体坐标系的
‑
o
b
z
b
与o
l2
z
l2
重合、o
b
x
b
与o
l2
x
l2
重合、o
b
y
b
与
‑
o
l2
y
l2
重合，卫星三轴受控，根据导引律绕o
b
z
b
轴慢旋。
[0044]
优选地，在建立阴影区导引参考系时，保证星敏不受地球的干扰，维持卫星三轴稳定控制，同时保证出地影即对日定向，确保能源，步骤如下：
[0045]
以对日定向坐标系r
l1
为参考，建立阴影区姿态控制参考坐标系r
l3
，为了保证整轨星敏可用，坐标系r
l3
是在r
l1
的基础上根据轨道时间旋转得到的，如附图4所示。
[0046]
根据前文的算法可知，光照区结束时刻(t＝t
out
+t
gz
)的姿态控制参考坐标系为
[0047][0048]
设阴影区姿态控制参考坐标系为
[0049][0050]
在一个轨道周期内，以出地影时刻tout为起点，设光照区时长为t
gz
，设阴影区时长为t
yy
，参考坐标系r
l3
是一个时变的坐标系，描述如下：
[0051]
1)在时间段内，以r
l2
(t＝t
out
+t
gz
)为参考，绕o
l2
y
l2
旋转180
°
，即
[0052][0053]
根据上式，有
[0054][0055]
2)在时间段内，以为参考，绕o
l3
z
l3
旋转180
°
，即
[0056][0057]
根据上式，有
[0058][0059]
3)在时间段内，以为参考，绕o
l3
y
l3
旋转180
°
，即
[0060][0061]
根据上式，有
[0062][0063]
然后卫星回到光照区，参考系为
[0064][0065]
可见在出地影时刻前后，地影期参考坐标系与光照区参考坐标系一致，因此可以保证在卫星整轨运行期间无参考系的突变情况。
[0066]
此外，本发明还提出了一种用于星敏视场保护的卫星姿态导引系统，所述卫星姿态导引系统包括：
[0067]
执行系统，所述执行系统根据控制处理单元运行；
[0068]
以及控制处理单元，所述控制处理单元依据卫星姿态导引方法进行计算后，发送运行指令给到所述执行系统，所述卫星姿态导引方法具体包括如下步骤：
[0069]
步骤sl：根据卫星轨道高度和星敏视场保护角确定星敏光轴矢量在卫星本体系中的朝向，以此划分光照区以及阴影区；
[0070]
步骤s2：根据步骤sl所划分得到的日照区，建立光照区对日定向导引参考系；
[0071]
步骤s3：根据步骤sl所划分得到的阴影区，建立阴影区导引参考系；
[0072]
步骤s4：星敏根据步骤s2得到的光照区对日定向导引参考系以及步骤s3所得的阴影区导引参考系引导卫星姿态调整。
[0073]
优选地，所述卫星姿态引导系统用于小卫星，所述小卫星轨道低于500km，倾角低于60
°
。
[0074]
再者，本发明提出了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有处理程序，所述处理程序被处理器执行时实现上述双卫星姿态导引方法。
[0075]
与现有技术相比，本发明具有如下优点：
[0076]
本发明面向低轨低倾角卫星，提出一种保证星敏视场整轨可用的姿态导引方法，同时可保证光照区的能源，进出阴影区的平滑过渡，以及地影区星敏可用。为低轨低倾角小卫星的姿态控制系统具体工程设计提供依据。
附图说明
[0077]
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：
[0078]
图1为向低轨低倾角小卫星保证星敏视场的姿态导引方法原理示意图；
[0079]
图2为卫星于地球切角示意图；
[0080]
图3为对日定向坐标系示意图；
[0081]
图4为姿态导引方法示意图；
[0082]
图5为姿态导引律的作用下星敏光轴和地球矢量的夹角仿真曲线；
[0083]
图6为姿态导引律的作用下星敏光轴和太阳矢量的夹角仿真曲线。
具体实施方式
[0084]
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，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
[0085]
如图1所示，本发明提供一种用于星敏视场保护的卫星姿态导引方法。包括：根据卫星轨道高度和星敏视场保护角确定星敏光轴矢量在卫星本体系中的朝向；建立光照区对日定向导引参考系，保证星敏全程不受太阳或地球的干扰，同时维持卫星三轴稳定对日定向，卫星按照导引律绕对日轴慢旋；建立阴影区导引参考系，保证星敏不受地球的干扰，维持卫星三轴稳定控制，同时保证出地影即对日定向，确保能源。
[0086]
进一步的，所述步骤1中，根据卫星轨道高度和星敏视场保护角确定星敏光轴矢量在卫星本体系中的朝向，步骤如下：
[0087]
星敏感器视场保护角一般包括强光保护角和地气光保护角，设强光保护角为θ
s
、设地气光保护角为θ
e
；
[0088]
设卫星运行轨道为圆轨道，轨道高度为h，地球半径为r，则可得卫星与地球切角如附图2所示，有
[0089][0090]
因此，为了避免受地球的影响，星敏光轴应相对卫星当地水平面至少上翘(θ
e
‑
θ)角度。考虑到地球大气层厚度的影响，上翘角度应留至少5
°
余量。
[0091]
设卫星本体系的
‑
o
b
z
b
轴对日定向，则星敏光轴矢量与该
‑
o
b
z
b
轴的夹角应大于θ
s
，考虑到对日定向控制误差、太阳方位计算误差和星敏遮光罩机械误差的影响，该角度应留至少5
°
余量。
[0092]
一般而言，卫星的对地轴为+o
b
z
b
轴，设星敏光轴与
‑
o
b
z
b
轴的夹角为θ
st
，则星敏光轴必然在以
‑
o
b
z
b
轴为轴线、半锥角为θ
st
的圆锥面上，为了满足星敏视场不受地球和太阳的影响，因满足以下条件：
[0093]
星敏光轴与卫星指地轴的夹角应>[90+(θ
e
‑
θ)+5]
°
；
[0094]
星敏光轴与卫星对日轴的夹角应>(θ
s
+5)
°
。
[0095]
后文为了方便分析，假设星敏光轴矢量在卫星的
‑
o
b
‑
y
b
‑
z
b
平面内，与
‑
o
b
z
b
轴的夹角为θ
st
.
