在軌地球同步自旋衛星紅外弦寬差分定姿方法
2023-06-04 15:59:46 4
專利名稱：在軌地球同步自旋衛星紅外弦寬差分定姿方法
技術領域：
本發明屬於地球物理測量領域，涉及用太空飛行器上的紅外測量裝置測量地球弦寬、確定太空飛行器姿態的方法，具體是一種在軌地球同步自旋衛星紅外弦寬差分定姿方法。
背景技術：
自旋衛星利用星體繞自旋軸旋轉產生的動量矩，使自旋軸在無外力矩作用時在慣性空間定向，其姿態是衛星自旋軸在空間的指向。通常自旋軸的方向定義在赤道慣性坐標系中，用赤經和赤緯表示。裝在衛星上的姿態敏感器不能直接測出自旋軸的赤經和赤緯，只能通過觀測空間中某些參考物體(太陽、地球和恆星等)相對衛星的方向，測量出自旋軸與參考物體方向之間的夾角，然後通過一定的姿態確定算法計算出衛星姿態。目前自旋衛星上常用的姿態測量部件是太陽敏感器和紅外地球敏感器。
自旋衛星的姿態確定有幾何定姿法和統計估計法。幾何定姿法根據太陽敏感器和紅外地球敏感器測得衛星相對太陽、地球矢量，計算出太陽角、天底角和兩面角相互之間的關係，列出姿態方程，從而確定出衛星姿態。它需要太陽敏感器和紅外地球敏感器同時作為姿態測量部件。
幾何定姿法的精度不僅與測量數據的誤差有關，還與衛星到太陽和衛星到地球這兩個矢量的基線長度有關，兩個矢量越平行或反行，定姿精度越差，即姿態測量精度受幾何觀測條件限制。同時太陽敏感器和紅外地球敏感器在衛星星體上的安裝精度也影響測量數據精度，衛星上紅外地球敏感器的光軸指向和掃描地球得到的弦寬如圖1所示，受工藝條件的限制，安裝誤差總是存在。
統計估計法利用大量觀測數據克服幾何定姿法用一組成或幾組測量數據中含有的噪聲和系統偏差，它仍然是基於傳統幾何定姿方法。
採用上述方法確定出的衛星姿態結果用赤經和赤緯表示。在衛星實際運用中，用戶更關心的是衛星自旋軸與軌道的法向夾角，如圖2所示，它的大小直接影響衛星控制和使用效果。為了計算該夾角，要利用衛星的姿態和軌道參數進行理論計算。如果姿態結果不準(軌道參數相對精度高)，得到的自旋軸與軌道的法向夾角的精度就達不到要求。過去為了檢驗衛星自旋軸與軌道的法向夾角實際大小，衛星應用部門只能通過地面定標數據進行複雜的推算，工程測控只能通過理論計算，無法精確地獲得姿態偏差真實值。
衛星測控的實踐還表明採用上述測量和計算方法得到的自旋衛星姿態用於衛星姿態控制，難以滿足自旋軸與軌道的法向夾角精度小於0.1°的要求，這一點尤其是在觀測條件受限、紅外地球敏感器指向誤差較大時表現突出。
發明內容
本發明目的在於克服現有技術的不足，提供一種在軌地球同步自旋衛星紅外弦寬差分定姿方法，它不受幾何觀測條件和紅外安裝精度的限制，通過實測數據確定衛星姿態的真實偏差，提高衛星姿態確定精度。
實現本發明目的的技術方案是利用在軌地球同步自旋衛星星上紅外地球敏感器對地球進行長時段測量，獲得衛星自旋軸相對於軌道法向的真實姿態偏差，進而得到衛星的精確姿態。地球同步自旋衛星定點後得到了兩個有利的觀測條件首先是衛星本身對地球相對靜止；其次無論從衛星上的哪個角度看地球，它都是一個均勻的球。在長弧段測量情況下，上述兩個條件給自旋穩定衛星星上安裝的紅外地球敏感器對地觀測帶來了如下特點24小時地球弦寬測量值的振幅(弦寬測量最大值與最小值之差的一半，即差分值)反映了衛星的姿態偏差。
