一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法技术

一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法，首先根据卫星轨道信息计算卫星在地心惯性系中的位置坐标，得到卫星指向地心的矢量在地心惯性系的值，并作为卫星指向目标矢量的初值，然后根据卫星在地心惯性系中的位置坐标计算卫星指向目标矢量与地球椭球模型球面的交点坐标，进而得到地球椭球模型在交点处切平面的负法线矢量，最后计算负法线矢量和卫星指向目标矢量的夹角，对卫星指向目标矢量进行优化，根据卫星指向目标矢量和卫星轨道信息计算得到卫星指向目标矢量在卫星轨道系中的矢量值，进而计算得到卫星对地表定向目标滚动姿态角和目标俯仰姿态角。

A method for calculating attitude angle of spacecraft to ground target

A method for calculating attitude angle of spacecraft to ground-oriented target is presented. Firstly, the position coordinates of satellite in the center of inertial system are calculated according to the orbit information of satellite, and the vector of satellite pointing to the center of earth is obtained in the center of inertial system, which is used as the initial value of the vector of satellite pointing to the target. The coordinates of the intersection point between the satellite pointing vector and the sphere of the ellipsoid model are calculated, and then the negative normal vector of the tangent plane of the earth ellipsoid model is obtained. Finally, the angle between the negative normal vector and the satellite pointing vector is calculated, and the satellite pointing vector is optimized according to the satellite pointing vector and the satellite pointing vector. Orbital information is used to calculate the vector value of the satellite pointing target vector in the satellite orbit system, and then the rolling attitude angle and the pitching attitude angle of the satellite to the surface oriented target are calculated.

