一种敏捷小卫星星敏感器受地气光干扰的规避方法与流程

本发明涉及卫星姿态控制技术领域，具体涉及一种敏捷小卫星星敏感器受地气光干扰的规避方法。

背景技术：

航天领域中，敏捷小卫星由于具有大角度姿态快速机动能力，使卫星能够获取非星下点数据，单轨所能获取的信息量大大增加，正在被广泛应用。敏捷小卫星的快速机动和多模式任务特点，使其卫星姿态基准不再是单一的轨道坐标系或者惯性坐标系，会在不同基准坐标系间不断地切换。星敏感器是敏捷小卫星上最常用的姿态测量部件，星敏感器通过对天球中的恒星进行成像，进而求得航天器的姿态数据，恒星光能量微弱，星敏感器姿态测量易受杂散光影响。敏捷小卫星的任务特点令其本体内没有固定的位置可以在多种模式下均同时避开地球杂散光的影响，无法通过优化星敏感器在卫星的安装位置解决星敏感器光学系统易受干扰的问题，同时敏捷小卫星受成本和质量的约束，敏感器配置数量有限，多台产品多方向安装进行数据一致性比较的方案也不适用。遭遇地气光时敏捷小卫星的星敏感器测量精度下降，代入卫星控制系统闭环控制会引起平台姿态波动。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种敏捷小卫星星敏感器受地气光干扰的规避方法，能够实现对多种目标指向任务下星敏感器稳定的姿态测量，用于姿态控制。

为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种敏捷小卫星星敏感器受地气光干扰的规避方法，包括:

计算星敏感器的光轴矢量与星地矢量之间的夹角β，其中，所述星地矢量为卫星到地球中心的矢量；

获取遮光罩的杂散光抑制角α，其中，所述遮光罩安装在所述星敏感器上；

计算所述星地矢量与从卫星指向地球且与地球表面相切的矢量的夹角θ；

判断β与α+θ的大小关系，若β≤α+θ，则确定该区域为星敏感器受地气光影响的区域。

进一步地，所述计算星敏感器的光轴矢量与星地矢量之间的夹角包括：

根据卫星的姿态和轨道信息，计算卫星到地球中心的矢量在卫星本体坐标系中的分量形式；

根据星敏感器在卫星上的安装矩阵，计算星敏感器光轴在卫星本体坐标系中的分量形式；

在卫星本体坐标系中计算得到所述星地矢量和所述光轴矢量的夹角β。

进一步地，所述计算星敏感器的光轴矢量与星地矢量之间的夹角包括：

获取卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的第一旋转矩阵或第一四元数；

获取所述星敏感器相对于卫星本体的第二安装矩阵或第二四元数；

根据第一旋转矩阵或第一四元数以及第二安装矩阵或第二四元数计算得到所述星地矢量和所述光轴矢量的夹角β。

进一步地，还包括：

若在设定个周期内均满足β≤α+θ，置星敏感器遇地球无效表示。

进一步地，还包括：

若在设定个周期内均满足β＞α+θ+ε，清星敏感器遇地球无效标志，其中，ε为小量。

与现有技术相比，本发明至少具有以下优点之一：

本方案采用敏捷小卫星星敏感器受地气光干扰的规避方法，从系统层面隔离受地气光干扰影响的星敏感器测量数据，不改变硬件配套和硬件配置，设计算法简单、通用性强，能够解决遭遇地气光干扰时敏捷小卫星星敏感器测量精度下降，引起平台姿态波动的问题。

附图说明

图1为本发明一实施例中不受地气光影响时地球、卫星、星敏光轴关系示意图；

图2为本发明一实施例中受地气光影响时地球、卫星、星敏光轴关系示意图；

图3为本发明一实施例中星敏感器遇地球判断流程图。

具体实施方式

以下结合附图1～3和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。根据下面说明，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是，附图采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施方式的目的。为了使本发明的目的、特征和优点能够更加明显易懂，请参阅附图。须知，本说明书所附图式所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容能涵盖的范围内。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者现场设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者现场设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者现场设备中还存在另外的相同要素。

请参阅图1、图2和图3所示，本实施例提供的一种敏捷小卫星星敏感器受地气光干扰的规避方法，包括:

计算星敏感器的光轴矢量与星地矢量之间的夹角β，其中，所述星地矢量为卫星到地球中心的矢量；

获取遮光罩的杂散光抑制角α，其中，所述遮光罩安装在所述星敏感器上；

因为易受杂散光影响，星敏感器均配置了遮光罩，具有一定的杂散光抑制能力，体现杂散光抑制能力的一个重要指标为杂散光抑制角，通常定义为以星敏感器光轴为中心的半锥角角度，有遮光罩保护，若杂散光不进入抑制角范围内，不影响星敏感器高精度测量。

