太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法
【专利摘要】本发明公开了一种太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，该方法提出了一种卫星在轨运行期间杂散光与卫星本体坐标系间的矢量模型，该模型可以分析出卫星在轨运行期间杂散光与卫星本体坐标系的矢量关系，通过建立不同工况条件下杂散光与卫星本体坐标系边界曲线数学方程，解算出单视场星敏感器安装条件下星敏感器指向方程，并得出在不同指向条件下为抑制杂散光星敏感器遮光罩设计最大太阳光、地气光遮蔽角。本发明具有如下优点：解决太阳同步轨道航天器所安装星敏感器为避免杂散光影响安装指向问题，同时为不同安装指向条件下单视场星敏感器遮光罩最大太阳光、地气光遮蔽角设计提供理论依据。
【专利说明】
太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法
技术领域
[0001] 本发明设及航天器姿态测量领域，具体设及一种太阳同步轨道卫星单视场星敏感 器安装指向设计方法。
【背景技术】
[0002] 星敏感器作为航天器姿态测量器件，W恒星作为姿态测量参考基准，与其它卫星 姿态敏感器件(太阳敏感器、巧螺、磁强计等)相比具有精度高、无漂移、功耗低，并且输出绝 对姿态信息的优点，是当前应用最广泛的姿态敏感器。在卫星运行过程中，星敏感器有可能 受到太阳光或地气光的干扰，使星敏感器的像面背景噪声提高，影响星点提取的准确性，甚 至星点会被淹没在背景杂光中，导致星敏感器无法正常工作。因此，星敏感器的抗杂散光问 题是目前星敏感器研究的一项重要内容。
[0003] 在星敏感器杂散光抑制方面，一方面可W通过设计星敏感器光学镜头、遮光罩结 构或改变遮光罩内壁涂层材料提高星敏感器自身的抗杂散光性能，另一方面可W通过分析 和优化星敏感器在卫星上的安装位置来尽量避免杂散光对星敏感器的影响。在星敏感器安 装指向方法研究方面，有许多研究机构针对实际应用提出了设计方法，其中，针对卫星多种 工况姿态条件，2010年航天东方红公司提出了基于任务规划的星敏感器安装角度确定方法 可W解决敏捷机动工况下给定星敏感器安装指向问题，但该方法通过不断调整星敏感器的 安装角度和工况条件确定出合适的星敏感器安装角度，设计方法十分复杂，同时不能计算 给出在不同安装指向条件下星敏感器遮光罩最大太阳光、地气光遮蔽角。
【发明内容】
[0004] 本发明旨在至少解决上述技术问题之一。
[0005] 为此，本发明的一个目的在于提出一种太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指 向设计方法。
[0006] 为了实现上述目的，本发明的实施例公开了一种太阳同步轨道卫星单视场星敏感 器安装指向设计方法，包括W下步骤：S1:设置太阳同步轨道参数、卫星参数、STK软件中 HPOP阻力模型参数;S2:在STK软件中进行HPOP仿真，确定卫星在轨运行期间太阳光与卫星 本体坐标系=轴矢量夹角；S3:根据地球半径、大气层高度计算确定地气光与卫星本体边界 夹角；S4:根据所述卫星在轨运行期间太阳光与卫星本体坐标系=轴矢量夹角，确定所述卫 星在无机动状态下，太阳光相对卫星本体坐标系边界数学方程;根据所述地气光与卫星本 体边界夹角确定所述卫星在无机动状态下，地气光相对卫星本体坐标系边界数学方程;S5: 设置卫星机动状态下最大侧摆角和俯仰角，根据坐标系旋转矩阵确定所述卫星在不同机动 状态下太阳光、地气光相对卫星本体坐标系边界曲线数学方程，W及各种工况条件下卫星 本体坐标系不受杂光影响区域;S6:根据各种工况条件下卫星本体坐标系不受杂光影响区 域，确定单视场星敏感器安装条件下为避免杂散光影响星敏感器安装指向范围数学方程； W及S7:根据右侧摆太阳光边界曲线和左侧摆地气光边界曲线确定单视场星敏感器最大太 阳光遮蔽角、地气光遮蔽角关系，根据遮光罩设计原则判断安装区间是否满足设计要求;若 满足设计要求，设计结束;若不满足设计要求，执行步骤S5，重新设置卫星机动状态下最大 侧摆角、俯仰角，或使其在部分工况下可用。