利用獲得的衛星姿態偏差和衛星的位置信息，由下式確定衛星的姿態，(α，δ)=cos-1(xx2+y2),y>02-cos-1(xx2+y2),y0]]>δ＝sin-1(±z)其中x、y和z分別為x＝sindu·[cosΩ·cos(ω+f)-sinΩ·cosi·sin(ω+f)]+cosdu·sinΩ·siniy＝sindu·[sinΩ·cos(ω+f)+cosΩ·cosi·sin(ω+f)]-cosdu·cosΩ·siniz＝sindu·sini·sin(ω+f)+cosdu·cosi
由上式計算得到的衛星姿態(α，δ)只與衛星軌道根數和上述姿態偏差du有關，而與衛星到太陽和地球的兩個矢量基線長度無關，因此測量不受幾何觀測條件的限制。
本發明給出了利用衛星遙測數據檢驗自旋軸偏離衛星軌道法向具體數據的方法，它充分利用了地球同步自旋衛星定點後，觀測條件變好和自旋衛星在慣性空間的定軸性，在衛星上只使用紅外地球敏感器一種測量儀器測量數據，與現有技術相比，不僅減少了衛星姿態測量儀器的種類，而且使姿態測量不受觀測條件的限制。其姿態的確定方法也不受紅外地球敏感器在衛星星體上的安裝位置誤差的影響，因此，降低了衛星星上紅外地球敏感器安裝位置精度的要求，消除了紅外地球敏感器安裝的系統誤差對測量的影響，可有效地提高衛星定姿精度。
本發明通過衛星下傳的遙測數據，直接得到自旋軸與軌道的法向夾角，它是完全根據衛星的測量數據得到姿態誤差真實值。而過去這個偏差只能由衛星姿態和軌道數據經過理論計算得到。相比之下，使用本發明的方法確定的在軌自旋衛星姿態的數據更準確、可靠。本發明也為檢驗姿態偏差提供了客觀標準，其應用到地球同步軌道自旋衛星的姿態控制上，可以提高姿控精度，用於軌道控制上，可以減小姿態對軌道控制誤差的影響。經在風雲二號地球同步軌道氣象衛星進行測控試驗證明，本發明確定的自旋衛星的姿態偏差精度優於0.01°；將其用到姿態控制中，控制結果誤差小於0.1°，足以證明本發明穩定性好、精度高。
本發明只需要使用紅外地球敏感器作為衛星定點後的姿態測量部件，可以為衛星總體部門在設計地球同步軌道自旋衛星時，提供了一種減少姿態測量部件種類、降低紅外地球敏感器在星上安裝精度的方法，特別是當目前在軌運行的衛星太陽敏感器出現故障時，只能使用本發明確定衛星的姿態。
圖1是本發明地球同步自旋衛星星上紅外地球敏感器光軸指向及掃地球弦寬示意2是自旋衛星的自旋軸與軌道的法向夾角示意3是本發明衛星的自旋軸與軌道的法向夾角大小不同時，衛星上紅外地球敏感器測量地球弦寬24小時振幅實際測量曲線圖4是本發明充分利用的自旋衛星上紅外地球敏感器24小時內掃地球的四個特徵點圖5是圖4中四個特徵點對應的衛星上紅外地球敏感器掃到的地球弦寬相對寬度示意6是本發明自旋衛星上紅外地球敏感器測量地球24小時得到的弦寬值及四個特徵點對應的振幅示意7是對圖6進行濾波處理後的弦寬測量值圖8是採用本發明確定的衛星姿態，對風雲二號地球同步氣象衛星進行姿態控制試驗前後，星上紅外地球敏感器測量地球弦寬得到的48小時實際振幅測量曲線具體實施方式
下面結合附圖對本發明的具體實施方式
進行詳細說明。
