童鑫， 曲友陽， 劉潔冰， 宋欣嶼， 戴路

（長光衛(wèi)星技術(shù)股份有限公司，吉林 長春 130102）

1 引 言

光學(xué)遙感衛(wèi)星影像具有光譜特征豐富、地表覆蓋面積大與信息獲取速度快等特點，在農(nóng)業(yè)、林業(yè)、國土與測繪等領(lǐng)域有著廣泛應(yīng)用［1］。衛(wèi)星平臺技術(shù)和光學(xué)載荷技術(shù)的進(jìn)步，使得光學(xué)衛(wèi)星體積和重量逐漸減小，進(jìn)而降低了發(fā)射成本［2］。相比于高軌光學(xué)衛(wèi)星，低軌光學(xué)衛(wèi)星在發(fā)射成本和實現(xiàn)全球覆蓋等方面具有明顯優(yōu)勢，其較強(qiáng)的抗毀性、低傳輸延時性和低功耗鏈路使得低軌光學(xué)衛(wèi)星進(jìn)入快速發(fā)展期。

光學(xué)衛(wèi)星相機(jī)在空間中的指向方位隨星體的運(yùn)行而不斷改變，會發(fā)生太陽光入射相機(jī)或與相機(jī)夾角較小的情況，這樣不僅會對焦面探測器與光學(xué)反射鏡表面的鍍膜造成損傷或穩(wěn)定性下降，還會增加因相機(jī)鏡筒內(nèi)壁溫度上升而引起材料退化污染相機(jī)鏡頭的風(fēng)險［3-4］。線陣相機(jī)電荷耦合元件的性能受溫度影響很大，其熱電子噪聲隨溫度呈指數(shù)遞增，如果溫度波動較大或熱噪聲變化不定，會給電路設(shè)計和信號處理帶來較大的負(fù)面影響，嚴(yán)重時甚至?xí)绊懴鄼C(jī)的在軌使用壽命［5］。因此，衛(wèi)星在軌執(zhí)行任務(wù)期間的太陽光姿態(tài)規(guī)避問題是光學(xué)衛(wèi)星所面臨的且必須解決的重要問題之一。劉云鶴等人提出了一種將地球靜止軌道（Geostationary Orbit，GEO）光學(xué)衛(wèi)星設(shè)計的工程約束條件轉(zhuǎn)換為空間幾何約束條件，再將明確約束參數(shù)后的算法引入衛(wèi)星姿態(tài)控制器來調(diào)整衛(wèi)星姿態(tài)指向，以避免陽光入侵GEO光學(xué)衛(wèi)星相機(jī)內(nèi)部的方法［6］。彭洲等人提出一種GEO光學(xué)衛(wèi)星的改進(jìn)滾動軸機(jī)動太陽規(guī)避算法，針對太陽規(guī)避姿態(tài)機(jī)動算法存在規(guī)避開始時初始角速度過大的問題，在規(guī)避開始與結(jié)束時設(shè)計一定的規(guī)避角度余量，通過延長建立初始狀態(tài)的時間以減小初始角速度的方式實現(xiàn)太陽規(guī)避［7］。SHI等人針對目前GEO光學(xué)衛(wèi)星在太陽光規(guī)避期間無法進(jìn)行有效載荷標(biāo)定或其他空間觀測任務(wù)的情況，進(jìn)行了空間約束、姿態(tài)約束和能量約束的分析，提出了GEO光學(xué)衛(wèi)星周期性陽光規(guī)避的任務(wù)規(guī)劃方法［8］。

現(xiàn)有的光學(xué)衛(wèi)星太陽規(guī)避方法主要針對高軌的GEO衛(wèi)星，對低軌光學(xué)衛(wèi)星的太陽規(guī)避研究較少。低軌光學(xué)遙感衛(wèi)星的空間分辨率、光譜分辨率和成像幅寬等成像性能得到不斷提高，使得衛(wèi)星數(shù)據(jù)量以幾何級數(shù)遞增［9-10］。衛(wèi)星數(shù)據(jù)傳輸通常采用弱方向性、低增益且數(shù)傳速率慢的單波束天線［11］。隨著相控陣天線技術(shù)的飛躍式發(fā)展與工程應(yīng)用的逐步成熟，其憑借著高增益、多點波束、靈活度高與數(shù)傳速率高的特點，已成為航天領(lǐng)域應(yīng)用新趨勢［12-13］。美國Motorola公司的銥星（Iridium）星座［14］、Loral公司與Qualcomm公司的全球星（Globalstar）［15］、日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)的寬帶互聯(lián)網(wǎng)工程試驗與驗證衛(wèi)星（WINDS）［16］、我國航天科技集團(tuán)的高分三號［17］、吉林一號高分02系列衛(wèi)星與高分04系列衛(wèi)星等均使用了相控陣。低軌光學(xué)衛(wèi)星急劇提升的數(shù)據(jù)量導(dǎo)致衛(wèi)星需要頻繁進(jìn)行數(shù)傳任務(wù)，為確保最大的數(shù)傳時長，衛(wèi)星數(shù)傳任務(wù)一般選用傳統(tǒng)的凝視數(shù)傳姿態(tài)［18-19］。衛(wèi)星數(shù)傳天線通常與光學(xué)相機(jī)同軸安裝，因此在執(zhí)行凝視姿態(tài)的數(shù)傳任務(wù)期間會出現(xiàn)太陽光照射相機(jī)鏡筒內(nèi)壁或者直接入射相機(jī)，出現(xiàn)損傷光學(xué)相機(jī)的情況。

