一种在轨太阳角度计算与修正方法及星载软件

1.本发明涉及在轨太阳角度计算、修正以及二维转动机构控制技术领域，具体涉及一种在轨太阳角度计算与修正方法及星载软件。


背景技术：

2.二维转动机构随太阳遥感仪器搭载在卫星平台上，执行对日捕获、持续跟踪任务。导行镜固定在二维转动机构上，随二维转动机构转动而转动。二维转动机构根据星载软件计算的太阳角度(太阳方位角和俯仰角度)做相应转动，将太阳捕获到导行镜视场(如
±
0.9
°
范围)内，随即二维转动机构利用太阳在导行镜视场内的偏移量进行对日闭环跟踪。
3.导行镜在研制过程中往往为了追求高分辨率而视场角设计的较小(如
±1°×±1°
)，且在卫星发射过程中不可避免地存在振动，导致各机械结构坐标系间产生新偏移，如二维转动机构安装面与卫星安装面之间、二维转动机构轴与安装面之间、二维转动机构轴与导行镜之间。由于星载软件已将二维转动机构发射前的各机械结构间坐标系安装矩阵参数固化在软件代码中，因此，结构间新偏移很可能导致二维转动机构在轨无法捕获太阳的结果。
4.二维转动机构地面模拟在轨对日捕获、跟踪实验过程复杂，原理为光源位置固定，二维转动机构在方位、俯仰方向均在零点位置时光源与导行镜光轴平行，以模拟太阳。二维转动机构固定在六足平台上，六足平台姿态变换模拟在轨太阳遥感仪器运动。此过程主要影响太阳角度计算准确性的因素包括：
5.1)卫星数据模拟(太阳矢量、卫星姿态)；
6.2)模拟卫星数据处理；
7.3)模拟卫星数据分发时序约束；
8.4)根据模拟卫星数据控制六足平台以模拟太阳遥感仪器在轨运动；
9.5)太阳遥感仪器与六足平台间高精度安装。
10.以上因素决定地面模拟实验无法做到与在轨情况完全一致，因此，太阳角度计算结果可能存在较大误差或者错误而在地面模拟实验过程中不被发现，进而导致二维转动机构在轨无法捕获太阳的结果。
11.因此，卫星发射过程中二维转动机构的机械结构间存在新偏移的条件下以及地面实验无法与在轨情况完全一致情况下，如何保证二维转动机构在轨对日捕获成功成为难题。


