太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝指向設計方法

太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝指向設計方法
【專利摘要】本發明公開了一種太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝指向設計方法，基于衛星在軌運行期間雜散光與衛星本體坐標系間的矢量模型，分析出雜散光與衛星本體坐標系的矢量關系，通過建立雜散光邊界曲線數學方程，解算出不受雜散光影響區域；通過邊界曲線夾角關系，確定三個星敏感器可工作工況以及安裝指向范圍及方程，并得出為抑制雜散光星敏感器遮光罩設計最大太陽光、地氣光遮蔽角之間關系；同時提出各種工況條件下不受雜光影響區域不滿足雙星敏安裝時，在單一工況下至少有兩個星敏可工作的星敏安裝指向最優方案。本發明具有如下優點：為星敏感器避免雜散光影響進行安裝指向及設計提供了一種有實際應用價值的設計方案。
【專利說明】
太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝指向設計方法
技術領域
[0001] 本發明涉及航天器姿態測量領域，具體涉及一種太陽同步軌道衛星三視場星敏感 器安裝指向設計方法。
【背景技術】
[0002] 星敏感器作為航天器姿態測量器件，以恒星作為姿態測量參考基準，與其它衛星 姿態敏感器件(太陽敏感器、陀螺、磁強計等)相比具有精度高、無漂移、功耗低，并且輸出絕 對姿態信息的優點，是當前應用最廣泛的姿態敏感器。在衛星運行過程中，星敏感器有可能 受到太陽光或地氣光的干擾，使星敏感器的像面背景噪聲提高，影響星點提取的準確性，甚 至星點會被淹沒在背景雜光中，導致星敏感器無法正常工作。因此，星敏感器的抗雜散光問 題是目前星敏感器研究的一項重要內容。
[0003] 在星敏感器雜散光抑制方面，一方面可以通過設計星敏感器光學鏡頭、遮光罩結 構或改變遮光罩內壁涂層材料提高星敏感器自身的抗雜散光性能，另一方面可以通過分析 和優化星敏感器在衛星上的安裝位置來盡量避免雜散光對星敏感器的影響。相比于單視 場、雙視場星敏感器，三視場星敏感器具有可測視場角大、精度及可靠性高等優點。為提高 星敏感器性能，國外研究機構對多視場星敏感器進行了大量研究，如法國S0DERN公司研發 了HYDRA三視場星敏感器，并進行了商業化；日本三菱電機公司研發了SIS三視場星敏感器， 并進行了實際在軌應用。由于太陽同步軌道衛星三視場星敏感器運行與軌道高度、降交點 地方時、衛星工況等條件有關，各種工況條件下航天器不受雜散光影響區域十分有限，為使 三視場星敏感器在各種工況條件下正常工作，其在航天器上安裝條件十分苛刻，甚至無法 實現。為此，為保證姿態測量精度，至少保證有兩個星敏感器可在任何工況下正常工作，第 三星敏感器在特定工況條件下使用。三視場星敏感器在測量精度及可靠性方面具有明顯優 勢，是星敏感器技術發展的重要方向之一。
[0004] 在星敏感器安裝指向方法研究方面，有許多研究機構針對實際應用提出了設計方 法，其中，針對衛星多種工況姿態條件，2010年航天東方紅公司提出了基于任務規劃的星敏 感器安裝角度確定方法可以解決敏捷機動工況下給定星敏感器安裝指向問題，但該方法通 過不斷調整星敏感器的安裝角度和工況條件確定出合適的星敏感器安裝角度，設計方法十 分復雜，同時不能給出在不同安裝指向條件下星敏感器遮光罩最大太陽光、地氣光遮蔽角。

【發明內容】

[0005] 本發明旨在至少解決上述技術問題之一。
[0006] 為此，本發明的一個目的在于提出一種太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝指 向設計方法。
[0007] 為了實現上述目的，本發明的實施例公開了一種太陽同步軌道衛星三視場星敏感 器安裝指向設計方法，包括以下步驟：S1:設置太陽同步軌道參數、衛星參數、STK軟件中 HP0P阻力模型參數;S2:在STK軟件中進行HP0P仿真，確定衛星在軌運行期間太陽光與衛星 本體坐標系三軸矢量夾角，其中，對于衛星本體坐標系，Z軸指向地心，X軸為衛星前進方向， Y軸由右手定則確定，a為太陽光與X軸夾角，0為太陽光與Y軸夾角，y為太陽光與Z軸夾角； S3:根據地球半徑、大氣層高度計算確定地氣光與衛星本體邊界夾角；S4:根據所述衛星在 軌運行期間太陽光與衛星本體坐標系三軸矢量夾角，確定所述衛星在無機動狀態下，太陽 光相對衛星本體坐標系邊界數學方程;根據所述地氣光與衛星本體邊界夾角確定所述衛星 在無機動狀態下，地氣光相對衛星本體坐標系邊界數學方程;S5:設置衛星機動狀態下最大 側擺角和俯仰角，根據坐標系旋轉矩陣確定所述衛星在不同機動狀態下太陽光、地氣光相 