CN101758934B - 基于任务规划的星敏感器安装角度确定方法 - Google Patents

Abstract

基于任务规划的星敏感器安装角度确定方法，以满足卫星在轨运行期间星敏感器对日对地可见性要求为目标，根据轨道特性、星体构型、星敏感器性能等参数，对星敏感器轴线对日对地夹角进行计算和分析，重点考虑了任务规划所确定的各种对地成像工况条件对星敏感器可见性的影响，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。本发明方法充分考虑了多种工况姿态条件下星敏感器所受杂散光的影响，尤其适用于需要通过大角度机动来进行对地观测的高分辨率敏捷卫星的总体设计工作，在提出卫星设计要求、进行卫星任务规划的用户单位和进行卫星设计的工程单位之间形成了良好的反馈机制。

Description

基于任务规划的星敏感器安装角度确定方法

技术领域

本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种星敏感器安装角度的确定方法。

背景技术

为了满足高分辨率、敏捷对地观测的任务需求，不仅要求卫星平台具备大角度敏捷机动控制能力，还要求有效载荷在卫星姿态偏离星下点45度范围内能够正常工作，同时更要求卫星在有效载荷对地工作期间能够维持星体三轴姿态的高稳定性。为此，一个必要条件是卫星的三轴姿态需可测，以便准确维持卫星的目标工作姿态。为了确定出卫星建立目标姿态后的三轴姿态变化并加以修正，一种常用的方式是利用陀螺积分给出卫星的三轴姿态。但由于陀螺自身的测量误差和初始积分时刻的三轴姿态确定误差会随积分时间累积而递增，因而这种方式较适用于短期高精度的三轴姿态确定；另外一种方式是采用由多个星敏感器组成的星敏感器导航***进行定姿，这种方式适用于长期高精度三轴姿态确定。但是，星敏感器在卫星运行过程中，有可能受到太阳光或地球反射光(地气光)的影响，导致无法观测到有效方位信息，从而使得卫星姿态不可测。

传统的对地观测卫星没有大角度敏捷机动的任务需求，其对地观测时工作方式较为简单，姿态角度变化有限、有效载荷偏离星下点角度较小，因而影响星敏感器安装角度设计的主要因素仅为卫星星体对星敏感器视场的遮挡，其设计问题可以较为容易地解决。但采用这样传统的设计方法将无法满足新型卫星在具备大角度敏捷机动后、多种工作姿态角度下的星敏感器工作需求。由于大角度敏捷机动的任务要求，星敏感器不仅将面对因有效载荷偏离星下点角度增大而变得更为苛刻的工作环境，还要面对因对地观测任务改变而导致工作条件发生的巨大变化。按照星敏感器导航***的工作要求，卫星在对地观测工作状态下，需保证在目标姿态下至少有2个星敏感器可以同时使用，才能直接观测出卫星的三轴姿态并获得足够的测量精度，而这一点采用传统的设计方法往往难以满足。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种操作灵活、可以适用于多种工况的基于任务规划的星敏感器安装角度的确定方法。

本发明的技术解决方案是：基于任务规划的星敏感器安装角度确定方法，步骤如下：

(1)设定卫星上安装的n个星敏感器的初始安装俯仰角Elevation(i)与初始安装方位角Azimuth(i)，i＝1，2......，n；

(2)分别求取各工况条件下各星敏感器的视场轴线与太阳的夹角Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Sun_to_Sensor}以及各星敏感器的视场轴线与地心方向的夹角Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Earth_to_Sensor}，计算公式为：

Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Sun_to_Sensor}＝arccos[V(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Sensor_o}，V(t)_{Sun_o}]

Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Earth_to_Sensor}＝arccos[V(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Sensor_o}，V(t)_{Earth_o}]

其中，t∈[t_开始成像，t_结束成像]为对地观测的成像时间，V(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Sensor_o}为t时刻第j个工况条件下，第i个星敏感器的视场轴线在轨道坐标系中的坐标，Roll(j)和Pitch(j)分别为第j个工况条件下所要求的卫星滚动角和俯仰角，j＝1，2......，m，m为工况的数量，计算公式为：

$V{(i,t,\mathrm{Roll}\left(j\right),\mathrm{Pitch}\left(j\right))}_{\mathrm{Sensor}\_o}=A_{\mathrm{bo}}^T\left(t\right)*V{\left(i\right)}_{\mathrm{Sensor}\_b}$

A_bo(t)＝R_y(Pitch(j))R_x(Roll(j))

