[发明专利]一种基于增量式偏流角的动中成像卫星姿态控制方法

摘要

一种基于增量式偏流角的动中成像卫星姿态控制方法，适用于卫星在成像过程中三轴均具有主动旋转角速度时的姿态控制过程。传统的成像卫星姿态控制方法均只适用于卫星滚动和俯仰姿态接近于零的情况。而本发明方法在获取偏流角时，选取卫星当前目标姿态为参考基准，在偏流角的求解过程中首先求解了偏流角的增量，该增量相对于卫星当前时刻的偏航角而言，并将更新后的参考姿态矩阵作为姿态控制时的目标姿态矩阵，使得卫星姿态能够跟踪上目标姿态。本发明方法既能够满足动中成像对卫星姿态控制的需求，也可以用于传统卫星的成像过程姿态控制，使得卫星的姿态控制更加灵活。

主权项

一种基于增量式偏流角的动中成像卫星姿态控制方法，其特征在于包括如下步骤：（1）获取卫星当前时刻的目标滚动角φ_r、目标俯仰角θ_r和目标偏航角ψ_r，建立参考姿态坐标系；所述的参考姿态坐标系与轨道坐标系之间的转换矩阵用C_RO来表示，$C_{\mathrm{RO}}=\left[\begin{array}{ccc}\cos {\mathrm{\ψ}}_r\cos {\mathrm{\θ}}_r& \cos {\mathrm{\ψ}}_r\sin {\mathrm{\θ}}_r\sin {\mathrm{\φ}}_r+\sin {\mathrm{\ψ}}_r\cos {\mathrm{\φ}}_r& -\cos {\mathrm{\ψ}}_r\sin {\mathrm{\θ}}_r\cos {\mathrm{\φ}}_r+{\sin \mathrm{\ψ}}_r\sin {\mathrm{\φ}}_r\\ -\sin {\mathrm{\ψ}}_r\cos {\mathrm{\θ}}_r& -\sin {\mathrm{\ψ}}_r\sin {\mathrm{\θ}}_r\sin {\mathrm{\φ}}_r+\cos {\mathrm{\ψ}}_r\cos {\mathrm{\φ}}_r& \sin {\mathrm{\ψ}}_r\sin {\mathrm{\θ}}_r\cos {\mathrm{\φ}}_r+\cos {\mathrm{\ψ}}_r\sin {\mathrm{\φ}}_r\\ \sin {\mathrm{\θ}}_r& -\cos {\mathrm{\θ}}_r\sin {\mathrm{\φ}}_r& \cos {\mathrm{\θ}}_r\cos {\mathrm{\φ}}_r\end{array}\right]$其中，轨道坐标系O_OX_OY_OZ_O的原点O_O在卫星质心，卫星的轨道平面是坐标平面，由卫星质心指向地心的坐标轴是Z_O轴，X_O轴在轨道平面上与Z_O轴垂直并指向卫星速度方向，Y_O轴与X_O轴、Z_O轴组成右手正交坐标系；（2）根据卫星的轨道根数，获取轨道坐标系下卫星运行速度的前向分量径向分量由此得到参考姿态坐标系下卫星的运行速度${}^{R}v_s=C_{\mathrm{RO}}\·\left(\begin{array}{c}{}^{o}v_u\\ 0\\ {}^{o}v_r\end{array}\right);$其中μ为地球引力常数，a为卫星轨道半长轴，r为卫星的地心距，e为卫星轨道偏心率，f为真近点角；（3）定义新的惯性坐标系I'，所述I'中的坐标(X',Y',Z')与J2000惯性坐标系I中的坐标(X,Y,Z)满足关系式$\left[\begin{array}{c}{X}^{\′}\\ Y^{\′}\\ Z^{\′}\end{array}\right]=C_{I^{\′}I}\left[\begin{array}{c}X\\ Y\\ Z\end{array}\right]$其中，$C_{I^{\′}I}=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& 1& 0\\ 0& 0& K\end{array}\right],$K=1.0033633486；（4）计算获得在新的惯性坐标系I'下，卫星上搭载的有效载荷光学系统的光轴矢量在J2000惯性坐标系I下的表达形式其中为J2000惯性坐标系到轨道坐标系的姿态转换矩阵的转置，$s=\left[\begin{array}{c}{C}_{\mathrm{RO}}\left(\mathrm{3,1}\right)\\ C_{\mathrm{RO}}\left(\mathrm{3,2}\right)\\ C_{\mathrm{RO}}\left(\mathrm{3,3}\right)\end{array}\right]$为参考姿态坐标系下的光轴指向单位矢量；R_e为地球半径，${}^{I}r_s=r\left[\begin{array}{c}\cos \left(\mathrm{\Ω}\right)\cos \left(u\right)-\sin \left(\mathrm{\Ω}\right)\cos \left(i\right)\sin \left(u\right)\\ \sin \left(\mathrm{\Ω}\right)\cos \left(u\right)+\cos \left(\mathrm{\Ω}\right)\cos \left(i\right)\sin \left(u\right)\\ \sin \left(i\right)\sin \left(u\right)\end{array}\right],$Ω为卫星轨道的升交点赤经，u为卫星轨道幅角，i为卫星轨道倾角，|·|表示取模，sin²γ'_m=1‑cos²γ'_m；C_RO(3,1)、C_RO(3,2)、C_RO(3,3)分别表示矩阵C_RO的第3行第1个元素、第3行第2个元素、第3行第3个元素；（5）根据步骤（4）的结果，计算得到由卫星惯性姿态参考角速度ω_RI引起的地面目标点相对于卫星的运行速度在参考姿态坐标系下的分量R=ωRI×00|rZbI|;]]>R=CROCOIverI,]]>其中${}^{I}v_{\mathrm{er}}=\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ {\mathrm{\ω}}_e\end{array}\right]\×{}^{I}R_e,$${}^{I}R_e={}^{I}r_s+\left|{}^{I^{\′}}r_{\mathrm{Zb}}\right|\·\frac{{C_{\mathrm{OI}}}^T\·s}{|C_{I^{\′}I}\·{C_{\mathrm{OI}}}^T\·s|},$ω_e表示地球自转角速度的大小；（7）根据步骤（2）、步骤（5）、步骤（6）的结果，计算得到卫星光轴指向地面目标点相对于卫星的线速度在参考姿态坐标系下的表达式为^Rv_es＝^Rv_er‑^Rv_s‑^Rv_re；（8）根据步骤（7）的结果，计算得到所述有效载荷成像时的偏流角增量式中括号中的数字表示选取矢量^Rv_es中的第几个元素参与计算；（9）取ψ_r=ψ_r+△ψ_p得到更新后的目标偏航角，并进一步得到更新后的参考姿态坐标系与轨道坐标系之间的转换矩阵C_RO新；（10）利用C_RO新作为卫星姿态矩阵的目标值对卫星的三轴进行姿态控制。