CN113386979B - 一种自适应规避太阳的数传姿态规划方法 - Google Patents

Abstract

本发明是一种自适应规避太阳的数传姿态规划方法。本发明涉及航空航天技术领域，本发明在光学遥感卫星对地面站凝视数传过程中，根据根据J2000系下太阳矢量和J2000系与WGS84系之间的转换矩阵确定WGS84系下太阳矢量；根据WGS84系下太阳矢量，确定太阳矢量与光学遥感卫星飞行方向夹角；根据入射太阳光的角度大小，自适应调整凝视数传姿态，对数传姿态进行规划。本发明根据太阳光入射方向和入射角度，利用相控阵天线电扫功能实时调整卫星的数传姿态，使数传期间相机与太阳光的夹角保持60°以上，维持相机的稳定，同时尽可能使用相控阵天线的中心波束来保证数传质量。

Description

一种自适应规避太阳的数传姿态规划方法

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，是一种自适应规避太阳的数传姿态规划方法。

背景技术

对地凝视姿态利用卫星的机动能力使卫星本体系Z轴始终指向地面站，可以使用相控阵天线的中心波束来数传，具有数传时间长且稳定的特点，因此光学遥感卫星在对地面站进行数传任务时大多采用凝视姿态。在相机和相控阵天线均与卫星本体系Z轴重合的卫星结构下，由于凝视数传姿态特点，在执行数传任务过程中会出现太阳光与相机夹角较小，导致相机镜筒内壁温度上升，严重时会影响成像质量以及相机的在轨使用寿命。在相机和相控阵天线偏置安装的卫星结构下，也无法在全纬度范围内避免太阳光入射。因此，在光学遥感卫星执行数传任务时要考虑对太阳光的规避问题。利用相控阵天线在最大波束角范围内均可以数传的特点，根据卫星与太阳光的夹角关系实时调整卫星在凝视数传过程中的姿态，既防止相机进光又尽可能使用相控阵天线的中心波束，保证数传过程充足且稳定。

发明内容

本发明针对光学遥感卫星以凝视姿态对地面站数传时对太阳光的规避进行了姿态规划。首先，计算出地心地固坐标系(简称WGS84系)下太阳矢量；然后，计算太阳光线入射情况，一方面计算卫星飞行方向与太阳光线夹角，来判断太阳方位，另一方面计算卫星-地面站矢量与太阳光线夹角，来判断入射角度大小；最后，通过入射太阳光的角度和方位自适应调整凝视数传姿态。本发明提供了一种自适应规避太阳的数传姿态规划方法，本发明提供了以下技术方案：

一种自适应规避太阳的数传姿态规划方法，包括以下步骤：

步骤1：根据J2000系下太阳矢量和J2000系与WGS84系之间的转换矩阵确定WGS84系下太阳矢量；

步骤2：根据WGS84系下太阳矢量，确定太阳矢量与光学遥感卫星飞行方向夹角；

步骤3：根据入射太阳光的夹角大小，自适应调整凝视数传姿态，对数传姿态进行规划。

优选地，所述步骤1具体为：

步骤1.1：利用UTC求取儒略日JD和儒略世纪数T：

其中，year,month，day分别表示格林尼治年、月、日；hour，minute,second分别表示UTC小时，分钟，秒；int()表示取整；

步骤1.2：当地球围绕太阳作无摄运动，确定J2000坐标系下太阳矢量R_SJ，黄赤交角i与太阳黄经l通过下式表示：

i＝23°26′21.448″-46.8150″T-0.00059″T²(0.019993°-0.000101°·T)·sin(2M)+0.00029°·sin(3M)

其中，L₀表示太阳几何平黄经，M表示太阳平近点角：

根据计算出的黄赤交角i与太阳黄经l得J2000系下的太阳矢量R_SJ：

步骤1.3：将J2000坐标系下太阳矢量转到WGS84坐标系下，由地球自转转换矩阵R和岁差转换矩阵P计算得到J2000坐标系到WGS84系的坐标转换矩阵W：

W＝R·P

则WGS84系中的太阳矢量R_SW通过下式表示：

R_SW＝W·R_SJ

优选地，所述步骤2具体为：

步骤2.1：计算太阳矢量与卫星飞行方向夹角，当某一数传时刻卫星在WGS84系下的速度为V，则飞行方向与太阳矢量的夹角通过下式表示：

步骤2.2：计算入射太阳光大小，某处地面站D的经度、纬度、高度分别为lo、la、h，则当前站在WGS-84系下的坐标为R_D＝(R_DX R_DY R_DZ)，通过下式表示坐标：

