專利名稱：基于日地系統(tǒng)Halo軌道探測器構(gòu)型與姿態(tài)指向的姿態(tài)遞推方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及航天器設(shè)計領(lǐng)域，具體來說，是一種基于日地系統(tǒng)Halo軌道探測器的構(gòu)型與姿態(tài)指向的姿態(tài)遞推方法。
背景技術(shù)：
平動點是太陽和地球的引力平衡點，運行于該點的探測器可以保持其位置而幾乎不用消耗燃料。同時，日地系Ll點位于日地之間具有觀測太陽活動的天然優(yōu)勢，用來監(jiān)測太陽風有約一個小時的預警時間；若將探測器直接放置在該點附近的Halo軌道，即可滿足觀測任務，還可防止通訊信號被太陽風湮沒。到目前為止，NASA和ESA已成功發(fā)射了 6顆平動點任務探測器international Sun-Earth Explorer 3(ISEE_3):該計劃由 NASA 和 ESA 合作實施，并于 1978 年 8 月 12 日經(jīng)由Delta#144火箭發(fā)射到日地系Ll點附近的Halo軌道，用來探測太陽風和宇宙射線，并于1982年6月結(jié)束該項任務并離開Halo軌道。隨后，該探測器又進行了地球磁尾探測。之后，該探測器被重新命名為hternational Cometary Explorer(ICE)以進行 Giacobini-Zinner 和 Halley 彗星探測；ICE 預計將于 2014 返回地球。hterplanetary Physics Laboratory (又被稱為Wind)于1994年11月1日由Delta-II發(fā)射至Ll點附近用來研究太陽風對地磁的影響。Wind任務是迄今為止飛行軌跡最為復雜的任務，創(chuàng)造了多項紀錄到1997年共進行了 38次月球重力輔助飛掠，首次完成月球Back-flip軌跡，首次到達大幅值順行軌道等。Solar Heliospheric Observatory(SOHO)該計劃由ESA和NASA 聯(lián)合開發(fā)進行太陽觀測的任務，于1995年12月2日由Atlas-II-AS發(fā)射至Ll點的Halo 軌道。SOHO曾因姿態(tài)控制系統(tǒng)故障，一度與地球失去聯(lián)系。后經(jīng)過營救，SOHO不僅完成預定任務，隨后還進行了擴展任務。Advanced Composition Explorer(ACE)該探測器于1997 年8月25日由Delta-II-7920火箭發(fā)射升空，用來研究太陽風和太陽粒子，是第一個運行在真正意義的Lissajou軌道的探測器。由于跟蹤系統(tǒng)故障，ACE的運行狀態(tài)一度受到干擾， 后成功排除。Microwave Anisotropy probe (MAP)于 2001 年 6 月 30 日由 Delta-II-7920 火箭發(fā)射至L2點的Halo軌道，進行宇宙背景輻射研究。L2點遠離太陽風及宇宙射線的干擾，是進行深空觀測的理想場所，MAP是第一顆運行于L2點的探測器。Genesis 于2001年 8月觀日由Delta-73^火箭發(fā)射至Ll點的Halo軌道，其主要任務是進行太陽風取樣返回。Genesis于2001年11月16日達到Halo軌道，在運行軌道五圈后，于2004年4月離開 Halo軌道返回地球?？梢哉f，和地球同步軌道一樣，日地系平動點軌道是寶貴的空間資源，是人類共同的財富。如何更好地開發(fā)和利用這些資源，將是21世紀航天領(lǐng)域的重點課題。平動點軌道與地球軌道有很大區(qū)別，為了計算得到平動點軌道，需要大量時間和跟蹤數(shù)據(jù)。大多數(shù)平動點任務基于深空網(wǎng)絡(DSN)的支持，或者世界空間網(wǎng)絡(USN)等。 先進技術(shù)采用Celestial Navigator (CelNav)，CelNav是一個星載Kalman濾波器，可以
6處理單通道前饋Doppler測量量和星載姿態(tài)敏感器數(shù)據(jù)。此外還有Very Long Baseline Interferometry(VLBI)測量，稱為 Delta Differenced One-ffay Range (DDOR)，它實際是一個從類星體附近到探測器的角度度量，目前已經(jīng)應用到一些深空探測任務中，如適用于 LPOs。由于Halo軌道目前不具有解析解，因而不能通過軌道方程設(shè)計遞推軌道。由于缺乏這些深空探測網(wǎng)絡及先進星載設(shè)備的支持，目前國內(nèi)要完成對于平動點軌道任務的自主導航尚存在很多亟需解決的技術(shù)難題，例如，如何解決姿態(tài)定向問題、如何解決遠距離通訊的時間延遲及探測器能源供應等。對于軌道，可通過地面站指令進行修正調(diào)整，然而姿態(tài)變化的頻率相對軌道要大得多，要實現(xiàn)高精度指向，必須及時調(diào)整姿態(tài)，因而不可能通過地面站測控實時注入姿態(tài)參考基準(即軌道坐標系信息)，必須要求探測器具有一定的自主定姿與控制能力。國內(nèi)現(xiàn)有星載計算機無法獨立根據(jù)地面注入的軌道測控信息對微分方程組進行積分，也無法通過解析的遞推公式進行星上軌道遞推，因而無法為姿態(tài)確定于控制系統(tǒng)提供姿態(tài)基準。

