本發(fā)明屬于航天器在軌服務空間測量領域，尤其涉及一種面向GEO衛(wèi)星在軌服務的空間多機器人相對觀測方法。

背景技術：

地球靜止軌道(Geostationary orbit，GEO)是人類獨一無二的軌道資源，位于該軌道的衛(wèi)星(簡稱GEO衛(wèi)星)，覆蓋面積大，且相對于地面是靜止的，在通信、導航、預警、氣象等民用和軍用領域正日益發(fā)揮著越來越重要的作用。對于某些任務，需要將多個衛(wèi)星組網，形成星座，如美國的DSP(國防支援計劃)導彈預警衛(wèi)星，在GEO軌道上始終保持有5顆(3顆工作，2顆備用)衛(wèi)星；其天基紅外系統(tǒng)(SBIRS)的高軌段也包括4顆GEO衛(wèi)星和2顆大橢圓軌道衛(wèi)星。正在建設的北斗系統(tǒng)，是我國自主發(fā)展、獨立運行的全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)，由5顆靜止軌道衛(wèi)星和30顆其他類型衛(wèi)星組成。與發(fā)達國家相比，我國衛(wèi)星的在軌故障率較高，近年來失效的重要GEO衛(wèi)星包括鑫諾二號衛(wèi)星(2006年)、北斗一號04星(2007年)、尼日利亞星(2007年發(fā)射，2008年失效)、北斗G2星(2009年)等，嚴重影響了我國航天技術的發(fā)展。特別是北斗G2星(北斗衛(wèi)星導航系統(tǒng)中5顆GEO衛(wèi)星之一)的失效，影響了整個導航系統(tǒng)的組網進程，使我國不得不于2012年又發(fā)射了一顆替代星(G2R，又稱G6)定點在與該故障星相距0.2°的位置。

為保障在軌航天器長期穩(wěn)定運行，并保護GEO軌道資源，必須發(fā)展以空間機器人為手段，衛(wèi)星維修及太空垃圾清除為目的的在軌服務技術。由于軌道高度高、第三體引力不可忽略，用于GEO服務的空間機器人自身的發(fā)射、管理及維護成本也很高。因此需要空間多機器人系統(tǒng)對某一弧段內的多顆GEO衛(wèi)星進行在軌維護，可大大節(jié)約衛(wèi)星維護的成本，提高在軌服務效率。目前的空間機器人系統(tǒng)，包括已經發(fā)射并在軌演示的ETS-VII、軌道快車，以及正在開展的FREND、DEOS等系統(tǒng)，均是以單顆衛(wèi)星作為服務對象，且服務內容較單一，不能滿足在GEO軌道多顆航天器在軌維修的目的，因此研究面向GEO軌道在軌服務的空間多機器人系統(tǒng)勢在必行。

為了在GEO衛(wèi)星附近空間多機器人進行編隊飛行、定點保持以及共位控制，必須首先能實時獲得衛(wèi)星的位置和姿態(tài)信息，并且不能對臨星產生干擾，由于GEO衛(wèi)星通常在36000km高度，空間多機器人存在導航觀測信號不足的問題：①常用GNSS導航方式存在導航信號弱、地球遮擋和可見衛(wèi)星少等嚴重問題；②其它自主導航方式：地磁場無法使用，雷達高度計和天文導航無法提供高精度導航信息，都難以作為觀測信息滿足導航要求，因此這就使得研究空間多機器人新觀測方法顯得迫切重要。

技術實現要素：

發(fā)明目的：本發(fā)明針對面向GEO衛(wèi)星在軌服務的空間多機器人觀測信息不足導致導航精度較低的問題，提出一種空間多機器人(主星和子星)利用星敏感器自主連續(xù)觀測相對方向矢量的方法，為在軌服務的空間多機器人提供高精度相對觀測信息。

