卫星慢旋姿态下停旋保测控时机预报方法及系统技术方案

本发明专利技术提供一种卫星慢旋姿态下停旋保测控时机预报方法及系统，该方法包括：步骤S1：由轨道面正法向和太阳方向确定卫星绕旋转轴的零方位角；步骤S2：确定每个方位角下卫星本体系至J2000.0系的转换矩阵；步骤S3：得到测控天线在各方位角下在J2000.0坐标系中的指向；步骤S4：计算零时刻至所需时刻卫星固定在某方位角下所对应的测控弧段长度，获得不同方位角下对应的不同测控弧段长度；步骤S5：根据卫星实际下传的星敏感器融合四元数实时确定卫星当前方位角，在卫星进入最长测控弧长方位角范围时，上令停止慢旋。本发明专利技术能够通过卫星轨道参数和卫星姿态参数联合计算，为卫星上令停止慢旋的时机确定提供依据。旋的时机确定提供依据。旋的时机确定提供依据。

【技术实现步骤摘要】
卫星慢旋姿态下停旋保测控时机预报方法及系统


[0001]本专利技术涉及卫星姿态慢旋停旋保稳定测控的时机确定
，具体地，涉及一种卫星慢旋姿态下停旋保测控时机预报方法及系统。

技术介绍

[0002]卫星在轨飞行过程中采用对日慢旋是一种常见的姿态模式，一般在星箭分离、太阳帆板展开后快速进入该模式，以便优先保证卫星能源安全，并且确保旋转状态下地面必定可以与卫星建链。然而，在测控天线偏置安装卫星绕旋转轴进行慢旋时，卫星对地测控将表现为断续状态，不利于地面对卫星进行连续监视和上令操作。因此，在卫星已进入对日慢旋，并在断续测控条件下确认状态良好后，须上令停止卫星慢旋，使测控天线与地面站保持在最好的几何条件，保证后续飞行弧段稳定测控。针对停旋时机的选择，目前该方法的提出尚属空白。
[0003]公开号为CN110667892B的专利技术专利，公开了一种基于地磁测量的卫星消旋控制方法，包括以下步骤：根据卫星所在地磁场的磁感应强度在地心坐标系的坐标以及转换矩阵，建立卫星姿态矩阵；根据所述卫星姿态矩阵建立磁感应强度变化量相对于卫星姿态角速度的计算矩阵；测本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种卫星慢旋姿态下停旋保测控时机预报方法，其特征在于，包括：步骤S1：由轨道面正法向和太阳方向确定卫星绕旋转轴的零方位角；步骤S2：获得0度～360度范围内每个方位角下对应的卫星三轴指向，确定每个方位角下卫星本体系至J2000.0系的转换矩阵；步骤S3：根据测控天线在卫星本体系中的安装角度，得到测控天线在各方位角下在J2000.0坐标系中的指向；步骤S4：遍历0度～360度方位角，计算零时刻至所需时刻卫星固定在某方位角下所对应的测控弧段长度，获得不同方位角下对应的不同测控弧段长度，形成各方位角对应测控时长的预报表；步骤S5：根据卫星实际下传的星敏感器融合四元数实时确定卫星当前方位角，在卫星进入最长测控弧长方位角范围时，上令停止慢旋。2.根据权利要求1所述的卫星慢旋姿态下停旋保测控时机预报方法，其特征在于，所述步骤S1包括：由星箭分离后的外测轨道参数确定卫星轨道面正法向单位矢量，由当前时间确定当前太阳方向单位矢量，由轨道面正法向和太阳方向确定卫星绕旋转轴的零方位角，其中，+Z为旋转轴，
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Z对太阳。3.根据权利要求2所述的卫星慢旋姿态下停旋保测控时机预报方法，其特征在于，所述步骤S2包括：将停旋时机选择转化为绕+Z轴旋转的方位角选择，以零方位角为基准，获得0度～360度方位角范围内每个方位角下对应的卫星三轴指向，进而确定每个方位角下卫星本体系至J2000.0系的转换矩阵。4.根据权利要求3所述的卫星慢旋姿态下停旋保测控时机预报方法，其特征在于，所述步骤S3包括：根据测控天线在卫星本体系中的安装角度，获得其中心指向在本体系中的方向矢量，并根据本体系到J2000.0坐标系的转换矩阵，得到测控天线在各方位角下在J2000.0坐标系中的指向。5.根据权利要求1所述的卫星慢旋姿态下停旋保测控时机预报方法，其特征在于，所述步骤S4包括：以星箭分离为零时刻，遍历0度～360度方位角，计算零时刻至T时刻卫星固定在某方位角下所对应的测控弧段长度，获得不同方位角对应的不同测控弧段长度，形成方位角和测控时长的预报表。6.根据权...

【专利技术属性】
技术研发人员：俞洁，陈祥，李鉴，别枢佑，李云飞，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：