[0007] 根据本发明实施例的太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，可W 有效解决太阳同步轨道航天器所安装星敏感器为避免杂散光(太阳光、地气光)影响安装指 向问题，同时为不同安装指向条件下单视场星敏感器遮光罩最大太阳光、地气光遮蔽角设 计提供理论依据。
[0008] 另外，根据本发明上述实施例的太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计 方法，还可W具有如下附加的技术特征：
[0009] 进一步地，在步骤Sl中，所述太阳同步轨道参数包括高度h、降交点地方时T、在轨 运行周期t;所述卫星参数包括卫星质量M、卫星体积V;所述STK软件中HPOP阻力模型参数包 括大气阻力Cd、太阳光压Cr、卫星面质比A/M和地磁力Kp，其中，所述卫星面质比A/M为1/4卫 星表面积S与质量M的比值。
[0010] 进一步地，在步骤S2中，所述卫星本体坐标系中，Z轴指向地屯、，X轴为卫星前进方 向，Y轴由右手定则确定;a为太阳光与X轴夹角，0为太阳光与Y轴夹角，T为太阳光与Z轴夹 角。
[0011] 进一步地，步骤S3进一步包括：设置地球半径Re,大气层高度d，根据丫 atm = asin ((Re+d)/h)，计算确定地气光与卫星本体边界夹角y atm。
[001。进一步地，步骤S4进一步包括:S401:所述卫星无机动工作状态下，太阳光边界方程通过 步骤S2中太阳光与卫星本体坐标系各轴夹角极值如下列公式确另 ! 其中，01为太阳光偏Y轴正向左边界与Y轴夹角，02为太阳光偏Y轴正向右边界与Y轴夹角； S402:所述卫星在无机动状态下地气光边界可通过不同轨道高度地气光半锥角直接确定， 地气光在卫星本体坐标系边界方程如下公式
其中，0为地气光半锥角。
[0013] 进一步地，在步骤S5中，所述卫星的机动状态包括左侧摆、右侧摆、前仰和后仰。
[0014] 进一步地，步骤S6进一步包括:S601:单视场星敏感器不受杂光影响的最佳安装指 向曲线在卫星本体坐标系YZ平面内；S602:联立卫星左侧摆地气光边界方程、卫星右侧摆太 阳光边界方程W及平面X = 0求得在Y偏-Z轴向星敏感器指向边界范围：单视场星敏感器安 装指向方程如下式：
[0015]
,其中，O为在YZ安装平面内太阳光右侧摆边界与Y轴向夹角， T为在YZ安装平面内地气光左侧摆边界与Y轴向夹角。
[0016] 进一步地，步骤S7进一步包括:S701:根据右侧摆太阳光边界曲线W及平面X = O可 求得在YZ安装平面内太阳光与Y轴向夹角0,最大太阳遮蔽角可由单视场星敏感器在YZ安装平 面内指向与Y轴向夹角9求得，太阳最大遮蔽角、S _ max = 口 - P; S702:根据左侧摆地气光边界 曲线W及平面X=O可求得在YZ安装平面内地气光与Y轴向夹角T，地气光最大遮蔽角可由单视 场星敏感器在YZ安装平面内指向与Y轴向夹角释求得，地气光最大遮蔽角E _ nm = 。
[0017] 本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变 得明显，或通过本发明的实践了解到。
【附图说明】
[0018] 本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得 明显和容易理解，其中：
[0019] 图1是本发明一个实施例的太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法 的流程图；
[0020] 图2是本发明一个实施例的太阳光相对卫星本体坐标系示意图；
[0021] 图3是本发明一个实施例的=年在轨运行期间太阳光与卫星本体坐标系关系模型 不意图；
[0022] 图4是本发明一个实施例的卫星无机动状态下太阳光边界曲线与卫星本体坐标系 关系图；
[0023] 图5是本发明一个实施例的卫星无机动状态下地气光边界曲线与卫星本体坐标系 关系图；
[0024] 图6是本发明一个实施例的卫星不同工况下太阳光、地气光边界曲线在YZ平面投 影不意图；
[0025] 图7是本发明一个实施例的卫星不同工况下太阳光、地气光边界曲线在XZ平面投 影不意图；
[0026] 图8是本发明一个实施例的单视场星敏感器在卫星本体坐标系YZ平面内不同安装 指向与最大太阳光、地气光遮蔽角关系示意图。
【具体实施方式】