$V{\left(i\right)}_{\mathrm{Sensor}\_b}=\left[\begin{array}{c}\cos \left(\mathrm{Azimuth}\left(i\right)\right)*\cos \left(\mathrm{Elevation}\left(i\right)\right)\\ \sin \left(\mathrm{Azimuth}\left(i\right)\right)*\cos \left(\mathrm{Elevation}\left(i\right)\right)\\ \sin \left(\mathrm{Elevation}\left(i\right)\right)\end{array}\right],i\≤n$

$R_x\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\θ}& -\sin \mathrm{\θ}\\ 0& -\sin \mathrm{\θ}& \cos \mathrm{\θ}\end{array}\right],$ $R_y\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\θ}& 0& -\sin \mathrm{\θ}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\θ}& 0& \cos \mathrm{\θ}\end{array}\right],$

V(t)_{Sun_o}＝A_oi(t)*V_Sun i，A_oi(t)为t时刻轨道坐标系相对于J2000惯性系的单位矩阵，V_{Sun_i}为t时刻太阳矢量在J2000惯性系中的坐标，V_{Earth_o}＝[0，0，1]；

(3)将步骤(2)得到的结果与星敏感器对太阳光的抑制角alpha和星敏感器对地气光的抑制角beta进行比较，若在任意t时刻、任意工况条件下至少有两个星敏感器满足条件

Angle(i，t，Roll(j)，Pith(j))_{Sun_to_Sensor}＞alpha

                                                    ，

Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Earth_to_Sensor}＞beta

则转步骤(6)，否则进入步骤(4)；

(4)改变星敏感器的初始安装俯仰角Elevation(i)与初始安装方位角Azimuth(i)，重复步骤(2)和(3)，若重复过程中始终无法找到满足条件的星敏感器则转步骤(5)；

(5)调整任务规划，重新确定新任务条件下所要求的卫星滚动角Roll(j)和俯仰角Pitch(j)，重复步骤(2)～(4)直至找到满足条件的星敏感器并转步骤(6)；

(6)输出当前n个星敏感器的安装俯仰角Elevation(i)与安装方位角Azimuth(i)以及与当前安装位置对应的各工况条件下卫星的滚动角Roll(j)和俯仰角Pitch(j)。

所述步骤(5)中调整任务规划的方法为：在满足条件cos(Roll(j))*cos(Pitch(j))＝cos(gama)的情况下，减小有效载荷偏离星下点的角度gama的幅值。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明方法在星敏感器安装角度的设计与分析过程中，以满足任务规划所得到的卫星对地观测工况姿态条件下星敏感器对日对地可见性为主要目标，充分考虑多种工况姿态条件下星敏感器所受杂散光的影响，尤其适用于需要通过大角度机动来进行对地观测的高分辨率敏捷卫星的总体设计工作；

(2)本发明方法在尽可能多地满足各种工况姿态的条件下，根据星敏感器安装角度的设计结果，对于无法满足要求的工况姿态，可以由设计者对任务规划结果提出修改意见，有效避免卫星进入易受杂散光影响的对地观测工况姿态，在提出卫星设计要求、进行卫星任务规划的用户单位和进行卫星设计的工程单位之间形成了良好的反馈机制，在卫星设计阶段即可根据设计结果对用户的任务规划结果提出意见、产生影响，避免卫星在上天后进入不合理的工况姿态，从而导致星敏感器导航***失效的情况出现。

附图说明

图1为本发明方法的流程框图；

图2为本发明实施例中初始仿真曲线“星敏轴线与太阳光矢量夹角”示意图；

图3为本发明实施例中初始仿真曲线“星敏轴线与地心矢量夹角”示意图；

图4为本发明实施例中卫星在轨工作姿态模式及其时间安排示意图。

具体实施方式

如图1所示，为本发明方法的流程框图，具体步骤详述如下：

(1)确定初始条件

根据卫星设计的基本方案和任务规划的工作要求，确定与星敏感器安装角度设计相关的基本参数，包括卫星轨道信息、太阳方位信息、卫星星体对星敏感器安装角度的约束、卫星对地观测时有效载荷偏离星下点的最大范围、星敏感器性能指标等，由此设定星敏感器安装角度的初始参数值。上述参数确定方法如下：

A.卫星轨道信息包括卫星轨道根数、在轨运动方式，地影区、对日定向区、对地成像区的起始时刻与时间长短，由卫星轨道设计人员提供，具体轨道计算方法可参见2003年哈尔滨工业大学出版社出版的由刘暾编著的《空间飞行器动力学》一书；

B.太阳方位信息由天文参数计算，具体计算方法可参见2006年北京师范大学出版社出版的由刘林编著的《航天动力学引论》一书；

C.卫星星体对星敏感器安装角度的约束条件由卫星星体构型设计人员提供。由于星敏感器在工作观测过程中不允许出现视场被遮挡的情况，因此在设计其安装角度时应使其指向无卫星星体遮挡的方向，特别是要避免被伸展开的太阳帆板所遮挡。该约束主要影响下面F项中星敏感器安装俯仰角Elevation和方位角Azimuth的取值范围；

