太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法技术

本发明专利技术公开了一种太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，该方法提出了一种卫星在轨运行期间杂散光与卫星本体坐标系间的矢量模型，该模型可以分析出卫星在轨运行期间杂散光与卫星本体坐标系的矢量关系，通过建立不同工况条件下杂散光与卫星本体坐标系边界曲线数学方程，解算出单视场星敏感器安装条件下星敏感器指向方程，并得出在不同指向条件下为抑制杂散光星敏感器遮光罩设计最大太阳光、地气光遮蔽角。本发明专利技术具有如下优点：解决太阳同步轨道航天器所安装星敏感器为避免杂散光影响安装指向问题，同时为不同安装指向条件下单视场星敏感器遮光罩最大太阳光、地气光遮蔽角设计提供理论依据。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航天器姿态测量领域，具体涉及一种太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法。
技术介绍
星敏感器作为航天器姿态测量器件，以恒星作为姿态测量参考基准，与其它卫星姿态敏感器件(太阳敏感器、陀螺、磁强计等)相比具有精度高、无漂移、功耗低，并且输出绝对姿态信息的优点，是当前应用最广泛的姿态敏感器。在卫星运行过程中，星敏感器有可能受到太阳光或地气光的干扰，使星敏感器的像面背景噪声提高，影响星点提取的准确性，甚至星点会被淹没在背景杂光中，导致星敏感器无法正常工作。因此，星敏感器的抗杂散光问题是目前星敏感器研究的一项重要内容。在星敏感器杂散光抑制方面，一方面可以通过设计星敏感器光学镜头、遮光罩结构或改变遮光罩内壁涂层材料提高星敏感器自身的抗杂散光性能，另一方面可以通过分析和优化星敏感器在卫星上的安装位置来尽量避免杂散光对星敏感器的影响。在星敏感器安装指向方法研究方面，有许多研究机构针对实际应用提出了设计方法，其中，针对卫星多种工况姿态条件，2010年航天东方红公司提出了基于任务规划的星敏感器安装角度确定方法可以解决敏捷机动工况下给定星敏感器安装指向问题，但该方法通过不断调整星敏感器的安装角度和工况条件确定出合适的星敏感器安装角度，设计方法十分复杂，同时不能计算给出在不同安装指向条件下星敏感器遮光罩最大太阳光、地气光遮蔽角。
技术实现思路
本专利技术旨在至少解决上述技术问题之一。为此，本专利技术的一个目的在于提出一种太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法。为了实现上述目的，本专利技术的实施例公开了一种太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，包括以下步骤：S1：设置太阳同步轨道参数、卫星参数、STK软件中HPOP阻力模型参数；S2：在STK软件中进行HPOP仿真，确定卫星在轨运行期间太阳光与卫星本体坐标系三轴矢量夹角；S3:根据地球半径、大气层高度计算确定地气光与卫星本体边界夹角；S4：根据所述卫星在轨运行期间太阳光与卫星本体坐标系三轴矢量夹角，确定所述卫星在无机动状态下，太阳光相对卫星本体坐标系边界数学方程；根据所述地气光与卫星本体边界夹角确定所述卫星在无机动状态下，地气光相对卫星本体坐标系边界数学方程；S5：设置卫星机动状态下最大侧摆角和俯仰角，根据坐标系旋转矩阵确定所述卫星在不同机动状态下太阳光、地气光相对卫星本体坐标系边界曲线数学方程，以及各种工况条件下卫星本体坐标系不受杂光影响区域；S6：根据各种工况条件下卫星本体坐标系不受杂光影响区域，确定单视场星敏感器安装条件下为避免杂散光影响星敏感器安装指向范围数学方程；以及S7：根据右侧摆太阳光边界曲线和左侧摆地气光边界曲线确定单视场星敏感器最大太阳光遮蔽角、地气光遮蔽角关系，根据遮光罩设计原则判断安装区间是否满足设计要求；若满足设计要求，设计结束；若不满足设计要求，执行步骤S5，重新设置卫星机动状态下最大侧摆角、俯仰角，或使其在部分工况下可用。根据本专利技术实施例的太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，可以有效解决太阳同步轨道航天器所安装星敏感器为避免杂散光(太阳光、地气光)影响安装指向问题，同时为不同安装指向条件下单视场星敏感器遮光罩最大太阳光、地气光遮蔽角设计提供理论依据。另外，根据本专利技术上述实施例的太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，还可以具有如下附加的技术特征：进一步地，在步骤S1中，所述太阳同步轨道参数包括高度h、降交点地方时T、在轨运行周期t；所述卫星参数包括卫星质量M、卫星体积V；所述STK软件中HPOP阻力模型参数包括大气阻力Cd、太阳光压Cr、卫星面质比A/M和地磁力Kp，其中，所述卫星面质比A/M为1/4卫星表面积S与质量M的比值。