[0027] 下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终 相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附 图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
[002引在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中屯、"、"纵向横向上"、"下"、 "前"、"后V'左'、"右V'竖曹'、"水甲V'顶'、"底V'胖V'外"等指示的方位或位置关系为 基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗 示所指的装置或元件必须具有特定的方位、W特定的方位构造和操作，因此不能理解为对 本发明的限制。此外，术语"第一"、"第二"仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对 重要性。
[0029] 在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语"安装"、"相 连"、"连接"应做广义理解，例如，可W是固定连接，也可W是可拆卸连接，或一体地连接;可 W是机械连接，也可W是电连接;可W是直接相连，也可W通过中间媒介间接相连，可W是 两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可W具体情况理解上述术语在本 发明中的具体含义。
[0030] 参照下面的描述和附图，将清楚本发明的实施例的运些和其他方面。在运些描述 和附图中，具体公开了本发明的实施例中的一些特定实施方式，来表示实施本发明的实施 例的原理的一些方式，但是应当理解，本发明的实施例的范围不受此限制。相反，本发明的 实施例包括落入所附加权利要求书的精神和内涵范围内的所有变化、修改和等同物。
[0031] W下结合附图描述根据本发明实施例的太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装 指向设计方法。
[0032] 请参考图1，一种太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，包括W下 步骤：
[0033] SI:设置太阳同步轨道参数、卫星参数、STK软件中HPOP阻力模型参数。在本发明的 一个实施例中，太阳同步轨道参数包括高度h、降交点地方时T、在轨运行周期t。卫星参数包 括卫星质量M、卫星体积VDSTK(Satellite Tool Kit)软件中HPOP(高精度轨道预报)阻力模 型参数包括大气阻力Cd、太阳光压Cr、卫星面质比A/M和地磁力Kp，其中，所述卫星面质比A/M 为1/4卫星表面积S与质量M的比值。
[0034] 具体地，考虑卫星对地成像、所受摄动及阻力因素，本实施例设置卫星轨道高度h 为700km;同时考虑对地观测成像，本实施例设置降交点地方时T为受光照较为复杂的10:30 轨道;本实施例设置卫星运行周期t为3年。
[0035] 本实施例设置卫星质量M为20.5kg，卫星体积V为324*360*400mm。
[0036] 本实施例设置大气阻力Cd为2.2，太阳光压Cr为1.0，地磁力Kp为3.0，根据卫星面质 比A/M为1/4卫星表面积S与质量M的比值，计算可得卫星面质比A/M>0.0 l。
[0037] S2:在STK软件中进行HPOP仿真，确定卫星在轨运行期间太阳光与卫星本体坐标系 =轴矢量夹角。卫星本体坐标系中，Z轴指向地屯、，X轴为卫星前进方向，Y轴由右手定则确 定;a为太阳光与X轴夹角，0为太阳光与Y轴夹角，T为太阳光与Z轴夹角。
[0038] 具体地，如图2所示。根据步骤Sl参数设置，本实施例通过STK软件得出卫星在轨运 行3年间太阳光与卫星本体坐标系=轴矢量夹角，其中，太阳光与X轴向矢量夹角余弦最大 值Qmax为0.9946，最小值Qmin为-0.9946，因此太阳光与X轴夹角范围为5.9620°~174.0470% 太阳光与Y轴向矢量夹角余弦最大值Pmax为-0.0841，最小值Pmin为-0.4537，因此太阳光与Y 轴夹角范围为94.8270°~116.9830° ;太阳光与Z轴向矢量夹角余弦最大值丫 max为0.4376， 最小值丫 min为-0.9914，因此太阳光与Y轴夹角范围为64.0470°~172.4730°。将各时刻太阳 光矢量方向在卫星本体坐标系中描述出来，如图3所示，光点表示太阳光相对于卫星本体坐 标系原点的来光矢量方向。