其中，

为成像点处地球半径，r_e＝6378173m为地球赤道平均半径，e＝0.081819190928906为地球扁率；

卫星在WGS84系下的位置为R＝[R_X R_Y R_Z]，则在WGS84系中卫星指向地面站D的矢量为：

R_SD＝[R_DX-R_X R_DY-R_Y R_DZ-R_Z]

通过下式表示太阳矢量与卫星-地面站矢量夹角α：

优选地，当θ为锐角时，太阳光线在飞行方向的前方；当θ为钝角时，太阳光线在飞行方向的后方。

优选地，所述步骤3具体为：

步骤3.1：对地凝视姿态求解，根据欧拉轴角定义，为使卫星光轴指向特定地面目标点，将轨道坐标系绕欧拉轴L逆时针旋转ξ角度，得到轨道系下的期望姿态，地心-卫星矢量R与地心-地面站矢量R_D所构成的平面的法向量即为所求欧拉轴L，通过下式表示L：

卫星-地心矢量-R与地心-地面站矢量R_D之间的夹角即为所求欧拉角ξ，通过下式表示ξ：

步骤3.2：当轨道坐标系的X轴、Y轴和Z轴在WGS-84坐标系下的单位向量分别为分量r_x、r_y和r_z，则轨道坐标系下期望的凝视姿态四元数为：

步骤3.3：相机和相控阵天线均与本体系Z轴重合，凝视姿态保证星体Z轴始终指向地面站，使用相控阵天线的中心波束进行长时间地连续地对地数传，利用相控阵天线在最大波束角范围内数传，实时调整对地凝视姿态；

姿态调整四元数为

则实际期望坐标系相对轨道坐标系的四元数为q＝q₀·q_δ。

优选地，所述最大波束角为60°。

优选地，当θ为锐角时，太阳光线在飞行方向的前方，将卫星姿态绕轨道系Y轴向后调整δ：

当θ为钝角时，太阳光线在飞行方向的后方，将卫星姿态绕轨道系Y轴向前调整δ：

本发明具有以下有益效果：

本发明针对光学遥感卫星中相机与相控阵均与卫星本体系Z轴重合，采用凝视姿态对地面站数传时存在的太阳光与相机夹角过小的问题。根据太阳光入射方向和入射角度，利用相控阵天线电扫功能实时调整卫星的数传姿态，使数传期间相机与太阳光的夹角保持60°以上，维持相机的稳定，同时尽可能使用相控阵天线的中心波束来保证数传质量。

附图说明

图1为太阳光与卫星飞行方向夹角关系示意图；

图2为卫星对地面站凝视数传姿态示意图；

图3为示例1凝视姿态与自适应规避姿态数传时惯性系下角速度示意图；

图4为示例1凝视姿态与自适应规避姿态数传时轨道系下姿态角示意图；

图5为示例1中卫星姿态调整角度示意图；

图6为示例1中卫星Z轴与太阳光夹角示意图；

图7为示例2凝视姿态与自适应规避姿态数传时惯性系下角速度示意图；

图8为示例2凝视姿态与自适应规避姿态数传时轨道系下姿态角示意图；

图9为示例2中卫星姿态调整角度示意图；

图10为示例2中卫星Z轴与太阳光夹角示意图；

图11为自主规划卫星任务最佳时间与姿态的流程。

具体实施方式

以下结合具体实施例，对本发明进行了详细说明。

具体实施例一：

根据图1至图11所示，本发明提供一种自适应规避太阳的数传姿态规划方法，包括以下步骤：

步骤1：根据J2000系下太阳矢量和J2000系与WGS84系之间的转换矩阵确定WGS84系下太阳矢量；

所述步骤1具体为：

步骤1.1：利用UTC求取儒略日JD和儒略世纪数T：

其中，year,month，day分别表示格林尼治年、月、日；hour，minute,second分别表示UTC小时，分钟，秒；int()表示取整；

步骤1.2：当地球围绕太阳作无摄运动，确定J2000坐标系下太阳矢量R_SJ，黄赤交角i与太阳黄经l通过下式表示：

i＝23°26′21.448″-46.8150″T-0.00059″T²(0.019993°-0.000101°·T)·sin(2M)+0.00029°·sin(3M)