技術方案：一種面向GEO衛(wèi)星在軌服務的空間多機器人相對觀測方法，步驟如下：

(1)以GEO目標衛(wèi)星為在軌服務對象，將兩個空間機器人分別設為主星和子星，設計主星和子星編隊飛行構型及軌道參數；

(2)根據計算的主星和子星相對距離，判斷子星是否滿足星敏感器觀測距離要求，滿足則進入步驟(3)，否則進入步驟(10)；

(3)根據解算的太陽、地球和子星三者位置關系，判斷子星是否處在太陽光照區(qū)，是則進入步驟(4)，否則進入步驟(10)；

(4)根據解算的地球、主星和子星三者位置關系，判斷地球是否進入星敏感器視場，是則進入步驟(5)，否則進入步驟(10)；

(5)根據計算的子星可視星等，判斷子星可視星等是否小于星敏感器可觀測閾值，是則進入步驟(6)，否則進入步驟(10)；

(6)根據計算的子星相對主星方向矢量與星敏感器光軸指向夾角，判斷子星是否在星敏感器視場范圍內，是則進入步驟(7)，否則利用萬向軸調整星敏感器光軸指向后，繼續(xù)判斷子星是否在星敏感器視場范圍內，是則進入步驟(7)，否則進入(10)；

(7)根據計算的子星在星敏感器二維像面陣坐標，判斷子星是否在星敏感器二維像面陣內，是則進入步驟(7)，否則進入步驟(10)；

(8)計算子星相對衛(wèi)星的理論方向矢量和方位角與俯仰角，進入步驟(9)；

(9)根據步驟(8)所得子星相對衛(wèi)星的理論方向矢量和方位角與俯仰角，調整主星星敏感器光軸與理論方向矢量一致，對小行星進行真實觀測，并建立觀測模型，進入步驟(10)；

(10)結束觀測。

進一步的，所述步驟(1)中的軌道參數包括軌道半長軸a、軌道偏心率e、軌道傾角i、升交點赤經Ω、近地點幅角ω、過近地點時刻t_p。

進一步的，所述步驟(2)中判斷子星是否滿足星敏感器觀測距離要求過程如下：

計算主星相對子星距離δr⁽¹⁰⁾，判斷其是否滿足條件

L_min≤δr⁽¹⁰⁾≤L_max (1)

其中，δr⁽¹⁰⁾＝|δr⁽¹⁰⁾|＝|r⁽¹⁾-r⁽⁰⁾|，r⁽⁰⁾和r⁽¹⁾為主星和子星位置矢量；L_min和L_max為星間觀測所需最小和最大距離。

進一步的，所述步驟(3)中判斷子星是否處在太陽光照區(qū)過程如下：

分析地球陰影范圍以及子星運行穿過該陰影區(qū)的臨界條件，設子星位置矢量r⁽¹⁾與太陽位置矢量r^(sun)夾角為ψ，子星進入和離開地球陰影范圍的臨界夾角為ψ_cri，則子星處在太陽光照區(qū)需要滿足條件：

ψ＜ψ_cri (2)。

進一步的，所述步驟(4)中判斷地球是否進入星敏感器視場過程如下：

設主星位置矢量r⁽⁰⁾和主星相對子星方向矢量δr⁽¹⁰⁾的夾角為θ，由于被地球遮擋導致背景光線過弱的臨界條件是子星相對主星方向矢量δr⁽¹⁰⁾與地球邊緣相切，定義此臨界夾角為θ_cri，則地球未進入星敏感器視場條件為：

θ＞θ_cri (3)。

進一步的，所述步驟(5)中判斷子星可視星等是否小于星敏感器可觀測閾值過程如下：

引入可視星等概念分析子星的可見性，星等值越小，表明天體越亮；反之，天體則越暗；設星敏感器可觀測閾值為m_thr，子星可視星等為m，子星被觀測到其可視星等需要滿足條件

m＜m_thr (4)。

進一步的，所述步驟(6)中判斷子星是否在星敏感器視場范圍內過程如下：

設子星相對主星方向矢量δr⁽¹⁰⁾與星敏感器光軸指向矢量夾角為星敏感器視場角為FOV，則方向矢量δr⁽¹⁰⁾在星敏感器視場范圍內需要滿足條件

如果相對矢量δr⁽¹⁰⁾不在視場范圍內，利用萬向軸調整星敏感器光軸指向，使其進入視場范圍，如果轉動后仍不能進入視場，則無法觀測。

進一步的，所述步驟(7)中判斷子星是否在星敏感器二維像面陣內過程如下：

根據子星相對主星方向矢量δr⁽¹⁰⁾投影在星敏感器二維像面陣的幾何關系，解其坐標為設二維像面陣長度和寬度分別為IP_longth和IP_width，則子星在像平面坐標需要滿足條件