[0039] S3:设置地球半径Re,大气层高度d，根据丫 atm=asin((Re+d)/h)，计算确定地气光 与卫星本体边界夹角丫 atm,即与Z轴正方向夹角。
[0040] 具体地，由于地屯、引力作用，几乎全部气体集中在离地面100公里的高度范围内， 其中75%的大气又集中在地面至10公里高度的对流层范围内。本实施例设定大气层高度d = IOOkm,地球半径Re = 6378km。根据关系式丫 atm=as in ((Re+d) A )，将上述参数代入上式计 算可得地气光与卫星本体边界夹角（即与Z轴正方向夹角）丫 atm为66.24°，考虑半长轴变化， 本实施例采用67° (对应659.44km)冗余设计。
[0041] S4.根据步骤S2中卫星在轨运行期间太阳光与卫星本体坐标系=轴矢量夹角，确 定卫星无机动状态下太阳光相对卫星本体坐标系边界数学方程;根据步骤S3确定卫星无机 动状态下地气光相对卫星本体坐标系边界数学方程。
[0042] 具体地，卫星无机动工作状态下，太阳光边界方程通过步骤S2中太阳光与卫星本 体坐标系各轴夹角极值确定，根据步骤S2分析，太阳光在卫星本体坐标系边界方程由两条 曲线构成，分别如下公式，其中^0.4376,目1 = 94.8270°，目2 = 116.9830°，如图4所示。
[0043] (1)
[0044] (2)
[0045] 由于卫星本体坐标系Z轴始终指向地屯、，因此，卫星无机动状态下地气光边界可通 过不同轨道高度地气光半锥角0直接确定，地气光在卫星本体坐标系边界方程如下公式，其 中白= 67。，如图5所示。
[0046] (3)
[0047] S5:设置卫星机动状态下最大侧摆角、俯仰角，根据坐标系旋转矩阵确定卫星在不 同机动状态下（左侧摆、右侧摆、前仰、后仰)太阳光、地气光相对卫星本体坐标系边界曲线 数学方程，W及各种工况条件下卫星本体坐标系不受杂光影响区域。
[004引具体地，本实施例定义卫星前摆为:卫星绕本体坐标系绕Y轴由巧向-Z轴向偏转， 最大偏转角为-30%卫星后摆为:卫星绕本体坐标系绕Y轴由巧向+Z轴向偏转，最大偏转角 为30°。本实施例定义卫星左侧摆:卫星绕本体坐标系绕X轴由-Y向-Z轴向偏转，最大偏转角 为30%右侧摆:卫星绕本体坐标系绕X轴由-Y向+Z轴向偏转，最大偏转角为30°。
[0049] 卫星左侧摆30°地气光边界曲线方程等价于步骤S4中地气光边界方程(3)绕X轴旋 转-30°，经旋转矩阵变换后，如下式：
[0050] (4)
[0051] 线方程等价于步骤S4中太阳光边界方程（1 )、（2)绕X 轴旋转- ；（1)的影响，经旋转矩阵变换后，如下式：
[00 对 （5)
[0053] I线方程等价于步骤S4中地气光边界方程(3)绕X轴旋 转 30。，；
[0054] (6)
[0055] 卫星右侧摆30°太阳光边界曲线方程等价于步骤S4中太阳光边界方程（1)、（2)绕X 轴旋转30°，只需分析其右侧边界曲线(2)的影响，经旋转矩阵变换后，如下式：
[0056]
(7)
[0057] 卫星前摆30°地气光边界曲线方程等价于步骤S4中地气光边界方程（3)绕Y轴旋 转-30°，经旋转矩阵变换后，如下式：
[0化引 C 8)
[0059] 卫星前摆30°太阳光边界曲线方程等价于步骤S4中太阳光边界方程（1)、（2)绕Y轴 旋转-30°，太阳光相对卫星本体坐标系的影响区域在地气光覆盖范围内，不需分析。
[0060] 卫星后摆30°地气光边界曲线方程等价于步骤S4中地气光边界方程(3)绕Y轴旋转 30°，经旋转矩阵变换后，如下式：
[0061] (9)
[0062] 卫星后摆30°太阳光边界曲线方程等价于步骤S4中太阳光边界方程（1)、（2)绕Y轴 旋转-30°，太阳光相对卫星本体坐标系的影响区域在地气光覆盖范围内，不需分析。
