基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法.pdf

1、(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 202010037946.0 (22)申请日 2020.01.14 (71)申请人 上海卫星工程研究所 地址 200240 上海市闵行区华宁路251号 (72)发明人 许海玉汪自军张宏伟缪鹏飞 王震朱海江王君磊 (74)专利代理机构 上海段和段律师事务所 31334 代理人 李佳俊郭国中 (51)Int.Cl. B64G 1/10(2006.01) (54)发明名称 基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设 计方法 (57)摘要 本发明提供了一种基于倾斜轨道卫星光照 条件的总体优化设

2、计方法， 包括： 计算步骤： 由星 上轨道参数递推或太阳敏感器测量得到太阳矢 量， 计算得到太阳高度角， 以太阳高度角为参数 表征整星能源供应变化和散热面变化； 确定飞行 方案步骤： 兼顾整星能源和固定散热面设计的卫 星掉头飞行方案； 确定卫星飞行极性步骤： 根据 太阳矢量变化方向确定卫星飞行极性； 确定适用 性步骤： 阴影区判断方法及阴影区掉头飞行方案 的适应性； 依据选择步骤： 掉头飞行时间选择依 据。 本发明从整星总体优化设计角度出发， 有利 于整星热控设计； 保证了足够光照时间， 使整星 能源得到平衡； 固定光照面也解决了敏感器及载 荷布局设计的约束。 权利要求书3页 说明书10页 附

3、图1页 CN 111232246 A 2020.06.05 CN 111232246 A 1.一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法， 其特征在于， 包括： 计算步骤： 由星上轨道参数递推或太阳敏感器测量得到太阳矢量， 计算得到太阳高度 角， 以太阳高度角为参数表征整星能源供应变化和散热面变化； 确定飞行方案步骤： 兼顾整星能源和固定散热面设计的卫星掉头飞行方案； 确定卫星飞行极性步骤： 根据太阳矢量变化方向确定卫星飞行极性； 确定适用性步骤： 阴影区判断方法及阴影区掉头飞行方案的适应性； 依据选择步骤： 选择掉头飞行的时间。 2.根据权利要求1所述的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体

4、优化设计方法， 其特 征在于， 所述计算步骤包括： 星上轨道参数递推太阳矢量： 计算儒略世纪数， 相对历元J2000单位时间为T， 由太阳轨 道6根数得到太阳在惯性系下矢量 as149598022.589827 es0.01670862-0.00004204*T-0.00000124*T2 is0.409146133727251-0.000226965524811429*T-2.86040071854626e-009*T2 ws4.93818828588621+0.0300115182644598*T+0.00045972*T2 Ms6.24005996669206+628.301955132

5、127*T-0.00980875039620813*T2 其中， as为太阳轨道高度， es为偏心率， is为倾角， ws为近地点角距， Ms为平近点角； EsMs+(es-es3/8)*sin(Ms)+1/2*es2*sin(2*Ms)+3/8*es3*sin(3*Ms) 其中， Es为偏近点角； 其中， 为太阳矢量； Ps和Qs表达式如下： 3.根据权利要求1所述的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法， 其特 征在于， 所述计算步骤包括： 太阳敏感器计算得到太阳矢量： 由太阳光斑在APS探测器上的坐标值， 得到太阳敏感器 相对于入射光线的高低角， 即太阳光线矢量在太阳敏感器坐标下

6、的表示， 通过坐标转换得 到惯性系下太阳矢量 的表示； 太阳入射方向角 可根据如下表达式求得： 权利要求书 1/3 页 2 CN 111232246 A 2 其中： xi， yi为光斑在探测器上的坐标， x0， y0为探测器中心原点坐标， fi为太阳敏感器光 阑到APS图像探测器成像面的距离； 太阳矢量在太敏坐标系下的表示为： 其中,r为光斑相对于探测器标定原点半径； 需要注意的是， 太阳矢量为太阳敏感器在单机坐标系下的表示， 根据单机安装方式 通过坐标转换矩阵得到惯性系下太阳矢量 的表示。 4.根据权利要求1所述的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法， 其特 征在于， 所述计算步骤

7、包括： 在光照区星上轨道参数递推太阳矢量和太阳敏感器计算得到太阳矢量均可获得太阳 矢量在阴影区仅由星上轨道参数递推太阳矢量获得太阳矢量 5.根据权利要求1所述的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法， 其特 征在于， 所述计算步骤包括： 太阳高度角 角定义为地球到太阳的矢量与轨道面的夹角， 可根据如下公式求得： 其中， 为轨道动量矢量。 6.根据权利要求1所述的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法， 其特 征在于， 所述计算步骤包括： 太阳高度角为参数表征整星供应变化和散热面变化： 定义卫星本体坐标系ObXbYbZb， 该 坐标系与星体固连， 为直角坐标系； Xb轴、 Yb轴

