环月轨道光照条件分析方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及航天器总体设计与光照条件分析技术领域，更具体地，涉及一种在环 月轨道飞行的航天器光照条件分析方法。
【背景技术】
[0002] 航天器在轨运行时，其主要能源来自于太阳光。当航天器位于光照区时可通过太 阳翼将太阳光能转化为电能；而当航天器处于地影区时需要通过自身配备的蓄电池进行供 电。因此，对航天器光照条件的分析计算是能源分系统方案设计的依据。不仅如此，航天器 的光照条件对其结构的温度状况、受太阳光压摄动以及地面对航天器的光学观测等都有直 接的影响。
[0003] 在现有技术中，大部分光照条件分析方法主要针对近地轨道运行的航天器。近年 来随着月球探测的再次兴起，世界各国都开始制定自己的探月计划。
[0004] 目前，有许多成熟的商业软件（例如，STK)可进行环月轨道光照条件分析，但目前 的分析方法和软件存在以下三个方面的不足：
[0005] (1)内核算法封装性强，不便于学习和掌握光照条件计算原理；
[0006] (2)分析轨道参数对光照条件的影响时，需设置多个环月轨道航天器，场景设置复 杂，工作量大，不利于分析环月轨道光照条件与环月轨道参数之间的内在联系；以及
[0007] (3)光照因子计算是以轨道仿真的形式进行的，光照区可能出现间断，不便于计算 和统计单个轨道周期内的光照条件，计算灵活性差。
[0008] 因此，环月轨道上的光照条件作为探月航天器总体方案设计的依据条件，亟待进 行深入分析。
【发明内容】
[0009] 为了解决上述问题，本发明提出一种简单灵活的环月轨道光照分析和计算方法， 通过简单的坐标系变换、投影以及光照条件计算初始点选择，计算环月轨道单个轨道周期 内的光照因子，使总体设计人员仅通过简单地修改环月轨道参数就可计算出不同环月轨道 的光照因子，分析探月航天器在不同环月轨道上的光照条件。
[0010] 本发明提供了一种环月轨道光照条件分析方法，用于仅通过修改航天器环月轨道 参数来计算出不同的环月轨道的光照因子，从而分析探月航天器在不同的环月轨道上的光 照条件，包括以下步骤：步骤一，设置历元时刻，计算太阳位置和月球轨道要素；步骤二，根 据月球轨道要素，计算从地心赤道惯性系到月心赤道惯性系的第一转换矩阵；步骤三，根据 第一转换矩阵，计算从月心赤道惯性系到观察坐标系的第二转换矩阵；步骤四，记录第一真 近点角并将其作为计算不同环月轨道在阴影区的时间的轨道仿真初始点；以及步骤五，采 用第一真近点角进行轨道仿真并计算星蚀因子和光照因子，以分析在不同的环月轨道上的 光照条件。
[0011] 优选地，在步骤一中执行：设置历元时刻，计算在地心赤道惯性系下的第一太阳位 置矢量、月球轨道要素和月球位置矢量。在步骤二中执行：根据在步骤一中获得的月球位置 矢量，计算在历元时刻的月球赤道与地球赤道的夹角；计算在历元时刻的月球赤道与地球 赤道的升交点赤经；以及采用第一规则计算在历元时刻的第一转换矩阵。
[0012] 优选地，在步骤三中执行：通过第一太阳位置矢量、月球位置矢量和第一转换矩 阵，采用第二规则，计算在月心赤道惯性系下的第二太阳位置矢量；采用第三规则，计算在 月心赤道惯性系下的第二太阳位置矢量的方位角和仰角；以及采用第四规则，计算从月心 赤道惯性系到观察坐标系的第二转换矩阵，其中，观察坐标系为从太阳射线的方向观察月 球的坐标系。
[0013] 在本发明中，第一规则为=足6)矣(^)，其中，MlE为第一转换矩阵，以及R x 和Rz分别为绕X轴和绕Z轴的旋转矩阵，第二规则为：ra=MU (rSE-iYE)，其中，为第二太阳 位置矢量，Mu为第一转换矩阵，rSE为所述第一太阳位置矢量，以及iye为月球位置矢量，第 三规则为：〇51=&七&112(7%/151),531= &8；[11(2%/1^),其中，€^和6%分别为第二太阳 位置矢量的方位角和仰角，ra为所述第二太阳位置矢量，以及xa、y a和分别为在月 心赤道惯性系下x方向、y方向和z方向的分量，以及第四规则为：M%=RX(- S a)Rz( a ，其 中，M%为第二转换矩阵。
[0014] 优选地，在步骤四中执行：将在月心赤道惯性系下的航天器的环月轨道要素转换 为在月心赤道惯性系下得航天器的第一位置速度矢量；根据第二转换矩阵和第一位置速度 矢量，采用第五规则，计算在观察坐标系下的航天器的第二位置速度矢量；从真近点角为零 开始进行轨道仿真，并计算不同的第二位置速度矢量；以及当x HV大于零时，记录这个时刻 的真近点角作为第一真近点角，从而获得轨道仿真初始点，其中，xHV为第二位置矢量在观察 坐标系下X方向的分量。