參見圖1，本發明在衛星星體上只安裝紅外地球敏感器作為衛星姿態的測量部件，它與目前在自旋衛星上使用的紅外地球敏感器相同，它包括紅外探頭、偏置電源、前置放大器和處理線路，工作在14～16μm頻段以敏感穩定的地球二氧化碳輻射地平帶，探頭採用窄視場。紅外地球敏感器不需要機械轉動部件，它隨著星體自旋掃描地球。探頭從冷空間掃到地球一端時，它輸出一個高電平；從地球的另一端掃出時，輸出由高電平變為低電平。高電平持續時間與衛星自旋一周的時間經過計算，就可以得到探頭測得的地球弦寬值。衛星每自旋一圈，可以得到一次地球弦寬值，測量數據隨衛星其它遙測數據實時下傳至地面測控站。
在具體安裝上，紅外地球敏感器的光軸與衛星的自旋軸成一定角度，如圖2所示。當該角度為90°且衛星自旋軸與軌道法向重合時，測量得到的是地球赤道弦寬值。考慮到每年的春、秋分前後，由於太陽運行到赤道附近會造成對紅外地球敏感器的測量幹擾，在實際應用中，在衛星星體上安裝兩個紅外地球敏感器，其中一個光軸與衛星的自旋軸夾角小於90°，另一個大於90°，這樣當一個紅外地球敏感器受太陽幹擾時，可以使用另一個代替。
地球同步自旋衛星定點後得到了兩個有利的觀測條件首先是衛星對地球相對靜止；其次無論從衛星上的哪個角度看地球，地球的形狀都是大小基本一致的球形。過去的定姿方法中沒有考慮這兩個條件，本方法對它們進行了充分利用。在長弧段測量條件下，上述兩個條件給自旋穩定衛星星上安裝的紅外地球敏感器對地觀測帶來了如下特點如果衛星自旋軸與軌道的法向夾角為0°，星上紅外地球敏感器對地24小時測量弦寬值是一條直線；如果衛星自旋軸與軌道的法向夾角不為0°，星上紅外地球敏感器24小時地球弦寬測量值是一條正弦曲線，它的振幅(即弦寬測量最大值與最小值之差的一半)反映了衛星的姿態偏差。
圖3是衛星自旋軸與軌道法向在不同夾角值時，星上紅外地球敏感器24小時測量的地球弦寬曲線。從圖可以看出，夾角越小，弦寬的振幅越小，夾角為0°時，弦寬將趨近於一條直線(曲線的毛刺是測量隨機差造成的)，這時沒有姿態偏差。因此用紅外地球敏感器對地球弦寬測量得到的曲線振幅就可以確定衛星自旋軸與軌道法向的角度偏差，它是完全根據衛星的測量數據得到姿態誤差真實值，相當於一把客觀的尺子。過去這個偏差是由衛星姿態和軌道數據經過計算出的理論值。
圖4標出了地球同步自旋衛星24小時運行的四個特徵點(A、C是極點、B、D是零點)位置，圖5是紅外地球敏感器在這四個點掃地球的弦寬示意圖，它分別對應圖6正弦曲線的兩個零點和兩個極點。圖4和圖6說明了上述紅外地球敏感器對地球測量得到的曲線變化是由衛星在空間運動的位置和姿態偏差決定的，根據這個特點，我們就能根據下式計算出姿態的偏差為 其中dω是圖6中A、C位置紅外弦寬的振幅，ωBD是紅外地球敏感器測量弦寬的均值，它們都是通過上述的衛星上紅外地球敏感器下傳的遙測數據計算得到的，dμ是自旋軸矢量和軌道法向的夾角，即姿態偏差， 是靜止衛星掃地球赤道時對地球視場張角的一半，它為常數。
(1)式中右邊只與紅外地球敏感器測量值有關，它表明本發明得到了一種通過遙測數據(紅外地球敏感器測量值)確定衛星自旋軸姿態偏離衛星軌道法向的方法。
姿態偏差還是檢驗自旋衛星姿態控制效果的手段，當姿態控制目標為軌道法向時，姿態控制效果越理想，姿態偏差越小。
本發明根據衛星在特定位置測量出的曲線振幅，也就是弦寬測量最大值與最小值之差的一半，計算出了衛星姿態偏差，即衛星自旋軸與軌道法向夾角。利用此姿態偏差dμ及衛星的位置信息，可以進一步求出衛星的姿態。
對於衛星的正法向姿態，即自旋軸方向與軌道法向一致時，求得衛星姿態(α，δ)為