进一步地，在步骤S2中，所述卫星本体坐标系中，Z轴指向地心，X轴为卫星前进方向，Y轴由右手定则确定；α为太阳光与X轴夹角，β为太阳光与Y轴夹角，γ为太阳光与Z轴夹角。进一步地，步骤S3进一步包括：设置地球半径Re，大气层高度d，根据γatm＝asin((Re+d)/h)，计算确定地气光与卫星本体边界夹角γatm。进一步地，步骤S4进一步包括：S401：所述卫星无机动工作状态下，太阳光边界方程通过步骤S2中太阳光与卫星本体坐标系各轴夹角极值如下列公式确定：其中，θ1为太阳光偏Y轴正向左边界与Y轴夹角，θ2为太阳光偏Y轴正向右边界与Y轴夹角；S402：所述卫星在无机动状态下地气光边界可通过不同轨道高度地气光半锥角直接确定，地气光在卫星本体坐标系边界方程如下公式：其中，θ为地气光半锥角。进一步地，在步骤S5中，所述卫星的机动状态包括左侧摆、右侧摆、前仰和后仰。进一步地，步骤S6进一步包括：S601:单视场星敏感器不受杂光影响的最佳安装指向曲线在卫星本体坐标系YZ平面内；S602:联立卫星左侧摆地气光边界方程、卫星右侧摆太阳光边界方程以及平面X＝0求得在Y偏-Z轴向星敏感器指向边界范围：单视场星敏感器安装指向方程如下式：其中，σ为在YZ安装平面内太阳光右侧摆边界与Y轴向夹角，τ为在YZ安装平面内地气光左侧摆边界与Y轴向夹角。进一步地，步骤S7进一步包括：S701：根据右侧摆太阳光边界曲线以及平面X＝0可求得在YZ安装平面内太阳光与Y轴向夹角σ，最大太阳遮蔽角可由单视场星敏感器在YZ安装平面内指向与Y轴向夹角求得，太阳最大遮蔽角S702：根据左侧摆地气光边界曲线以及平面X＝0可求得在YZ安装平面内地气光与Y轴向夹角τ，地气光最大遮蔽角可由单视场星敏感器在YZ安装平面内指向与Y轴向夹角求得，地气光最大遮蔽角本专利技术的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本专利技术的实践了解到。附图说明本专利技术的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：图1是本专利技术一个实施例的太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法的流程图；图2是本专利技术一个实施例的太阳光相对卫星本体坐标系示意图；图3是本专利技术一个实施例的三年在轨运行期间太阳光与卫星本体坐标系关系模型示意图；图4是本专利技术一个实施例的卫星无机动状态下太阳光边界曲线与卫星本体坐标系关系图；图5是本专利技术一个实施例的卫星无机动状态下地气光边界曲线与卫星本体坐标系关系图；图6是本专利技术一个实施例的卫星不同工况下太阳光、地气光边界曲线在YZ平面投影示意图；图7是本专利技术一个实施例的卫星不同工况下太阳光、地气光边界曲线在XZ平面投影示意图；图8是本专利技术一个实施例的单视场星敏感器在卫星本体坐标系YZ平面内不同安装指向与最大太阳光、地气光遮蔽角关系示意图。具体实施方式下面详细描述本专利技术的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本专利技术，而不能理解为对本专利技术的限制。在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S1：设置太阳同步轨道参数、卫星参数、STK软件中HPOP阻力模型参数；S2：在STK软件中进行HPOP仿真，确定卫星在轨运行期间太阳光与卫星本体坐标系三轴矢量夹角；S3:根据地球半径、大气层高度计算确定地气光与卫星本体边界夹角；S4：根据所述卫星在轨运行期间太阳光与卫星本体坐标系三轴矢量夹角，确定所述卫星在无机动状态下，太阳光相对卫星本体坐标系边界数学方程；根据所述地气光与卫星本体边界夹角确定所述卫星在无机动状态下，地气光相对卫星本体坐标系边界数学方程；S5：设置卫星机动状态下最大侧摆角和俯仰角，根据坐标系旋转矩阵确定所述卫星在不同机动状态下太阳光、地气光相对卫星本体坐标系边界曲线数学方程，以及各种工况条件下卫星本体坐标系不受杂光影响区域；S6：根据各种工况条件下卫星本体坐标系不受杂光影响区域，确定单视场星敏感器安装条件下为避免杂散光影响星敏感器安装指向范围数学方程；以及S7：根据右侧摆太阳光边界曲线和左侧摆地气光边界曲线确定单视场星敏感器最大太阳光遮蔽角、地气光遮蔽角关系，根据遮光罩设计原则判断安装区间是否满足设计要求；若满足设计要求，设计结束；若不满足设计要求，执行步骤S5，重新设置卫星机动状态下最大侧摆角、俯仰角，或使其在部分工况下可用。...