進一步的，所述步驟(8)中計算子星相對主星理論方向矢量和方位角與俯仰角具體為：

子星相對主星單位方向矢量由星敏感器獲得，即得子星相對主星方位角α與俯仰角δ，主星和子星相對距離|δr⁽¹⁰⁾|由星間鏈路獲得，由此得到子星相對主星的理論方向矢量δr⁽¹⁰⁾

其中，

子星相對主星方位由方位角和俯仰角描述，在衛(wèi)星本體坐標系o_b-x_by_bz_b中，定義方位角α為δr⁽¹⁰⁾在o_b-y_bz_b平面的投影與y_b軸夾角，俯仰角δ為δr⁽¹⁰⁾與x_b軸夾角，表示為

其中，是地心慣性坐標系相對本體坐標系姿態(tài)轉換矩陣。

進一步的，所述步驟(9)具體為：

根據步驟(8)所得子星相對衛(wèi)星理論方向矢量和方位角與俯仰角，主星采用萬向軸調整星敏感器光軸指向理論方向矢量一致，并利用星敏感器進行實際測量，輸出子星相對主星單位方向矢量真實測量值由主星和子星之間星間鏈路的實際測量值|δr^(Ast0)|_mes，得小行星相對衛(wèi)星單位方向矢量真實觀測模型為：

工作原理：本發(fā)明是一種面向GEO衛(wèi)星在軌服務的空間多機器人(設為主星和子星)相對觀測新方法，利用主星星敏感器自主連續(xù)觀測子星，得到子星相對主星方向矢量和方位角與俯仰角。首先以GEO目標衛(wèi)星為在軌服務對象，設計兩個空間機器人編隊飛行構型和軌道參數，然后提出主星星敏感器觀測子星需要滿足四種基本光照條件：①主星和子星相對距離滿足觀測距離要求；②子星處在太陽光照區(qū)能被完全觀測；③地球(或其他天體)未進入星敏感器視場；④子星可視星等小于可視星等閾值，其次判斷主星星敏感器能否觀測到子星：①子星是否在星敏感器視場范圍；②子星是否在星敏感器二維像面陣內，最后計算子星相對主星方向矢量和方位角及俯仰角，為主星自主連續(xù)觀測子星提供數據支持。

有益效果：相對于現有技術，本發(fā)明優(yōu)點是在于：(1)星敏感器是觀測恒星的天體敏感器，而利用星敏感器進星間相對測量需要滿足特定條件，本發(fā)明提出星間觀測需要的光照條件和星敏感器觀測條件，解決傳統(tǒng)星敏感器只能被動觀測問題，提高自主選星準確性；(2)在實現星間觀測基礎上，本發(fā)明提出實時計算子星相對主星方位矢量和方位角和俯仰角方法，并且利用萬向軸調整星敏感器光軸指向連續(xù)跟蹤子星，解決傳統(tǒng)觀測無法連續(xù)跟蹤問題，提高星間連續(xù)觀測效率。

附圖說明

圖1為本發(fā)明方法流程圖；

圖2為本發(fā)明中主星相對子星星間特定距離范圍示意圖；

圖3為本發(fā)明中子星光照條件示意圖；

圖4為本發(fā)明中星敏感器視場與地球位置關系示意圖；

圖5為本發(fā)明中子星可視星等計算示意圖；

圖6為本發(fā)明中子星在星敏感器二維像面陣投影示意圖；

圖7為本發(fā)明中子星相對主星方向矢量與方位角示意圖。

具體實施方式

下面將結合附圖，對本發(fā)明的實施案例進行詳細的描述；

如圖1所示，本發(fā)明為一種面向GEO衛(wèi)星在軌服務的空間多機器人相對觀測方法，在面向GEO衛(wèi)星在軌服務階段，空間多機器人(設為主星和子星)利用星敏感器自主連續(xù)觀測相對方向矢量的方法，是一種非常適合于在軌服務的空間多機器人相對觀測方法。其包括步驟如下：

