[发明专利]深空探测器星敏感器自主切换方法

说明书

本发明提供了一种深空探测器星敏感器自主切换方法，利用探测器轨道数据和当前探测器姿态数据，实时计算各星敏光轴矢量、器日矢量、探测器到目标天体矢量和目标天体张角，获取星敏光轴矢量与器日矢量夹角以及星敏光轴受目标天体遮挡情况的星敏数据；如果星敏数据可用，则继续使用当班星敏感器；如果星敏数据不可用，则更新姿态数据切换星敏感器。本发明利用探测器轨道和当前探测器姿态，实时计算各星敏受太阳照射、受目标天体遮挡情况，根据影响与否择优选择当班星敏，实现深空探测器姿控系统安全稳定的工作。

技术领域

本发明涉及航天器姿态控制技术领域，具体地，涉及一种深空探测器星敏感器自主切换方法。

背景技术

深空探测器飞行过程包括脱离地球引力、进入巡航轨道或进入星地间转移轨道以及再入行星、绕飞行星，经历的空间环境变化巨大。探测器需多次变轨，分别绕行地球、太阳、目标天体飞行，且与目标天体的距离时刻变化。不同于常规地球卫星的姿控系统运行在稳定的对地模式，探测器需根据任务的需求，在对日、对地、对目标天体等多种目标姿态间进行切换，执行相应的姿态机动。深空探测器的星敏感器极易受到太阳、目标天体以及目标天体卫星的干扰，造成姿态输出数据错误，影响任务成败。目前星敏感器工作状态的识别主要采用单机自身对星空图像的处理，根据识别出有效导航星的数量来判断。

经过检索，专利文献CN104061928A公开了一种自主择优使用星敏感器信息的方法，包括以下步骤：对所有星敏感器分别进行自检信息判断、星敏感器输出信息与预估值一致性判断以及星敏感器之间的一致性判断，当星敏感器同时满足上述三个判断时，标记为有效星敏感器，否则为无效星敏感器；将上述有效星敏感器的时标统一到同一个时标下；并计算上述有效星敏感器两两之间测量的光轴、横轴矢量夹角与相应标称夹角的误差，根据误差的大小，给星敏感器记分；根据星敏感器的分数对星敏感器进行排序，若出现星敏感器分数相同，则进一步考虑分数相同星敏感器的遮光性能满足裕度、星敏感器之间光轴夹角标称大小进行排序；根据工程需要，按照排序顺序选择星敏感器信息。该现有技术依靠星敏单机自身对星图的识别能力，在外部环境有不确定干扰，如天体遮挡、太阳强光照射等因素时，星敏自身难以保证作出正确识别。

专利文献CN107765699A公开了一种地球静止轨道卫星具有筒形遮光罩相机实时阳光规避方法，包括如下步骤：步骤一、根据轨道信息计算太阳方向与轨道坐标系Z轴之间的夹角β，以及优化前的阳光规避偏置角；步骤二、确定抛物线A的轨迹：若dA0，则A＝ax2+bx；否则，A保持不变；其中，抛物线自变量x＝α+Δ-β；Δ表示选取的规避余量角，a、b分别表示抛物线系数；步骤三、计算优化后的相机安全角τ；步骤四、根据步骤三中计算出来的优化后的相机安全角τ，计算优化后的阳光规避偏置角。该现有技术仅适用于卫星工作在固定姿态基准的状态，如始终保持对地时才能进行阳光规避偏置角的设计，并无法适应姿态机动、模式切换的情况。

肖红光、李伟、刘京等在“基于光线跟踪的星敏感器视场仿真分析”(系统仿真学报，2014，26(11))中，设计了一套星敏在轨视场遮挡情况模拟系统，在系统中可以通过添加航天器三维模型以及轨道场景，输出星敏视场内所见的图像。但该方法仅能用于航天器前期星敏布局设计，无法在星上实时计算。

因此，亟需研发设计一种能够利用探测器轨道和当前探测姿态实时计算各星敏受太阳照射、受目标天体遮挡情况的系统及方法。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种深空探测器星敏感器自主切换方法，本发明根据工作环境进行星敏切换，用于深空探测器自主选择最优的姿态基准单机，防止错误姿态数据引入控制系统。

根据本发明提供的一种深空探测器星敏感器自主切换方法，利用探测器轨道数据和当前探测器姿态数据，实时计算各星敏光轴矢量、器日矢量、探测器到目标天体矢量和目标天体张角，获取星敏光轴矢量与器日矢量夹角以及星敏光轴受目标天体遮挡情况的星敏数据；如果星敏数据可用，则继续使用当班星敏感器；如果星敏数据不可用，则更新姿态数据切换星敏感器；