一种卫星姿态机动辅助实现窄视场载荷指向标定方法技术

本发明专利技术公开了一种卫星姿态机动辅助实现窄视场载荷指向标定方法包括：根据本星和目标星轨道参数、载荷安装矩阵理论值，建立对目标凝视姿态；在卫星凝视坐标系内垂直载荷视轴平面内，由中心点开始，计算阿基米德螺旋线，实时规划载荷视轴的扫描方向；以轨道面法线作为参考矢量，根据螺旋线规划的载荷视轴方向，实时计算卫星相对凝视坐标系的扫描姿态，结合凝视姿态，计算卫星相对轨道坐标系的目标姿态，并获取卫星期望角速度；根据卫星当前姿态和角速度计算姿态和角速度的偏差，进而实现载荷信号方向的螺旋线扫描；双方实现信号捕获后，记录当前姿态，结合理论姿态，解算载荷对应的安装矩阵实测值，不需再次螺旋扫描，即可实现窄视场载荷正常通信。

【技术实现步骤摘要】
一种卫星姿态机动辅助实现窄视场载荷指向标定方法
本专利技术涉及航空航天领域，具体涉及一种卫星姿态机动辅助实现窄视场载荷指向标定方法。
技术介绍
卫星上安装的Ku波段，Ka波段高速数传天线、激光通信载荷等，均属于典型的窄视场载荷。Ku波段天线视场半锥角0.15°量级，激光通信载荷工作视场半锥角0.1°量级。在通信链路建立过程中，通常由载荷自身携带的二维转台控制信号方向，令载荷视轴指向目标星理论方向后，从不确定区域中心开始进行覆盖式扫描，对方卫星接收到信号后，标定该指向偏差，进而建立通信链路。其中，载荷从不确定区域中心开始进行覆盖式扫描为决定建链成功与否的关键步骤。通常需要载荷安装二维转台，用于通信链路建立过程的覆盖式扫描。对于安装窄视场载荷的微小卫星，载荷二维转台工作期间将对卫星本体产生干扰，进而影响激光载荷视轴指向稳定度；而且受整星重量约束，载荷往往无法安装二维转台。因此，对于安装窄视场载荷的微小卫星，有必要开发一种卫星姿态机动辅助实现窄视场载荷指向标定方法。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是对于安装窄视场载荷的微小卫星，如何开发一种卫星姿态机动辅助用于实现窄视场指向标定方法，提供一种卫星姿态机动辅助实现窄视场载荷指向标定方法。本专利技术是通过下述技术方案来解决上述技术问题：一种卫星姿态机动辅助实现窄视场载荷指向标定方法，所述方法包括：根据本卫星和目标卫星的轨道参数和载荷安装姿态矩阵的理论值，所述本卫星建立对所述目标卫星的凝视姿态；在所述本卫星的凝视坐标系中垂直载荷视轴的平面内，由不确定区域的中心点开始进行覆盖式扫描，实时计算所述载荷视轴的扫描方向；以所述本卫星的轨道面法线作为参考矢量，根据所述实时计算所述载荷视轴的扫描方向，实时计算所述本卫星相对所述凝视坐标系的扫描姿态并结合所述凝视姿态，计算本卫星相对轨道坐标系的目标姿态，并获取所述本卫星的期望角速度；根据所述本卫星当前姿态、和所述期望角速度计算所述本卫星的姿态偏差和角速度偏差，实现所述窄视场载荷的信号方向扫描；记录扫描过程中所述窄视场载荷信号捕获成功时刻对应的所述本卫星扫描姿态并结合所述凝视姿态，获取所述载荷安装姿态矩阵的实测值进而重新计算所述凝视姿态，作为本卫星窄视场载荷工作的目标姿态，从而实现卫星间稳定通信。进一步地，对所述不确定区域进行覆盖式扫描的方法包括阿基米德螺旋线方法或矩形螺旋线方法。进一步地，获取所述期望角速度的方法为差分方法；可调用PID控制器实现高精度控制从而实现所述窄视场载荷的信号方向扫描。更进一步地，由所述窄视场载荷的视场半锥角确定所述阿基米德螺旋线的极径与极角比例，并以恒定线速率对所述极角进行计算，保证所述窄视场载荷的视场对扫描区域全覆盖。在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本专利技术各较佳实例。本专利技术的积极进步效果在于：使用卫星姿态机动辅助实现激光载荷扫描建链方法，不再需要激光通信载荷自身进行覆盖式扫描，因此载荷不需二维转台，降低了整星重量和载荷设计的复杂度。附图说明图1为本专利技术一种卫星姿态机动辅助实现窄视场载荷指向标定方法一实施例中的方法流程图；图2为本专利技术一种卫星姿态机动辅助实现窄视场载荷指向标定方法一实施例中的卫星对准示意图；图3为本专利技术一种卫星姿态机动辅助实现窄视场载荷指向标定方法一实施例中的卫星对地对天通信示意图；图4为本专利技术一种卫星姿态机动辅助实现窄视场载荷指向标定方法一实施例中的窄视场载荷指向螺旋线示意图。具体实施方式为了便于理解本申请，下面将参照相关附图对本申请进行更全面的描述。附图中给出了本申请的首选实施例。但是，本申请可以以许多不同的形式来实现，并不限于本文所描述的实施例。相反地，提供这些实施例的目的是使对本申请的公开内容更加透彻全面。除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本申请的
