[发明专利]一种用于同步轨道SAR卫星的姿态机动轨迹计算方法

摘要

一种用于同步轨道SAR卫星的姿态机动轨迹计算方法，涉及解决卫星在偏航导引姿态和偏航偏置姿态之间的姿态过渡领域；通过在偏航角相平面内规划姿态运动轨迹，解决了偏航导引姿态与偏航偏置姿态之间的姿态过渡问题。如果采用成熟的偏置姿态之间的姿态机动轨迹计算方法，则每天仅有两次机会完成偏航导引姿态与偏航偏置姿态之间的转换。这是因为偏航导引姿态中只有两个姿态角速度为零的点可以作为状态的切入或切出点，用于与偏航偏置状态的完成姿态转换。而本发明由于解决了偏航导引姿态与偏航偏置姿态之间的姿态机动轨迹规划问题，可以保证在任意时刻进行上述姿态之间的切换。

主权项

1.一种用于同步轨道SAR卫星的姿态机动轨迹计算方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤(一)、计算卫星从偏航导引状态转入偏航偏置状态的姿态机动轨迹；轨迹计算方法包括如下步骤：S1：设定卫星姿态机动过程中的最大角加速度为amax、最大角速度为vmax；S2：设定卫星姿态机动过程中偏航偏置的姿态角为ψB；S3：根据卫星偏航导引角函数ψ_S(u)、偏航导引角速度函数步骤S2中姿态角为ψ_B，迭代计算卫星姿态机动开始时刻卫星的特征纬度幅角u_I1、u_I2、u_I11、u_I12、u_I21、u_I22；根据特征纬度幅角u_I1、u_I2、u_I11、u_I12、u_I21、u_I22，将卫星纬度幅角划分为7个区间，依次为[0,u_I11)、[u_I11,u_I1)、[u_I1,u_I12)、[u_I12,u_I21)、[u_I21,u_I2)、[u_I2,u_I22)、[u_I22,2π)；其中：ψS(u)＝arctan(kcosu)ψS(u)为卫星的纬度幅角为u时的偏航导引角，rad；为卫星的纬度幅角为u时的偏航导引角速度，rad；k为偏导导引计算中的比例因数；ωs为卫星轨道的平均角速度，rad/sωe为地球自转角速度，rad/s；i为卫星轨道倾角，rad；S4：设定姿态机动开始时刻卫星的纬度幅角u_I，并计算卫星在该时刻的偏航导引角ψ_I＝ψ_S(u_I)和偏航导引角速度其中，ψS(uI)为卫星的纬度幅角为uI时的偏航导引角，rad；为卫星的纬度幅角为u_I时的偏航导引角速度，rad；S5：判断卫星姿态开始时刻纬度幅角uI所属的纬度幅角区间，选择对应的偏航姿态角机动角加速度；步骤(二)、计算卫星从偏航偏置状态转入偏航导引状态的姿态机动轨迹；轨迹计算方法包括如下步骤：S1：设定卫星姿态机动过程中的最大角加速度amax′、最大角速度vmax′；S2：设定卫星姿态机动过程中偏航偏置的姿态角ψB′；S3：根据卫星偏航导引角函数ψ_S(u)、偏航导引角速度函数迭代计算卫星姿态机动结束时刻卫星的特征纬度幅角u′_F1、u′_F2、u′_F11、u′_F12、u′_F21、u′_F22；并进一步计算卫星姿态机动开始时刻的特征纬度幅角u′_IF1、u′_IF2、u′_IF11、u′_IF12、u′_IF21、u′_IF22；将卫星纬度幅角划分为7个区间，依次为[0,u′_IF11)、[u′_IF11,u′_IF1)、[u′_IF1,u′_IF12)、[u′_IF12,u′_IF21)、[u′_IF21,u′_IF2)、[u′_IF2,u′_IF22)、[u′_IF22,2π)；S4：设定卫星姿态机动开始时刻卫星的纬度幅角u′_I，并计算卫星在该时刻的偏航导引角ψ′_I＝ψ_S(u′_I)和偏航导引角速度S5：判断卫星姿态开始时刻纬度幅角u′I所属的纬度幅角区间，选择对应的偏航姿态角机动角加速度。