對衛星本體坐標系邊界曲線數學方程，以及各種工況條件下衛星本體坐標系不受雜光影響 區域;S6:判斷各種工況條件下不受雜光影響區域能否滿足雙星敏安裝，如可以，根據方程 x +z =、所述衛星在各種工況狀態下，太陽光相對衛星本體坐標系邊界數學方程、 [ a* = sin (0 地氣光相對衛星本體坐標系邊界數學方程，分析雜散光邊界夾角關系，確定互相垂直雙視 場星敏感器安裝條件下為避免雜散光影響星敏感器安裝指向范圍數學方程，其中C0為雙視 場星敏感器單視場指向偏離YZ平面角度;S7:根據雙視場星敏感器安裝平面與衛星本體坐 X：2 + V2 + z2 = 1 標系XY平面夾角0與進動角co關系方程 .v = sin? ，確定雙視場星敏感器安裝平面與 z=y tan 衛星本體坐標系XY平面夾角_范圍及其與進動角《關系；根據關系式 =疋/ 2 -沒-p計算太陽光最大遮蔽角；根據關系式！__raax = -;r/2+沒+爐,極值點 z〈0和max=；r/2 -沒hp，極值點z>0計算地氣光最大遮蔽角；其中，S_max為太陽光最大 遮蔽角，E_max為地氣光最大遮蔽角，供為雙視場星敏感器安裝平面與衛星本體坐標系XY平 面夾角，9為極值點所在指向Z平面投影線與Z軸夾角，同時，極值點為星敏感器不同指向太 陽光/地氣光邊界曲線在其軸線上最高投影點；S8:確定在各種工況互相垂直雙視場星敏 感器正常工作條件下，第三視場星敏感器可工作工況及安裝指向數學方程;S9:確定第三視 場星敏感器遮光罩最大太陽光遮蔽角與地氣光遮蔽角關系，根據遮光罩設計原則判斷最優 安裝區間是否滿足設計要求;若滿足設計要求，設計結束;若不滿足設計要求，執行步驟S5， 重新設置衛星機動狀態下最大側擺角、俯仰角；以及S10:隨衛星側擺角增大雙星敏不能在 各種工況條件下不受雜散光影響而進行正常工作時，I在衛星左側擺及正常工況情況下有 兩個星敏可正常工作，n在衛星右側擺及正常工況情況下有兩個星敏可正常工作，m在衛 星左側擺及右側擺工況情況下有兩個星敏可正常工作。
[0008] 根據本發明實施例的太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝指向設計方法，有效 解決太陽同步軌道航天器所安裝三視場星敏感器為避免雜散光影響安裝指向問題，為星敏 感器遮光罩設計及多視場星敏感器安裝指向提供了理論基礎。
[0009] 另外，根據本發明上述實施例的太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝指向設計 方法，還可以具有如下附加的技術特征：
[0010] 進一步地，在步驟S1中，所述太陽同步軌道參數包括高度h、降交點地方時T、在軌 運行周期t;所述衛星參數包括衛星質量M、衛星體積V;所述STK軟件中HP0P阻力模型參數包 括大氣阻力Cd、太陽光壓C r、衛星面質比A/M和地磁力心，其中，所述衛星面質比A/M為1/4衛 星表面積S與質量M的比值。
[0011] 進一步地，步驟S3進一步包括:設置地球半徑Re，大氣層高度d，根據y atm = asin ((Re+d)/h)，計算確定地氣光與衛星本體邊界夾角y atm。
[0012] 進一步地，在步驟S5中，所述衛星的機動狀態包括左側擺、右側擺、前仰和后仰。 [0013] 進一步地，步驟S6進一步包括:所述三視場星敏感器中前兩星敏感器相互垂直，首 先確定雙視場星敏感器安裝指向，然后確定第三星敏感器工作工況及安裝指向，其中，所述 f ^2 十 2. + 2 _ 1 雙視場星敏感器單視場指向偏離YZ平面《角與球面交線方程為:X +'V 所述雙視
[ ,v = sin co 4 場星敏感器單視場指向偏離YZ平面co角與球面交線方程與衛星左側擺及前側擺地氣光邊 界曲線方程求解繞Z軸不同偏轉角度平面與地氣光邊界曲線交角;所述雙視場星敏感器單 視場指向偏離YZ平面co角與球面交線方程與衛星右側擺太陽光邊界曲線方程求解繞Z軸不 同偏轉角度平面與地氣光邊界曲線交角;星敏感器安裝指向與YZ平面成n角，星敏安裝線與 Z軸夾角范圍為:sinS~sine，其中，e為星敏感器安裝線與相應地氣光邊界曲線交點與衛星 本體坐標系原點的連線與Z軸的夾角，S為星敏感器安裝線與相應太陽光邊界曲線交點與衛 星本體坐標系原點的連線與Z軸的夾角，雙星敏安裝指向范圍曲線方程分別為： X2 + V2 + z2 = 1 X2 + V2 + Z3 - 1 * .r - sin/； ，< v = - sin /； 。 sin S <z < sin^, r > 0 v sin 8 <z < sin e, r > 0