8、、 Zb轴为卫星的三个几何轴； 标称姿态时， Xb轴 为滚动轴， 与卫星飞行方向一致， 即正飞时+Xb轴与飞行方向一致， 倒飞时-Xb轴与飞行方向 一致； Zb轴为偏航轴， 指向地心， 即+Zb轴指向地心； Yb轴为俯仰轴， 按右手法则， 即与轨道面 垂直且沿负法线方向， 星体-Y、 +Y面分别指本体轴-Yb， +Yb所对应的平面； 当太阳高度角接近90 时表示太阳帆板光照条件好， 整星能源充足； 太阳高度角接近0 时太阳帆板光照条件变差， 整星能源将出现不足； 太阳高度角接近-90 时太阳帆板无光照， 整星能源将不足； 太阳高度角由90 至0 变化时， 星体-Y面为散热面； 太阳高度角由0

9、至- 90 变化时， 星体+Y面为散热面。 7.根据权利要求1所述的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法， 其特 征在于， 所述确定飞行方案步骤包括： 兼顾整星能源和固定散热面的卫星掉头飞行方案设计： 在太阳高度角为0 附近时， 卫 星通过姿轨控分系统姿态执行机构进行掉头飞行控制， 卫星掉头飞行后， 星体滚动轴-Xb轴 沿飞行方向， 星体偏航+Zb指向地球； 卫星掉头飞行后， 太阳高度角接近90 时表示太阳帆板 光照条件好， 整星能源充足； 太阳高度角接近0 时随着太阳高度角变化， 太阳帆板光照条件 变由差逐渐变好； 太阳高度角接近-90 时太阳帆板由无光照变为有光照， 整星能源充足

10、； 卫 权利要求书 2/3 页 3 CN 111232246 A 3 星掉头飞行前， 太阳高度角由90 至0 变化时， 星体+Y面做为散热面， 卫星掉头飞行后， 太阳 高度角由0 至-90 变化时， 星体+Y面仍可做为散热面。 8.根据权利要求1所述的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法， 其特 征在于， 所述确定卫星飞行极性步骤包括： 根据太阳矢量变化方向确定卫星飞行极性： 卫星在轨飞行期间掉头飞行的约束条件是 太阳高度角， 太阳高度角相对于卫星的轨道运动是一个慢变量， 太阳高度角在一段时间里 变化都是可以进行掉头飞行， 增加太阳矢量变化方向判断； 太阳矢量在轨道面上方， 即太阳

11、矢量与轨道面法线方向一致时， 太阳高度角由90 至0 变化时， 卫星进行掉头飞行； 太阳矢 量在轨道面下方， 即太阳矢量与轨道面法线方向相反时， 太阳高度角由0 至-90 变化时， 卫 星进行恢复原飞行状态。 9.根据权利要求1所述的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法， 其特 征在于， 所述确定适用性步骤包括： 阴影区判断方法及阴影区掉头飞行方案： 计算卫星-地球-太阳之间的夹角 ， 计算 关系如下： 其中， 为星上轨道参数得到卫星惯性系下位置矢量，为太阳矢量， dot表示矢量和 矢量 的点乘； 计算判断角 ， 计算 关系如下： acos(r0/(r0+a0)+ /2 r0为地球半

12、径， a0为轨道高度， 通常取3.1415926； 如卫星轨道高度a0为510km， r0地球半径取6378.14km则 acos(6378.14/(6378.14+510)+ /2 1.9580 判断依据： 当判断角 大于星-地球-太阳之间的夹角 时为光照区， 当判断角 小于星- 地球-太阳之间的夹角 时为阴影区； 阴影区掉头飞行方案： 在阴影区时， 太阳敏感器测量无法得到太阳矢量， 可由星上轨道 参数递推获得太阳矢量， 在阴影区的短时间内， 轨道递推误差影响可忽略； 太阳高度角为参 数表征整星供应变化和散热面变化仍可适用。 10.根据权利要求1所述的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设