=cos-1(-xx2+y2),y>02-cos-1(-xx2+y2),y0----(2)]]>δ＝sin-1(-z)對於衛星的負法向姿態，即自旋軸方向與軌道法向相反時，衛星姿態(α，δ)為=cos-1(xx2+y2),y>02-cos-1(xx2+y2),y0----(3)]]>δ＝sin-1(z)其中x、y和z分別為x＝sindu·[cosΩ·cos(ω+f)-sinΩ·cosi·sin(ω+f)]+cosdu·sinΩ·siniy＝sindu·[sinΩ·cos(ω+f)+cosΩ·cosi·sin(ω+f)]-cosdu·cosΩ·sini(4)z＝sindu·sini·sin(ω+f)+cosdu·cosi由式(2)、(3)可以看出，計算得到的衛星姿態(α，δ)只與衛星的軌道參數的升交點赤經Ω、傾角i、近地點幅角、真近點角f以及(1)式中求出的姿態偏差du有關。
在上述定姿算法中，要特別說明(1)式中ωBD的取值，如前面聲明，ωBD是圖6中B、D點紅外地球敏感器測量的弦寬值，反映在圖6中的B、D點，它可以由衛星24小時的紅外弦寬遙測值兩個A、C點極值來求得，即 ωBD是紅外地球敏感器在姿態偏差為0時掃到的地球弦寬，(5)式表明ωBD的計算不需要用到紅外地球敏感器在衛星星體上的安裝位置參數，因此衛星姿態的確定精度不受紅外地球敏感器安裝位置誤差的影響，即紅外弦寬差分法消除了傳統方法中紅外地球敏感器系統誤差對定姿結果的影響。
另一方面，根據ωBD反過來可以確定紅外地球敏感器相對衛星主慣量軸的安裝角度，通過與理論安裝角比較，可以得到紅外地球敏感器指向誤差。
與系統誤差相比，隨機噪聲的消除就容易得多。對於紅外地球敏感器測量的隨機噪聲，我們進行相應的濾波處理，圖7是對圖6曲線的濾波效果，圖中的實線是消除了隨機測量噪聲後的弦寬值。
使用測量數據的差分值、沒有系統差和最大限度消除隨機差，得到姿態的精度就能大大提高，這是本發明得到高精度姿態的關鍵。
利用上述兩個有利觀測條件的前提條件是紅外地球敏感器要對地球進行24小時測量，以得到紅外弦寬曲線的振幅。實際應用中，我們利用觀測曲線的規律性，採取預測算法，可以滿足不同測量時間長度、不同定姿精度的要求，實際應用效果表明，應用預測算法，30分鐘就能得到姿態，3個小時就能得到精姿態，12小時後確定的姿態與正常情況下24小時測量數據確定的衛星姿態的精度完全一致。
本發明可以用於在軌地球同步自旋衛星工程測控中姿態控制和軌道控制中。
(1)姿態控制衛星在空間受各種外力作用，姿態總是在變化，即使自旋軸與軌道法線初始夾角為0°，經過一段時間後，該夾角會逐漸增大，超出給定門限，因此地面測控系統需要定期對衛星進行姿態控制，確保自旋軸與軌道法線夾角在一個合理的給定範圍。
一般常用的方法是直接使用衛星姿態確定結果進行姿態控制量計算，對衛星進行控制。經常出現的問題是定姿結果不準，影響控制效果。
本發明以兩種方式確保姿態控制效果第一種是根據本發明確定的真實夾角，驗證其它方法定姿結果的正確性。如果正確，直接使用其它方法確定的姿態進行控制；如果不正確，則使用其它方法重新確定姿態，直到一致為止。驗證方法如下設其它方法確定的衛星姿態為(αf，δf)，衛星軌道根數已知，則軌道法向的矢量 和自旋軸矢量 夾角θ為=IS=cos-1(sinisincosfcosf-sinicoscosfsinf+cosisinf)----(6)]]>其中Z=cosfcosfcosfsinfsinfI=sinisin-sinicoscosi----(7)]]>