發(fā)明內(nèi)容
為了解決上述問題，本發(fā)明提出了一種簡單易行的姿態(tài)自主確定方法，通過地面站對測控數(shù)據(jù)處理、定期批量上注至探測器，再由星載計算機完成插值計算軌道參數(shù)與姿態(tài)基準，最后通過姿態(tài)敏感器數(shù)據(jù)與星上插值得到的姿態(tài)基準數(shù)據(jù)共同得到姿態(tài)信息，可大量減少星載計算機的計算負荷，數(shù)傳的負荷也相應較小。本發(fā)明一種基于日地系統(tǒng)Halo軌道探測器構(gòu)型與姿態(tài)指向的姿態(tài)遞推方法，通過以下步驟來完成步驟1 定義Halo軌道坐標系、日心旋轉(zhuǎn)坐標系、地心慣性坐標系、探測器軌道坐標系及探測器本體坐標系，并得到各個坐標系之間的轉(zhuǎn)換矩陣；設(shè)日心、地心、地日質(zhì)心、探測器分別為S、Ε、Μ、E. S、S/C，且設(shè)& ( Y )為繞k軸轉(zhuǎn)角為Y的旋轉(zhuǎn)矩陣濁=^7，2;Halo軌道坐標系F中，原點取于地-日質(zhì)心，χ軸指向地球，ζ軸指向地-日旋轉(zhuǎn)角速度方向；歸一化單位長度單位[L] = LS_E，LS_E表示太陽與地球之間的距離；質(zhì)量單位 [M] =ms+mE，ms，mE分別表示太陽、地球的質(zhì)量；時間單位[T] = (LS_E3/G (ms+mE)) “2，表示地球繞太陽旋轉(zhuǎn)周期，則地心在F中的坐標為(ι-μ 00)，日心在F中的坐標為(-μ 00)，其中
mF
μ = ~—；
ms Λ-ηιΕ日心旋轉(zhuǎn)坐標系FR中，原點取在S ；xE指向E ;ZE沿著地球繞太陽旋轉(zhuǎn)角速度的方向，^軸滿足笛卡爾右手法則；地心慣性坐標系Fi中，原點取在E ;Zi軸垂直于地球赤道平面指向北極；Xi軸指向春分點，Yi軸滿足笛卡爾法則；探測器軌道坐標系FO中，原點取在探測器的質(zhì)心；χ。指向E ;y0垂直于太陽、探測器、地球所在平面，且與探測器速度方向成銳角，ζ。軸滿足笛卡爾右手法則；探測器本體坐標系FB中，相對于Halo軌道坐標系，采用3_2_1的旋轉(zhuǎn)順序得到；從Halo軌道坐標系F到日心旋轉(zhuǎn)坐標系FR的轉(zhuǎn)換關(guān)系如下式，(x y ζ)τ為探測器的位置矢量r在Halo軌道坐標系F中的坐標分量，( yE、)τ為探測器位置矢量r在FR中的坐標分量，且滿足( yE ΖΕ)Τ = (χ+μ y ζ)τ；
權(quán)利要求
1. 一種基于日地系統(tǒng)Halo軌道探測器構(gòu)型與姿態(tài)指向的姿態(tài)遞推方法，其特征在于 通過以下步驟來完成步驟1 定義Halo軌道坐標系、日心旋轉(zhuǎn)坐標系、地心慣性坐標系、探測器軌道坐標系及探測器本體坐標系，并得到各個坐標系之間的轉(zhuǎn)換矩陣；設(shè)日心、地心、地日質(zhì)心、探測器分別為S、Ε、Μ、E. S、S/C，且設(shè)Y )為繞k軸轉(zhuǎn)角為 Y的旋轉(zhuǎn)矩陣，k = x,y, z，具體為
2.如權(quán)利要求1所述一種基于日地系統(tǒng)Halo軌道探測器構(gòu)型與姿態(tài)指向的姿態(tài)遞推方法，其特征在于步驟2中，探測器的+ 和+yb面為探測器的散熱面。
3.如權(quán)利要求1所述一種基于日地系統(tǒng)Halo軌道探測器構(gòu)型與姿態(tài)指向的姿態(tài)遞推方法，其特征在于步驟3中，取η = 20。
4.如權(quán)利要求1所述一種基于日地系統(tǒng)Halo軌道探測器構(gòu)型與姿態(tài)指向的姿態(tài)遞推方法，其特征在于步驟4中，取m= 10。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于日地系統(tǒng)Halo軌道探測器構(gòu)型與姿態(tài)指向的姿態(tài)遞推方法，根據(jù)Halo軌道參數(shù)確定探測器布局及指向方案，由地面站測得探測器位置與速度信息，在地面計算機進行積分，得到n天內(nèi)軌道信息，選取m個點的軌道信息上傳至探測器的星載計算機；星載計算機根據(jù)探測器軌道信息，通過三次樣條插值得到當前時刻軌道信息；根據(jù)星載計算機獲得的探測器軌道信息，計算由慣性參考系到軌道坐標系的轉(zhuǎn)換矩陣，最終結(jié)合姿態(tài)確定系統(tǒng)得到的絕對姿態(tài)角，得到探測器的相對姿態(tài)角；本發(fā)明的優(yōu)點為采用批量上傳數(shù)據(jù)結(jié)合插值方法，為自主姿態(tài)確定提供參考基準，且計算量?。徊捎枚ㄆ谏献④壍佬畔⒌姆绞?，數(shù)據(jù)傳輸?shù)呢摵上鄳?，減低數(shù)據(jù)傳輸系統(tǒng)的負擔。
文檔編號B64G1/24GK102514734SQ20111033257
公開日2012年6月27日 申請日期2011年10月27日 優(yōu)先權(quán)日2011年10月27日
發(fā)明者張燕, 徐世杰, 徐 明, 朱佳敏, 楊芳, 譚田 申請人:北京航空航天大學