[0014]進一步地，步驟S8進一步包括:第三星敏感器安裝指向在衛星本體坐標系-Y-Z平 面內，判斷第三星敏可工作工況，以及為使第三星敏使用效率最大化其可工作工況范圍，計 算該范圍太陽光邊界在-Y-Z平面與Y軸夾角〇 s，地氣光邊界在-Y-Z平面與Y軸夾角~，第三星 敏安裝指向曲線方程如下： + J2 + z1 = 1
[0015] x = 0 〇 -sin us <z<- sin cxe, y < 0
[0016] 進一步地，步驟S9進一步包括:第三星敏太陽光最大遮蔽角S_max = 〇-〇s;第三星 敏地氣光最大遮蔽角E_max = c^-o。
[0017] 進一步地，步驟S10進一步包括：
[0018] 在衛星左側擺及正常工況下，星敏可安裝指向區域包含:①衛星左側擺地氣光邊 界曲線到衛星正常工況太陽光左側邊界曲線之間，②衛星正常工況地氣光邊界曲線到衛星 左側擺太陽光邊界曲線之間；
[0019] 在衛星右側擺及正常工況下，星敏可安裝指向區域包含:③衛星正常工況地氣光 邊界曲線到衛星右側擺太陽光邊界曲線之間，④衛星正常工況太陽光右側邊界曲線到衛星 右側擺地氣光邊界曲線之間；
[0020] 在衛星左側擺及右側擺工況下，星敏可安裝指向區域包含:⑤衛星正常工況太陽 光兩邊界曲線之間；
[0021 ]當區域④滿足星敏安裝時，雙星敏最優區域為①和④，第三星敏指向區域⑤；當區 域④不能滿足星敏安裝時，雙星敏最優指向區域為①和③，第三星敏指向區域⑤。
[0022] 本發明的附加方面和優點將在下面的描述中部分給出，部分將從下面的描述中變 得明顯，或通過本發明的實踐了解到。
【附圖說明】
[0023] 本發明的上述和/或附加的方面和優點從結合下面附圖對實施例的描述中將變得 明顯和容易理解，其中：
[0024]圖1是本發明的太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝指向設計方法的流程圖； [0025]圖2是本發明一個實施例的太陽光相對衛星本體坐標系示意圖；
[0026]圖3是本發明一個實施例的三年在軌運行期間太陽光與衛星本體坐標系關系模 型；
[0027]圖4是本發明一個實施例的衛星無機動狀態下太陽光邊界曲線與衛星本體坐標系 關系圖；
[0028]圖5是本發明一個實施例的衛星無機動狀態下地氣光邊界曲線與衛星本體坐標系 關系圖；
[0029]圖6是本發明一個實施例的衛星不同工況下太陽光、地氣光邊界曲線在YZ平面投 影；
[0030] 圖7是本發明一個實施例的衛星不同工況下太陽光、地氣光邊界曲線在XZ平面投 影；
[0031] 圖8是本發明一個實施例的不同安裝偏角情況下太陽光、地氣光與Z軸夾角；
[0032]圖9是本發明一個實施例的互相垂直雙視場星敏感器安裝指向線與Z軸夾角；
[0033]圖10是本發明一個實施例的互相垂直雙視場星敏感器遮光罩最大太陽遮蔽角與 最大地氣光遮蔽角關系圖；
[0034]圖11是本發明一個實施例的三視場星敏感器安裝指向示例圖。
[0035]圖12是本發明一個實施例太陽同步軌道高度535km、10:30軌道衛星在左右擺動及 前后擺動均為45°情況下，衛星本體坐標系受雜散光影響及三星敏安裝指向區域示意圖。
【具體實施方式】
[0036]下面詳細描述本發明的實施例，所述實施例的示例在附圖中示出，其中自始至終 相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。下面通過參考附 圖描述的實施例是示例性的，僅用于解釋本發明，而不能理解為對本發明的限制。
[0037]在本發明的描述中，需要理解的是，術語"中心"、"縱向"、"橫向"、"上"、"下"、 "前"、"后"、"左"、"右"、"豎直"、"水平"、"頂"、"底"、"內"、"外"等指示的方位或位置關系為 基于附圖所示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發明和簡化描述，而不是指示或暗 示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對 本發明的限制。此外，術語"第一"、"第二"僅用于描述目的，而不能理解為指示或暗示相對 重要性。
[0038]在本發明的描述中，需要說明的是，除非另有明確的規定和限定，術語"安裝"、"相 連"、"連接"應做廣義理解，例如，可以是固定連接，也可以是可拆卸連接，或一體地連接;可 以是機械連接，也可以是電連接;可以是直接相連，也可以通過中間媒介間接相連，可以是 兩個元件內部的連通。對于本領域的普通技術人員而言，可以具體情況理解上述術語在本 發明中的具體含義。
[0039] 參照下面的描述和附圖，將清楚本發明的實施例的這些和其他方面。在這些描述 和附圖中，具體公開了本發明的實施例中的一些特定實施方式，來表示實施本發明的實施 例的原理的一些方式，但是應當理解，本發明的實施例的范圍不受此限制。相反，本發明的 實施例包括落入所附加權利要求書的精神和內涵范圍內的所有變化、修改和等同物。