Ω、i的定義同前。
設採用本發明確定的真實夾角為θ0，考慮到衛星軌道根數的精度遠位置誤差對姿態影響是小量，如果||θ0|-|θ||＜0.05°，(αf，δf)即為衛星的真實姿態。如果||θ0|-|θ||＞0.05°，重新進行姿態測定和計算。使用確保精度的初始姿態進行控制量計算後對衛星進行控制。
第二種方法是直接使用本發明確定的衛星姿態作為初始姿態進行控制量計算後對衛星進行控制。
這兩種方法本質是一致的，都是確保初始姿態的精度，實際應用中後一種方法會更方便。
(2)軌道控制衛星軌道控制需要使用安裝在星體上的發動機，當自旋軸與軌道法向存在夾角時，會造成發動機推力方向偏差，降低軌道控制效果。也有兩種方法提高軌道控制精度。
第一種方法是在實際軌道控制中，先用本發明確定衛星的自旋軸與軌道法向夾角，計算出由它帶來的發動機偏離預定工作方向的角度偏差，通過增加控制量，補償控制效率下降量，確保軌道控制效果。
第二種方法是在實際軌道控制前，先進行姿態控制，消除自旋軸與軌道法向夾角後再進行軌道控制。
本發明還可以應用到在軌自旋衛星的業務應用中。
風雲二號自旋穩定氣象衛星用於獲取全球氣象圓盤圖。它的多通道掃描輻射計主光軸垂直於衛星自旋軸，每當衛星自旋一周，衛星掃描輻射計實現對地球自西向東掃描，得到一條掃描線，然後掃描輻射計向前一步，實現沿地球自旋軸由北向南掃描，一段時間後上千條掃描線組合起來即可獲取一幅完整的地球全景圖。地面處理中心將一天內獲得的多幅全景圖經過疊加處理，就可以獲得天氣運動規律。
當自旋軸與軌道法線的夾角為0°時，一天內星上掃描輻射計獲得的多幅全景圖是同一個地域，它們疊加的結果是地球靜止、雲彩運動，反映了天氣運動規律；自旋軸與軌道法線的夾角不為0°時，疊加的結果是地球運動、雲彩也運動，無法反映天氣運動規律。當夾角大於1°時，甚至會出現掃描的雲圖丟失地球的南、北極現象，因此要求自旋軸與軌道法線的夾角越小越好，理想的情況是自旋軸與軌道法線重合，即夾角為0°，如果不為0°，就要用夾角的真實值或衛星姿態對獲取的每幅全景圖進行修正後再疊加處理，仍然能達到理想處理效果。
本發明提供的真實自旋軸與軌道法線的夾角或精確姿態就可以用於修正由於姿態偏差造成的圖像位置偏差。
圖8是用本發明對風雲二號衛星進行姿態控制試驗，星上紅外地球敏感器測量的地球弦寬變化情況。計算結果表明衛星自旋軸與軌道法向夾角由控制前的0.36°減少到0.03°，證明了本發明方法的精確性和正確性。
表1是採用本發明的方法對風雲二號地球同步氣象衛星從2005年4月14日到5月15日這一個月期間內用本發明確定的衛星姿態，可以看出，姿態的赤經、赤緯變化非常有規律，定姿精度高於0.01°(其中大於0.01°的情況是由於衛星姿態本身變化造成的)，這與衛星在空間姿態相對穩定的原理是一致的，表明了本發明的定姿算法的一致性和穩定性。述結論還通過衛星雲圖定位進行了驗證。
表1採用本發明確定風雲二號衛星姿態的試驗數據
權利要求