[0015] 在本发明中，当轨道仿真初始点位于光照区时，使阴影区在环月轨道的一个轨道 周期内的轨道仿真过程中完整而不分隔成两个部分，以及规则五为r HV=Mv^，vHV=Mv^，其 中，M%为第二转换矩阵，和v HV为第二位置速度矢量，以及和为第一位置速度矢 量。
[0016] 优选地，在步骤五中执行：采用第一真近点角作为轨道仿真初始点进行轨道仿真； 采用规则五，计算在每一个时刻下航天器在观察坐标系下的第二位置速度矢量；当XHV小于 零且巧时，航天器进入阴影区，从而记录在这个时刻的真近点角作为阴影区真 近点角其中，XHv、yHV和z HV分别为第二位置矢量rnv在观察坐标系下x方向、y方向和z方向 的分量，以及&为月球半径；进行一个轨道周期的仿真，从而得到阴影区真近点角的集合； 以及根据阴影区真近点角的集合计算阴影区时间，从而采用规则六计算星蚀因子和光照因 子。
[0017] 规则六为：ke=Te / T，ks=l-Te / T，其中，T为环月轨道的轨道周期，I；为阴影区时 间，k6为星蚀因子，ks为光照因子。
[0018] 因而，通过本发明的环月轨道光照条件分析方法，计算方法更加简单灵活且计算 结果更加精确，可以方便地分析环月轨道光照条件与环月轨道参数之间的内在联系，从而 便于学习和掌握光照条件计算原理，不需要设置多个环月轨道航天器，场景设置简单，工作 量也大大减少了。
【附图说明】
[0019] 图1为根据本发明的环月轨道光照条件分析方法的流程图；
[0020] 图2为根据本发明【具体实施方式】的环月轨道的光照几何关系图；
[0021] 图3为根据本发明【具体实施方式】的环月轨道的阴影区真近点角的曲线图；
[0022] 图4为采用根据本发明的环月轨道光照条件分析方法计算的环月轨道光照区轨 迹的示意图；以及
[0023] 图5为采用STK计算的环月轨道光照区轨迹的示意图。
【具体实施方式】
[0024] 下面结合附图及【具体实施方式】对本发明进行详细说明。
[0025] 本发明的具体思路如下，具体地，需要执行以下步骤：
[0026] 步骤1:设置历元时刻h，计算地心赤道惯性系下太阳的位置矢量rSE和月球轨道 要素W以及月球位置矢量iye;
[0027] 步骤2:由步骤1中获得的月球轨道要素W计算地心赤道惯性系到月心赤道惯性 系的转换矩阵Ae;
[0028] 步骤3:由步骤1获得的太阳位置矢量rSE、月球位置矢量&和步骤2获得的转换 矩阵计算月心赤道惯性系下太阳位置矢量ra，以及月心赤道惯性系到从太阳射线方向 观察月球的观察坐标系的转换矩阵M%;
[0029] 步骤4 :由月心赤道惯性系下的航天器环月轨道要素P以及步骤3获得的M%计算 观察坐标系下航天器的位置速度矢量[rHv，VHV]，由真近点角0=0°开始计算，若初次出现 Xav> 〇,则记录此时的真近点角Q(!;以及
[0030] 步骤5 :由步骤4获得的0 ^进行轨道仿真，并按步骤4计算相应的观察坐标系下 的位置速度矢量[rHV, ViJ,记录xHV < 0且< i?〗的真近点角集合Q，并计算星蚀因子 和光照因子。
[0031] 具体地，图1为根据本发明的环月轨道光照条件分析方法的流程图，图2为根据本 发明【具体实施方式】的环月轨道的光照几何关系图，图3为根据本发明【具体实施方式】的环月 轨道的阴影区真近点角的曲线图，图4为采用根据本发明的环月轨道光照条件分析方法计 算的环月轨道光照区轨迹的示意图，图5为采用STK计算的环月轨道光照区轨迹的示意图。 以下将参考图1-图5来详细描述本发明的【具体实施方式】。
[0032] 如图1所示，本发明的环月轨道光照条件分析方法包括如下流程。
[0033] 步骤1 :设置历元时刻，计算太阳位置和月球轨道要素。
[0034] 首先设置初始历元时刻tQ，其格式为[yearmonthdayhrminsec]。计算此时 刻的地心赤道惯性系下太阳的位置矢量rSE和月球的轨道要素W以及月球位置矢量iye，计 算方法可参考郗晓宁等编著的《月球探测器轨道设计》中的附录B。
[0035] 步骤2 :计算地心赤道惯性系到月心赤道惯性系的转换矩阵。
[0036] 由步骤1中获得的月球位置速度矢量W可计算出历元时刻h月球赤道与地球赤 道的夹角&，月球赤道相对于地球赤道的升交点赤经& L，计算方法可参考《月球探测器轨道 设计》一书中的13-14页的内容。地心赤道