D.卫星对地观测时有效载荷偏离星下点的角度gama不能超过一定的最大取值范围x，x由卫星用户单位提供，通常取gama＜x(x∈[0～45]°)；

E.星敏感器性能指标由星敏感器厂商提供，包括星敏感器对太阳光的抑制角alpha和对地气光的抑制角beta；

F.星敏感器安装角度的初始参数值为进行后续迭代计算的初始值，由俯仰角Elevation和方位角Azimuth两个参量进行描述。如C项所述，在对Elevation和Azimuth取初值时，要考虑卫星星体对其的约束，星敏感器视场不能被星体所遮挡。

(2)根据所设定的对地成像段工况，计算各个时刻星敏感器轴线与太阳光和地心方向的夹角。

首先，设置坐标系：

A.J2000惯性坐标系

坐标系原点为地球质心。x轴指向2000年1月1日12:00:00时刻的春分点、z轴沿该时刻的地球自转轴，y轴与x、z轴右手正交。J2000惯性坐标系以下标“i”表示。

B.轨道坐标系

坐标系原点为卫星质心。卫星轨道平面为坐标平面，z轴由卫星质心指向地心(又称当地垂线)，x轴在轨道平面内与z轴垂直并指向卫星速度方向，y轴与x、z轴右手正交且与轨道平面法线平行。轨道坐标系以下标“o”表示。

C.卫星本体坐标系

坐标系原点为卫星质心。z轴沿卫星相机轴线方向、x轴指向卫星星体的正前方向，y轴与x、z轴右手正交。在卫星保持相机轴线指向地心的严格对地定向姿态时，卫星星体坐标系与轨道坐标系完全重合。卫星本体坐标系以下标“b”表示。

根据卫星姿态确定的要求，卫星在南(北)极对日定向期间仅要求有一个星敏感器能够工作，在对地成像段则要求同时有两个星敏感器能够工作。显然，前一个要求较易满足，具体方法为：在南(北)极对日定向期间，卫星太阳帆板垂直于太阳光方向，帆板法线沿太阳光方向。由于星敏感器安装后固联于星体，也即固联于太阳帆板，因此在对日定向时，只要使卫星星体绕帆板法线转动，直至找到某个姿态，在该姿态下卫星的某一个星敏感器在整个南(北)极对日定向期间都不见太阳光或地气光。由于卫星星体是绕帆板法线转动，则无论转动到何种姿态，卫星均为保持对日定向。在上述姿态下，卫星在南(北)极对日定向期间能保证有一个星敏感器一直工作。因此，在设计过程中，仅分析卫星在对地成像期间的星敏感器可见性，并据此设计星敏感器安装角度。

在第一次迭代中，根据步骤(1)中F项中设定的初值，计算星敏感器轴线矢量在卫星本体系中的坐标。

在后续迭代过程中，则根据步骤(4)中设定的参数计算星敏感器轴线矢量在卫星本体系中的坐标。对于有n个星敏感器的卫星，第i个星敏感器的轴线矢量在卫星本体系中的坐标为：

$V{\left(i\right)}_{\mathrm{Sensor}\_b}=\left[\begin{array}{c}\cos \left(\mathrm{Azimuth}\left(i\right)\right)*\cos \left(\mathrm{Elevation}\left(i\right)\right)\\ \sin \left(\mathrm{Azimuth}\left(i\right)\right)*\cos \left(\mathrm{Elevation}\left(i\right)\right)\\ \sin \left(\mathrm{Elevation}\left(i\right)\right)\end{array}\right],i\≤n---\left(1.1\right)$

“＊”为数乘符号。

卫星的对地成像段工况定义为卫星在对地观测期间的姿态，由滚动角Roll与俯仰角Pitch两个参量进行描述。这两个参数应当由卫星用户单位根据任务规划结果计算所得，其与gama的关系见式(1.2)。根据步骤(1)中D项，该参数应满足：

cos(alpha)*cos(beta)＝cos(gama)

                                           (1.2)

cos(gama)≥cos(x)

设t为对星敏感器可见性进行评估的时刻，t∈[t_开始成像，t_结束成像]，应涵盖整个对地成像区间所对应的时间点。在评估时刻t，在设定工况(Roll，Pitch)的条件下，卫星本体系相对于轨道系的单位姿态矩阵为：

A_bo(t)＝R_y(Pitch)R_x(Roll)    (1.3)