13、计方法， 其特 征在于， 所述依据选择步骤包括： 机动时间选择： 为使掉头飞行对整星执行应用任务的影响最小， 掉头飞行时间选择在 进入任务区域相对较少的南纬区域进行， 最大纬度受限于卫星轨道倾角i。 权利要求书 3/3 页 4 CN 111232246 A 4 基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法 技术领域 0001 本发明涉及卫星总体优化设计方法领域， 具体地， 涉及一种基于倾斜轨道卫星光 照条件的总体优化设计方法。 背景技术 0002 随着航天技术的不断发展， 对卫星探测区域提出了更高的要求， 南北低纬度区域 逐渐成为探测的热点区域， 为满足在较少的卫星数量下的高时间重访， 倾斜轨道

14、卫星研制 需求越来越多。 0003 倾斜轨道卫星显著特征是太阳矢量与轨道平面夹角不断变化， 整星光照条件复 杂， 星体没有固定的散热面， 对整星热控设计有着较大困难， 由于整星光照条件的变化， 传 统的固定翼单轴一维驱动的太阳帆板获得的光照时间短， 不能满足能源供应需求， 整星能 源无法达到平衡， 非固定翼二维驱动的太阳帆板驱动机构复杂， 可靠性低， 尚在开发研制阶 段。 另外， 整星布局也受到限制， 姿态敏感器常常受到太阳光照影响而失效， 遥感类载荷无 法成像。 综上倾斜轨道卫星在热控分系统、 电源分系统、 机械布局等方面都面临着挑战。 0004 本发明从整星总体优化设计角度出发， 提出来以

15、太阳高度角为参数依据的掉头飞 行方案， 使卫星有了固定光照面和散热面， 有利于整星热控设计； 保证了足够光照时间， 使 整星能源得到平衡； 固定光照面也解决了姿态敏感器及载荷布局设计的约束。 发明内容 0005 针对现有技术中的缺陷， 本发明的目的是提供一种基于倾斜轨道卫星光照条件的 总体优化设计方法。 0006 根据本发明提供的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法， 其特征 在于， 包括： 0007 计算步骤： 由星上轨道参数递推或太阳敏感器测量得到太阳矢量， 计算得到太阳 高度角， 以太阳高度角为参数表征整星能源供应变化和散热面变化； 0008 确定飞行方案步骤： 兼顾整星能源和

16、固定散热面设计的卫星掉头飞行方案； 0009 确定卫星飞行极性步骤： 根据太阳矢量变化方向确定卫星飞行极性； 0010 确定适用性步骤： 阴影区判断方法及阴影区掉头飞行方案的适应性； 0011 依据选择步骤： 掉头飞行时间选择依据。 0012 优选地， 所述计算步骤包括： 0013 星上轨道参数递推太阳矢量： 计算儒略世纪数， 相对历元J2000单位时间为T， 由太 阳轨道6根数得到太阳在惯性系下矢量 0014 as149598022.589827 0015 es0.01670862-0.00004204*T-0.00000124*T2 0016 is0.409146133727251-0.0

17、00226965524811429*T-2.86040071854626e-009*T2 0017 ws4.93818828588621+0.0300115182644598*T+0.00045972*T2 说明书 1/10 页 5 CN 111232246 A 5 0018 Ms6.24005996669206+628.301955132127*T-0.00980875039620813*T2 0019 其中， as为太阳轨道高度， es为偏心率， is为倾角， ws为近地点角距， Ms为平近点 角； 0020 EsMs+(es-es3/8)*sin(Ms)+1/2*es2*sin(2*Ms

18、)+3/8*es3*sin(3*Ms) 0021 其中， Es为偏近点角； 0022 0023其中， 为太阳矢量； 0024 其中， Ps和Qs表达式如下： 0025 0026 0027 优选地， 所述计算步骤包括： 0028 太阳敏感器计算得到太阳矢量： 由太阳光斑在APS探测器上的坐标值， 得到太阳敏 感器相对于入射光线的高低角， 即太阳光线矢量在太阳敏感器坐标下的表示， 通过坐标转 换得到惯性系下太阳矢量 的表示； 0029 太阳入射方向角 可根据如下表达式求得： 0030 0031 其中： xi， yi为光斑在探测器上的坐标， x0， y0为探测器中心原点坐标， fi为太阳敏感 器光阑

