基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法技术

本发明专利技术涉及一种等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法，所述方法以自旋稳定卫星在参考坐标系下的初始姿态、目标姿态和姿控量为输入，对卫星姿态进行预测，计算麦卡托图坐标，并对太阳角、北红外弦宽、南红外弦宽进行预测，根据已经计算出的姿态控制参数(姿控量)和给定的控制方式计算出卫星姿态因受控而发生姿态变化的趋势，同时计算出因姿态变化而导致红外弦宽角、太阳角的变化趋势。本发明专利技术方法适应于自旋稳定卫星以等倾角进动方式进行姿态控制的姿态预测。

Attitude prediction method of spin stabilized satellite based on equal inclination attitude control

The invention relates to a method for predicting the attitude of a spin stabilized satellite with equal inclination attitude control. The method takes the initial attitude, target attitude and attitude control amount of the spin stabilized satellite in the reference coordinate system as input, predicts the attitude of the satellite, calculates the coordinates of the Mercator chart, forecasts the solar angle, the northern infrared chord width and the southern red outer chord width, and controls the attitude according to the calculated attitude The control parameters (attitude control quantity) and the given control mode are used to calculate the trend of satellite attitude change due to control, and the trend of infrared chord width angle and solar angle change due to attitude change is also calculated. The method of the invention is suitable for the attitude prediction of the attitude control of the spin stable satellite in the manner of constant inclination precession.

