一种星敏感器四元数的仿真分析方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种采用仿真分析获取卫星星敏感器四元数的方法，属于卫星姿态与 轨道控制领域。
【背景技术】
[0002] 近年来，随着卫星技术的迅速发展，对其定位精度的要求也越来越高，作为保证卫 星高姿态精度和高姿态稳定度的姿态测量敏感器的技术研究也越来越迫切。星敏感器是卫 星姿态控制系统中的重要测量部件，也是当前广泛应用的光学姿态敏感器；它以太空中的 恒星作为姿态测量的参考源，输出敏感器光轴在惯性参考系中的指向。星敏感器具有姿态 确定精度高、无可动部件、可靠性高等优点，可适用于各种轨道应用。
[0003]目前，光学遥感卫星对星敏感器姿态测量数据的使用，不仅用于确定对地姿态，更 重要的作用是将星敏感器四元数作为图像辅助数据插入到相机图像中，下传给用户用于确 定相机惯性姿态，从而高精度确定地面目标。地面用户对星敏感器和陀螺测量的姿态数据 进行Kalman滤波，可以保证拥有较高精度的低频星敏感器数据和高频陀螺数据融合后在 短时间间隔内具有较高的精度，这样将融合后的姿态数据用于图像定位将大大提高图像的 定位精度。
[0004] 随着光学遥感卫星成像分辨率和成像质量要求的提高，进行精确的星敏感器原始 测量数据分析验证，已经逐渐成为遥感卫星总体的必要工作。星敏感器是卫星非常关键的 部件，其功能和性能将直接关系到遥感卫星的成像质量、图像定位精度、相机成像空间指向 精度等星地一体化指标的实现。
【发明内容】
[0005] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种计算精度较高、不依赖 于过多假设、考虑卫星多种在轨任务姿态模式，使用数值计算的方法对卫星正常对地姿态、 滚动姿态机动模式的星敏感器四元数进行仿真分析的方法。
[0006] 本发明的技术解决方案是：一种星敏感器四元数的仿真分析方法，步骤如下：
[0007] (1)使用仿真工具建立卫星，设置卫星的初始轨道根数；
[0008] ⑵根据步骤⑴所建立的卫星及设置的初始轨道根数，获取限定时间周期内卫 星的轨道根数和卫星在J2000惯性坐标系下的轨道位置R sat (t);
[0009] (3)根据步骤⑵所得的卫星轨道位置Rsat(t)和需要观测的地面目标点大地经炜 度[Lon d, Latd]，计算卫星观测时刻的滚动角；
[0010] ⑷根据步骤（3)计算的卫星观测时刻滚动角、步骤（2)所得的限定时间周期内卫 星轨道根数，计算限定时间周期内卫星的偏流角；
[0011] (5)根据步骤（3)计算的卫星观测时刻滚动角、步骤⑷计算的限定时间周期内卫 星偏流角、步骤（2)所得的限定时间周期内卫星轨道根数，计算限定时间周期内星敏感器 测量坐标系相对于J2000惯性坐标系的姿态矩阵；
[0012] (6)根据步骤（5)计算的限定时间周期内星敏感器测量坐标系相对于J2000惯 性坐标系的姿态矩阵，计算星敏感器测量坐标系相对于J2000惯性坐标系的星敏感器四元 数。
[0013] 所述步骤（3)具体实现步骤如下：
[0014] (3. 1)根据地面目标点的大地经炜度[Lond，Latd]，计算限定时间周期内地面目标 点在J2000惯性坐标系下的位置R lf (t);
[0015] (3. 2)根据Rlf⑴与卫星在J2000惯性坐标系下的轨道位置Rsat(t)，得到卫星在 J2000惯性坐标系下指向地面目标点的矢量R f(t);
[0016] (3. 3)将矢量Rf (t)由J2000惯性坐标系转换到卫星轨道坐标系，得到卫星轨道坐 标系下的矢量RciU);
[0017] (3. 4)根据矢量RJt)得到卫星观测时刻的滚动角。