其中，L₀表示太阳几何平黄经，M表示太阳平近点角：

根据计算出的黄赤交角i与太阳黄经l得J2000系下的太阳矢量R_SJ：

步骤1.3：将J2000坐标系下太阳矢量转到WGS84坐标系下，由地球自转转换矩阵R和岁差转换矩阵P计算得到J2000坐标系到WGS84系的坐标转换矩阵W：

W＝R·P

则WGS84系中的太阳矢量R_SW通过下式表示：

R_SW＝W·R_SJ

步骤2：根据WGS84系下太阳矢量，确定太阳矢量与光学遥感卫星飞行方向夹角；

所述步骤2具体为：

步骤2.1：计算太阳矢量与卫星飞行方向夹角，当某一数传时刻卫星在WGS84系下的速度为V，则飞行方向与太阳矢量的夹角通过下式表示：

步骤2.2：计算入射太阳光大小，某处地面站D的经度、纬度、高度分别为lo、la、h，则当前站在WGS-84系下的坐标为R_D＝(R_DX R_DY R_DZ)，通过下式表示坐标：

其中，

为成像点处地球半径，r_e＝6378173m为地球赤道平均半径，e＝0.081819190928906为地球扁率；

卫星在WGS84系下的位置为R＝[R_X R_Y R_Z]，则在WGS84系中卫星指向地面站D的矢量为：

R_SD＝[R_DX-R_X R_DY-R_Y R_DZ-R_Z]

通过下式表示太阳矢量与卫星-地面站矢量夹角α：

当θ为锐角时，太阳光线在飞行方向的前方；当θ为钝角时，太阳光线在飞行方向的后方。

步骤3：根据入射太阳光的自适应，调整凝视数传姿态，对数传姿态进行规划。

所述步骤3具体为：

步骤3.1：对地凝视姿态求解，根据欧拉轴角定义，为使卫星光轴指向特定地面目标点，将轨道坐标系绕欧拉轴L逆时针旋转ξ角度，得到轨道系下的期望姿态，地心-卫星矢量R与地心-地面站矢量R_D所构成的平面的法向量即为所求欧拉轴L，通过下式表示L：

卫星-地心矢量-R与地心-地面站矢量R_D之间的夹角即为所求欧拉角ξ，通过下式表示ξ：

步骤3.2：当轨道坐标系的X轴、Y轴和Z轴在WGS-84坐标系下的单位向量分别为分量r_x、r_y和r_z，则轨道坐标系下期望的凝视姿态四元数为：

步骤3.3：相机和相控阵天线均与本体系Z轴重合，凝视姿态保证星体Z轴始终指向地面站，使用相控阵天线的中心波束进行长时间地连续地对地数传，利用相控阵天线在最大波束角范围内数传，实时调整对地凝视姿态，所述最大波束角为60°。

姿态调整四元数为

则实际期望坐标系相对轨道坐标系的四元数为q＝q₀·q_δ。

当θ为锐角时，太阳光线在飞行方向的前方，将卫星姿态绕轨道系Y轴向后调整δ：

当θ为钝角时，太阳光线在飞行方向的后方，将卫星姿态绕轨道系Y轴向前调整δ：

具体实施例二：

轨道类型：太阳同步轨道；轨道高度：535km；降交点地方时：11:20am。

仿真示例1

北极站：经度15.438°，纬度78.227°，高度0m；

仿真开始时刻：635918400(北京时间2020年2月25日16点00分00秒)；

卫星WGS84系下位置(km)：[-83.999705 2694.171159 6365.991616]；

卫星WGS84系下速度(km/s)：[2.955540 -6.495626 2.788032]；

仿真时长：600秒；

相控阵最大波束角：60°；

分别对凝视姿态和自适应规避太阳姿态下的角速度、姿态角以及Z轴与太阳光的夹角进行对比，两种数传姿态下惯性系下角速度如图3所示，轨道系下姿态角如图4所示，卫星姿态转角如图5所示，卫星本体系Z轴与太阳光的夹角如图6所示。