[0063] 根据步骤S4和S5上述部分对太阳光、地气光在各种工况下的边界方程的提取及变 换，可得出在各种工况下卫星本体坐标系不受太阳光、地气光干扰的区域，边界曲线在卫星 本体YZ平面投影如图6,可知不受干扰光影响区域共两部分，夹角范围分别为57.8°和26°。 本实施例设置星敏感器视场角为15°，因此26°范围不满足星敏感器安装最小条件。边界曲 线在XZ平面投影如图7,可知不受干扰区域由卫星左侧摆地气光边界曲线（6)、卫星右侧摆 太阳光边界曲线（5)、卫星后侧摆地气光边界曲线（9)和卫星前侧摆地气光边界曲线（8)构 成。
[0064] S6.确定单视场星敏感器安装条件下为避免杂散光影响星敏感器安装指向范围数 学方程。
[0065] 具体地，在卫星各种工况条件下，本实施例单视场星敏感器不受杂光(太阳光、地 气光)影响的最佳安装指向曲线在卫星本体坐标系YZ平面内。联立卫星左侧摆地气光边界 方程(6)、卫星右侧摆太阳光边界方程(5) W及平面X = O可求得在Y偏-Z轴向星敏感器指向 边界范围：（-0.905<z<-0.122)。因此，单视场星敏感器安装指向方程如下式：
[0066] (10)
[0067] S7.确定单视场星敏感器最大太阳光遮蔽角、地气光遮蔽角关系，根据遮光罩设计 原则判断安装区间是否满足设计要求;若满足设计要求，设计结束;若不满足设计要求，执 行步骤S5,重新设置卫星机动状态下最大侧摆角、俯仰角，或使其在部分工况下可用。
[0068] 具体地，根据右侧摆太阳光边界曲线（5) W及平面X = O可求得在YZ安装平面内太 阳光与Y轴向夹角为64.8°，最大太阳遮蔽角可由单视场星敏感器在YZ安装平面内指向与Y 轴向夹角巧求得，太阳最大遮蔽角
[0069] 与太阳光最大遮蔽角计算类似，根据左侧摆地气光边界曲线(6) W及平面X = O可 求得在YZ安装平面内地气光与Y轴向夹角为7°，地气光最大遮蔽角可由单视场星敏感器在 YZ安装平面内指向与Y轴向夹角巧求得，地气光最大遮蔽角f_niax= 口-7%根据上述计算， 遮光罩最大太阳遮蔽角与最大地气光遮蔽角的关系如图8。
[0070] 由于太阳光强远高于地气光，在星敏感器遮光罩设计中，太阳遮蔽角需大于地气 光遮蔽角，因此单星敏在YZ平面内安装指向Y偏-Z轴角度应大于-35°，本实施例星敏半视场 角为7.5°，设计地气光遮蔽角不小于10°，由图8可知，Y偏-Z轴角度应小于-20°。具体星敏感 器安装平面指向需与星敏感器遮光罩设计要求相结合。若满足遮光罩尺寸及遮光性能设计 要求，设计结束;若不满足遮光罩尺寸及遮光性能设计要求，执行步骤S5，适当减小卫星机 动状态下最大侧摆角、俯仰角，或使其在部分工况下可用。
[0071] 另外，本发明实施例的太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法的其 它构成W及作用对于本领域的技术人员而言都是已知的，为了减少冗余，不做寶述。
[0072] 在本说明书的描述中，参考术语"一个实施例"、"一些实施例"、"示例"、"具体示 例"、或"一些示例"等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特 点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不 一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可W在任何 的一个或多个实施例或示例中W合适的方式结合。
[0073] 尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可W理解:在不 脱离本发明的原理和宗旨的情况下可W对运些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本 发明的范围由权利要求及其等同限定。
【主权项】
1. 一种太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，其特征在于，包括以下 步骤： S1:设置太阳同步轨道参数、卫星参数、STK软件中HPOP阻力模型参数； S2:在STK软件中进行HPOP仿真，确定卫星在轨运行期间太阳光与卫星本体坐标系三轴 矢量夹角； S3:根据地球半径、大气层高度计算确定地气光与卫星本体边界夹角； S4:根据所述卫星在轨运行期间太阳光与卫星本体坐标系三轴矢量夹角，确定所述卫 星在无机动状态下，太阳光相对卫星本体坐标系边界数学方程;根据所述地气光与卫星本 