其中：

$R_x\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\θ}& -\sin \mathrm{\θ}\\ 0& -\sin \mathrm{\θ}& \cos \mathrm{\θ}\end{array}\right],$ $R_y\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\θ}& 0& -\sin \mathrm{\θ}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\θ}& 0& \cos \mathrm{\θ}\end{array}\right]---\left(1.4\right)$

则第i个星敏感器轴线在轨道系中的坐标为：

$V{(i,t)}_{\mathrm{Sensor}\_o}=A_{\mathrm{bo}}^T\left(t\right)*V{\left(i\right)}_{\mathrm{Sensor}\_b}---\left(1.5\right)$

设在评估时刻t，太阳矢量在J2000惯性系中的坐标为V_{Sun_i}。由于太阳矢量惯性系中的坐标的变化十分缓慢，可近似认为常值。根据卫星轨道信息，可求得在评估时刻t，轨道系相对于J2000惯性系的单位矩阵A_oi(t)。则太阳光在轨道系中的坐标为：

V(t)_{Sun_o}＝A_oi(t)*V_{Sun_i}    (1.6)

在轨道系中，地心矢量的坐标为：

V_{Earth_o}＝[0，0，1]         (1.7)

根据V(i)_{Sensor_o}、V(t)_{Sun_o}、V_{Earth_o}，可求得在t时刻，第i个星敏感器轴线与太阳光的夹角以及与地心方向的夹角分别为：

Angle(i，t)_{Sun_to_Sensor}＝arccos[V(i，t)_{Sensor_o}，V(t)_{Sun_o}]    (1.8)

Angle(i，t)_{Earth_to_Sensor}＝arccos[V(i，t)_{Sensor_o}，V(t)_{Earth_o}]

(3)重新设定成像段卫星工况，并重新计算上述夹角。

步骤(2)中所有计算结果均为基于工况(Roll、Pitch)所得结论。由于要求卫星有大角度敏捷机动能力，因此必须考虑卫星对地成像段期间的多种工况条件，即卫星对地观测的多种姿态角度。该姿态参数由任务规划结果给定。设不同的工况共有m个。

因此重新设置工况参数变量(Roll(j)、Pitch(j))的值，其中j∈[1，m]。该参数的变化仍由任务规划结果计算所得，并需满足式(1.2)。重复步骤(2)中的计算过程，求得在调整后的工况参数下，在t时刻，第i个星敏感器轴线与太阳光的夹角以及与地心方向的夹角分别为：

Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Sun_to_Sensor}＝arccos[V(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Sensor_o}，V_{Sun_o}]

                                                                                                (1.9)

Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Earth_to_Sensor}＝arccos[V(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Sensor_o}，V_{Earth_o}]

重复计算上述参数，直至遍历了任务规划所给定的所有工况所对应的(Roll(j)、Pitch(j))值。

(4)根据上述结果，判断星敏感器是否满足可见性要求。

根据卫星星敏感器***在对地成像段的工作要求，在整个对地成像阶段，在任何对地观测姿态角度，即任何工况条件下都至少同时有2个星敏感器不受太阳光与地气光的影响才能满足可用性要求。在星敏感器可见性要求不能得到满足时，卫星星敏感器***将失效。因此要求星敏感器光轴与太阳光矢量夹角大于星敏感器太阳抑制角，与星地矢量夹角大于星敏感器地气光抑制角。如下式所示：

Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Sun_to_Sensor}＞alpha

                                                     (1.10)

Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Earth_to_Sensor}＞beta

式中，i∈[1，n]，t∈[t_开始成像，t_结束成像]，j∈[1，m]，Roll(j)、Pitch(j)由步骤(2)、(3)确定。判断在任意t时刻、任意工况，满足上述条件的星敏感器是否至少有2个。若满足上述星敏感器可见性要求，则进入步骤(7)；否则，进入步骤(5)。

(5)调整安装角度值并重新分析星敏感器可见性

若星敏感器可见性未能满足要求，则需要修改星敏感器的安装角度值。

根据仿真结果，分析在当前条件下，星敏感器可见性要求不能得到满足的原因，对各星敏感器的安装角度值不断调整，即重新选取第i个星敏感器的Elevation(i)与Azimuth(i)值。

根据调整后的参数，重新运行步骤(2)～(4)，根据式(1.9)重新计算Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Sun_to_Sensor}和Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Earth_to_Sensor}的值，并根据式(1.10)对调整后的安装角度值条件下的星敏感器可见性进行判断。