[0018] 所述步骤（5)中用到的由卫星轨道坐标系转换到卫星本体坐标系的姿态矩阵，根 据绕卫星本体坐标轴的欧拉转动确定，姿态矩阵对应的欧拉角与转动次序有关，转动次序 与卫星控制系统所用转序相同。
[0019] 当欧拉角按ZXY轴转动次序得出，则由卫星轨道坐标系转换到卫星本体坐标系的 姿态矩阵A bMzxY)如下：
[0021] 其中，φ、Θ为卫星滚动角、俯仰角；Ψ为步骤（4)计算的卫星偏流角。
[0022] 当欧拉角按XZY轴转动次序得出，则由卫星轨道坐标系转换到卫星本体坐标系的 姿态矩阵A bMxzY)如下：
[0024] 其中，Φ、Θ为卫星滚动角、俯仰角；Ψ为步骤⑷计算的卫星偏流角。
[0025] 本发明与现有技术相比的优点是：
[0026] (1)本发明提出的星敏感器四元数仿真分析方法，计算精度较高、不依赖于过多假 设、充分考虑卫星多种在轨任务姿态模式，使用数值计算的方法简单快捷地对卫星正常对 地姿态、滚动姿态机动模式的星敏感器四元数进行仿真分析，有效解决了星敏感器姿态测 量功能和性能的高精度分析验证问题。不但能够在卫星设计以及工厂测试阶段对星敏感器 功能和性能进行验证，还能够在卫星入轨后用于验证星上图像影响因素的来源，利于卫星 总体从系统的角度定量的把握卫星在轨成像质量，为卫星成像链路的地面测试验证补充了 一个重要手段；
[0027] (2)本发明所述的卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态矩阵，目前常用做法 是假设卫星本体坐标系与轨道坐标系重合（即假设姿态矩阵对应的卫星三轴欧拉角全部 为零）；或将偏航角设置为O (即不考虑偏流角影响），而偏流角引起沿轨和穿轨方向像移， 造成图像模糊，降低成像质量，是影响线阵CCD相机推扫成像性能的重要因素；或将卫星三 轴欧拉角作为已知量（可通过卫星遥测数据获得，此方法受限于数据的获取时间和获取途 径），且一般仅考虑3-1-2转序（正常对地姿态）。光学遥感卫星由于相机视场角较小，在 轨经常需要进行姿态机动，以获得在沿轨和穿轨方向的较大范围观测视场，因此必须考虑 卫星多种在轨任务姿态模式；光学遥感卫星姿态控制精度要求较高，因此仿真分析计算时 需要有较为精确的卫星姿态数据，假设卫星本体坐标系与轨道坐标系重合或不考虑偏流角 的做法将会大大降低仿真计算精度；
[0028] (3)本发明方法可作为一种星敏感器姿态测量数据的判读方法。目前常用的数据 判读方法是超限判读，通过设定数据的变化范围，对采集到的数据进行上下限比较。而星敏 感器姿态数据随卫星姿态和轨道位置发生实时动态变化，仅根据数据范围无法进行准确定 义和判读。实际测试应用中通常采取判断四元数的趋势曲线是否平滑、无尖锋的方法，而卫 星在进行大角度姿态机动时，星敏感器四元数必然会发生一定程度的跃变，这种定性判读 方法无法进行判读，造成漏判、误判概率较大。本发明方法解决了实时动态变化的星敏感器 姿态测量数据无法精确判读的问题，能够及时发现、定位问题，增加了数据判读工作的准确 性和有效性，提高了卫星故障预警诊断能力。
【附图说明】
[0029] 图1为本发明方法的工作流程图；
[0030] 图2为本发明方法计算的正常对地姿态的四元数数据偏差结果示意图；
[0031] 图3为本发明方法计算的滚动姿态机动模式的四元数数据偏差结果示意图。
【具体实施方式】
[0032] 本文需要用到的坐标系包括J2000惯性坐标系、轨道坐标系、卫星本体坐标系、 星敏感器测量坐标系、WGS-84坐标系。下面分别定义以上坐标系。
[0033] J2000惯性坐标系