(1)以GEO目標衛(wèi)星為在軌服務對象，將兩個空間機器人分別設為主星和子星，設計主星和子星編隊飛行構型及軌道參數。

設計兩個空間機器人(設為主星和子星)編隊飛行構型及軌道參數(包括軌道半長軸a、軌道偏心率e、軌道傾角i、升交點赤經Ω、近地點幅角ω、過近地點時刻t_p)，設計主星星敏感器最佳安裝方位以觀測子星；

(2)根據計算的主星和子星相對距離，判斷子星是否滿足星敏感器觀測距離要求，滿足則進入步驟(3)，否則進入步驟(10)。

根據所設計兩個空間機器人軌道參數，計算主星和子星相對距離δr⁽¹⁰⁾，如附圖2所示，判斷其是否滿足星敏感器觀測子星需要滿足特定距離要求

L_min≤δr⁽¹⁰⁾≤L_max (10)

其中，δr⁽¹⁰⁾＝|δr⁽¹⁰⁾|＝|r⁽¹⁾-r⁽⁰⁾|，r⁽⁰⁾和r⁽¹⁾為主星和子星位置矢量；L_min和L_max為星間觀測所需最小和最大距離。

(3)根據解算的太陽、地球和子星三者位置關系，判斷子星是否處在太陽光照區(qū)，是則進入步驟(4)，否則進入步驟(10)。

當主星觀測子星時，子星需要被太陽光充分照射。當子星在地球光照區(qū)時，子星能被太陽光充分照射；反之，當子星進入地球陰影區(qū)時，由于地球遮擋，太陽光無法照射到子星，因此需要對子星光照條件進行判斷。

根據太陽、地球和子星三者幾何位置關系，如附圖3所示，確定太陽陰影區(qū)和子星運行軌跡穿過該陰影區(qū)的臨界條件。設太陽光為平行光，子星位置矢量r⁽¹⁾與太陽方向矢量r^(sun)形成的夾角為

子星進入和離開地球陰影范圍的臨界夾角為

其中，R_e是地球半徑。

由此可得子星處在太陽光照區(qū)和陰影區(qū)條件分別為：

太陽光照區(qū)：ψ＜ψ_cri (13a)

太陽陰影區(qū)：ψ≥ψ_cri (13b)

(4)根據解算的地球、主星和子星三者位置關系，判斷地球是否進入星敏感器視場，是則進入步驟(5)，否則進入步驟(10)。

在星敏感器觀測子星過程中，當視場背景光線過強或過弱時，其也無法觀測子星，因此需要分析視場背景受天體影響。

以地球導致星敏感器視場背景過弱為例進行分析，根據地球、主星和子星三者幾何位置關系，如附圖4所示，子星相對主星方向矢量δr⁽¹⁰⁾和主星方向矢量r⁽⁰⁾的夾角為

由于地球導致背景光線過弱的臨界條件是主星和子星的連線與地球邊緣相切，則切線與主星位置矢量的臨界夾角為

由此可得星敏感器視場不受背景光線影響的條件為

θ＞θ_cri (16)

該方法同樣適用判斷子星背景受其他天體遮擋導致光線過強情況。

(5)根據計算的子星可視星等，判斷子星可視星等是否小于星敏感器可觀測閾值，是則進入步驟(6)，否則進入步驟(10)。

星等是天文學中的概念，它是衡量天體光度的物理量。星等通常分為絕對星等和可視星等，絕對星等是指在離該天體32.6光年處所看到的天體亮度；可視星等是指地球上觀測者所見的天體亮度。星等值越小，表明天體越亮；反之，天體則越暗。引入可視星等概念分析被觀測子星的可見性。

首先要計算子星的絕對星等，子星的絕對星等M可通過下式計算得出：

其中，m_sun是太陽的可視星等，它的值為-26.73；r_d為被觀測天體的半徑；a是天體的反射率；d₀是地球與太陽之間的平均距離，它的值為1.496×10¹¹m。