本文針對使用與相機(jī)同軸的相控陣天線進(jìn)行數(shù)傳的衛(wèi)星，提出了一種相控陣數(shù)傳任務(wù)期間的太陽光姿態(tài)規(guī)避方法，充分利用衛(wèi)星相控陣數(shù)傳單機(jī)的能力，可在數(shù)傳任務(wù)期間有效的規(guī)避太陽光照射光學(xué)相機(jī)。相控陣數(shù)傳任務(wù)期間，在計算出地心固連坐標(biāo)系中衛(wèi)星指向太陽的向量、衛(wèi)星指向地面數(shù)傳站的向量以及二者所在平面的單位法向量的情況下，根據(jù)相控陣天線在最大波束角范圍內(nèi)均可以進(jìn)行數(shù)傳的能力，以單位法向量為旋轉(zhuǎn)軸使衛(wèi)星指向地面數(shù)傳站的向量以相控陣最大波束角進(jìn)行旋轉(zhuǎn)作為期望向量，并通過期望向量與衛(wèi)星的軌道信息計算出衛(wèi)星相控陣數(shù)傳期間太陽光規(guī)避的最佳姿態(tài)?；诩忠惶柛叻?2D星參數(shù)進(jìn)行了數(shù)值仿真與在軌試驗，驗證了太陽光姿態(tài)規(guī)避方法的可行性與有效性。

2 太陽光姿態(tài)規(guī)避設(shè)計

本文使用了若干個航天飛行器常用坐標(biāo)系，包括軌道坐標(biāo)系Fo(Oo-XoYoZo)、地球固連坐標(biāo)系（WGS-84坐標(biāo)系）Fe(Oe-XeYeZe)、地心慣性坐標(biāo)系（J2000坐標(biāo)系）Fi(Oi-XiYiZi)與衛(wèi)星本體坐標(biāo)系Fb(Ob-XbYbZb)，以上各坐標(biāo)系的定義參見文獻(xiàn)［20］。本文還使用包括相控陣天線坐標(biāo)系Fa(Oa-XaYaZa)與相機(jī)坐標(biāo)系Fc(Oc-XcYcZc)的單機(jī)坐標(biāo)系。根據(jù)實際情況，令相控陣天線與相機(jī)坐標(biāo)系均與衛(wèi)星本體坐標(biāo)系重合，相機(jī)光軸Zc軸、相控陣Za軸與星體Zb軸同向。

以吉林一號高分02D星為例，衛(wèi)星坐標(biāo)系、相機(jī)坐標(biāo)系與相控陣坐標(biāo)系的關(guān)系如圖1所示。

圖1 衛(wèi)星、相機(jī)與相控陣坐標(biāo)系關(guān)系Fig.1 Relationship between satellite coordinate system，camera coordinate system， and phased array coordi- nate system

2.1 太陽光姿態(tài)規(guī)避流程設(shè)計

單波束天線難以兼顧通信速率和覆蓋范圍，衛(wèi)星使用單波束天線數(shù)傳時，通常采用凝視姿態(tài)實時指向地面數(shù)傳站以確保數(shù)傳質(zhì)量。相控陣天線憑借多波束與靈活度高的特點，可在其多波束范圍內(nèi)進(jìn)行廣閾數(shù)傳，降低了姿態(tài)指向的要求，一般可采用推掃姿態(tài)數(shù)傳或凝視姿態(tài)數(shù)傳。相控陣天線實現(xiàn)高質(zhì)量數(shù)傳的前提條件是能夠準(zhǔn)確計算出目標(biāo)波束指向角，相控陣天線的波束指向OaP由一組角度組合(α，β)確定。角度α為波束OaP與Za軸的夾角，稱為離軸角，離軸角的取值范圍因單機(jī)型號不同而存在差異，設(shè)其最大離軸角為μ。以吉林一號高分02D星的相控陣為例，其最大離軸角μ為60°。角度β為波束在XaOaYa平面的投影與Xa的夾角，稱為方位角，方位角的取值范圍為0°~360°。圖2為相控陣波束指向示意圖。