对步骤(2)～(4)反复迭代，直至式(1.10)的星敏感器可见性要求得到满足为止。若满足上述星敏感器可见性要求，则进入步骤(7)；否则，进入步骤(6)。

(6)调整任务规划结果并重新分析星敏感器可见性

若通过星敏感器安装角度参数值的调整仍然无法满足式的星敏感器可见性要求，则需要调整任务规划所设定的各工况参数，即Roll(j)和Pitch(j)的取值。如式所示：

cos(Roll(j))*cos(Pitch(j))＝cos(gama)

由于各工况参数的具体数据通常为用户单位根据需要进行实际对地观测的任务目标确定，因此对该参数的调整实际上是对任务规划结果的修正。

对工况参数调整的方法是：适当减小有效载荷偏离星下点的角度gama的幅值。

造成星敏感器受太阳光或地气光影响并失效的主要原因，通常都是由于卫星在某些工况条件下，有效载荷偏离星下点角度gama的值过大。因此，适当减小该工况的gama值即可以解决星敏感器的失效问题。

对工况参数调整的目标是：

A.首先，满足尽可能多的工况条件下星敏感器的可见性不受影响；

在步骤(2)、(3)中，根据任务规划设定了多组工况参数值。在对其进行调整时，为了尽量不影响卫星执行用户给定的对地观测任务，应使需要进行参数调整的工况尽可能少，让尽可能多的工况保留原参数不变。通常对于m个工况，不会出现所有工况都不满足星敏感器可见性要求的情况。一般会有l(l＜m)个工况，星敏感器可见性符合要求。因此，在进行任务规划调整时，首要原则是不调整这l个工况，仅调整剩下的m-l个工况。

B.其次，对于必须进行调整的工况，工况参数调整的幅度应尽可能小。

对于必须进行参数调整的m-l个工况，同样地，为了尽量不影响卫星执行用户给定的对地观测任务，参数调整的幅度应尽可能小，即gama值的变化幅度尽可能小，在满足星敏感器可见性要求的前提下，保留尽可能大的对地观测范围。

对工况参数的调整也是一个迭代过程。不断调整Roll(j)，Pitch(j)的值并对步骤(2)～(5)进行迭代，利用式(1.9)计算Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Sun_to_Sensor}和Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Earth_to_Sensor}的值，并利用式(1.10)判断星敏感器的可见性，直至星敏感器可见性要求得到满足为止，进入步骤(7)。

(7)输出最终设计结果。

根据上述结果，输出调整完毕的星敏感器安装角度值：

(Elevation(i) Azimuth(i)) i∈[1，n]

以及一组经过调整的任务规划参数：

(Roll(j)Pitch(j)) j∈[1，m]

此即为最终设计结果。星敏感器安装角度值用于卫星星体设计，任务规划参数则相当于向用户提出的卫星对地观测约束条件。

实施例

考虑卫星在对地成像区内的不同对地观测姿态，合理设计各个星敏感器的安装角度，要求星敏感器***在对地成像区内，在任何工况姿态条件下，都可以保证至少2个星敏感器用来观测三轴姿态。由于卫星轨道信息、太阳方位信息、地球方位信息均为已知，此处对星敏感器安装角度设计采用迭代求解的方法。首先根据卫星星体构型的基本形状设计初始安装角度值，然后结合任务规划设置的多种对地观测姿态条件，通过计算各星敏感器与太阳光矢量与地心矢量的夹角，对星敏感器的对日对地可见性进行分析，并在此基础上不断对安装角度值进行调整，直至找出符合要求的设计参数。

假设仿真起始时间为：2010年03月22日00:45:55。

(1)确定初始条件。

A.卫星轨道信息

卫星运行在691km轨道高处、降交点地方时为10:30的太阳同步轨道上运行的CAST3000高精度成像敏捷卫星，该星轨道周期约为98分钟，一个轨道周期上的典型飞行任务如图4所示，可分解为4个不同轨道区间：

a.从图4中D点到A点的北极对日定向区间，持续时间约为17分钟。在此区间内卫星采用对日惯性定向姿态方式运行，D点为卫星在轨出地影点；

b.从图4中A点到B点的对地成像区间，持续时间约为24分钟。在此区间卫星采用一定的对地定向姿态方式运行；

c.从图4中B点到C点的南极对日定向区间，持续时间约为23分钟。在此区间内卫星采用对日惯性定向姿态方式运行，C点为卫星在轨进地影点；

d.从图4中C点到D点的地影区间，持续时间约为34分钟。在此区间卫星采用严格对地定向姿态方式运行。

B.太阳方向信息

在一个轨道周期之内，太阳方向矢量在惯性系内的坐标可认为保持不变，其坐标值为：

V_{Sun_i}＝[0.999770000 0.019707000 0.008493000]