【技术实现步骤摘要】
基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法
本专利技术涉及一种等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法(AF，AttitudeForecast)，根据已经计算出的姿态控制参数(姿控量)和给定的控制方式计算出卫星姿态因受控而发生姿态变化的趋势，同时计算出因姿态变化而导致红外弦宽角、太阳角的变化趋势，为监视调姿过程提供参考基准。
技术介绍
姿态控制是获取并保持卫星在空间定向的过程。例如，卫星对地进行通信或观测，天线或遥感器要指向地面目标；卫星进行轨道控制时，发动机要对准所要救的推力方向；卫星再入大气层时，要求制动防热面对准迎面气流；都需要星体建立和保持一定的姿态。姿态控制的实现，按控制力来源分为两大类：(1)被动控制，其控制力由空间环境或卫星动力学提供，不需要消耗星上能源。(2)主动控制，包括测量卫星姿态，处理测量数据，按照一定的控制规律产生控制指令，执行指令以产生对卫星的控制力。它由星载或地面设备组成的闭路系统来实现。主动姿态控制系统有两种组成方式：(1)星上自主控制，是不依赖地面干预，完全由星载仪器实现的控制。(2)地面控制，或星-地大回路控制，是依赖于地面干预，由星载仪器和地面设备联合实现的控制。例如，自旋卫星的姿态机动均采用地面控方式。自旋稳定卫星的姿态机动要在控制坐标系中采用合适的控制规律，使卫星的姿态从某初始姿态进动到要求的目标姿态，等倾角控制是工程实践中较为常用的一种方法。控制基准主要有两种，一种是太阳基准，另外一种为红外地中基准。以太阳为基准进行控制时其选择的控制坐标系为太阳参考系。以红外地中为基准进行姿态机动时，选择的控制坐标系为地球参考系。姿态预测是在姿态机动前，根据姿态控制参数(姿控量)和控制方式计算出卫星姿态受控而发生姿态变化的趋势和因姿态变化而导致红外弦宽角、太阳角的变化趋势，为调姿过程提供参考基准。如果在姿态机动前没有一种姿态预测方法，则无法了解姿态、红外弦宽角及太阳角的变化趋势，更无法选择正确启控时刻。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是针对上述现有技术提供了一种基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法，主要用于自旋稳定卫星因受控而发生姿态变化的趋势和姿态变化而导致红外弦宽角、太阳角的变化趋势。本专利技术解决上述问题所采用的技术方案为：一种基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法，以自旋稳定卫星在参考坐标系下的初始姿态、目标姿态和姿控量为输入，对卫星姿态进行预测，计算麦卡托图坐标，并对太阳角、北红外弦宽、南红外弦宽进行预测。所述方法包括以下步骤：步骤A、判定自旋稳定卫星等倾角姿态控制的参考基准，若参考基准为太阳基准，则进入步骤B；否则进入步骤M。步骤B、若|θ0-θf|<0.0035时(θ0、θf分别为卫星在太阳参考系中的初始和目标姿态的余纬角)，按式(1)进行姿态预测；否则进入步骤C。式中，k(k＝0,1,2,…,N)为自旋稳定卫星第k次喷气；ψ0为自旋稳定卫星初始姿态经度角；θ(k)、ψ(k)为自旋稳定卫星第k次喷气时的卫星姿态，0<θ(k)≤π、-π≤ψ(k)≤π；βL为星上相位控制角；ΔS为一个脉冲的理论角动量弧长，按(2)式计算其中，S为控制弧长；N为实际控制次数；为稳态旋转冲量；L为力臂；ξ为轴喷管偏角；Jz为绕自旋轴转动惯量；ω0为卫星转速。步骤C、若|θ0-θf|≥0.0035时，按下式进行姿态预测步骤D、计算麦卡托图坐标X(k)、Y(k)步骤E、把太阳参考系的姿态按下式转到地心惯性系。式中，为第次喷气时刻预测得到的卫星在地心惯性系的姿态矢量；AIS为太阳参考系到地心惯性系转换矩阵，按(3)式计算，αs、δs为太阳的赤经、赤纬；为卫星在太阳参考系的姿态矢量，按(4)式计算。步骤F、按(5)式计算预测时刻tk。tk＝tc+k·2π/ω0(k＝0,1,2,…,N)(5)式中，tc为起控时刻。步骤G、按下式预测太阳角θs(k)。θs(k)＝θ(k)步骤H、按下式计算tk时刻地心方向矢量式中，为卫星的位置矢量；Ω为升交点赤经；ω为近地点幅角；f为真近点角。步骤I、计算第k次喷气时的地球角θe(k)。步骤J、按(6)、(7)式计算第k次喷气时的地心距r(k)和半张角ρ(k)。r(k)＝a[1-ecosE(k)](6)ρ(k)＝sin-1[(Re+ha)/r(k)](7)式中，a、e为轨道半长轴、偏心率；E(k)卫为第k次喷气时的偏近点角；Re为地球赤道半径，Re＝6378.140km；ha为CO2吸收带高度ha＝20.0km。步骤K、北红外弦宽ΦN(k)按下式进行预测。式中，YN(k)按下式计算，γN为北红外探头安装角。步骤L、南红外弦宽ΦS(k)按下式进行预测。式中，YS(k)按下式计算，γS为南红外探头安装角。步骤M、若|θE0-θEf|<0.0035时(θE0、θEf分别为卫星在地球参考系中的初始和目标姿态的余纬角)，按式(8)进行姿态预测；否则进入步骤N。式中，k(k＝0,1,2,…,N)为第k次喷气；ψE0为卫星初始姿态经度角；θE(k)、ψE(k)为第k次喷气时的卫星姿态，0<θE(k)≤π、-π≤ψE(k)≤π；βL为星上相位控制角；ΔS为一个脉冲的理论角动量弧长，按(2)式计算。步骤N、若|θE0-θEf|≥0.0035时，按下式进行姿态预测步骤O、计算麦卡托图坐标X(k)、Y(k)步骤P、把地球参考系的姿态按下式转到地心惯性系。式中，为第次喷气时刻预测得到的卫星在地心惯性系的姿态矢量；AIE为地球参考系到地心惯性系转换矩阵，按(9)式计算；为卫星在地球参考系的姿态矢量，按(10)式计算。式中，Ω为升交点赤经；u＝ω+f，ω为近地点幅角；f为真近点角。步骤Q、按(5)式计算预测时刻tk。步骤R、按下式预测太阳角θs(k)。式中，为tk时刻的太阳方向矢量。步骤S、计算第k次喷气时的地球角θe(k)。θe(k)＝θE(k)步骤T、按(6)、(7)式计算第k次喷气时的地心距r(k)和半张角ρ(k)。步骤U、北红外弦宽ΦN(k)按下式进行预测。式中，YN(k)按下式计算，γN为北红外探头安装角。步骤V、南红外弦宽ΦS(k)按下式进行预测。式中，YS(k)按下式计算，γS为南红外探头安装角。与现有技术相比，本专利技术的优点在于：1、姿态预测方法是一种用于自旋稳定卫星姿态控制前，对太阳角、南北红外弦宽和麦卡托图(即姿态变化曲线)进行提前预测的方法，姿态控制过程对太阳(太本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法，其特征在于：所述方法以自旋稳定卫星在参考坐标系下的初始姿态、目标姿态和姿控量为输入，对卫星姿态进行预测，计算麦卡托图坐标，并对太阳角、北红外弦宽、南红外弦宽进行预测，参考基准为太阳基准，所述方法包括以下步骤：/n步骤一、若|θ