[0040] 以下結合附圖描述根據本發明實施例的太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝 指向設計方法。
[0041] 請參考圖1，一種太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝指向設計方法，包括以下 步驟：
[0042] S1:設置太陽同步軌道參數:包括高度h、降交點地方時T、在軌運行周期t;衛星參 數:包括衛星質量M、衛星體積V;STK(Satellite Tool Kit)軟件中HP0P(高精度軌道預報） 阻力模型參數:包括大氣阻力Cd、太陽光壓Cr、衛星面質比A/M、地磁力K P，其中衛星面質比A/ M為1 /4衛星表面積S與質量M的比值。
[0043]具體地，考慮衛星對地成像、所受攝動及阻力因素，本實施例設置衛星軌道高度h 為700km;同時考慮對地觀測成像，本實施例設置降交點地方時T為受光照較為復雜的10:30 軌道;本實施例設置衛星運行周期t為3年。
[0044] 本實施例設置衛星質量M為20.5kg，衛星體積V為324*360*400mm。
[0045] 本實施例設置大氣阻力Cd為2.2，太陽光壓Cr為1.0，地磁力心為3.0，根據衛星面質 比A/M為1/4衛星表面積S與質量M的比值，計算可得衛星面質比A/M~0.01。
[0046] S2:在STK(Satellite Tool Kit)中進行HP0P(高精度軌道預報)仿真，確定衛星在 軌運行期間太陽光與衛星本體坐標系三軸矢量夾角，其中，對于衛星本體坐標系，Z軸指向 地心，X軸為衛星前進方向，Y軸由右手定則確定，a為太陽光與X軸夾角，0為太陽光與Y軸夾 角，Y為太陽光與Z軸夾角。
[0047]具體地，本實施例中，對于衛星本體坐標系，Z軸指向地心，X軸為衛星前進方向，Y 軸由右手定則確定，a為太陽光與X軸夾角，0為太陽光與Y軸夾角，y為太陽光與Z軸夾角，如 圖2所示。根據步驟S1參數設置，本實施例通過STK軟件得出衛星在軌運行3年間太陽光與衛 星本體坐標系三軸矢量夾角，其中，太陽光與X軸向矢量夾角余弦最大值a max為〇. 9946，最小 值amin為-0.9946,因此太陽光與X軸夾角范圍為5.9620°~174.0470° ;太陽光與Y軸向矢量 夾角余弦最大值hax為-0.0841，最小值心^為-0.4537，因此太陽光與Y軸夾角范圍為 94.8270°~116.9830° ;太陽光與Z軸向矢量夾角余弦最大值y max為0.4376，最小值y min為-0.9914,因此太陽光與Y軸夾角范圍為64.0470°~172.4730°。將各時刻太陽光矢量方向在 衛星本體坐標系中描述出來，如圖3所示，光點表示太陽光相對于衛星本體坐標系原點的來 光矢量方向。
[0048] S3:設置地球半徑Re，大氣層高度d，根據yatm=aSin((R e+d)/h)，計算確定地氣光 與衛星本體邊界夾角y ato，即與Z軸正方向夾角。
[0049] 具體地，由于地心引力作用，幾乎全部氣體集中在離地面100公里的高度范圍內， 其中75%的大氣又集中在地面至10公里高度的對流層范圍內。本實施例設定大氣層高度d =1001〇11，地球半徑1^ = 63781〇]1。根據關系式丫￡11；111=38；[11((1^+(1)/11)，將上述參數代入上式計 算可得地氣光與衛星本體邊界夾角（即與Z軸正方向夾角）yatm為66.24°，考慮半長軸變化， 本實施例采用67° (對應659.44km)冗余設計。
[0050] S4.根據步驟S2中衛星在軌運行期間太陽光與衛星本體坐標系三軸矢量夾角，確 定衛星無機動狀態下太陽光相對衛星本體坐標系邊界數學方程;根據步驟S3確定衛星無機 動狀態下地氣光相對衛星本體坐標系邊界數學方程。
[0051] 具體地，衛星無機動工作狀態下，太陽光邊界方程通過步驟S2中太陽光與衛星本 體坐標系各軸夾角極值確定，根據步驟S2分析，太陽光在衛星本體坐標系邊界方程由兩條 曲線構成，分別如下公式，其中Z〈0.，02 = 116.9830°，如圖4。 「x2 + V2 + z2 二 1
[0052] ' L .vising ⑴ f X2 + v2 + z2 = 1
[0053] ' . n 1 .v = A (2)
[0054]由于衛星本體坐標系Z軸始終指向地心，因此，衛星無機動狀態下地氣光邊界可 通過不同軌道高度地氣光半錐角直接確定，地氣光在衛星本體坐標系邊界方程如下公式， 其中0 = 67°，如圖5。 f x2 + v2 + z2 = 1
[0055] ^ _ ! z = cos 0 (3 )