子星的視星等m可以通過絕對星等M依照如下公式計算得到：

其中，|r^(sun0)|是太陽與子星之間的距離；ξ是相對矢量δr⁽¹⁰⁾與太陽相對子星方向矢量r^(sun1)夾角，如附圖5所示，可通過下式求得：

p(ξ)是相位積分，可由下式求得：

被觀測星體可視星等值越大，其相對星敏感器越暗；反之，其相對星敏感器越亮。設星敏感器可觀測閾值為m_thr，子星可視星等為m，其可視星等需要滿足條件

m＜m_thr (21)

(6)根據計算的子星相對主星方向矢量與星敏感器光軸指向夾角，判斷子星是否在星敏感器視場范圍內，是則進入步驟(7)，否則利用萬向軸調整星敏感器光軸指向后，繼續(xù)判斷子星是否在星敏感器視場范圍內，是則進入步驟(7)，否則進入(10)。

定義星敏感器光軸指向在本體坐標系方向矢量為計算子星相對主星方向矢量δr⁽¹⁰⁾與星敏感器方向矢量為的夾角

其中，是地心慣性坐標系相對本體坐標系姿態(tài)轉換矩陣。

定義星敏感器視場角為FOV，判斷相對矢量δr⁽¹⁰⁾是否在星敏感器視場范圍內

視場范圍內：

視場范圍外：

如果相對矢量δr⁽¹⁰⁾不在視場范圍內，考慮利用萬向軸調整星敏感器光軸指向矢量，可以在由δr⁽¹⁰⁾和組成的平面內直接偏轉等于或大于角度，使矢量δr⁽¹⁰⁾進入視場范圍，如果轉動后仍不能進入視場，則無法觀測。

(7)根據計算的子星在星敏感器二維像面陣坐標，判斷子星是否在星敏感器二維像面陣內，是則進入步驟(7)，否則進入步驟(10)。

根據子星相對主星方向矢量δr⁽¹⁰⁾投影在星敏感器二維像面陣的幾何關系，如附圖6所示，解算如下(23)式，可得子星在二維像面陣坐標

其中，f是星敏感器焦距

設像平面長度和寬度分別為IP_longth和IP_width，子星能被觀測需要滿足條件

(8)計算子星相對衛(wèi)星的理論方向矢量和方位角與俯仰角，進入步驟(9)。

在主星觀測到子星后，由星間鏈路可得兩顆衛(wèi)星之間距離δr⁽¹⁰⁾，由星敏感器可得子星相對主星單位方向矢量如附圖7所示，因此可得子星相對主星方向矢量為

其中，

子星相對主星矢量方向可由方位角和俯仰角描述，在衛(wèi)星本體坐標系o_b-x_by_bz_b中，定義方位角α為δr⁽¹⁰⁾在o_b-y_bz_b平面的投影與y_b軸夾角，俯仰角δ為δr⁽¹⁰⁾與x_b軸夾角，可表示為

其中，是地心慣性坐標系相對本體坐標系姿態(tài)轉換矩陣。

(9)根據步驟(8)所得子星相對衛(wèi)星的理論方向矢量和方位角與俯仰角，調整主星星敏感器光軸與理論方向矢量一致，對小行星進行真實觀測，并建立觀測模型，進入步驟(10)。

根據上述所得子星相對衛(wèi)星的理論方向矢量方位角和俯仰角，主星采用萬向軸或其他機械裝置調整星敏感器光軸指向與該理論方向一致，并利用星敏感器進行實際測量，輸出子星相對主星單位方向矢量真實測量值由主星和子星之間星間鏈路的實際測量值可得小行星相對衛(wèi)星單位方向矢量真實觀測模型為：

(10)結束觀測。

本發(fā)明首先以GEO目標衛(wèi)星為在軌服務對象，設計兩個空間機器人(設為主星和子星)編隊飛行構型和軌道參數，然后提出主星星敏感器觀測子星需要滿足四種基本光照條件：①主星和子星相對距離滿足觀測特定距離要求；②子星處在太陽光照區(qū)能被完全觀測；③地球(或其他天體)未進入星敏感器視場；④子星可視星等小于可視星等閾值，其次判斷主星星敏感器能否觀測到子星：①子星是否在星敏感器視場范圍；②子星是否在星敏感器二維像面陣內，最后計算子星相對主星方向矢量和方位角與俯仰角，為主星自主連續(xù)觀測子星提供數據支持。