由卫星轨道数据和地球形状的相关参数可以实时计算星地矢量与从卫星指向地球且与地球表面相切的矢量的夹角，地球近似为球形，取其平均半径，若卫星轨道为近圆轨道，卫星轨道高度可取为常值，则两矢量夹角为常值，记为θ。将星敏感器的杂散光抑制角记为α，若满足条件：

β≤α+θ(1)

星敏感器杂散光抑制角范围内见地球，此时地球表面若有灯光或者反照光等，则超出遮光罩的保护范围，干扰光源会干扰星敏感器对恒星成像，引入星敏感器测量误差。该区域为星敏感器受地气光影响区域。

计算所述星地矢量与从卫星指向地球且与地球表面相切的矢量的夹角θ；

若β≤α+θ，确定该区域为星敏感器受地气光影响的区域。

利用星上姿态信息和轨道信息判断星敏感器是否处于受地气光影响区域，工程上判断条件为连续多个计算机周期满足β≤α+θ，系统置星敏感器遇地球无效标志，连续多个计算机周期满足β>α+θ+ε，系统清星敏感器遇地球无效标志，ε为小量，小角度ε的设计能消除由于姿态测量误差、姿态基准切换带来的影响，避免星敏感器遇地球无效标志频繁在无效和有效间切换。有星敏感器遇地球无效标志，则此台星敏感器的姿态测量信息不允许接入闭环控制，采用其它星敏感器的姿态或者陀螺积分角作为姿态控制输入。

本实施例中，所述计算星敏感器的光轴矢量与星地矢量之间的夹角包括：

根据卫星的姿态和轨道信息，计算卫星到地球中心的矢量在卫星本体坐标系中的分量形式；

根据星敏感器在卫星上的安装矩阵，计算星敏感器光轴在卫星本体坐标系中的分量形式；

在卫星本体坐标系中计算得到所述星地矢量和所述光轴矢量的夹角β。

本实施例中，所述计算星敏感器的光轴矢量与星地矢量之间的夹角包括：

获取卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的第一旋转矩阵或第一四元数；

获取所述星敏感器相对于卫星本体的第二安装矩阵或第二四元数；

根据第一旋转矩阵或第一四元数以及第二安装矩阵或第二四元数计算得到所述星地矢量和所述光轴矢量的夹角β。

本实施例中，还包括：

若在设定个周期内均满足β≤α+θ，置星敏感器遇地球无效表示。

本实施例中，还包括：

若在设定个周期内均满足β＞α+θ+ε，清星敏感器遇地球无效标志，其中，ε为小量。

由卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态旋转矩阵计算得到星地矢量和星敏感器光轴矢量的夹角。

敏捷卫星多任务模式中，通常都有对地任务，在该任务中需要用到对地姿态基准，因此可以认为本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态旋转矩阵已经获得，设该姿态旋转矩阵为abo，abo为3×3正交矩阵。通常星敏感器在卫星上固定安装，星敏感器测量坐标系相对于卫星本体坐标系的安装矩阵为常值矩阵，记为asb。星敏感器测量坐标系相对于轨道坐标系的姿态旋转矩阵为：

aso＝asbabo(2)

根据姿态旋转矩阵的定义，矩阵aso的第3行第3列的元素即为星地矢量和星敏感器光轴矢量的夹角余弦，有：

β＝arccos(aso(3,3))(3)

由近圆轨道卫星高度，星敏感器杂散光抑制角确定星敏感器受地气光影响区域。

已知卫星高度为h，地球平均半径为re，计算星地矢量与从卫星指向地球且与地球表面相切的矢量的夹角θ，有：

星敏感器杂散光抑制角α由星敏感器设计师经理论分析，参照相关试验结果给出，其角度范围一般为20度～45度。

由于卫星轨道高度、地球半径均近似取了常值，判断条件β≤α+θ中，实际应用中敏感器杂散光抑制角α取值可比实测值略大，以覆盖工程近似带来的误差。

在星敏感器受地气光影响区域置星敏感器无效标志：连续3个计算周期满足β≤α+θ，系统置星敏感器遇地球无效标志，连续3个计算周期满足β>α+θ+ε，系统清星敏感器遇地球无效标志，ε为小量。ε参考值2度。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。