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原文传递基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法

专利名称：	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。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	江苏;32
申请人：	中国人民解放军63686部队
发明人：	王恒;张龙;李永刚;李祥明;郭力兵;胡上成;侯亚威;冯朝阳;苏春梅;汪毅
专利状态：	有效
申请日期：	2019-07-03T00:00:00+0800
发布日期：	2019-11-19T00:00:00+0800
申请号：	CN201910597020.4
公开号：	CN110466803A
代理机构：	北京中济纬天专利代理有限公司
代理人：	赵海波
分类号：	B64G1/24(2006.01);B;B64;B64G;B64G1
申请人地址：	214431 江苏省无锡市江阴市103信箱508号
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：步骤一、若\|θ0-θf\|<0.0035时，θ0、θf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，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；βL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：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；Jz为绕自旋轴转动惯量；ω0为卫星转速；步骤二、若\|θ0-θf\|≥0.0035时，按下式进行姿态预测：步骤三、通过下式计算麦卡托图坐标X(k)、Y(k) 步骤四、把太阳参考系的卫星姿态按下式转到地心惯性系式中，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；AIS为太阳参考系到地心惯性系转换矩阵，按(3)式计算，αs、δs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：步骤五、预测太阳角按(5)式计算预测时刻tk： tk＝tc+k·2π/ω0 (k＝0,1,2,…,N) (5) 式中，tc为起控时刻；通过公式θs(k)＝θ(k)预测太阳角θs(k)；步骤六、按下式计算tk时刻卫星地心方向矢量式中，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；步骤七、计算卫星第k次喷气时的地球角θe(k) 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) r(k)＝a[1-ecosE(k)] (6) ρ(k)＝sin-1[(Re+ha)/r(k)] (7) 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；Re为地球赤道半径，Re＝6378.140km；ha为CO2吸收带高度ha＝20.0km；步骤九、北红外弦宽ΦN(k)按下式进行预测式中，YN(k)按下式计算，γN为北红外探头安装角，步骤十、南红外弦宽ΦS(k)按下式进行预测式中，YS(k)按下式计算，γS为南红外探头安装角， 2.一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：参考基准为地球基准，所述方法包括以下步骤：步骤一、若\|θE0-θEf\|<0.0035时，θE0、θEf分别为卫星在地球参考系中的初始和目标姿态的余纬角，按式(8)进行姿态预测；否则进入步骤二；式中，k(k＝0,1,2,…,N)为卫星第k次喷气；ψE0为卫星初始姿态经度角；θE(k)、ψE(k)为第k次喷气时的卫星姿态，0<θE(k)≤π、-π≤ψE(k)≤π；βL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。步骤二、若\|θE0-θEf\|≥0.0035时，按下式进行卫星姿态预测步骤三、计算麦卡托图坐标X(k)、Y(k) 步骤四、把地球参考系的卫星姿态按下式转到地心惯性系式中，为卫星第k次喷气时刻预测得到的卫星在地心惯性系的姿态矢量；AIE为地球参考系到地心惯性系转换矩阵，按(9)式计算；为卫星在地球参考系的姿态矢量，按(10)式计算。式中，Ω为升交点赤经；u＝ω+f，ω为近地点幅角；f为真近点角。步骤五、预测太阳角按下式计算预测时刻tk： tk＝tc+k·2π/ω0 (k＝0,1,2,…,N) 式中，tc为起控时刻；通过公式预测太阳角θs(k)；式中，为tk时刻的太阳方向矢量。步骤六、计算卫星第k次喷气时的地球角θe(k) θe(k)＝θE(k) 步骤七、按公式r(k)＝a[1-ecosE(k)]和ρ(k)＝sin-1[(Re+ha)/r(k)]分别计算卫星第k次喷气时的地心距r(k)和半张角ρ(k)，式中式中，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；Re为地球赤道半径，Re＝6378.140km；ha为CO2吸收带高度ha＝20.0km；步骤八、北红外弦宽ΦN(k)按下式进行预测式中，YN(k)按下式计算，γN为北红外探头安装角步骤九、南红外弦宽ΦS(k)按下式进行预测式中，YS(k)按下式计算，γS为南红外探头安装角
所属类别：	发明专利