从仿真结果可以看出，在北纬数传时，自适应规避姿态可以保证相机光轴与太阳光夹角在60°以上，卫星姿态调整角度逐渐变为0，即逐渐使用相控阵天线的中心波束。

仿真示例2

南纬一地面站：经度-67°，纬度-42°，高度0m；

仿真开始时刻：670562700(北京时间2021年4月1日15点25分00秒)；

卫星WGS84系下位置(km)：[2802.388200 -5793.199460 -2525.711262]；

卫星WGS84系下速度(km/s)：[-2.582346 1.802921 -7.000773]；

仿真时长：600秒；

相控阵最大波束角：60°；

分别对凝视姿态和自适应规避太阳姿态下的角速度、姿态角以及Z轴与太阳光的夹角进行对比，两种数传姿态下惯性系下角速度如图7所示，轨道系下姿态角如图8所示，卫星姿态转角如图9所示，卫星本体系Z轴与太阳光的夹角如图10所示。

从仿真结果可以看出，在南纬数传时，自适应规避姿态可以保证相机光轴与太阳光夹角在60°以上，卫星姿态调整角度由0逐渐变大，即开始数传时使用相控阵天线的中心波束，而后为规避太阳逐渐调整卫星姿态。

以上所述仅是一种自适应规避太阳的数传姿态规划方法的优选实施方式，一种自适应规避太阳的数传姿态规划方法的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于该思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和变化，这些改进和变化也应视为本发明的保护范围。

Claims (2)

1.一种自适应规避太阳的数传姿态规划方法，其特征是：包括以下步骤：

步骤1：根据J2000系下太阳矢量和J2000系与WGS84系之间的转换矩阵确定WGS84系下太阳矢量；

步骤2：根据WGS84系下太阳矢量，确定太阳矢量与光学遥感卫星飞行方向夹角；

步骤3：根据入射太阳光的角度大小，自适应调整凝视数传姿态，对数传姿态进行规划；

所述步骤3具体为：

步骤3.1：对地凝视姿态求解，根据欧拉轴角定义，为使卫星光轴指向特定地面目标点，将轨道坐标系绕欧拉轴L逆时针旋转ξ角度，得到轨道系下的期望姿态，地心-卫星矢量R与地心-地面站矢量R_D所构成的平面的法向量即为所求欧拉轴L，通过下式表示L：

卫星-地心矢量-R与地心-地面站矢量R_D之间的夹角即为所求欧拉角ξ，通过下式表示ξ：

步骤3.2：当轨道坐标系的X轴、Y轴和Z轴在WGS-84坐标系下的单位向量分别为分量r_x、r_y和r_z，则轨道坐标系下期望的凝视姿态四元数为：

步骤3.3：相机和相控阵天线均与本体系Z轴重合，凝视姿态保证星体Z轴始终指向地面站，使用相控阵天线的中心波束进行长时间地连续地对地数传，利用相控阵天线在最大波束角范围内数传，实时调整对地凝视姿态；

姿态调整四元数为

δ为姿态调整角度，则实际期望坐标系相对轨道坐标系的四元数为q＝q₀·q_δ；

当飞行方向与太阳矢量的夹角θ为锐角时，太阳光线在飞行方向的前方；当θ为钝角时，太阳光线在飞行方向的后方；所述最大波束角为60°；

当θ为锐角时，太阳光线在飞行方向的前方，将卫星姿态绕轨道系Y轴向后调整δ：

当θ为钝角时，太阳光线在飞行方向的后方，将卫星姿态绕轨道系Y轴向前调整δ：

δ为姿态调整角度，α为太阳矢量与卫星-地面站矢量夹角。

2.根据权利要求1所述的一种自适应规避太阳的数传姿态规划方法，其特征是：所述步骤2具体为：

步骤2.1：计算太阳矢量与卫星飞行方向夹角，当某一数传时刻卫星在WGS84系下的速度为V，则飞行方向与太阳矢量的夹角通过下式表示：

步骤2.2：计算入射太阳光大小，某处地面站D的经度、纬度、高度分别为lo、la、h，则当前站在WGS-84系下的坐标为R_D＝(R_DX R_DY R_DZ)，通过下式表示坐标：

其中，

为成像点处地球半径，r_e＝6378173m为地球赤道平均半径，e＝0.081819190928906为地球扁率；

卫星在WGS84系下的位置为R＝[R_X R_Y R_Z]，则在WGS84系中卫星指向地面站D的矢量为：

R_SD＝[R_DX-R_X R_DY-R_Y R_DZ-R_Z]

通过下式表示太阳矢量与卫星-地面站矢量夹角α：

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