19、到APS图像探测器成像面的距离； 0032太阳矢量在太敏坐标系下的表示为： 0033 0034 其中,r为光斑相对于探测器标定原点半径； 0035需要注意的是， 太阳矢量为太阳敏感器在单机坐标系下的表示， 根据单机安装 方式通过坐标转换矩阵得到惯性系下太阳矢量 的表示。 0036 优选地， 所述计算步骤包括： 0037 在光照区星上轨道参数递推太阳矢量和太阳敏感器计算得到太阳矢量均可获得 太阳矢量在阴影区仅由星上轨道参数递推太阳矢量获得太阳矢量 0038 优选地， 所述计算步骤包括： 0039太阳高度角 角定义为地球到太阳的矢量与轨道面的夹角， 可根据如下公式求 得： 说明书 2/10 页 6

20、 CN 111232246 A 6 0040 0041其中， 为轨道动量矢量。 0042 优选地， 所述计算步骤包括： 0043 太阳高度角为参数表征整星供应变化和散热面变化： 定义卫星本体坐标系 ObXbYbZb， 该坐标系与星体固连， 为直角坐标系； Xb轴、 Yb轴、 Zb轴为卫星的三个几何轴； 标称 姿态时， Xb轴为滚动轴， 与卫星飞行方向一致， 即正飞时+Xb轴与飞行方向一致， 倒飞时-Xb轴 与飞行方向一致； Zb轴为偏航轴， 指向地心， 即+Zb轴指向地心； Yb轴为俯仰轴， 按右手法则， 即与轨道面垂直且沿负法线方向， 星体-Y、 +Y面分别指本体轴-Yb， +Yb所对应的平

21、面； 0044 当太阳高度角接近90 时表示太阳帆板光照条件好， 整星能源充足； 太阳高度角接 近0 时太阳帆板光照条件变差， 整星能源将出现不足； 太阳高度角接近-90 时太阳帆板无 光照， 整星能源将不足； 太阳高度角由90 0 变化时， 星体-Y面为散热面； 太阳高度角由0 -90 变化时， 星体+Y面为散热面。 0045 优选地， 所述确定飞行方案步骤包括： 0046 兼顾整星能源和固定散热面的卫星掉头飞行方案设计： 在太阳高度角为0 附近 时， 卫星通过姿轨控分系统姿态执行机构进行掉头飞行控制， 卫星掉头飞行后， 星体滚动 轴-Xb轴沿飞行方向， 星体偏航+Zb指向地球； 卫星掉头飞

22、行后， 太阳高度角接近90 时表示太 阳帆板光照条件好， 整星能源充足； 太阳高度角接近0 时随着太阳高度角变化， 太阳帆板光 照条件变由差逐渐变好； 太阳高度角接近-90 时太阳帆板由无光照变为有光照， 整星能源 充足； 卫星掉头飞行前， 太阳高度角由90 0 变化时， 星体+Y面做为散热面， 卫星掉头飞行 后， 太阳高度角由0 -90 变化时， 星体+Y面仍可做为散热面。 0047 优选地， 所述确定卫星飞行极性步骤包括： 0048 根据太阳矢量变化方向确定卫星飞行极性： 卫星在轨飞行期间掉头飞行的约束条 件是太阳高度角， 太阳高度角相对于卫星的轨道运动是一个慢变量， 太阳高度角在一段时

23、间里变化都是可以进行掉头飞行， 增加太阳矢量变化方向判断。 太阳矢量在轨道面上方， 即 太阳矢量与轨道面法线方向一致时， 太阳高度角由90 0 变化时， 卫星进行掉头飞行； 太 阳矢量在轨道面下方， 即太阳矢量与轨道面法线方向相反时， 太阳高度角由0 -90 变化 时， 卫星进行恢复原飞行状态。 0049 优选地， 所述确定适用性步骤包括： 0050 阴影区判断方法及阴影区掉头飞行方案： 0051 计算卫星-地球-太阳之间的夹角 ， 计算 关系如下： 0052 0053其中， 为星上轨道参数得到卫星惯性系下位置矢量， 为太阳矢量， dot表示矢量 和矢量的点乘； 0054 计算判断角 ， 计算

24、 关系如下： 0055 acos(r0/(r0+a0)+ /2 0056 r0为地球半径， a0为轨道高度， 通常取3.1415926； 说明书 3/10 页 7 CN 111232246 A 7 0057 如卫星轨道高度a0为510km， r0地球半径取6378.14km则 0058 acos(6378.14/(6378.14+510)+ /2 0059 1.9580 0060 判断依据： 当判断角 大于星-地球-太阳之间的夹角 时为光照区， 当判断角 小于 星-地球-太阳之间的夹角 时为阴影区； 0061 阴影区掉头飞行方案： 在阴影区时， 太阳敏感器测量无法得到太阳矢量， 可由星上 轨道