C.卫星星体对星敏感器安装角度的约束

卫星星体采用类似于法国Pleiades卫星的构型，其基本结构为：卫星星体为正六棱柱。相机沿星体纵轴(即卫星本体系+Z轴)。正六棱柱的一条棱为卫星前进方向(即卫星本体系+X轴)，三块太阳帆板展开后分别指向卫星的正前、右后与左后方，方位角分别为0°、120°、-120°，为了不被卫星帆板遮挡，星敏感器应布置在方位角(Azimuth)约为60°、180°与-60°、俯仰角(Elevation)为负值的方向。此时，星敏轴线与-z轴夹角为锐角。

D.卫星对地观测时有效载荷偏离星下点的角度

根据CAST3000卫星的任务要求，确定卫星进行对地观测时，有效载荷偏离星下点的最大角度为45°。即，gama≤45°。

E.星敏感器性能指标

卫星星敏感器***由三个性能相同的星敏感器共同组成。星敏感器对太阳光的抑制角为alpha＝35°，对地气光的抑制角为30°。由于地表与地心矢量夹角为68°，因此对星敏感器对地心矢量的夹角必须大于beta＝98°。

F.星敏安装角度的初始参数值

星敏感器安装角度的初始参数值为进行后续迭代计算的初始值，由俯仰角Elevation和方位角Azimuth两个参量进行描述。设三个星敏感器的安装角的初始值分别为：

	星敏1	星敏2	星敏3
				方位角(Azimuth)	-60°	60°	180°
俯仰角(Elevation)	-45°	-45°	-45°

则第i个星敏感器轴线在本体系中的坐标为：

$V{\left(i\right)}_{\mathrm{Sensor}\_b}=\left[\begin{array}{c}\cos \left(\mathrm{Azimuth}\left(i\right)\right)*\cos \left(\mathrm{Elevation}\left(i\right)\right)\\ \sin \left(\mathrm{Azimuth}\left(i\right)\right)*\cos \left(\mathrm{Elevation}\left(i\right)\right)\\ \sin \left(\mathrm{Elevation}\left(i\right)\right)\end{array}\right](i=\mathrm{1,2,3})$

(2)根据所设定的对地成像段工况，计算各个时刻星敏感器轴线与太阳光和地心方向的夹角。

设定第一种对地成像工况姿态：Roll＝0，Pitch＝0。这两个参数确定了卫星在对地成像段的工况姿态。此时，卫星本体系相对于轨道系的单位姿态矩阵为：

A_bo＝R_y(Pitch)*R_x(Roll)

R_x和R_y分别为绕卫星x轴和y轴进行转动的单位姿态矩阵。计算转动完成后，在各个t时刻，各星敏光轴在轨道系中的矢量为：

$V{(i,t)}_{\mathrm{Sensor}\_o}=A_{\mathrm{bo}}^T\left(t\right)*V{\left(i\right)}_{\mathrm{Sensor}\_b}(i=\mathrm{1,2,3})$

则太阳光在轨道系中的坐标为：

V(t)_{Sun_o}＝A_oi(t)*V_{Sun_i}

在轨道系中，地心矢量的坐标为：

V_{Earth_o}＝[0，0，1]

根据V(i)_{Sensor_o}、V(t)_{Sun_o}、V_{Earth_o}，可求得在t时刻，第i个星敏感器轴线与太阳光的夹角以及与地心方向的夹角分别为：

Angle(i，t)_{Sun_to_Sensor}＝arccos[V(i，t)_{Sensor_o}，V(t)_{Sun_o}]

Angle(i，t)_{Earth_to_Sensor}＝arccos[V(i，t)_{Sensor_o}，V(t)_{Earth_o}]

通过仿真，得到在整个轨道区间上，三个星敏感器轴线与太阳光方向的夹角变化曲线如图2所示，与地心矢量的夹角变化曲线如图3所示。

(3)重新设定成像段卫星工况，重新计算上述夹角。

在此根据任务规划的要求，同时考虑式(1.2)的约束条件，共设定如下9种对地成像区工况条件：

工作状况	工况描述	滚动角(Roll)	俯仰角(Pitch)
				工况1	无机动	0°	0°
工况2	向前偏转45°	0°	45°
				工况3	向后偏转45°	0°	-45°
工况4	向右偏转45°	-45°	0°
				工况5	向右前偏转45°	-32.7651°	32.7651°
工况6	向右后偏转45°	-32.7651°	-32.7651°
				工况7	向左偏转45°	45°	0°
工况8	向左前偏转45°	32.7651°	32.7651°
				工况9	向左后偏转45°	32.7651°	-32.7651°