技术实现要素：

12.为了解决上述问题，本发明提供一种在轨太阳角度计算与修正方法及星载软件。
13.一种在轨太阳角度计算与修正方法，包括以下步骤：
14.步骤一：接收卫星实时发送的卫星姿态和轨道坐标系下太阳矢量，并判断接收到的数据是否正确，若是，则执行步骤二；若否，则重新接收数据；
15.步骤二：根据数据注入命令判断是否对太阳矢量进行矫正，若是，则执行步骤三至步骤七；若否，则执行步骤八；
16.步骤三：利用卫星姿态和机械结构坐标系间安装矩阵将轨道坐标系下的太阳矢量矫正到二维转动机构轴坐标系下；
17.步骤四：根据数据注入的三轴旋转角度等效修正参数和修正命令判断是否对卫星发射过程中振动产生的机械结构偏移量进行修正，若是，则执行步骤五；若否，则执行步骤六；
18.步骤五：利用数据注入的三轴旋转角度等效修正参数以及二维转动机构轴坐标系与导行镜坐标系之间的安装矩阵将二维转动机构轴坐标系下太阳矢量变换到导行镜坐标系下，然后执行步骤七；
19.步骤六：利用二维转动机构轴坐标系与导行镜坐标系之间的安装矩阵将二维转动机构轴坐标系下太阳矢量变换到导行镜坐标系下；
20.步骤七：根据导行镜坐标系下太阳矢量计算太阳角度，所述太阳角度包括太阳方位角和俯仰角度；
21.步骤八：根据轨道坐标系下太阳矢量计算太阳角度，并将计算得到的太阳角度视为导行镜坐标系下的太阳角度；
22.步骤九：判断是否在轨修正太阳角度的正负号，若是，则执行步骤十；若否，结束在轨太阳角度的计算与修正；
23.步骤十：根据数据注入符号参数修正太阳角度的正负号，修正后结束在轨太阳角度的计算与修正。
24.另一方面，本发明还提供了一种星载软件，运行在太阳遥感仪器上，用于执行上述的在轨太阳角度计算与修正方法。
25.本发明的有益效果：本发明提供了一种在轨太阳角度计算与修正方法，属于一种在轨太阳在导行镜坐标系下方位、俯仰角度计算与在轨太阳角度灵活的修正方法，解决了在卫星发射过程中振动导致机械结构间产生巨大偏差或者太阳角度计算方法地面验证不充分产生计算的太阳角度符号错误导致仪器无法捕获太阳条件下，在轨通过灵活的数据注入参数的方法实现太阳角度计算的灵活修正，且该方法不受轨道倾角的限制，二维转动机构根据通过该方法计算得到的太阳在导行镜坐标系下方位、俯仰角度转动以实现对日捕获，能够保证二维转动机构在轨对日捕获成功，避免太阳遥感仪器在轨无法捕获太阳导致整个任务失败。
附图说明
26.图1为卫星运行轨道示意图；
27.图2为二维转动机构坐标系图；
28.图3为本发明所述的在轨太阳角度计算与修正方法的流程图。
具体实施方式
29.下面将结合附图及较佳实施例对本发明的技术方案进行详细描述。
30.本实施例提供一种在轨太阳角度计算与修正方法，如图3所示，包括如下步骤：
31.步骤一：接收卫星实时发送的卫星姿态和轨道坐标系下太阳矢量，并判断接收到的数据是否正确，若是，则执行步骤二；若否，则重新接收数据。
32.卫星入轨后给太阳遥感仪器加电，太阳遥感仪器实时接收卫星发送的卫星姿态和轨道坐标系下太阳矢量数据。计算太阳角度过程中，太阳矢量、卫星姿态是重要的、唯一的输入数据，接收到卫星姿态和轨道坐标系下太阳矢量数据后，首先判断数据的正确性，若数据正确，则继续执行步骤二的判断是否对太阳矢量进行矫正的步骤；若数据不正确，则丢弃本次数据，重新接收卫星姿态和太阳矢量数据。
33.步骤二：根据数据注入命令：“矫正”或者“不矫正”，判断是否对太阳矢量进行矫正，若是，则执行步骤三至步骤七；若否，则执行步骤八。
34.利用卫星姿态、机械结构坐标系间安装矩阵矫正太阳矢量来计算太阳角度的方法过于复杂，地面进行相关模拟实验很难做到与在轨情况完全一致，因此，利用矫正太阳矢量的方法来计算太阳角度，很可能太阳角度计算错误且不被地面实验发现。因此，星载软件在轨计算太阳角度功能默认采用矫正方法计算太阳角度，并可在轨通过数据注方式改为不利用矫正方法计算太阳角度或者改为采用矫正方法计算太阳角度。星载软件通过数据注入选择计算太阳角度的方法称为修正功能，该功能与轨道倾角ε无关。若数据注入命令为“矫正”，则直接跳转到步骤三，采用矫正的方法计算太阳角度；若数据注入命令为“不矫正”，则直接跳转到步骤八，采用不利用矫正的方法计算太阳角度。
35.步骤三：利用卫星姿态和机械结构坐标系间安装矩阵将轨道坐标系下的太阳矢量矫正到二维转动机构轴坐标系下。
36.若数据注入决定利用卫星姿态、机械结构坐标系间安装矩阵矫正太阳矢量来计算太阳角度的方法，则星载软件利用卫星姿态、机械结构坐标系间安装矩阵将轨道坐标系下的太阳矢量矫正到导行镜坐标系下，再根据导行镜坐标下太阳矢量数据计算导行镜坐标系下的太阳角度。因此在步骤三中，依次根据卫星姿态、二维转动机构安装面坐标系(简称安装坐标系)与卫星安装面坐标系(简称卫星坐标系)之间的安装矩阵、二维转动机构轴坐标系与二维转动机构安装面坐标系之间的安装矩阵将轨道坐标系下太阳矢量矫正到二维转动机构轴坐标系下太阳矢量。
37.具体地，步骤三包括以下步骤：
38.步骤三一：利用卫星姿态将轨道坐标系下太阳矢量变换到卫星坐标系下；
39.步骤三二：利用二维转动机构安装面坐标系与卫星坐标系之间的安装矩阵将卫星坐标系下太阳矢量变换到二维转动机构安装面坐标系下；