[0096]
进一步的，所述步骤2中，建立光照区对日定向导引参考系，保证星敏全程不受太阳或地球的干扰，同时维持卫星三轴稳定对日定向，卫星按照导引律绕对日轴慢旋，步骤如下：
[0097]
在光照区中间时刻，建立对日定向坐标系，设为r
l1
，其定义如下：
[0098]
1)原点o
ll
在卫星质心o
c
；
[0099]
2)o
ll
z
ll
轴为卫星质心指向太阳的单位矢量ss；
[0100]
3)o
l1
x
l1
轴由轨道面法向单位矢量n与卫星质心指向太阳的单位矢量ss叉乘得到，即：
[0101][0102]
4)o
l1
x
l1
轴、o
l1
y
l1
轴、o
l1
z
l1
轴满足右手法则。
[0103]
从而可得
[0104][0105]
坐标系r
l1
的空间指向如附图3所示。
[0106]
以对日定向坐标系r
l1
为参考，建立光照区姿态控制参考坐标系r
l2
，为了保证整轨星敏可用，坐标系r
l2
是在r
l1
的基础上根据轨道时间旋转得到的，如附图4所示。
[0107]
设光照区姿态控制参考坐标系为
[0108][0109]
在一个轨道周期内，以出地影时刻t
out
为起点，设光照区时长为t
gz
，参考坐标系r
l2
是一个时变的坐标系，通过绕对日轴慢旋，保证在整个光照区星敏不受地球的影响。参考坐标系r
l2
可根据对日定向坐标系r
l1
结合时间得到，设星上时间为t，则当t
out
≤t≤t
out
+t
gz
时为光照区，期间参考坐标系计算公式如下
[0110][0111]
其中，r
‑
z
表示绕
‑
o
l1
z
l1
轴旋转的转换矩阵，可将上式展开为
[0112][0113]
在光照区，要求卫星本体坐标系的
‑
o
b
z
b
与o
l2
z
l2
重合、o
b
x
b
与o
l2
x
l2
重合、o
b
y
b
与
‑
o
l2
y
l2
重合，卫星三轴受控，根据导引律绕o
b
z
b
轴慢旋。
[0114]
进一步的，所述步骤3中，建立阴影区导引参考系，保证星敏不受地球的干扰，维持卫星三轴稳定控制，同时保证出地影即对日定向，确保能源，步骤如下：
[0115]
以对日定向坐标系r
l1
为参考，建立阴影区姿态控制参考坐标系r
l3
，为了保证整轨星敏可用，坐标系r
l3
是在r
l1
的基础上根据轨道时间旋转得到的，如附图4所示。
[0116]
根据前文的算法可知，光照区结束时刻(t＝t
out
+t
gz
)的姿态控制参考坐标系为
[0117][0118]
设阴影区姿态控制参考坐标系为
[0119][0120]
在一个轨道周期内，以出地影时刻t
out
为起点，设光照区时长为t
gz
，设阴影区时长为t
yy
，参考坐标系r
l3
是一个时变的坐标系，描述如下：
[0121]
1)在时间段内，以r
l2
(t＝t
out
+t
gz
)为参考，绕o
l2
y
l2
旋转180
°
，即
[0122][0123]
根据上式，有
[0124][0125]
2)在时间段内，以为参考，绕o
l3
z
l3
旋转180
°
，即
[0126][0127]
根据上式，有
[0128][0129]
3)在时间段内，以为参考，绕o
l3
y
l3
旋转180
°
，即
[0130][0131]
根据上式，有
[0132][0133]
然后卫星回到光照区，参考系为
[0134][0135]
可见在出地影时刻前后，地影期参考坐标系与光照区参考坐标系一致，因此可以保证在卫星整轨运行期间无参考系的突变情况。
[0136]
某型小卫星轨道高度为500km，轨道倾角为35
°
，配套的星敏太阳保护角为35
°
，地气光保护角为35
°
，因此要求星敏光轴矢量和星地矢量的夹角大于103
°
且星敏光轴矢量和星日矢量的夹角大于40
°
。根据上述算法，以2020
‑
12
‑
17日为例，仿真得到在上述导引律作用下的结果如下，结果表明：
[0137]
1)整轨星敏光轴矢量和星地矢量的夹角大于107
°
，可保证星敏不受地球的影响；
[0138]
2)整轨星敏光轴矢量和星日矢量的夹角大于40
°
，可保证太阳在星敏的强光保护角之外。
[0139]
仿真曲线见附图5和附图6。
[0140]
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化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。