的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本申请的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本申请。本文所使用的术语“及/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。如图1所示为本专利技术一实施例中的方法流程图：S01：根据本卫星和目标卫星的轨道参数和载荷安装姿态矩阵的理论值，所述本卫星建立对所述目标卫星的凝视姿态；在一个示例中，如图1和图2和图3所示，设Rs、Rm分别为卫星和目标在惯性坐标系位置矢量，定义载荷坐标系OsXsYsZs的Xs轴与载荷视轴方向平行，可在卫星轨道坐标系内建立载荷对目标凝视坐标系(Or1Xr1Yr1Zr1)：Zr0＝Xr0×Yr0计算载荷凝视坐标系Or0Xr0Yr0Zr0相对卫星轨道坐标系OoXoYoZo转换矩阵：Ar0o＝[Xr0Yr0Zr0]T根据地面测试期间标定的载荷坐标系相对卫星本体坐标系安装矩阵Ar0r1，计算卫星凝视坐标系Or1Xr1Yr1Zr1相对卫星轨道坐标系OoXoYoZo转换矩阵：S02：在所述本卫星的凝视坐标系中垂直载荷视轴的平面内，由不确定区域的中心点开始进行覆盖式扫描，实时计算所述载荷视轴的扫描方向；在一个示例中，以如图1和图2和图4所示，阿基米德螺旋线为基准，可保证各圈之间极角的点间距恒定。设螺旋线的极角为θ和极径为r按如下公式进行计算：r＝aθ其中为a决定了螺旋线间距为2πa，可由载荷视场半锥角γ决定，v为设定的线速率，可取0.0006rad/s作为参考值。进而可计算载荷期望视轴方向单位矢量：Xr2＝[cosrsinrcosθsinrsinθ]S03：以所述本卫星的轨道面法线作为参考矢量，根据所述实时计算所述载荷视轴的扫描方向，实时计算所述本卫星相对所述凝视坐标系的扫描姿态并结合所述凝视姿态，计算本卫星相对轨道坐标系的目标姿态，并获取所述本卫星的期望角速度；在一个示例中，如图1和图2和图3所示，在凝视坐标系(Or1Xr1Yr1Zr1)内建立扫描姿态坐标系(Or2Xr2Yr2Zr2)：Xr2＝[cosrsinrcosθsinrsinθ]Zr2＝Xr2×Yr2进而计算凝视坐标系Or2Xr2Yr2Zr2相对凝视坐标系Or1Xr1Yr1Zr1的转换矩阵根据凝视坐标系相对轨道坐标系姿态和卫星相对凝视坐标系的扫描姿态，计算卫星相对轨道坐标系的最终期望姿态矩阵Aro：Aro＝Ar2r1Ar1o由姿态转换矩阵计算扫描过程卫星相对轨道坐标系的期望姿态四元数qor：qor＝dcm2quat(Aro)对该四元数进行归一化和标部取正处理后，通过差分公式计算期望角速度ωor：其中为四元数求逆，与分别为当拍和上一拍期望四元数，Δt为姿态控制周期。S04：根据所述本卫星当前姿态、和所述期望角速度计算所述本卫星的姿态偏差和角速度本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种卫星姿态机动辅助实现窄视场载荷指向标定方法，其特征在于，所述方法包括：/n根据本卫星和目标卫星的轨道参数和载荷安装姿态矩阵的理论值，所述本卫星建立对所述目标卫星的凝视姿态；/n在所述本卫星的凝视坐标系中垂直载荷视轴的平面内，由不确定区域的中心点开始进行覆盖式扫描，实时计算所述载荷视轴的扫描方向；/n以所述本卫星的轨道面法线作为参考矢量，根据所述实时计算所述载荷视轴的扫描方向，实时计算所述本卫星相对所述凝视坐标系的扫描姿态并结合所述凝视姿态，计算本卫星相对轨道坐标系的目标姿态，并获取所述本卫星的期望角速度；/n根据所述本卫星当前姿态、和所述期望角速度计算所述本卫星的姿态偏差和角速度偏差，实现所述窄视场载荷的信号方向扫描；/n记录扫描过程中所述窄视场载荷信号捕获成功时刻对应的所述本卫星扫描姿态并结合所述凝视姿态，获取所述载荷安装姿态矩阵的实测值进而重新计算所述凝视姿态，作为本卫星窄视场载荷工作的目标姿态，从而实现卫星间稳定通信。/n

【技术特征摘要】
1.一种卫星姿态机动辅助实现窄视场载荷指向标定方法，其特征在于，所述方法包括：
根据本卫星和目标卫星的轨道参数和载荷安装姿态矩阵的理论值，所述本卫星建立对所述目标卫星的凝视姿态；
在所述本卫星的凝视坐标系中垂直载荷视轴的平面内，由不确定区域的中心点开始进行覆盖式扫描，实时计算所述载荷视轴的扫描方向；
以所述本卫星的轨道面法线作为参考矢量，根据所述实时计算所述载荷视轴的扫描方向，实时计算所述本卫星相对所述凝视坐标系的扫描姿态并结合所述凝视姿态，计算本卫星相对轨道坐标系的目标姿态，并获取所述本卫星的期望角速度；
根据所述本卫星当前姿态、和所述期望角速度计算所述本卫星的姿态偏差和角速度偏差，实现所述窄视场载荷的信号方向扫描；
记录扫描过程中所述窄视场载荷信号捕获成功时刻对应的所述本卫星扫描姿态并结合所述凝视姿态，获取所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：杜宁，吴树范，王世耀，陈文晖，徐家国，慕忠成，
申请(专利权)人：上海交通大学，
类型：发明
国别省市：上海;31