[0056] S5:設置衛星機動狀態下最大側擺角、俯仰角，根據坐標系旋轉矩陣確定衛星在不 同機動狀態下（左側擺、右側擺、前仰、后仰)太陽光、地氣光相對衛星本體坐標系邊界曲線 數學方程，以及各種工況條件下衛星本體坐標系不受雜光影響區域。
[0057]具體地，本實施例定義衛星前擺為:衛星繞本體坐標系繞Y軸由+X向-Z軸向偏轉， 最大偏轉角為_30° ;衛星后擺為:衛星繞本體坐標系繞Y軸由+X向+Z軸向偏轉，最大偏轉角 為30°。本實施例定義衛星左側擺:衛星繞本體坐標系繞X軸由-Y向-Z軸向偏轉，最大偏轉角 為30° ;右側擺:衛星繞本體坐標系繞X軸由-Y向+Z軸向偏轉，最大偏轉角為30°。
[0058]衛星左側擺30°地氣光邊界曲線方程等價于步驟S4中地氣光邊界方程(3)繞X軸旋 轉-30°，經旋轉矩陣變換后，如下式：
[0060]衛星左側擺30°太陽光邊界曲線方程等價于步驟S4中太陽光邊界方程（1)、（2)繞X 軸旋轉-30°，只需分析其左側邊界曲線（1)的影響，經旋轉矩陣變換后，如下式：
[0062]衛星右側擺30°地氣光邊界曲線方程等價于步驟S4中地氣光邊界方程(3)繞X軸 旋轉+30°，經旋轉矩陣變換后，如下式：
[0064]衛星右側擺30°太陽光邊界曲線方程等價于步驟S4中太陽光邊界方程（1)、（2)繞X 軸旋轉+30°，只需分析其右側邊界曲線(2)的影響，經旋轉矩陣變換后，如下式：
[0066]衛星前擺30°地氣光邊界曲線方程等價于步驟S4中地氣光邊界方程（3)繞Y軸旋 轉-30°，經旋轉矩陣變換后，如下式：
[0068]衛星前擺30°太陽光邊界曲線方程等價于步驟S4中太陽光邊界方程（1)、（2)繞Y軸 旋轉-30°，太陽光相對衛星本體坐標系的影響區域在地氣光覆蓋范圍內，不需分析。
[0069]衛星后擺30°地氣光邊界曲線方程等價于步驟S4中地氣光邊界方程(3)繞Y軸旋轉 30°，經旋轉矩陣變換后，如下式：
[0071]衛星后擺30°太陽光邊界曲線方程等價于步驟S4中太陽光邊界方程（1)、（2)繞Y軸 旋轉-30°，太陽光相對衛星本體坐標系的影響區域在地氣光覆蓋范圍內，不需分析。
[0072] 根據步驟S4和S5上述部分對太陽光、地氣光在各種工況下的邊界方程的提取及 變換，可得出在各種工況下衛星本體坐標系不受太陽光、地氣光干擾的區域，邊界曲線在衛 星本體YZ平面投影如圖6,可知不受干擾光影響區域共兩部分，夾角范圍分別為57.8°和 26°。本實施例設置星敏感器視場角為15°，因此，57.8°范圍區域滿足雙星敏安裝條件，26° 范圍區域不滿足星敏感器安裝最小條件。邊界曲線在XZ平面投影如圖7,可知不受干擾區域 由衛星右側擺地氣光邊界曲線（6)、衛星左側擺太陽光邊界曲線（5)、衛星后側擺地氣光邊 界曲線(9)和衛星前側擺地氣光邊界曲線(8)構成。
[0073] S6.根據方程fY_ + jr + f = 1與步驟S4、S5確定的邊界方程，分析雜散光邊界夾角 I = sin (〇 關系，確定雙視場星敏感器安裝條件下為避免雜散光影響星敏感器安裝指向范圍數學方 程，其中《為雙視場星敏感器單視場指向偏離YZ平面角度。
[0074] 具體地，本實施例三視場星敏感器中兩個星敏感器相互垂直，首先確定互相垂直 的雙視場星敏感器安裝指向，然后確定第三星敏感器工作工況及安裝指向。為使雙視場星 敏感器在衛星各種工況下可同時正常工作，雙視場星敏感器單視場指向偏離YZ平面與球 面交線方程為： 「X_ + .V_ + 二 1 /? t A \
[0075] (10) I x - sin co
[0076]聯立方程（10)與衛星前側擺地氣光邊界曲線方程(8)、左側擺地氣光邊界曲線方 程(6)可求解繞Z軸不同偏轉角度平面與地氣光邊界曲線交角；同時，聯立方程（10)與衛星 右側擺太陽光邊界曲線方程(5)可求解繞Z軸不同偏轉角度平面與太陽光邊界曲線交角，如 圖8。隨著星敏感器指向繞Z軸偏離衛星本體坐標系YZ平面角度的增大，太陽光邊界曲線與 地氣光邊界曲線夾角逐漸減小。因此，星敏感器安裝指向與YZ平面夾角n為45°，45°星敏安 裝線與Z軸夾角范圍sinS~sine為： Sin(-41.01°)~sin(2.696°)，如圖9。45°雙星敏安裝 指向范圍曲線方程分別為： r 十，+ z-二 1
[0077] ， x = -0.656 < z < 0.0475>' > 0 ( 11) xx-^-y2 -1
[0078] 1 .t = -V2/2 -0.656 < .- < 0,047, j > 0 ( \2)
[0079] S7.確定雙視場星敏感器最大太陽光遮蔽角、地氣光遮蔽角關系，確定為避免雜散 光影響雙視場星敏感器指向范圍。
[0080] 具體地，根據雙視場星敏感器安裝平面與XY平面夾角爐與進動角co關系方程： X2 + V2 + Z2 = 1