重复步骤(2)，计算各种工况条件下，三个星敏感器轴线与太阳光方向与地心矢量方向的夹角。

(4)根据上述结果，判断星敏感器是否满足可见性要求。

经过统计，星敏感器在目前的安装角度条件下，其各工况条件下的星敏感器可见性如下所示。根据星敏感器***的性能，当同一时刻有两个星敏感器的可见性要求无法满足时，星敏***失效：

工作状况	工况描述	对地成像区星敏可见性	星敏***失效时间
				工况1	无机动	星敏1部分时段可见性要求无法满足	0
工况2	向前偏转45°	星敏1部分时段可见性要求无法满足星敏3全程可见性要求无法满足	约600s
				工况3	向后偏转45°	星敏1、3部分时段可见性要求无法满足(无重合时段)	0

工况4	向右偏转45°	星敏2部分时段可见性要求无法满足星敏1全程可见性要求无法满足	约600s
				工况5	向右前偏转45°	星敏1、2、3全程可见性要求都能满足	0
工况6	向右后偏转45°	星敏3部分时段可见性要求无法满足星敏1全程可见性要求无法满足	约700s
				工况7	向左偏转45°	星敏2全程可见性要求无法满足	0
工况8	向左前偏转45°	星敏1部分时段可见性要求无法满足	0
				工况9	向左后偏转45°	星敏1部分时段可见性要求无法满足星敏2全程可见性要求无法满足	约700s

(5)调整安装角度值并重新分析星敏感器的可见性。

显然，当前的星敏感器安装角度无法满足星敏感器的可见性要求，需要对Azimuth和Elevation的值进行调整；然后将调整后的Azimuth和Elevation值代入步骤(2)～(4)；根据式(1.9)重新计算Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Sun_to_Sensor}和Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Earth_to_Sensor}的值；并根据式(1.10)，对调整后的安装角度值条件下的星敏可见性进行判断。

经过对上述过程的迭代、反复地调整与仿真，最终获得三个星敏感器的安装角度的参数值分别为：

	星敏1	星敏2	星敏3
				方位角(Azimuth)	-51°	66°	187°
俯仰角(Elevation)	-53°	-52.1°	-35.5°

由此，可计算出三个星敏感器轴线矢量在卫星本体系中的坐标分别为：

V(1)_{Sensor_b}＝[0.3787   0.2498  -0.8080]

V(2)_{Sensor_b}＝[-0.4677  0.5612  -0.0992]

V(3)_{Sensor_b}＝[-0.7986  -0.7890 -0.5807]

在当前安装角度条件下，其各工况下的星敏感器的可见性如下所示：

工作状况	工况描述	对地成像区星敏可见性	星敏***失效时间
				工况1	无机动	星敏1、3部分时段可见性要求无法满足	0
工况2	向前偏转45°	星敏1部分时段可见性要求无法满足星敏3全程可见性要求无法满足	约1200s
				工况3	向后偏转45°	星敏1、3部分时段可见性要求无法满足	0

		(无重合时段)
				工况4	向右偏转45°	星敏2、3部分时段可见性要求无法满足(无重合时段)	0
工况5	向右前偏转45°	星敏2、3部分时段可见性要求无法满足(无重合时段)	0
				工况6	向右后偏转45°	星敏1、2、3部分时段可见性要求无法满足	约60s
工况7	向左偏转45°	星敏2全程可见性要求无法满足	0
				工况8	向左前偏转45°	星敏1全程可见性要求无法满足	0
工况9	向左后偏转45°	星敏1全程可见性要求无法满足	0

(6)调整任务规划结果并重新分析星敏感器的可见性。

从上表可以看出，显然，当前的星敏感器安装角度设计方案仅能满足7种工况下的星敏感器可见性要求。由于经过实验继续调整安装角度参数值已不能进一步改善星敏感器的可见性，因此需要对任务规划结果进行调整。由于不满足要求的仅为工况2和工况6，因此仅需对这两个工况的参数进行调整即可。调整后的工况条件参数如下所示：

工作状况	工况描述	滚动角(Roll)	俯仰角(Pitch)
				工况1	无机动	0°	0°
工况2	向前偏转37°	0°	37°
				工况3	向后偏转45°	0°	-45°
工况4	向右偏转45°	-45°	0°
				工况5	向右前偏转45°	-32.7651°	32.7651°
工况6	向右后偏转43°	-31.2190°	-31.2190°
				工况7	向左偏转45°	45°	0°
工况8	向左前偏转45°	32.7651°	32.7651°
				工况9	向左后偏转45°	32.7651°	-32.7651°

