[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

摘要

本发明涉及一种等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法，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，根据已经计算出的姿态控制参数(姿控量)和给定的控制方式计算出卫星姿态因受控而发生姿态变化的趋势，同时计算出因姿态变化而导致红外弦宽角、太阳角的变化趋势。本发明方法适应于自旋稳定卫星以等倾角进动方式进行姿态控制的姿态预测。

主权项

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：/n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，/n /n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：/n /n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；/n步骤二、若|θ₀-θ_f|≥0.0035时，按下式进行姿态预测：/n /n步骤三、通过下式计算麦卡托图坐标X(k)、Y(k)/n /n步骤四、把太阳参考系的卫星姿态按下式转到地心惯性系/n /n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：/n /n /n步骤五、预测太阳角/n按(5)式计算预测时刻t_k：/nt_k＝t_c+k·2π/ω₀ (k＝0,1,2,…,N) (5)/n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)；/n步骤六、按下式计算t_k时刻卫星地心方向矢量/n /n /n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；/n步骤七、计算卫星第k次喷气时的地球角θ_e(k)/n /n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)/nr(k)＝a[1-ecosE(k)] (6)/nρ(k)＝sin^-1[(R_e+h_a)/r(k)] (7)/n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；/n步骤九、北红外弦宽Φ_N(k)按下式进行预测/n /n式中，Y_N(k)按下式计算，γ_N为北红外探头安装角，/n /n步骤十、南红外弦宽Φ_S(k)按下式进行预测/n /n式中，Y_S(k)按下式计算，γ_S为南红外探头安装角，/n /n