1.一種在軌地球同步自旋衛星紅外弦寬差分定姿方法，用於確定在軌地球同步自旋衛星自旋軸相對於軌道法向的姿態偏差，進而確定衛星的姿態，其特徵在於1)在衛星上只安裝紅外地球敏感器作為衛星姿態的測量部件，當衛星定點後，用紅外地球敏感器對地球弦寬進行測量所得到的曲線振幅即差分值，來確定衛星自旋軸與軌道法向姿態偏差；2)用衛星的位置信息和測量計算所得到的衛星姿態偏差，由下式確定衛星的姿態(α，δ)=cos-1(xx2+y2),y>02-cos-1(xx2+y2),y0]]>δ＝sin-1(±z)其中x、y和z分別為x＝sindu·[cosΩ·cos(ω+f)-sinΩ·cosi·sin(ω+f)]+cosdu·sinΩ·siniy＝sindu·[sinΩ·cos(ω+f)+cosΩ·cosi·sin(ω+f)]-cosdu·cosΩ·siniz＝sindu·sini·sin(ω+f)+cosdu·cosi由上式計算的衛星姿態(α，δ)，只與衛星的軌道參數的升交點赤經Ω、傾角i、近地點幅角ω、真近點角f以及姿態偏差du有關，而與衛星到太陽和地球的兩個矢量基線長度無關，因此，紅外地球敏感器測量不受幾何觀測條件的限制。
2.根據權利要求1所述的在軌地球同步自旋衛星紅外弦寬差分定姿方法，其特徵在於當使用紅外地球敏感器測量的差分數據進行計算時，不用紅外地球敏感器的安裝位置參數，由此消除了紅外地球敏感器系統誤差對衛星姿態偏差的計算和姿態確定結果的影響，能有效地提高姿態確定的精度。
3.根據權利要求1所述的在軌地球同步自旋衛星紅外弦寬差分定姿方法，其特徵在於將紅外地球敏感器遙測數據所得到的衛星姿態偏差即衛星自旋軸與軌道的法向夾角作為標準，提高衛星姿態控制精度和提高衛星軌道控制精度，其實施方法如下(1)提高衛星姿態控制精度，可採用兩種方法，通過得到精確初始姿態來提高姿態控制精度的第一種方法，以所確定的衛星自旋軸與軌道的真實法向夾角，驗證用其它方法定姿結果的正確性，設真實夾角為θ0，其他方法定姿態的夾角為θ，其他方法確定的衛星姿態為(αf，δf)，如果(|θ0|-θ|)＜0.05°，(αf，δf)即為衛星的真實姿態；如果(|θ0|-|θ|)＞0.05°，則要用其他方法重新進行姿態測定和計算；第二種方法是直接使用真實的法向夾角所確定的衛星姿態作為初始姿態，進行控制量計算後對衛星進行控制；(2)衛星軌道控制首先確定衛星的自旋軸與軌道的真實法向夾角，然後計算出此法夾角帶來的控制下降效率，在軌道控制量計算中扣除它的影響；或通過調整衛星姿態消除偏差來提高軌道控制效率。
全文摘要
本發明公開一種在軌地球同步自旋衛星紅外弦寬差分定姿方法，在衛星上只安裝紅外地球敏感器作為衛星姿態測量部件，衛星定點後，用紅外地球敏感器所測得的地球弦寬差分值，來確定衛星自旋軸與軌道法向姿態偏差；進而用衛星的位置信息和法向姿態偏差，確定衛星的姿態。本發明所確定的衛星姿態只與衛星的軌道參數及姿態偏差有關，紅外地球敏感器測量不受幾何觀測條件限制。衛星姿態偏差和姿態確定不受測量器件安裝位置誤差影響，這有效地提高了姿態確定精度。本發明用測量的真實數據確定衛星姿態，是對理論計算定姿方法的突破。經試驗證明，由本發明確定的姿態偏差精度高於0.01°，可用於提高衛星姿態控制和軌道控制的精度及修正姿態誤差造成的圖像偏差。
文檔編號B64G1/24GK1789082SQ20051012456
公開日2006年6月21日 申請日期2005年12月16日 優先權日2005年12月16日
發明者李于衡, 易克初, 李建勇, 關暉 申請人:西安電子科技大學