可见，工况2和工况6条件下，卫星有效载荷偏离星下点的角度分别减少了8°和2°，调整为37°和43°。则此时星敏可见性如下所示：

工作状况	工况描述	对地成像区星敏可见性	星敏***失效时间
				工况1	无机动	星敏1、3部分时段可见性要求无法满足	0

工况2	向前偏转37°	星敏1部分时段可见性要求无法满足	0
				工况3	向后偏转45°	星敏1、3部分时段可见性要求无法满足(无重合时段)	0
工况4	向右偏转45°	星敏2、3部分时段可见性要求无法满足(无重合时段)	0
				工况5	向右前偏转45°	星敏2、3部分时段可见性要求无法满足(无重合时段)	0
工况6	向右后偏转43°	星敏1、3部分时段可见性要求无法满足(无重合时段)	0
				工况7	向左偏转45°	星敏2全程可见性要求无法满足	0
工况8	向左前偏转45°	星敏1全程可见性要求无法满足	0
				工况9	向左后偏转45°	星敏1全程可见性要求无法满足	0

从上表中可以看出，此时在整个对地成像段都不会出现两个星敏感器同时无法满足星敏感器可见性要求的情况，因此星敏感器***不会失效。

(7)输出最终设计结果。

如步骤(1)～(6)所示的，通过对星敏感器安装角度和任务规划要求的双双调整，得到了符合星敏感器***可见性要求的设计结果。

星敏感器安装角度的参数如下表所示。对任务规划所给定的各工况条件，该结果所造成的影响最小。

	星敏1	星敏2	星敏3
				方位角(Azimuth)	-51°	66°	187°
俯仰角(Elevation)	53°	52.1°	35.5°

调整后的工况约束条件如下所示。该约束条件将影响用户给定的任务规划结果。

工作状况	工况约束：有效载荷偏离星下点角度
		工况2	向前不超过37°
工况6	向右后不超过43°
		其它工况	向其它方向偏转不超过45°

也就是说采用上述方法，可以完成对星敏感器安装角度的设计任务。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (2)

1.基于任务规划的星敏感器安装角度确定方法，其特征在于步骤如下：

(1)设定卫星上安装的n个星敏感器的初始安装俯仰角Elevation(i)与初始安装方位角Azimuth(i)，i＝1，2......，n；

(2)分别求取各工况条件下各星敏感器的视场轴线与太阳的夹角Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Sun_to_Sensor}以及各星敏感器的视场轴线与地心方向的夹角Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j)) _{Earth_to_Sensor}，计算公式为：

Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Sun_to_Sensor}＝arccos[V(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Sensor_o}，V(t)_{Sun_o}]

Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Earth_to_Sensor}＝arccos[V(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Sensor_o}，V(t)_{Earth_o}]

其中，t∈[t_开始成像，t_结束成像]为对地观测的成像时间，V(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Sensor_o}为t时刻第j个工况条件下，第i个星敏感器的视场轴线在轨道坐标系中的坐标，Roll(j)和Pitch(j)分别为第j个工况条件下所要求的卫星滚动角和俯仰角，j＝1，2......，m，m为工况的数量，计算公式为：

A_bo(t)＝R_y(Pitch(j))R_x(Roll(j))

V(t)_{Sun_o}＝A_oi(t)*V_{Sun_i}，A_oi(t)为t时刻轨道坐标系相对于J2000惯性系的单位矩阵，V_{Sun_i}为t时刻太阳矢量在J2000惯性系中的坐标，V_{Earth_o}＝[0，0，1]；

(3)将步骤(2)得到的结果与星敏感器对太阳光的抑制角alpha和星敏感器对地气光的抑制角beta进行比较，若在任意t时刻、任意工况条件下至少有两个星敏感器满足条件 

Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Sun_to_Sensor}＞alpha

                                                   ，

Angle(i，t，Roll(j)，Pitch(j))_{Earth_to_Sensor}＞beta

则转步骤(6)，否则进入步骤(4)；

(4)改变星敏感器的初始安装俯仰角Elevation(i)与初始安装方位角Azimuth(i)，重复步骤(2)和(3)，若重复过程中始终无法找到满足条件的星敏感器则转步骤(5)；

(5)调整任务规划，重新确定新任务条件下所要求的卫星滚动角Roll(j)和俯仰角Pitch(j)，重复步骤(2)～(4)直至找到满足条件的星敏感器并转步骤(6)；

(6)输出当前n个星敏感器的安装俯仰角Elevation(i)与安装方位角Azimuth(i)以及与当前安装位置对应的各工况条件下卫星的滚动角Roll(j)和俯仰角Pitch(j)。

2.根据权利要求1所述的基于任务规划的星敏感器安装角度确定方法，其特征在于：所述步骤(5)中调整任务规划的方法为：在满足条件cos(Roll(j))*cos(Pitch(j))＝cos(gama)的情况下，减小有效载荷偏离星下点的角度gama的幅值。 

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