40.步骤三三：利用二维转动机构轴坐标系与二维转动机构安装面坐标系之间的安装矩阵将二维转动机构安装面坐标系下太阳矢量变换到二维转动机构轴坐标系下。
41.接下来需将二维转动机构轴坐标系下太阳矢量变换到导行镜坐标系下，在这一过程中，若修正命令决定利用数据注入的三轴旋转角度等效修正参数修正卫星发射过程中二维转动机构的机械结构间产生的新偏移，则在太阳矢量从二维转动机构轴坐标系转换到导行镜坐标系时叠加修正；若无数据注入或者修正命令决定不修正卫星发射过程中二维转动机构的机械结构间产生的新偏移，则在太阳矢量从二维转动机构轴坐标系转换到导行镜坐标系时不叠加修正。因此，在步骤四中，根据数据注入的三轴旋转角度等效修正参数和修正命令判断是否对卫星发射过程中振动产生的机械结构偏移量进行修正，若通过数据注入方
式修正该偏移量，则跳转到步骤五；若不修正该偏移量，则跳转到步骤六，星载软件默认不修正该偏移量。
42.步骤五：利用数据注入的三轴旋转角度等效修正参数以及二维转动机构轴坐标系与导行镜坐标系之间的安装矩阵将二维转动机构轴坐标系下太阳矢量变换到导行镜坐标系下，然后执行步骤七。
43.步骤六：利用二维转动机构轴坐标系与导行镜坐标系之间的安装矩阵将二维转动机构轴坐标系下太阳矢量变换到导行镜坐标系下。
44.步骤七：根据导行镜坐标下太阳矢量计算导行镜坐标系下的太阳角度，包括太阳方位角和俯仰角度。
45.如图1-图2所示，轨道坐标系、卫星坐标系、二维转动机构安装面坐标系、二维转动机构轴坐标系、导行镜坐标系的定义是重合的，若在步骤二中根据数据注入命令判断采用不矫正太阳矢量的方法计算太阳角度，则直接跳转至步骤八，即根据轨道坐标系下太阳矢量计算太阳角度，且该计算得到的太阳角度即视为导行镜坐标系下的太阳角度。
46.基于太阳角度计算过程复杂且太阳角度方向(正负)系人为定义，为避免太阳角度计算符号错误，因此在计算得到太阳角度之后的步骤九中，判断是否需要在轨修正太阳角度的正负号，若修正太阳角度的正负号，则执行步骤十；若不修正太阳角度的正负号，则结束在轨太阳角度的计算与修正，星载软件根据步骤七或者步骤八计算得到的太阳角度控制二维转动机构转动以实现对日捕获。星载软件默认为不修正太阳角度的正负号。
47.步骤十：根据数据注入符号参数修正太阳角度的正负号，修正后结束在轨太阳角度的计算与修正，星载软件根据修正正负号后的太阳角度控制二维转动机构转动以实现对日捕获。仍参见图3，在星载软件根据太阳角度控制二维转动机构转动以实现对日捕获后，返回步骤一，重新接收卫星实时发送的卫星姿态和轨道坐标系下太阳矢量，重复上述步骤一至步骤十，实现太阳遥感仪器二维转动机构对太阳的连续动态捕获。
48.本实施例提供了一种在轨太阳角度计算与修正方法，属于一种在轨太阳在导行镜坐标系下方位、俯仰角度计算与在轨太阳角度灵活的修正方法，解决了在卫星发射过程中振动导致机械结构间产生巨大偏差或者太阳角度计算方法地面验证不充分产生计算的太阳角度符号错误导致仪器无法捕获太阳条件下，在轨通过灵活的数据注入参数的方法实现太阳角度计算的灵活修正，且该方法不受轨道倾角的限制，二维转动机构根据通过该方法计算得到的太阳在导行镜坐标系下方位、俯仰角度转动以实现对日捕获，能够保证二维转动机构在轨对日捕获成功，避免太阳遥感仪器在轨无法捕获太阳导致整个任务失败。
49.本实施例所述的方法主要包括：1、利用实时接收的轨道坐标系下的太阳矢量、数据注入的太阳角度符号修正参数即数据注入符号参数计算太阳在导行镜坐标系下方位、俯仰角度；2、利用卫星姿态参数、坐标系间的安装矩阵、数据注入的太阳角度符号修正参数、数据注入的三轴旋转角度等效修正参数和修正命令修正轨道系下的太阳矢量以计算太阳在导行镜坐标系下方位、俯仰角度，星载软件根据太阳方位、俯仰角度值控制二维转动机构转动以实现对日捕获。为星载软件可在轨根据数据注入命令：“矫正”或者“不矫正”决定采用矫正或者不矫正方法计算太阳方位、俯仰角度；可在轨根据数据注入三轴旋转角度等效修正参数和修正命令修正卫星发射过程中振动产生机械结构间的新偏移量；可在轨根据数据注入符号参数和命令修正计算的太阳方位、俯仰角度值的正负号。在卫星发射过程中二
维转动机构的机械结构间存在新偏移的条件下以及地面实验无法与在轨情况完全一致导致太阳方位、俯仰角度计算不准确的情况下，能够保证二维转动机构在轨对日捕获成功，避免太阳遥感仪器在轨无法捕获太阳导致整个任务失败。
50.本发明的另一个实施例还提出了一种可以运行在太阳遥感仪器上的星载软件，该星载软件用于执行上述的在轨太阳角度计算与修正方法，在轨太阳角度计算与修正方法的具体实施过程可参见前述实施例，此处不再赘述。
51.进一步地，星载软件根据上述的在轨太阳角度计算与修正方法中步骤七或者步骤八计算得到的太阳角度或者步骤十修正后的太阳角度控制二维转动机构，以实现对日捕获。
52.以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
53.以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于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，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。