[0034] J2000惯性坐标系O1X1Y1Z 1，此坐标系为一个惯性空间的坐标系，此坐标系以地心 为原点O1,Xjij正向指向世界协调时2000年1月1日12:00时测定的地球的平均春分点方 向，Zji正向指向地球在世界协调时2000年1月1日12:00时测定的平均自转轴北端，Y 1 轴与X1轴、Z 3自垂直，X i轴、Y i轴、Z i轴形成右手坐标系。
[0035] 轨道坐标系
[0036] 轨道坐标系OJciYciZci,原点0。在卫星在轨时质心位置，Z。轴由质心指向地心，X。轴 在轨道平面内与Z。轴垂直并指向卫星速度方向，Y。轴与X。轴、Z。轴构成右手直角坐标系且 与轨道平面的法线平行；此坐标系在空间是旋转的。
[0037] 卫星本体坐标系
[0038] 卫星本体坐标系ObXbYbZ b，原点Ob位于星箭对接面的中心，X b与卫星纵轴重合，指 向卫星纵轴方向，在卫星飞行状态下与飞行方向同向，Zb轴在卫星飞行状态下指向地心，Y b 轴与Xb轴、Z b轴构成右手坐标系（卫星纵轴定义为星体上，过星箭对接面中心，垂直于星箭 分离面，指向星体内部为正方向的一条轴线）。
[0039] 星敏感器测量坐标系
[0040] 星敏感器测量坐标系OsXsYsZ s,原点Os位于星敏感器CXD阵列的中心，Z 3轴沿光轴 方向，Xs轴在C⑶阵面内垂直于光轴并与C⑶行扫描的方向一致，Y s轴与X s轴、Z s轴构成 右手直角坐标系。
[0041] WGS-84 坐标系
[0042] WGS-84坐标系OfXfYfZ f,原点Of为地球质心，其地心空间直角坐标系的Z f轴指向 BIH(国际时间）1984. 0定义的协议地球极（CTP)方向，Xf轴指向BIH1984. 0的零子午面和 CTP赤道的交点，Yf轴与Z f轴、X f轴垂直构成右手坐标系。
[0043] 下面结合附图对本发明作进一步详细地描述，如图1所示，本仿真分析方法的步 骤如下：
[0044] (1)使用仿真工具建立卫星，设置卫星的初始轨道根数。
[0045] 本步骤使用STK作为仿真工具。打开STK软件，新建卫星，设置卫星的初始轨道 根数，包括历元时间、半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角、真近点角，选择 HPOP模型作为卫星轨道的推演模型。
[0046] (2)根据步骤（1)所建立的卫星及设置的初始轨道根数，使用STK软件的REPORT 功能，以At为仿真周期（At = 1秒），获取限定时间周期内卫星的轨道根数（半长轴a、 偏心率e、升交点赤经Ω、轨道倾角i、近地点幅角ω、真近点角f)和卫星在J2000惯性坐 标系下的轨道位置R sat (t):
[0047]
[0048] 其中，t表示UTC时间，下标"U"代表卫星。
[0049] 此处的限定时间周期选取方法：使用STK软件，将地面目标点的大地经炜度 [Lond，Lat d]在对应位置建立地面站（地面站高度可简化设置为0)，使用STK软件的ACCESS 功能获取卫星对该地面站的访问时间区间，可视仿真分析需要增加或减小该时间区间的长 度。
[0050] (3)根据步骤⑵所得的卫星轨道位置Rsat(t)和需要观测的地面目标点大地经炜 度[Lon d, Latd]，计算卫星观测时刻的滚动角。
[0051] 已知J2000惯性坐标系下卫星的轨道位置Rsat (t)、地面目标点的大地经炜度 [Lond，Latd]，计算卫星观测时刻的滚动角。首先根据地面目标点的大地经炜度，计算限定时 间周期内地面目标点在J2000惯性坐标系下的位置R lf (t)，然后根据Rlf⑴与卫星轨道位 置Rsat (t)，得到卫星指向地面目标点的矢量Rf (t)，再将该矢量转换到卫星轨道坐标系，得 到卫星观测时刻的滚动角。具体步骤如下：
[00