25、参数递推获得太阳矢量， 在阴影区的短时间内， 轨道递推误差影响可忽略； 太阳高度角 为参数表征整星供应变化和散热面变化仍可适用。 0062 优选地， 所述依据选择步骤包括： 0063 机动时间选择： 为使掉头飞行对整星执行应用任务的影响最小， 掉头飞行时间选 择在进入任务区域相对较少的南纬区域进行， 最大纬度受限于卫星轨道倾角i。 0064 与现有技术相比， 本发明具有如下的有益效果： 0065 本发明从整星总体优化设计角度出发， 提出来以太阳高度角为参数依据的掉头飞 行方案， 使卫星有了固定光照面和散热面， 有利于整星热控设计； 保证了足够光照时间， 使 整星能源得到平衡； 固定光照面也解决

26、了敏感器及载荷布局设计的约束。 附图说明 0066 通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述， 本发明的其它特征、 目的和优点将会变得更明显： 0067 图1为本发明提供的太阳矢量及卫星飞行方向示意图。 0068 图2为本发明提供的步骤流程示意图。 具体实施方式 0069 下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。 以下实施例将有助于本领域的技术 人员进一步理解本发明， 但不以任何形式限制本发明。 应当指出的是， 对本领域的普通技术 人员来说， 在不脱离本发明构思的前提下， 还可以做出若干变化和改进。 这些都属于本发明 的保护范围。 0070 根据本发明提供的一种基于倾斜轨道卫星光照条

27、件的总体优化设计方法， 其特征 在于， 包括： 0071 计算步骤： 由星上轨道参数递推或太阳敏感器测量得到太阳矢量， 计算得到太阳 高度角， 以太阳高度角为参数表征整星能源供应变化和散热面变化； 0072 确定飞行方案步骤： 兼顾整星能源和固定散热面设计的卫星掉头飞行方案； 0073 确定卫星飞行极性步骤： 根据太阳矢量变化方向确定卫星飞行极性； 0074 确定适用性步骤： 阴影区判断方法及阴影区掉头飞行方案的适应性； 0075 依据选择步骤： 掉头飞行时间选择依据。 0076 具体地， 所述计算步骤包括： 0077 星上轨道参数递推太阳矢量： 计算儒略世纪数， 相对历元J2000单位时间为

28、T， 由太 阳轨道6根数得到太阳在惯性系下矢量 0078 as149598022.589827 说明书 4/10 页 8 CN 111232246 A 8 0079 es0.01670862-0.00004204*T-0.00000124*T2 0080 is0.409146133727251-0.000226965524811429*T-2.86040071854626e-009*T2 0081 ws4.93818828588621+0.0300115182644598*T+0.00045972*T2 0082 Ms6.24005996669206+628.301955132127*T-0.

29、00980875039620813*T2 0083 其中， as为太阳轨道高度， es为偏心率， is为倾角， ws为近地点角距， Ms为平近点 角； 0084 EsMs+(es-es3/8)*sin(Ms)+1/2*es2*sin(2*Ms)+3/8*es3*sin(3*Ms) 0085 其中， Es为偏近点角； 0086 0087其中， 为太阳矢量； 0088 其中， Ps和Qs表达式如下： 0089 0090 0091 具体地， 所述计算步骤包括： 0092 太阳敏感器计算得到太阳矢量： 由太阳光斑在APS探测器上的坐标值， 得到太阳敏 感器相对于入射光线的高低角， 即太阳光线矢量在太阳

30、敏感器坐标下的表示， 通过坐标转 换得到惯性系下太阳矢量 的表示； 0093 太阳入射方向角 可根据如下表达式求得： 0094 0095 其中： xi， yi为光斑在探测器上的坐标， x0， y0为探测器中心原点坐标， fi为太阳敏感 器光阑到APS图像探测器成像面的距离； 0096太阳矢量在太敏坐标系下的表示为： 0097 0098 其中,r为光斑相对于探测器标定原点半径； 0099需要注意的是， 太阳矢量为太阳敏感器在单机坐标系下的表示， 根据单机安装 方式通过坐标转换矩阵得到惯性系下太阳矢量 的表示。 0100 具体地， 所述计算步骤包括： 0101 在光照区星上轨道参数递推太阳矢量和太

