[发明专利]基于视线指向考虑热控测控约束的卫星滚动姿态规划方法

摘要

本发明提供了一种基于视线指向考虑热控测控约束的卫星滚动姿态规划方法，包括：(1)将任务星位置信息、目标星位姿测量信息下注地面测控站；(2)解算任务星轨道坐标系下太阳光单位矢量；(3)解算测控站在J2000地心惯性系下的位置矢量；(4)确定热控与测控约束条件；(5)确定绕飞转轴与最大绕飞角；(6)得到绕飞角取值集合；(7)得到对于该绕飞角的满足热控约束的滚动角可行域、满足测控约束的滚动角可行域及同时满足热控测控约束的滚动角可行域；(8)得到整个绕飞过程中满足热控约束的滚动角可行域、满足测控约束的滚动角可行域及同时满足热控测控约束的滚动角可行域；(9)生成任务星滚动角期望值序列，并上注星上。

主权项

1.一种基于视线指向考虑热控测控约束的卫星滚动姿态规划方法，其特征在于，该方法的步骤包括：/n(1)将任务星位置信息、目标星位姿测量信息下注地面测控站；/n(2)根据任务起始时刻与任务星轨道要素，解算任务星轨道坐标系下太阳光单位矢量S_o；/n(3)根据任务起始时间及测控站的地理经度α、纬度δ、高程h，解算测控站在J2000地心惯性系下的位置矢量；/n(4)根据散热与通信要求，确定热控与测控约束条件：热控须保证太阳光与任务星上所有散热板夹角φ小于φ_max，测控须保证任务星上至少有一个测控天线与地面某个测控站互相处于对方视场范围之内；其中，φ_max为散热板容许的最大太阳光入射角；/n(5)根据任务星相对于目标星的初始方位与视线指向绕飞结束后方位，确定绕飞转轴ζ与最大绕飞角σ_max；/n(6)在0°～σ_max范围内，以2°为间隔取绕飞角σ，得到视线指向绕飞过程中的绕飞角取值集合Θ；/n(7)对于Θ中任一绕飞角σ，任务星X轴指向目标，滚动角在-180°～180°范围内以2°为间隔取值，根据步骤(4)的约束条件判断是否满足热控、测控约束，得到对于该绕飞角σ的满足热控约束的滚动角可行域满足测控约束的滚动角可行域及同时满足热控测控约束的滚动角可行域/n(8)对于集合Θ中的所有绕飞角σ，其滚动角可行域分别取交集，得到整个绕飞过程中满足热控约束的滚动角可行域Φ^S、满足测控约束的滚动角可行域Φ^C及同时满足热控测控约束的滚动角可行域Φ^S+C；/n(9)根据步骤(8)计算的滚动角可行域，制定滚动角期望值选择策略，生成视线指向绕飞过程中的任务星滚动角期望值序列，并上注星上。/n