[发明专利]基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法

权利要求书

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-θ_f|＜0.0035时，θ₀、θ_f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；β_L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；J_z为绕自旋轴转动惯量；ω₀为卫星转速；

步骤二、若|θ₀-θ_f|≥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；A_IS为太阳参考系到地心惯性系转换矩阵，按(3)式计算，α_s、δ_s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t_k：

t_k＝t_c+k·2π/ω₀ (k＝0,1,2,…,N) (5)

式中，t_c为起控时刻；通过公式θ_s(k)＝θ(k)预测太阳角θ_s(k)；

步骤六、按下式计算t_k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θ_e(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[(R_e+h_a)/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；R_e为地球赤道半径，R_e＝6378.140km；h_a为CO2吸收带高度h_a＝20.0km；

步骤九、北红外弦宽Φ_N(k)按下式进行预测

式中，Y_N(k)按下式计算，γ_N为北红外探头安装角，

步骤十、南红外弦宽Φ_S(k)按下式进行预测

式中，Y_S(k)按下式计算，γ_S为南红外探头安装角，

2.一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：参考基准为地球基准，所述方法包括以下步骤：

步骤一、若|θ_E0-θ_Ef|＜0.0035时，θ_E0、θ_Ef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；否则进入步骤二；

式中，k(k＝0,1,2,…,N)为卫星第k次喷气；ψ_E0为卫星初始姿态经度角；θ_E(k)、ψ_E(k)为第k次喷气时的卫星姿态，0＜θ_E(k)≤π、-π≤ψ_E(k)≤π；β_L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；

步骤二、若|θ_E0-θ_Ef|≥0.0035时，按下式进行卫星姿态预测

步骤三、计算麦卡托图坐标X(k)、Y(k)

步骤四、把地球参考系的卫星姿态按下式转到地心惯性系

式中，为卫星第k次喷气时刻预测得到的卫星在地心惯性系的姿态矢量；A_EI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；i为轨道倾角；

步骤五、预测太阳角

按下式计算预测时刻t_k：

t_k＝t_c+k·2π/ω₀ (k＝0,1,2,…,N)

式中，t_c为起控时刻；通过公式预测太阳角θ_s(k)；

式中，为t_k时刻的太阳方向矢量；

步骤六、计算卫星第k次喷气时的地球角θ_e(k)

θ_e(k)＝θ_E(k)

步骤七、按公式r(k)＝a[1-ecosE(k)]和ρ(k)＝sin^-1[(R_e+h_a)/r(k)]分别计算卫星第k次喷气时的地心距r(k)和半张角ρ(k)，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；R_e为地球赤道半径，R_e＝6378.140km；h_a为CO2吸收带高度h_a＝20.0km；

步骤八、北红外弦宽Φ_N(k)按下式进行预测

式中，Y_N(k)按下式计算，γ_N为北红外探头安装角

步骤九、南红外弦宽Φ_S(k)按下式进行预测

式中，Y_S(k)按下式计算，γ_S为南红外探头安装角