31、阳敏感器计算得到太阳矢量均可获得 太阳矢量在阴影区仅由星上轨道参数递推太阳矢量获得太阳矢量 说明书 5/10 页 9 CN 111232246 A 9 0102 具体地， 所述计算步骤包括： 0103太阳高度角 角定义为地球到太阳的矢量与轨道面的夹角， 可根据如下公式求 得： 0104 0105其中， 为轨道动量矢量。 0106 具体地， 所述计算步骤包括： 0107 太阳高度角为参数表征整星供应变化和散热面变化： 定义卫星本体坐标系 ObXbYbZb， 该坐标系与星体固连， 为直角坐标系； Xb轴、 Yb轴、 Zb轴为卫星的三个几何轴； 标称 姿态时， Xb轴为滚动轴， 与卫星飞行方向一致，

32、 即正飞时+Xb轴与飞行方向一致， 倒飞时-Xb轴 与飞行方向一致； Zb轴为偏航轴， 指向地心， 即+Zb轴指向地心； Yb轴为俯仰轴， 按右手法则， 即与轨道面垂直且沿负法线方向， 星体-Y、 +Y面分别指本体轴-Yb， +Yb所对应的平面； 0108 当太阳高度角接近90 时表示太阳帆板光照条件好， 整星能源充足； 太阳高度角接 近0 时太阳帆板光照条件变差， 整星能源将出现不足； 太阳高度角接近-90 时太阳帆板无 光照， 整星能源将不足； 太阳高度角由90 0 变化时， 星体-Y面为散热面； 太阳高度角由0 -90 变化时， 星体+Y面为散热面。 0109 具体地， 所述确定飞行方案

33、步骤包括： 0110 兼顾整星能源和固定散热面的卫星掉头飞行方案设计： 在太阳高度角为0 附近 时， 卫星通过姿轨控分系统姿态执行机构进行掉头飞行控制， 卫星掉头飞行后， 星体滚动 轴-Xb轴沿飞行方向， 星体偏航+Zb指向地球； 卫星掉头飞行后， 太阳高度角接近90 时表示太 阳帆板光照条件好， 整星能源充足； 太阳高度角接近0 时随着太阳高度角变化， 太阳帆板光 照条件变由差逐渐变好； 太阳高度角接近-90 时太阳帆板由无光照变为有光照， 整星能源 充足； 卫星掉头飞行前， 太阳高度角由90 0 变化时， 星体+Y面做为散热面， 卫星掉头飞行 后， 太阳高度角由0 -90 变化时， 星体+

34、Y面仍可做为散热面。 0111 具体地， 所述确定卫星飞行极性步骤包括： 0112 根据太阳矢量变化方向确定卫星飞行极性： 卫星在轨飞行期间掉头飞行的约束条 件是太阳高度角， 太阳高度角相对于卫星的轨道运动是一个慢变量， 太阳高度角在一段时 间里变化都是可以进行掉头飞行， 增加太阳矢量变化方向判断。 太阳矢量在轨道面上方， 即 太阳矢量与轨道面法线方向一致时， 太阳高度角由90 0 变化时， 卫星进行掉头飞行； 太 阳矢量在轨道面下方， 即太阳矢量与轨道面法线方向相反时， 太阳高度角由0 -90 变化 时， 卫星进行恢复原飞行状态。 0113 具体地， 所述确定适用性步骤包括： 0114 阴影

35、区判断方法及阴影区掉头飞行方案： 0115 计算卫星-地球-太阳之间的夹角 ， 计算 关系如下： 0116 0117其中， 为星上轨道参数得到卫星惯性系下位置矢量，为太阳矢量， dot表示矢量 和矢量 的点乘； 说明书 6/10 页 10 CN 111232246 A 10 0118 计算判断角 ， 计算 关系如下： 0119 acos(r0/(r0+a0)+ /2 0120 r0为地球半径， a0为轨道高度， 通常取3.1415926； 0121 如卫星轨道高度a0为510km， r0地球半径取6378.14km则 0122 acos(6378.14/(6378.14+510)+ /2 01

36、23 1.9580 0124 判断依据： 当判断角 大于星-地球-太阳之间的夹角 时为光照区， 当判断角 小于 星-地球-太阳之间的夹角 时为阴影区； 0125 阴影区掉头飞行方案： 在阴影区时， 太阳敏感器测量无法得到太阳矢量， 可由星上 轨道参数递推获得太阳矢量， 在阴影区的短时间内， 轨道递推误差影响可忽略； 太阳高度角 为参数表征整星供应变化和散热面变化仍可适用。 0126 具体地， 所述依据选择步骤包括： 0127 机动时间选择： 为使掉头飞行对整星执行应用任务的影响最小， 掉头飞行时间选 择在进入任务区域相对较少的南纬区域进行， 最大纬度受限于卫星轨道倾角i。 0128 以上对本发