【技术特征摘要】
1.一种太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S1：设置太阳同步轨道参数、卫星参数、STK软件中HPOP阻力模型参数；S2：在STK软件中进行HPOP仿真，确定卫星在轨运行期间太阳光与卫星本体坐标系三轴矢量夹角；S3:根据地球半径、大气层高度计算确定地气光与卫星本体边界夹角；S4：根据所述卫星在轨运行期间太阳光与卫星本体坐标系三轴矢量夹角，确定所述卫星在无机动状态下，太阳光相对卫星本体坐标系边界数学方程；根据所述地气光与卫星本体边界夹角确定所述卫星在无机动状态下，地气光相对卫星本体坐标系边界数学方程；S5：设置卫星机动状态下最大侧摆角和俯仰角，根据坐标系旋转矩阵确定所述卫星在不同机动状态下太阳光、地气光相对卫星本体坐标系边界曲线数学方程，以及各种工况条件下卫星本体坐标系不受杂光影响区域；S6：根据各种工况条件下卫星本体坐标系不受杂光影响区域，确定单视场星敏感器安装条件下为避免杂散光影响星敏感器安装指向范围数学方程；以及S7：根据右侧摆太阳光边界曲线和左侧摆地气光边界曲线确定单视场星敏感器最大太阳光遮蔽角、地气光遮蔽角关系，根据遮光罩设计原则判断安装区间是否满足设计要求；若满足设计要求，设计结束；若不满足设计要求，执行步骤S5，重新设置卫星机动状态下最大侧摆角、俯仰角，或使其在部分工况下可用。2.根据权利要求1所述的太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，其特征在于，在步骤S1中，所述太阳同步轨道参数包括高度h、降交点地方时T、在轨运行周期t；所述卫星参数包括卫星质量M、卫星体积V；所述STK软件中HPOP阻力模型参数包括大气阻力Cd、太阳光压Cr、卫星面质比A/M和地磁力Kp，其中，所述卫星面质比A/M为1/4卫星表面积S与质量M的比值。3.根据权利要求2所述的太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，其特征在于，在步骤S2中，所述卫星本体坐标系中，Z轴指向地心，X轴为卫星前进方向，Y轴由右手定则确定；α为太阳光与X轴夹角，β为太阳光与Y轴夹角，γ为太阳光与Z轴夹角。4.根据权利要求3所述的太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，其特征在于，步骤S3进一步包括：设置地球半径Re，大气层高度d，根据γatm＝asin((Re+d)/h)，计算确定地气光与卫星本体边界夹角γatm。5.根据权利要求4所述的太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，步骤S4进一步包括：S401：所述卫星无机动工作状态下，太阳光边界方程通过步骤S2中太阳光与卫星本体坐标系各轴夹角极值如下列公式确定： x 2 + y 2 + z 2 = 1 y = sinθ 1 ]]> x 2 + y 2 + z 2 = 1 ...

【专利技术属性】
技术研发人员：邢飞，王赓，尤政，
申请(专利权)人：清华大学，
类型：发明
国别省市：北京;11