【技术实现步骤摘要】
一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法
本专利技术涉及航天器姿态确定与控制领域，特别是一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法。
技术介绍
海洋观测卫星工作载荷一般具有对地表定向的姿态控制需求。例如，海洋波谱仪是一种专门用来测量海浪方向谱的微波传感器，它工作在小入射角下，通过天线360度扫描，用于对海面进行大面积、长时间观测，从而获取海浪方向谱、风速和波高等海面参数信息。又如，高度计用于向海面垂直发射脉冲信号，并通过海面反射回波脉冲的幅值确定风速。这就要求姿态控制能够实现对地表垂直定向的功能。在通常的卫星本体姿态坐标系定义中，Z轴的标称方向一般定义为指向地心的方向，若将地球视为理想圆球体，Z轴标称方向即与地表垂直。但由于地球实际并不是严格的球体，而更接近于椭球体，该椭球体的赤道截面为圆，子午线截面为赤道方向长半轴、南北极方向短半轴的椭圆，因此卫星与地心连线在大部分情况下并不与地表或海平面垂直。因此从这一角度出发，若要实现对地表垂直定向的功能，就需要专门计算对地表定向方向的目标滚动姿态角和俯仰姿态角，以此为目标姿态对卫星进行姿态控制，当卫星的实际滚动姿态角和俯仰姿态角与目标姿态一致时，卫星的Z轴就指向了对地表垂直定向的方向。目前在实践中尚不存在针对该对地表定向目标姿态角计算需求的成熟算法。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：针对对地表定向目标姿态角计算需求，提供了一种基于地球椭球体模型根据空间解析几何原理进行迭代计算的对地表定向目标姿态角计算方法，该算法可以实现的计算精度可通过事先规定的计算精度设计值参数进行调节。本专利技术的技术解决方案是：一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法，包括如下步骤：(1)根据卫星轨道信息计算卫星在地心惯性系中的位置坐标；(2)根据卫星轨道信息计算卫星指向地心的矢量在地心惯性系的值，并作为卫星指向目标矢量的初值；(3)在地心惯性系构建地球椭球模型，然后根据卫星在地心惯性系中的位置坐标计算卫星指向目标矢量与地球椭球模型球面的交点坐标；(4)根据交点坐标计算得到地球椭球模型在交点处切平面的负法线矢量；所述的负法线矢量指向地球椭球模型内部；(5)计算负法线矢量和卫星指向目标矢量的夹角；(6)将卫星指向目标矢量更新为步骤(4)得到的切平面负法线矢量；(7)若步骤(5)得到的夹角小于精度阈值，则转入步骤(8)，否则转入步骤(3)，直至步骤(5)得到的夹角小于精度阈值；(8)根据卫星指向目标矢量和卫星轨道信息计算得到卫星指向目标矢量在卫星轨道系中的矢量值，进而计算得到卫星对地表定向目标滚动姿态角和目标俯仰姿态角。所述步骤(1)中计算卫星在地心惯性系中的坐标的方法包括如下步骤：(1)根据卫星轨道信息包括的从地心惯性系到卫星轨道系的方向余弦阵COI和地心距r，计算得到卫星在地心惯性系位置坐标初值RS为(2)根据当前所使用的J2000地心惯性系到瞬时地心惯性系的岁差章动矩阵CPR，得到修正后的卫星在地心惯性系位置坐标RS为RS＝CPRTRS。所述步骤(2)中计算卫星指向目标矢量初值的方法包括如下步骤：(1)根据卫星轨道信息包括的从地心惯性系到轨道系的方向余弦阵COI计算卫星指向地心矢量在地心惯性系的值，并作为卫星指向目标矢量的初值vS＝COITvp，其中，vp＝[0,0,1]T；然后进行归一化得到卫星指向目标矢量的修正值vS＝vS/|vS|；(2)根据当前所使用的J2000地心惯性系到瞬时地心惯性系的岁差章动矩阵CPR，得到修正后的卫星指向目标矢量的初值vS＝CPRTvS。所述步骤(3)中计算卫星指向目标矢量与地球椭球表面交点如下：(1)首先根据vS和RS计算a0，b0，c0，a0＝vS(1)2/Re2+vS(2)2/Re2+vS(3)2/Rp2b0＝vS(1)RS(1)/Re2+vS(2)RS(2)/Re2+vS(3)RS(3)/Rp2c0＝RS(1)2/Re2+RS(2)2/Re2+RS(3)2/Rp2-1(2)然后根据a0，b0，c0计算kJ，或kJ取上面两种计算中绝对值较小的值，(3)计算卫星指向目标矢量与地球椭球表面交点RJ，RJ＝RS+kJvS。所述步骤(4)中计算交点处的切平面负法线矢量如下：(1)根据RJ计算交点处的切平面负法线矢量vJ，vJ＝-[RJ(1)/Re2RJ(2)/Re2RJ(3)/Rp2]T；(2)然后进行归一化得到交点处的切平面负法线矢量vJ为vJ＝vJ/|vJ|。所述步骤(5)中计算切平面负法线矢量与卫星指向目标矢量之间夹角如下：根据vJ和vS计算矢量夹角为αGAP＝acos(vSTvJ)所述步骤(8)中计算对地表定向的滚动和俯仰目标姿态角如下：(1)根据vS和地心惯性系到轨道系的方向余弦阵COI计算卫星指向目标矢量在轨道系的分量vGL，若轨道计算使用的是J2000惯性系，则根据从J2000惯性系到瞬时地心惯性系的岁差章动矩阵CPR，使用如下公式计算vGL，vGL＝COICPRvS(2)然后根据vGL值计算对地表定向滚动目标姿态角和俯仰目标姿态角θGL：θGL＝asin(vGL(1)/|vGL|)所述的Re＝6387.14km为地球赤道半径值，Rp＝6356.76km为地球椭球模型短半轴值。附图说明图1为本专利技术一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法流程图。图2为对地表定向滚动目标姿态角曲线(0～6000s)。图3为对地表定向俯仰目标姿态角曲线(0～6000s)。具体实施方式本专利技术提出一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法，如图1所示，本专利技术方法包括具体实施流程如下：(1)计算星体在地心惯性系中的坐标。具体为：根据轨道计算给出的从J2000惯性系到轨道系的方向余弦阵COI和地心距r，以及从J2000惯性系到瞬时地心惯性系的岁差章动矩阵CPR，计算星体在瞬时地心惯性系坐标RS(2)计算卫星指向地心的矢量在地心惯性系的值，作为卫星指向目标矢量vS的初值。具体为：根据轨道计算给出的从J2000惯性系到轨道系的方向余弦阵COI和从J2000惯性系到瞬时地心惯性系的岁差章动矩阵CPR，计算vSvS＝CPRTCOITvP，vS＝vS/|vS|，其中vp＝[0,0,1]T(3)计算卫星指向目标的矢量vS与地球椭球表面的交点坐标。具体为：首先根据vS当前值和RS值计算a0，b0，c0，a0＝vS(1)2/Re2+vS(2)2/Re2+vS(3)2/Rp2b0＝vS(1)RS(1)/Re2+vS(2)RS(2)/Re2+vS(3)RS(3)/Rp2c0＝RS(1)2/Re2+RS(2)2/Re2+RS(3)2/Rp2-1然后根据a0，b0，c0计算kJ，或kJ取上面两种计算中绝对值较小的值，计算卫星指向目标矢量与地球椭球表面交点RJ，RJ＝RS+kJvS(4)根据步骤(3)中给出的交点坐标，计算在该交点处的切平面负法线矢量值。具体为：根据RJ当前值计算交点处的切平面负法线矢量vJ，vJ＝-[RJ(1)/Re2RJ(2)/Re2RJ(3)/Rp2]T，vJ＝vJ/|vJ|Re＝6387.14km为地球赤道半径值，Rp＝6356.76km为地球椭球模型短半轴值。(5)根据步骤(3)中使用的卫星指向目标矢量值和步骤(4)中给出的切平面法线矢量值，计算两个矢量之间的夹角值。具体为：α本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法，其特征在于包括如下步骤：(1)根据卫星轨道信息计算卫星在地心惯性系中的位置坐标；(2)根据卫星轨道信息计算卫星指向地心的矢量在地心惯性系的值，并作为卫星指向目标矢量的初值；(3)在地心惯性系构建地球椭球模型，然后根据卫星在地心惯性系中的位置坐标计算卫星指向目标矢量与地球椭球模型球面的交点坐标；(4)根据交点坐标计算得到地球椭球模型在交点处切平面的负法线矢量；所述的负法线矢量指向地球椭球模型内部；(5)计算负法线矢量和卫星指向目标矢量的夹角；(6)将卫星指向目标矢量更新为步骤(4)得到的切平面负法线矢量；(7)若步骤(5)得到的夹角小于精度阈值，则转入步骤(8)，否则转入步骤(3)，直至步骤(5)得到的夹角小于精度阈值；(8)根据卫星指向目标矢量和卫星轨道信息计算得到卫星指向目标矢量在卫星轨道系中的矢量值，进而计算得到卫星对地表定向目标滚动姿态角和目标俯仰姿态角。