37、明的具体实施例进行了描述。 需要理解的是， 本发明并不局限于上述 特定实施方式， 本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改， 这并不影 响本发明的实质内容。 在不冲突的情况下， 本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相 互组合。 0129 下面通过优选例， 对本发明进行更为具体地说明。 0130 优选例1： 0131 如图2所示， 本发明提供了一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法， 包括如下步骤： 0132 步骤1： 由星上轨道参数递推或太阳敏感器测量得到太阳矢量， 计算得到太阳高度 角， 以太阳高度角为参数表征整星能源供应变化和散热面变化； 0133 步骤2： 兼顾整

38、星能源和固定散热面设计的卫星掉头飞行方案； 0134 步骤3： 根据太阳矢量变化方向确定卫星飞行极性； 0135 步骤4： 阴影区判断方法及阴影区掉头飞行方案的适应性； 0136 步骤5： 掉头飞行时间选择依据。 0137 如图1所示， 为本发明提供的太阳矢量及卫星飞行方向示意图； 0138 所述步骤1包括： 0139 星上轨道参数递推太阳矢量： 计算儒略世纪数， 相对历元J2000单位时间为T， 由 太阳轨道6根数得到太阳在惯性系下矢量 0140 as149598022.589827 0141 es0.01670862-0.00004204*T-0.00000124*T2 0142 is0.

39、409146133727251-0.000226965524811429*T-2.86040071854626e-009*T2 0143 ws4.93818828588621+0.0300115182644598*T+0.00045972*T2 0144 Ms6.24005996669206+628.301955132127*T-0.00980875039620813*T2 0145 其中， as为太阳轨道高度， es为偏心率， is为倾角， ws为近地点角距， Ms为平近点 角。 说明书 7/10 页 11 CN 111232246 A 11 0146 EsMs+(es-es3/8)*sin

40、(Ms)+1/2*es2*sin(2*Ms)+3/8*es3*sin(3*Ms) 0147 Es为偏近点角。 0148 0149其中 为太阳矢量， 其中Ps和Qs表达式如下： 0150 0151 0152 太阳敏感器计算得到太阳矢量： 由太阳光斑在APS探测器上的坐标值， 得到太阳 敏感器相对于入射光线的高低角， 即太阳光线矢量在太阳敏感器坐标下的表示， 通过坐标 转换得到惯性系下太阳矢量 的表示。 0153 太阳入射方向角 可根据如下表达式求得： 0154 0155 其中： xi， yi为光斑在探测器上的坐标， x0， y0为探测器中心原点坐标， fi为太阳敏感 器光阑到APS图像探测器成像

41、面的距离。 0156太阳矢量在太敏坐标系下的表示为： 0157 0158 其中,r为光斑相对于探测器标定原点半径。 0159需要注意的是， 太阳矢量为太阳敏感器在单机坐标系下的表示， 根据单机安装 方式通过坐标转换矩阵得到惯性系下太阳矢量 的表示。 0160在光照区和均可获得太阳矢量在阴影区仅由获得太阳矢量 0161太阳高度角 角定义为地球到太阳的矢量与轨道面的夹角， 可根据如下公式求 得： 0162其中为轨道动量矢量。 0163 太阳高度角为参数表征整星供应变化和散热面变化： 定义卫星本体坐标系 ObXbYbZb， 该坐标系与星体固连， 为直角坐标系。 Xb轴、 Yb轴、 Zb轴为卫星的三个

42、几何轴。 标称 姿态时， Xb轴为滚动轴， 与卫星飞行方向一致， 即正飞时+Xb轴与飞行方向一致， 倒飞时-Xb轴 与飞行方向一致； Zb轴为偏航轴， 指向地心， 即+Zb轴指向地心； Yb轴为俯仰轴， 按右手法则， 即与轨道面垂直且沿负法线方向， 星体-Y、 +Y面分别指本体轴-Yb， +Yb所对应的平面。 说明书 8/10 页 12 CN 111232246 A 12 0164 当太阳高度角接近90 时表示太阳帆板光照条件好， 整星能源充足； 太阳高度角接 近0 时太阳帆板光照条件变差， 整星能源将出现不足； 太阳高度角接近-90 时太阳帆板无 光照， 整星能源将不足； 太阳高度角由90