[0081 ] 、 x = sin (〇 ( 13 ) z=y tan (p
[0082] 計算可得雙視場星敏感器安裝面與Z軸夾角范圍為-65°~3°，其中P為星敏安裝線 與YZ平面夾角，本實施例供為45°，co為雙視場星敏感器安裝面與XY平面夾角。
[0083] 最大太陽遮蔽角可由雙星敏安裝平面與XY平面夾角，太陽光極值點投影線與X軸 夾角Q求得，太陽最大遮蔽角！_max=T/2與太陽光最大遮蔽角計算類似，地氣光 最大遮蔽角也由上述關系解算得出，當極值點Z坐標小于0時，地氣光最大遮蔽角 ￡_max = -%/2十#+穸;當極值點z坐標大于0時，地氣光最大遮蔽角 max =;??/2 - <9 +滬〇根據上述計算，遮光罩最大太陽遮蔽角與最大地氣光遮蔽角的關系 如圖10。
[0084] 由于太陽光強遠高于地氣光，太陽遮蔽角需大于地氣光遮蔽角，因此雙星敏安裝 指向平面與XY平面夾角應大于-32°，同時，本實施例星敏視場角為15°，設計地氣光遮蔽角 不小于10°，由圖10可知，雙星敏安裝指向平面與XY平面夾角應小于-11°。因此，雙星敏安裝 指向平面與XY平面最優夾角識在-32°~-11°之間。
[0085] S8:確定在各種工況雙視場星敏感器正常工作條件下，第三視場星敏感器可工作 工況及安裝指向數學方程。
[0086]具體地，本實施例第三星敏感器安裝指向在衛星本體坐標系-Y-Z平面內，如圖11。 由步驟S5可知，各種工況下不受干擾光影響區域共兩部分，在-Y-Z平面內的部分為26°，由 于本實施例星敏感器視場角為15°，該部分在各種工況下不受雜光影響條件下無法安裝星 敏感器。因此，該部分所安裝星敏感器只能在部分工況下使用。
[0087]正常工況條件下雜光對衛星本體坐標系的影響區域介于衛星左側擺和右側擺工 況之間，其中在左側擺工況條件下，星敏指向會受到衛星前后擺工況條件下雜光影響。為使 第三星敏使用效率最大化，第三星敏安裝指向應在衛星右側擺及正常工況條件下可正常使 用，由圖11可知，在該條件下第三星敏安裝指向邊界曲線為衛星正常工況太陽光右側曲線、 衛星右側擺地氣光邊界曲線。該區域太陽光邊界在-Y-Z平面與Y軸夾角 〇3為117°，地氣光邊 界在-Y-Z平面與Y軸夾角~為173°，因此該區域在-Y-Z平面與Y軸夾角范圍〇為117°~173°。 [0088]第三星敏安裝指向曲線方程如下： x2 + V2 +22 =1
[0089] < x = 0 (14) -0.891 <z <-0,122, r<0
[0090] S9.確定第三視場星敏感器遮光罩最大太陽光遮蔽角與地氣光遮蔽角關系，根據 遮光罩設計原則判斷安裝區間是否滿足設計要求;若滿足設計要求，設計結束;若不滿足 設計要求，執行步驟S5，重新設置衛星機動狀態下最大側擺角、俯仰角。
[0091] 具體地，雙視場星敏感器遮光罩最大太陽光、地氣光遮蔽角可由步驟S7得出，在衛 星右側擺工況下，第三星敏太陽光最大遮蔽角3_111&1 = 〇-(^;第三星敏地氣光最大遮蔽角E_ max = 0e-0。具體星敏感器安裝平面指向需與星敏感器遮光罩設計要求相結合。若滿足遮光 罩尺寸及遮光性能設計要求，設計結束;若不滿足遮光罩尺寸及遮光性能設計要求，執行步 驟S5，適當減小衛星機動狀態下最大側擺角、俯仰角。
[0092] S10:隨衛星側擺角增大，衛星各種工況條件下不受雜散光影響區域逐漸減小，當 該區域不滿足雙星敏安裝條件時，雙星敏不能在各種工況條件下不受雜散光影響而進行正 常工作。為保證在不同工況條件下至少有兩個星敏可正常工作，需對星敏指向進行優化。 [0093] 衛星正常工況受雜散光影響區域處于衛星左側擺及右側擺之間，當不滿足任何工 況雙星敏可同時工作條件時，為使星敏使用效率最大化，需保證：1在衛星左側擺及正常工 況情況下有兩個星敏可正常工作，n在衛星右側擺及正常工況情況下有兩個星敏可正常工 作，m在衛星左側擺及右側擺工況情況下有兩個星敏可正常工作。
[0094]在衛星左側擺及正常工況下，星敏可安裝指向區域包含:①衛星左側擺地氣光邊 界曲線到衛星正常工況太陽光左側邊界曲線之間，②衛星正常工況地氣光邊界曲線到衛星 左側擺太陽光邊界曲線之間。
[0095] 在衛星右側擺及正常工況下，星敏可安裝指向區域包含:③衛星正常工況地氣光 邊界曲線到衛星右側擺太陽光邊界曲線之間，④衛星正常工況太陽光右側邊界曲線到衛星 右側擺地氣光邊界曲線之間。
[0096] 在衛星左側擺及右側擺工況下，星敏可安裝指向區域包含:⑤衛星正常工況太陽 光兩邊界曲線之間。
[0097]以上三種星敏指向在衛星本體坐標系YZ平面內安裝其遮光罩最大太陽光遮蔽角、 最大地氣光遮蔽角設計可達到最優。為使雙星敏垂直安裝，同時避免衛星前后擺動地氣光 對星敏的影響，其最優安裝區域為①和④，第三星敏指向區域⑤。但隨側擺角的不斷增大， 各區域安裝區域逐漸減小，當區域④不能滿足星敏安裝時，雙星敏最優指向區域為①和③， 第三星敏指向區域⑤。