技术特征：
1.一种在轨太阳角度计算与修正方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一：接收卫星实时发送的卫星姿态和轨道坐标系下太阳矢量，并判断接收到的数据是否正确，若是，则执行步骤二；若否，则重新接收数据；步骤二：根据数据注入命令判断是否对太阳矢量进行矫正，若是，则执行步骤三至步骤七；若否，则执行步骤八；步骤三：利用卫星姿态和机械结构坐标系间安装矩阵将轨道坐标系下的太阳矢量矫正到二维转动机构轴坐标系下；步骤四：根据数据注入的三轴旋转角度等效修正参数和修正命令判断是否对卫星发射过程中振动产生的机械结构偏移量进行修正，若是，则执行步骤五；若否，则执行步骤六；步骤五：利用数据注入的三轴旋转角度等效修正参数以及二维转动机构轴坐标系与导行镜坐标系之间的安装矩阵将二维转动机构轴坐标系下太阳矢量变换到导行镜坐标系下，然后执行步骤七；步骤六：利用二维转动机构轴坐标系与导行镜坐标系之间的安装矩阵将二维转动机构轴坐标系下太阳矢量变换到导行镜坐标系下；步骤七：根据导行镜坐标系下太阳矢量计算太阳角度，所述太阳角度包括太阳方位角和俯仰角度；步骤八：根据轨道坐标系下太阳矢量计算太阳角度，并将计算得到的太阳角度视为导行镜坐标系下的太阳角度；步骤九：判断是否在轨修正太阳角度的正负号，若是，则执行步骤十；若否，结束在轨太阳角度的计算与修正；步骤十：根据数据注入符号参数修正太阳角度的正负号，修正后结束在轨太阳角度的计算与修正。2.根据权利要求1所述的一种在轨太阳角度计算与修正方法，其特征在于，步骤三包括以下步骤：步骤三一：利用卫星姿态将轨道坐标系下太阳矢量变换到卫星坐标系下；步骤三二：利用二维转动机构安装面坐标系与卫星坐标系之间的安装矩阵将卫星坐标系下太阳矢量变换到二维转动机构安装面坐标系下；步骤三三：利用二维转动机构轴坐标系与二维转动机构安装面坐标系之间的安装矩阵将二维转动机构安装面坐标系下太阳矢量变换到二维转动机构轴坐标系下。3.一种星载软件，运行在太阳遥感仪器上，其特征在于，用于执行如权利要求1或2所述的在轨太阳角度计算与修正方法。4.根据权利要求3所述的一种星载软件，其特征在于，所述星载软件根据步骤七或者步骤八计算得到的太阳角度或者步骤十修正后的太阳角度控制二维转动机构，以实现对日捕获。

技术总结
本发明涉及一种在轨太阳角度计算与修正方法及星载软件，涉及在轨太阳捕获、二维转动机构控制技术领域，其中方法主要包括以下步骤：接收卫星实时发送的卫星姿态和轨道坐标系下太阳矢量并判断数据的正确性，然后根据数据的正确性，可在轨根据数据注入命令采用矫正太阳矢量或者不矫正太阳矢量的方式来计算太阳方位角和俯仰角度，并且可在轨根据数据注入符号参数修正计算的太阳方位角和俯仰角度的正负号，使二维转动机构根据计算的太阳在导行镜坐标系下方位角、俯仰角度转动以实现对日捕获。本发明实现了在轨太阳角度的计算以及修正，保证太阳遥感仪器二维转动机构能够实现在轨对日捕获，避免太阳遥感仪器在轨无法捕获太阳导致整个任务失败。阳导致整个任务失败。阳导致整个任务失败。


技术研发人员：邵英秋 李占峰 黄煜 李博 林冠宇
受保护的技术使用者：中国科学院长春光学精密机械与物理研究所
技术研发日：2022.11.28
技术公布日：2023/4/19