一种基于二次反射的高精度卫星太阳光压摄动力建模方法技术

本发明专利技术公开了一种基于二次反射的高精度卫星太阳光压摄动力建模方法，采用模拟太阳光源照射卫星表面部件，研究光线入射后反射再次入射到表面部件后，表面部件的受到的光压摄动力，最终得到太阳光压摄动加速度模型，该建模方法能够建立复杂卫星包含二次反射的高精度太阳光压摄动模型，作为中高轨卫星最主要的非保守力，能够完善并提高高精度卫星动力学模型，进一步提高精密定轨、轨道预报精度。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于飞行器设计领域，设及一种基于二次反射的高精度卫星太阳光压摄动 力建模方法。
技术介绍
随着高精度卫星精密定轨与轨道预报精度要求提高，尽可能精确的卫星动力学模 型成为工程需要。W导航卫星为例，光压摄动作为目前中高轨卫星最主要的误差源，其精确 度直接影响卫星的精密定轨与轨道预报。太阳光压是光压摄动最主要的摄动源，因此，考虑 二次反射的高精度卫星太阳光压摄动力建模的研究是必要的。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术提供了一种基于二次反射的高精度卫星太阳光压摄动力建模方 法，能够完善并提高高精度卫星动力学模型，进一步提高精密定轨、轨道预报精度。 本专利技术的一种基于二次反射的卫星太阳光压摄动力建模方法，包括如下步骤： 阳〇化]步骤1、获取待建模卫星的表面=维模型，确定卫星的所有表面部件，将每个表面 部件的表面划分成多个面元； 步骤2、用面积等于卫星外形最大包络的方形像元阵列作为模拟太阳光源，每个像 元作为一个小光源并发出一条垂直于方形像元阵列的太阳光线，所述模拟太阳光源与卫星 的距离为一个天文单位； 步骤3、针对所述卫星的各个表面部件，记录所述模拟太阳光源的每个像元发出 的光线与表面部件最短距离的交点和相应的入射角，统计第i个表面部件上有所述交点的 面元数量，即为初次照射第i个表面部件的有效被照射面元数量Awfi;i= 1，2,...N，其中 N为表面部件数量； 根据有效被照射面元数量Awfi，得到第i个表面部件由模拟太阳光源初次照射所 受的法向光压摄动力fnilW及切向光压摄动力fsil; 步骤4、首先，针对各个表面部件，根据步骤3获得的所有入射光线的交点和入射 角，继而确定入射光线在所在面元上的反射光线； 其次，统计第i个表面部件与所述反射光线有最短距离交点的面元个数Awf2,则 第i个表面部件被二次照射中漫反射的有效面元数为Awf2，v(1-y)，镜面反射的有效面元 数为Aieff2 ?Vy; W11] 然后，根据Awf2?v(l-i〇,获得第i个表面部件在二次照射中由漫反射引起的法 向光压摄动力f；i2d;根据AWf2 ?Vy，获得第i个表面部件在二次照射中由镜面反射引起的 法向光压摄动力fni2m和切向光压摄动力fsi2m; 阳〇1引最后，得到第i个部件所受的总的法向光压摄动力片1为： 阳01 3] fni=fnil+fni2d+fni2m； 总的切向光压摄动力fsi为： 阳01 引fsi=fsil+fsi2m; 步骤5、根据各个表面部件的安装位置和法线方向，将所有表面部件的法向光压摄 动力f。郝切向光压摄动力fsl分别分解到卫星本体坐标系的立个轴方向，并得到各轴方向 的合力，最后得到各轴方向的光压摄动加速度； 步骤6、采用步骤2-5的方法，在一个卫星运动周期内，W设定角度为步长，计算设 定时间内每个卫星运动周期不同时刻的太阳光压摄动加速度；针对计算结果，通过傅里叶 多项式拟合得到太阳光压摄动加速度的数学模型。 较佳的，所述步骤6中的设定时间为半年。 较佳的，所述像元大小为ImmX1mm。 较佳的，所述面元大小为ImmX1mm。[002U 较佳的，所述初次照射法向光压摄动力片11为：阳〇2引切向光压摄动力fsii为： 其中，j= 1，2，...，M，M为表面部件上面元数量，X为日蚀因子，C为光速，6,。。= 1367W/m2为太阳福射强度；0 1,为第i个表面部件的第j个面元的光线入射角；V1表示第 i个表面部件的反射率、ii1第i个表面部件的镜面系数。 较佳的，二次照射中，第i个表面部件由漫反射引起的法向光压摄动力f；i2d为： 第i个表面部件由镜面反射引起的法向光压摄动力f；i2m和切向光压摄动力f 为： 其中，j= 1，2，...，M，M为表面部件上面元数量，X为日蚀因子，C为光速，6,。。= 1367W/m2为太阳福射强度；0 1,为第i个表面部件的第j个面元的光线入射角；V1表示第 i个表面部件的反射率、ii1第i个表面部件的镜面系数。 较佳的，所述步骤6中所述设定角度为10°。 本专利技术具有如下有益效果： (1)本专利技术的建模方法能够建立复杂卫星包含二次反射的高精度太阳光压摄动模 型，作为中高轨卫星最主要的非保守力，能够完善并提高高精度卫星动力学模型，进一步提 高精密定轨、轨道预报精度。【附图说明】 图1为卫星本体坐标系示意图； 图2为卫星轨道弧段示意图； 图3为太阳光线像元阵列示意图； 图4为本专利技术的建模方法流程图。【具体实施方式】 下面结合附图并举实施例，对本专利技术进行详细描述。 