[0098]圖12為太陽同步軌道高度535km、10 :30軌道衛星在左右擺動及前后擺動均為45° 情況下，衛星本體坐標系受雜散光影響示意圖。在衛星左側擺及正常工況下，星敏安裝指向 區域包含在YZ平面內區域①及區域②;在衛星右側擺及正常工況下，星敏安裝指向區域包 含在YZ平面內區域③及區域④;在衛星左側擺及右側擺工況下，星敏安裝指向區域包含在 YZ平面內區域⑤。為使雙星敏垂直安裝，同時避免衛星前后擺動地氣光對星敏的影響，其最 優安裝區域為①和④，第三星敏指向區域⑤。同時隨側擺角的不斷增大，各區域安裝區域逐 漸減小，當區域④不能滿足星敏安裝時，雙星敏最優指向區域為①和③，第三星敏指向區域 ⑤。
[0099]根據本發明實施例的太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝指向設計方法，可以 有效解決太陽同步軌道航天器所安裝三視場星敏感器為避免雜散光(太陽光、地氣光)影響 安裝指向問題，同時為不同安裝指向條件下三視場星敏感器遮光罩最大太陽光、地氣光遮 蔽角設計提供理論依據。為星敏感器避免雜散光影響進行安裝指向及設計提供了一種有實 際應用價值的設計方案。
[0100] 另外，本發明實施例的太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝指向設計方法的其 它構成以及作用對于本領域的技術人員而言都是已知的，為了減少冗余，不做贅述。
[0101] 在本說明書的描述中，參考術語"一個實施例"、"一些實施例"、"示例"、"具體示 例"、或"一些示例"等的描述意指結合該實施例或示例描述的具體特征、結構、材料或者特 點包含于本發明的至少一個實施例或示例中。在本說明書中，對上述術語的示意性表述不 一定指的是相同的實施例或示例。而且，描述的具體特征、結構、材料或者特點可以在任何 的一個或多個實施例或示例中以合適的方式結合。
[0102] 盡管已經示出和描述了本發明的實施例，本領域的普通技術人員可以理解:在不 脫離本發明的原理和宗旨的情況下可以對這些實施例進行多種變化、修改、替換和變型，本 發明的范圍由權利要求及其等同限定。
【主權項】
1. 一種太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝指向設計方法，其特征在于，包括以下 步驟： S1:設置太陽同步軌道參數、衛星參數、STK軟件中HPOP阻力模型參數； S2:在STK軟件中進行HPOP仿真，確定衛星在軌運行期間太陽光與衛星本體坐標系三軸 矢量夾角，其中，對于衛星本體坐標系，Z軸指向地心，X軸為衛星前進方向，Y軸由右手定則 確定，α為太陽光與X軸夾角，β為太陽光與Y軸夾角，γ為太陽光與Z軸夾角； S3:根據地球半徑、大氣層高度計算確定地氣光與衛星本體邊界夾角； S4:根據所述衛星在軌運行期間太陽光與衛星本體坐標系三軸矢量夾角，確定所述衛 星在無機動狀態下，太陽光相對衛星本體坐標系邊界數學方程;根據所述地氣光與衛星本 體邊界夾角確定所述衛星在無機動狀態下，地氣光相對衛星本體坐標系邊界數學方程； S5:設置衛星機動狀態下最大側擺角和俯仰角，根據坐標系旋轉矩陣確定所述衛星在 不同機動狀態下太陽光、地氣光相對衛星本體坐標系邊界曲線數學方程，以及各種工況條 件下衛星本體坐標系不受雜光影響區域； S6:判斷各種工況條件下不受雜光影響區域能否滿足雙星敏安裝，如可以，根據方程、所述衛星在各種工況狀態下，太陽光相對衛星本體坐標系邊界數學方程、 地氣光相對衛星本體坐標系邊界數學方程，分析雜散光邊界夾角關系，確定互相垂直雙視 場星敏感器安裝條件下為避免雜散光影響星敏感器安裝指向范圍數學方程，其中ω為雙視 場星敏感器單視場指向偏離ΥΖ平面角度； S7:根據雙視場星敏感器安裝平面與衛星本體坐標系ΧΥ平面夾角於與進動角ω關系方，確定雙視場星敏感器安裝平面與衛星本體坐標系ΧΥ平面夾角Ρ范圍及 其與進動角ω關系； 根據關系式沒_max = ;?72-6>-鏟計算太陽光最大遮蔽角；根據關系式 max = -兀/2+(9+爐,極值點2〈〇和￡_:11腿=龍/2:-沒+供，極值點2>〇計算地氣光最大遮 蔽角； 其中，S_max為太陽光最大遮蔽角，E_max為地氣光最大遮蔽角，夢為雙視場星敏感器安 裝平面與衛星本體坐標系XY平面夾角，Θ為極值點所在指向Z平面投影線與Z軸夾角，同時， 極值點為星敏感器不同指向太陽光/地氣光邊界曲線在其軸線上最高投影點； S8:確定在各種工況互相垂直雙視場星敏感器正常工作條件下，第三視場星敏感器可 工作工況及安裝指向數學方程； S9:確定第三視場星敏感器遮光罩最大太陽光遮蔽角與地氣光遮蔽角關系，根據遮光 罩設計原則判斷安裝區間是否滿足設計要求;若滿足設計要求，設計結束;若不滿足設計要 求，如可進行工況調整，執行步驟S5，重新設置衛星機動狀態下最大側擺角、俯仰角；如不可 進行工況調整，執行步驟S10;以及 S10 .