【技术特征摘要】
1.一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法，其特征在于包括如下步骤：(1)根据卫星轨道信息计算卫星在地心惯性系中的位置坐标；(2)根据卫星轨道信息计算卫星指向地心的矢量在地心惯性系的值，并作为卫星指向目标矢量的初值；(3)在地心惯性系构建地球椭球模型，然后根据卫星在地心惯性系中的位置坐标计算卫星指向目标矢量与地球椭球模型球面的交点坐标；(4)根据交点坐标计算得到地球椭球模型在交点处切平面的负法线矢量；所述的负法线矢量指向地球椭球模型内部；(5)计算负法线矢量和卫星指向目标矢量的夹角；(6)将卫星指向目标矢量更新为步骤(4)得到的切平面负法线矢量；(7)若步骤(5)得到的夹角小于精度阈值，则转入步骤(8)，否则转入步骤(3)，直至步骤(5)得到的夹角小于精度阈值；(8)根据卫星指向目标矢量和卫星轨道信息计算得到卫星指向目标矢量在卫星轨道系中的矢量值，进而计算得到卫星对地表定向目标滚动姿态角和目标俯仰姿态角。2.根据权利要求1所述的一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法，其特征在于：所述的步骤(1)中计算卫星在地心惯性系中的坐标的方法包括如下步骤：(1)根据卫星轨道信息包括的从地心惯性系到卫星轨道系的方向余弦阵COI和地心距r，计算得到卫星在地心惯性系位置坐标初值RS为(2)根据当前所使用的J2000地心惯性系到瞬时地心惯性系的岁差章动矩阵CPR，得到修正后的卫星在地心惯性系位置坐标RS为RS＝CPRTRS。3.根据权利要求1或2所述的一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法，其特征在于：所述的步骤(2)中计算卫星指向目标矢量初值的方法包括如下步骤：(1)根据卫星轨道信息包括的从地心惯性系到轨道系的方向余弦阵COI计算卫星指向地心矢量在地心惯性系的值，并作为卫星指向目标矢量的初值vS＝COITvp，其中，vp＝[0,0,1]T；然后进行归一化得到卫星指向目标矢量的修正值vS＝vS/|vS|；(2)根据当前所使用的J2000地心惯性系到瞬时地心惯性系的岁差章动矩阵CPR，得到修正后的卫星指向目标矢量的初值vS＝CPRTvS。4.根据权利要求1...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘其睿，王淑一，王新民，张俊玲，刘新彦，宗红，韩冬，柯旗，田科丰，董筠，张屹峰，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11