如图4所示，本专利技术的建模方法的具体步骤如下： 1)选取卫星本体坐标系作为太阳光压摄动建模的基准坐标系，如图1所示，W卫 星的中屯、的坐标原点，沿太阳翼方向为Y轴，X轴垂直Y同时垂直卫星的一个表面，Z轴同时 垂直于Y轴、X轴W及卫星的一个表面； 2)基于卫星本体坐标系，获取待建模研究卫星的表面=维模型，对卫星所有表面 部件编号记为i，i为1，…，N，建立包括每个卫星表面部件的卫星表面参数数据库，每个表 面部件的信息包括：部件的形状（例如矩形、圆柱、抛物面等）、部件相对本体系的安装位置 (r"，ryi，ru)T、表面积Ai、反射率Vi、镜面系数y1、表面部件的外法线在本体系中的单位矢 量Pi= (Xi，yi，Zi)T; 3)卫星姿态巧制模式和太阳矢量运动规律分析。设太阳在J2000惯性系中的矢 量为A>卫星的轨道六根数中升交点经度Q、轨道倾角i、升交点幅角U，J2000惯性系下的 太阳矢量？、依次经过3-1-2 =次坐标转换，可W转到轨道坐标系，旋转矩阵为： 再设卫星按321转序姿态角为：滚动角^、俯仰角0、偏航角11)，则轨道坐标系与 卫星本体坐标系之间的转换矩阵为： 则太阳矢量在基准本体系中的矢量为：W例本体系中，沿太阳矢量方向的单位向量记为/I.二(A'.,.r.才。 4)根据卫星在轨运行参数，判断卫星的光照条件，卫星在轨所经历的不同光照弧 段如图2所示。 设X为日蚀因子，日照区X= 1，半影区X线性减小，本影区减为X=0。每个 表面部件受的摄动力根据所处弧段乘对应的日蚀因子。 5)用面积等于卫星外形最大包络的方形像元阵列模拟太阳光源，像元阵列的指向 垂直于太阳矢量，距离卫星本体系为一个天文单位，如图3所示，相邻像元阵列的间隔1mm。 定义像元阵列坐标系为：坐标原点在像元阵列的中屯、点，Z轴沿太阳矢量方向，X轴在像元 阵列内，平行于像元阵列某一边长，z轴与X、Y轴符合右手旋转。设每个像元中屯、点在像元 阵列坐标系中的坐标为P,,k= (j，k，0)，在每个像元中屯、添加一个太阳到卫星方向的单位 矢量，作为模拟光线，记为R,ik(j表示矢量在阵列中所处的行，k表示矢量在阵列中所处的 列）。j、k的范围为-N，…，0，…，N，N的大小由卫星表面积的最大包络确定。 根据像元阵列坐标系的定义和本体系中太阳矢量的指向，本体坐标系与像元阵 列坐标系的转换矩阵为： L=Ry(0y).Rz(0z) W对其中 每个像元中屯、点在本体系中的坐标为：[005引 6)计算初次照射引起的太阳光压摄动力。由本体系中太阳指向、像元中屯、点坐标、 W及部件数据库，建立光路跟踪函数当前第1页1 2&本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于二次反射的卫星太阳光压摄动力建模方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1、获取待建模卫星的表面三维模型，确定卫星的所有表面部件，将每个表面部件的表面划分成多个面元；步骤2、用面积等于卫星外形最大包络的方形像元阵列作为模拟太阳光源，每个像元作为一个小光源并发出一条垂直于方形像元阵列的太阳光线，所述模拟太阳光源与卫星的距离为一个天文单位；步骤3、针对所述卫星的各个表面部件，记录所述模拟太阳光源的每个像元发出的光线与表面部件最短距离的交点和相应的入射角，统计第i个表面部件上有所述交点的面元数量，即为初次照射第i个表面部件的有效被照射面元数量Aieff1；i＝1,2,...N，其中N为表面部件数量；根据有效被照射面元数量Aieff1，得到第i个表面部件由模拟太阳光源初次照射所受的法向光压摄动力fni1以及切向光压摄动力fsi1；步骤4、首先，针对各个表面部件，根据步骤3获得的所有入射光线的交点和入射角，继而确定入射光线在所在面元上的反射光线；其次，统计第i个表面部件与所述反射光线有最短距离交点的面元个数Aieff2，则第i个表面部件被二次照射中漫反射的有效面元数为Aieff2·v(1‑μ)，镜面反射的有效面元数为Aieff2·vμ；然后，根据Aieff2·v(1‑μ)，获得第i个表面部件在二次照射中由漫反射引起的法向光压摄动力fni2d；根据Aieff2·vμ，获得第i个表面部件在二次照射中由镜面反射引起的法向光压摄动力fni2m和切向光压摄动力fsi2m；最后，得到第i个部件所受的总的法向光压摄动力fni为：fni＝fni1+fni2d+fni2m；总的切向光压摄动力fsi为：fsi＝fsi1+fsi2m；步骤5、根据各个表面部件的安装位置和法线方向，将所有表面部件的法向光压摄动力fni和切向光压摄动力fsi分别分解到卫星本体坐标系的三个轴方向，并得到各轴方向的合力，最后得到各轴方向的光压摄动加速度；步骤6、采用步骤2‑5的方法，在一个卫星运动周期内，以设定角度为步长，计算设定时间内每个卫星运动周期不同时刻的太阳光压摄动加速度；针对计算结果，通过傅里叶多项式拟合得到太阳光压摄动加速度的数学模型。...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：陈秋丽，王海红，杨慧，陈忠贵，
申请(专利权)人：北京空间飞行器总体设计部，
类型：发明
国别省市：北京;11