[发明专利]基于任务规划的星敏感器安装角度确定方法

说明书

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系统进行定姿，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。按照星敏感器导航系统的工作要求，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：