隨衛星側擺角增大雙星敏不能在各種工況條件下不受雜散光影響而進行正常工 作時，I在衛星左側擺及正常工況情況下有兩個星敏可正常工作，Π 在衛星右側擺及正常工 況情況下有兩個星敏可正常工作，m在衛星左側擺及右側擺工況情況下有兩個星敏可正常 工作。2. 根據權利要求1所述的太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝指向設計方法，其特 征在于，在步驟si中，所述太陽同步軌道參數包括高度h、降交點地方時τ、在軌運行周期t; 所述衛星參數包括衛星質量Μ、衛星體積V; 所述STK軟件中ΗΡΟΡ阻力模型參數包括大氣阻力Cd、太陽光壓Cr、衛星面質比A/Μ和地磁 力KP，其中，所述衛星面質比A/Μ為1/4衛星表面積S與質量Μ的比值。3. 根據權利要求2所述的太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝指向設計方法，其特 征在于，步驟S3進一步包括： 設置地球半徑Re，大氣層高度d，根據γ atm=asin((Re+d)/h)，計算確定地氣光與衛星本 體邊界夾角γ atm。4. 根據權利要求3所述的太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝指向設計方法，其特 征在于，在步驟S5中，所述衛星的機動狀態包括左側擺、右側擺、前仰和后仰。5. 根據權利要求4所述的太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝指向設計方法，其特 征在于，步驟S6進一步包括： 所述三視場星敏感器中前兩星敏感器指向相互垂直，然后確定第三星敏感器可工作工 況及安裝指向方程，其中，所述雙視場星敏感器單視場指向偏離YZ平面ω與球面交線方程 為：所述雙視場星敏感器單視場指向偏離ΥΖ平面ω與球面交線方程與衛星左側擺及前側 擺地氣光邊界曲線方程求解繞Ζ軸不同偏轉角度平面與地氣光邊界曲線交角ε; 所述雙視場星敏感器單視場指向偏離ΥΖ平面ω與球面交線方程與衛星右側擺太陽光 邊界曲線方程求解繞Ζ軸不同偏轉角度平面與地氣光邊界曲線交角δ; 星敏感器安裝指向與ΥΖ平面成η角，η角星敏安裝線與Ζ軸夾角范圍為：??ηδ~sine，其 中，ε為星敏感器安裝線與相應地氣光邊界曲線交點與衛星本體坐標系原點的連線與Z軸的 夾角，S為星敏感器安裝線與相應太陽光邊界曲線交點與衛星本體坐標系原點的連線與Ζ軸 的夾角，雙星敏安裝指向范圍方程分別為：6. 根據權利要求5所述的太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝指向設計方法，其特 征在于，步驟S8進一步包括： 所述第三星敏感器安裝指向范圍在衛星本體坐標系-Υ-Ζ平面內； 判斷第三星敏可工作工況，以及為使第三星敏使用效率最大化其可工作工況范圍，計 算該范圍太陽光邊界在-γ-ζ平面與Y軸夾角〇s，地氣光邊界在-γ-ζ平面與Y軸夾角~，第三星 敏安裝指向曲線方程如下：7. 根據權利要求6所述的太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝指向設計方法，其特 征在于，步驟S9進一步包括： 第三星敏太陽光最大遮蔽角S_max = 〇-〇s;第三星敏地氣光最大遮蔽角E_max = 〇e-〇。8. 根據權利要求7所述的太陽同步軌道衛星三視場星敏感器安裝指向設計方法，其特 征在于，步驟S10進一步包括： 在衛星左側擺及正常工況下，星敏可安裝指向區域包含:①衛星左側擺地氣光邊界曲 線到衛星正常工況太陽光左側邊界曲線之間，②衛星正常工況地氣光邊界曲線到衛星左側 擺太陽光邊界曲線之間。 在衛星右側擺及正常工況下，星敏可安裝指向區域包含：③衛星正常工況地氣光邊界 曲線到衛星右側擺太陽光邊界曲線之間，④衛星正常工況太陽光右側邊界曲線到衛星右側 擺地氣光邊界曲線之間； 在衛星左側擺及右側擺工況下，星敏可安裝指向區域包含：⑤衛星正常工況太陽光兩 邊界曲線之間； 雙星敏垂直安裝最優區域為①和④，第三星敏指向區域⑤；當區域④不能滿足星敏安 裝時，雙星敏最優指向區域為①和③，第三星敏指向區域⑤。
【文檔編號】G01C21/24GK105928524SQ201610250586
【公開日】2016年9月7日
【申請日】2016年4月21日
【發明人】邢飛, 王賡, 尤政
【申請人】清華大學