43、0 变化时， 星体-Y面为散热面； 太阳高度角由0 -90 变化时， 星体+Y面为散热面。 0165 所述步骤2包括： 0166 兼顾整星能源和固定散热面的卫星掉头飞行方案设计。 在太阳高度角为0 附近 时， 卫星通过姿轨控分系统姿态执行机构进行掉头飞行控制， 卫星掉头飞行后， 星体滚动 轴-Xb轴沿飞行方向， 星体偏航+Zb指向地球。 卫星掉头飞行后， 太阳高度角接近90 时表示太 阳帆板光照条件好， 整星能源充足； 太阳高度角接近0 时随着太阳高度角变化， 太阳帆板光 照条件变由差逐渐变好； 太阳高度角接近-90 时太阳帆板由无光照变为有光照， 整星能源 充足； 卫星掉头飞行前， 太阳高度

44、角由90 0 变化时， 星体+Y面做为散热面， 卫星掉头飞行 后， 太阳高度角由0 -90 变化时， 星体+Y面仍可做为散热面。 0167 所述步骤3包括： 0168 根据太阳矢量变化方向确定卫星飞行极性。 卫星在轨飞行期间掉头飞行的约束条 件是太阳高度角， 太阳高度角相对于卫星的轨道运动是一个慢变量， 太阳高度角在一段时 间里变化都是可以进行掉头飞行， 增加太阳矢量变化方向判断。 太阳矢量在轨道面上方， 即 太阳矢量与轨道面法线方向一致时， 太阳高度角由90 0 变化时， 卫星进行掉头飞行； 太 阳矢量在轨道面下方， 即太阳矢量与轨道面法线方向相反时， 太阳高度角由0 -90 变化 时， 卫

45、星进行恢复原飞行状态。 0169 所述步骤4包括： 0170 阴影区判断方法及阴影区掉头飞行方案。 0171 计算卫星-地球-太阳之间的夹角 。 计算 关系如下： 0172 0173为星上轨道参数得到卫星惯性系下位置矢量， 为太阳矢量， dot表示矢量和 矢量 的点乘。 0174 计算判断角 。 计算 关系如下： 0175 acos(r0/(r0+a0)+ /2 0176 r0为地球半径， a0为轨道高度， 通常取3.1415926。 0177 如卫星轨道高度a0为510km， r0地球半径取6378.14km则 0178 acos(6378.14/(6378.14+510)+ /2 0179

46、 1.9580 0180 判断依据 0181 当判断角 大于星-地球-太阳之间的夹角 时为光照区， 当判断角 小于星-地球- 太阳之间的夹角 时为阴影区。 0182 阴影区掉头飞行方案 0183 在阴影区时， 权利要求2中的步骤太阳敏感器无法得到太阳矢量， 可由要求2中 的步骤获得太阳矢量， 在阴影区的短时间内， 轨道递推误差影响可忽略。 权利要求2中的 步骤仍可适用。 说明书 9/10 页 13 CN 111232246 A 13 0184 所述步骤5包括： 0185 机动时间选择。 为使掉头飞行对整星执行应用任务的影响最小， 掉头飞行时间选 择在进入任务区域相对较少的南纬区域进行， 最大纬

47、度受限于卫星轨道倾角i。 0186 在本申请的描述中， 需要理解的是， 术语 “上” 、“下” 、“前” 、“后” 、“左” 、“右” 、“竖 直” 、“水平” 、“顶” 、“底” 、“内” 、“外” 等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位 置关系， 仅是为了便于描述本申请和简化描述， 而不是指示或暗示所指的装置或元件必须 具有特定的方位、 以特定的方位构造和操作， 因此不能理解为对本申请的限制。 0187 本领域技术人员知道， 除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系 统、 装置及其各个模块以外， 完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的 系统、 装置及其各个模块

48、以逻辑门、 开关、 专用集成电路、 可编程逻辑控制器以及嵌入式微 控制器等的形式来实现相同程序。 所以， 本发明提供的系统、 装置及其各个模块可以被认为 是一种硬件部件， 而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结 构； 也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部 件内的结构。 0188 以上对本发明的具体实施例进行了描述。 需要理解的是， 本发明并不局限于上述 特定实施方式， 本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改， 这并不影 响本发明的实质内容。 在不冲突的情况下， 本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相 互组合。 说明书 10/10 页 14 CN 111232246 A 14 图1 图2 说明书附图 1/1 页 15 CN 111232246 A 15

网址：基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法.pdf https://www.yuejiaxmz.com/news/view/947800

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