【技术特征摘要】
1.一种基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法，其特征在于：所述方法以自旋稳定卫星在参考坐标系下的初始姿态、目标姿态和姿控量为输入，对卫星姿态进行预测，计算麦卡托图坐标，并对太阳角、北红外弦宽、南红外弦宽进行预测，参考基准为太阳基准，所述方法包括以下步骤：
步骤一、若|θ0-θf|<0.0035时，θ0、θf分别为自旋稳定卫星在太阳参考系中的初始和目标姿态的余纬角，按式(1)进行姿态预测；否则进入步骤三，



式中，k(k＝0,1,2,…,N)为卫星第k次喷气；ψ0为卫星初始姿态经度角；θ(k)、ψ(k)为第k次喷气时的卫星姿态，0<θ(k)≤π、-π≤ψ(k)≤π；βL为星上相位控制角；ΔS为一个脉冲的理论角动量弧长，按(2)式计算ΔS：



其中，S为脉冲控制弧长；N为脉冲实际控制次数；为稳态旋转冲量；L为力臂；ξ为轴喷管偏角；Jz为绕自旋轴转动惯量；ω0为卫星转速；
步骤二、若|θ0-θf|≥0.0035时，按下式进行姿态预测：



步骤三、通过下式计算麦卡托图坐标X(k)、Y(k)



步骤四、把太阳参考系的卫星姿态按下式转到地心惯性系



式中，为第k次喷气时刻预测得到的卫星在地心惯性系的姿态矢量；AIS为太阳参考系到地心惯性系转换矩阵，按(3)式计算，αs、δs为太阳的赤经、赤纬；为卫星在太阳参考系的姿态矢量，按(4)式计算：






步骤五、预测太阳角
按(5)式计算预测时刻tk：
tk＝tc+k·2π/ω0(k＝0,1,2,…,N)(5)
式中，tc为起控时刻；通过公式θs(k)＝θ(k)预测太阳角θs(k)；
步骤六、按下式计算tk时刻卫星地心方向矢量






式中，为卫星的位置矢量；Ω为升交点赤经；ω为近地点幅角；f为真近点角；
步骤七、计算卫星第k次喷气时的地球角θe(k)



步骤八、按(6)、(7)式计算第k次喷气时卫星的地心距r(k)和半张角ρ(k)
r(k)＝a[1-ecosE(k)](6)
ρ(k)＝sin-1[(Re+ha)/r(k)](7)
式中，a、e为轨道半长轴、偏心率；E(k)卫为第k次喷气时的偏近点角；Re为地球赤道半径，Re＝6378.140km；ha为CO2吸收带高度ha＝20.0km；
步骤九、北红外弦宽ΦN(k)按下式进行预测



式...

【专利技术属性】
技术研发人员：王恒，李永刚，李祥明，郭力兵，胡上成，侯亚威，冯朝阳，苏春梅，汪毅，张龙，
申请(专利权)人：中国人民解放军六三六八六部队，
类型：发明
国别省市：江苏;32