圖2 相控陣波束指向Fig.2 Direction of phased array beamforming

在衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動能力滿足的情況下，為確保數(shù)傳時長與數(shù)傳質(zhì)量，衛(wèi)星相控陣數(shù)傳任務(wù)一般也采用凝視姿態(tài)進(jìn)行數(shù)傳，衛(wèi)星凝視姿態(tài)數(shù)傳需要在軌道進(jìn)動和地球自轉(zhuǎn)情況下通過對姿態(tài)的實時調(diào)節(jié)使數(shù)傳天線始終指向目標(biāo)。凝視姿態(tài)數(shù)傳的情況下，相控陣天線的離軸角與方位角均為0°。圖3為凝視姿態(tài)數(shù)傳的示意圖。

圖3 衛(wèi)星凝視姿態(tài)數(shù)傳Fig.3 Satellite data transmission using staring attitude

當(dāng)?shù)蛙壒鈱W(xué)衛(wèi)星在陽照區(qū)從北極向南飛，針對北半球高緯度地區(qū)的數(shù)傳站進(jìn)行數(shù)傳時，在姿態(tài)前仰階段存在太陽光直射相機(jī)或與相機(jī)夾角較小的情況。此情況下，單波束數(shù)傳天線因其弱方向性難以通過姿態(tài)的調(diào)整而在保證數(shù)傳的同時還能進(jìn)行太陽光規(guī)避。相控陣則可通過姿態(tài)的調(diào)整在其離軸角范圍內(nèi)同時實現(xiàn)數(shù)傳與太陽光規(guī)避。

相控陣數(shù)傳太陽光規(guī)避方法分為太陽光規(guī)避向量計算、期望姿態(tài)計算與規(guī)避姿態(tài)下相控陣指向角計算三部分。相控陣數(shù)傳太陽光規(guī)避方法流程如圖4所示。

圖4 相控陣數(shù)傳太陽光姿態(tài)規(guī)避方法流程圖Fig.4 Process flowchart of sunlight attitude avoidance met-hod for phased array data transmission

具體流程如下：

（1）太陽光規(guī)避向量計算模塊：根據(jù)衛(wèi)星相控陣數(shù)傳期間的具體時間，計算出太陽在WGS-84坐標(biāo)系中的向量；根據(jù)衛(wèi)星與地面數(shù)傳站在WGS-84系中的向量，計算出WGS-84系中相機(jī)（相控陣）指向地面數(shù)傳站的向量。

（2）期望姿態(tài)計算模塊：建立WGS-84系中相機(jī)（相控陣）指向地面數(shù)傳站的向量與衛(wèi)星位置向量的法向量；使相機(jī)指向地面數(shù)傳站的向量以法向量為旋轉(zhuǎn)軸，以相控陣最大離軸角為旋轉(zhuǎn)角進(jìn)行旋轉(zhuǎn)，得到期望姿態(tài)。

（3）相控陣指向角計算模塊：根據(jù)WGS-84系中期望姿態(tài)與地面數(shù)傳站的向量，計算出相控陣指向地面數(shù)傳站的方位角與離軸角。

2.2 太陽規(guī)避向量計算

為實現(xiàn)太陽光規(guī)避，需首先計算出太陽向量。根據(jù)相對運(yùn)動原理，二體假設(shè)下太陽相對于地球的運(yùn)動遵循開普勒定律，在忽略月球及行星攝動的情況下假設(shè)地球運(yùn)動的軌跡是一個橢圓，地球位于橢圓的一個焦點上，運(yùn)動的平面是黃道面。在J2000坐標(biāo)系中的太陽方向向量VJsun可由太陽黃經(jīng)ls與黃赤交角is表示［21-22］，兩者的計算與儒略日J(rèn)D以及儒略世紀(jì)數(shù)T有關(guān)，儒略日J(rèn)D與儒略世紀(jì)數(shù)T的表示如下：

黃赤交角is的表示如式（3）所示：

太陽黃經(jīng)ls可由太陽幾何平黃經(jīng)L0與太陽平近點角M表示，L0與M的表示如式（4）和式（5）所示：

由太陽幾何平黃經(jīng)L0與太陽平近點角M可計算太陽黃經(jīng)ls，其表示如式（6）所示：

根據(jù)計算出的黃赤交角is與太陽黃經(jīng)ls可得J2000系下的太陽矢量VJSun的表示如式（7）所示：

為方便進(jìn)行期望姿態(tài)求解，通過J2000坐標(biāo)系到WGS-84坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)移矩陣TJW將J2000坐標(biāo)系中的太陽矢量VJSun轉(zhuǎn)為WGS-84坐標(biāo)系中的太陽向量VWSun，VWSun的表示如式（8）所示：