体边界夹角确定所述卫星在无机动状态下，地气光相对卫星本体坐标系边界数学方程； S5:设置卫星机动状态下最大侧摆角和俯仰角，根据坐标系旋转矩阵确定所述卫星在 不同机动状态下太阳光、地气光相对卫星本体坐标系边界曲线数学方程，以及各种工况条 件下卫星本体坐标系不受杂光影响区域； S6:根据各种工况条件下卫星本体坐标系不受杂光影响区域，确定单视场星敏感器安 装条件下为避免杂散光影响星敏感器安装指向范围数学方程;以及 S7:根据右侧摆太阳光边界曲线和左侧摆地气光边界曲线确定单视场星敏感器最大太 阳光遮蔽角、地气光遮蔽角关系，根据遮光罩设计原则判断安装区间是否满足设计要求;若 满足设计要求，设计结束;若不满足设计要求，执行步骤S5，重新设置卫星机动状态下最大 侧摆角、俯仰角，或使其在部分工况下可用。2. 根据权利要求1所述的太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，其特 征在于，在步骤S1中，所述太阳同步轨道参数包括高度h、降交点地方时T、在轨运行周期t; 所述卫星参数包括卫星质量Μ、卫星体积V; 所述STK软件中HPOP阻力模型参数包括大气阻力Cd、太阳光压Cr、卫星面质比A/Μ和地磁 力KP，其中，所述卫星面质比A/Μ为1/4卫星表面积S与质量Μ的比值。3. 根据权利要求2所述的太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，其特 征在于，在步骤S2中，所述卫星本体坐标系中，Ζ轴指向地心，X轴为卫星前进方向，Υ轴由右 手定则确定;α为太阳光与X轴夹角，β为太阳光与Υ轴夹角，γ为太阳光与Ζ轴夹角。4. 根据权利要求3所述的太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，其特 征在于，步骤S3进一步包括： 设置地球半径Re，大气层高度d，根据γ atm=asin((Re+d)/h)，计算确定地气光与卫星本 体边界夹角γ atm。5. 根据权利要求4所述的太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，步骤 S4进一步包括:S401:所述卫星无机动工作状态下，太阳光边界方程通过步骤S2中太阳光与 卫星本体坐标系各轴夹角极值如下列公式确定：其中，Θ:为太阳光偏Y轴正向左边界与Y轴夹角，θ2为太阳光偏Y轴正向右边界与Y轴夹 角； S402:所述卫星在无机动状态下地气光边界可通过不同轨道高度地气光半锥角直接确 定，地气光在卫星本体坐标系边界方程如下公式： 其中，Θ为地气光半锥角。6. 根据权利要求5所述的太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，其特 征在于，在步骤S5中，所述卫星的机动状态包括左侧摆、右侧摆、前仰和后仰。7. 根据权利要求6所述的太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，其特 征在于，步骤S6进一步包括： S601:单视场星敏感器不受杂光影响的最佳安装指向曲线在卫星本体坐标系YZ平面 内； S602:联立卫星左侧摆地气光边界方程、卫星右侧摆太阳光边界方程以及平面X = 0求 得在Y偏-Z轴向星敏感器指向边界范围：单视场星敏感器安装指向方程如下式：其中，σ为在YZ安装平面内太阳光右侧摆边界与Y轴向夹角，τ为在YZ安装平面内地气光 左侧摆边界与Υ轴向夹角。8. 根据权利要求7所述的太阳同步轨道卫星单视场星敏感器安装指向设计方法，其特 征在于，步骤S7进一步包括： S701:根据右侧摆太阳光边界曲线以及平面Χ = 0可求得在ΥΖ安装平面内太阳光与Υ轴 向夹角〇,最大太阳遮蔽角可由单视场星敏感器在ΥΖ安装平面内指向与Υ轴向夹角识求得，太 阳最大遮蔽角51 _ max = σ -识； S702:根据左侧摆地气光边界曲线以及平面Χ = 0可求得在ΥΖ安装平面内地气光与Υ轴 向夹角τ，地气光最大遮蔽角可由单视场星敏感器在ΥΖ安装平面内指向与Υ轴向夹角炉求得， 地气光最大遮蔽角！_max = f-τ。
【文档编号】G06F17/50GK105956233SQ201610250665
【公开日】2016年9月21日
【申请日】2016年4月21日
【发明人】邢飞, 王赓, 尤政
【申请人】清华大学