為計算太陽規(guī)避向量，還需確定衛(wèi)星向量與相控陣指向數(shù)傳站的向量，因相機(jī)坐標(biāo)系、相控陣坐標(biāo)系與衛(wèi)星坐標(biāo)系重合，則相機(jī)光軸Zc指向、相控陣Za軸指向與星體Zb指向相同。設(shè)WGS-84坐標(biāo)系下衛(wèi)星S的位置向量為RSat=[RSatx，RSaty，RSatz]T，數(shù)傳站D的位置向量為RDat=[RDatx，RDaty，RDatz]T，則WGS-84坐標(biāo)系下相機(jī)光軸指向數(shù)傳站的向量VSD的表示如式（9）所示：

相機(jī)光軸指向數(shù)傳站的向量VSD與太陽向量VWSun的夾角為γ，建立兩向量的單位法向量VI，令VSD以VI為旋轉(zhuǎn)軸以旋轉(zhuǎn)角θ進(jìn)行旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)后的向量VSDrot即為相機(jī)在WGS-84坐標(biāo)系中的太陽規(guī)避向量。太陽規(guī)避向量VSDrot旋轉(zhuǎn)過程如圖5所示。

圖5 太陽規(guī)避向量旋轉(zhuǎn)過程Fig.5 Rotation process of sunlight avoidance vector

VSDrot的表示如式（10）所示：

其中，旋轉(zhuǎn)角θ的取值需要根據(jù)VSD與VWSun的夾角大小分情況進(jìn)行考慮：

（1）若VSD與VWSun的夾角γ>180°-μ，則令旋轉(zhuǎn)角θ取值為180°-γ。此時旋轉(zhuǎn)后的相機(jī)指向向量VSDrot與太陽光的夾角為180°，可實現(xiàn)最好的太陽光規(guī)避效果，且可以避免出現(xiàn)旋轉(zhuǎn)后夾角大于180°后反而變小的情況。

（2）若VSD與VWSun的夾角γ≤180°-μ，則令旋轉(zhuǎn)角θ取值為μ，此時旋轉(zhuǎn)后的相機(jī)指向向量VSR與太陽光的夾角為γ+μ，最大可達(dá)到180°，在保證數(shù)傳的同時可盡量將太陽規(guī)避角度實現(xiàn)最大。

2.3 衛(wèi)星期望姿態(tài)計算

太陽規(guī)避向量VSDrot確定后，衛(wèi)星即確定了Zb軸的二維姿態(tài)指向，但衛(wèi)星進(jìn)行姿態(tài)控制需要完成三維姿態(tài)的確定，本文通過規(guī)避向量VSDrot與衛(wèi)星的位置向量RSat設(shè)計了期望姿態(tài)計算方法。

衛(wèi)星、數(shù)傳站與期望向量的關(guān)系如圖6所示。

圖6 衛(wèi)星、數(shù)傳站與期望姿態(tài)關(guān)系Fig.6 Relationship between satellites， ground stations，and the desired attitude

軌道坐標(biāo)系Xo軸在WGS-84坐標(biāo)系中的投影ROWx為：

其中：ωie為WGS-84坐標(biāo)系下的地球自轉(zhuǎn)角速度，VSat為衛(wèi)星在WGS-84坐標(biāo)系中的速度向量。

軌道坐標(biāo)系Zo軸在WGS-84坐標(biāo)系下的單位向量為：

其中，|RSat|為向量RSat的模。

軌道坐標(biāo)系Yo軸在WGS-84坐標(biāo)系中的單位向量為：

軌道坐標(biāo)系Xo軸在WGS-84坐標(biāo)系下的單位向量為：

在WGS-84坐標(biāo)系中，地心Oe、衛(wèi)星與太陽規(guī)避向量VSDrot所構(gòu)成平面的法向量REul為：

向量VSDrot與RSat反向量的夾角為：

法向量REul在軌道坐標(biāo)系Xo與Yo軸上的分量REOx與REOy分別為：

以法向量REul為歐拉軸，以φ為旋轉(zhuǎn)角，根據(jù)歐拉軸角與姿態(tài)四元數(shù)的關(guān)系，即可計算出衛(wèi)星本體相對軌道坐標(biāo)系下的期望姿態(tài)，期望姿態(tài)對應(yīng)的四元數(shù)為：

2.4 相控陣指向角計算

傳統(tǒng)凝視姿態(tài)的相控陣數(shù)傳任務(wù)，數(shù)傳期間因天線Za軸全程指向數(shù)傳站，相控陣的離軸角α與方位角β均為0°。實現(xiàn)相控陣數(shù)傳太陽光規(guī)避姿態(tài)后，天線Za軸不再指向數(shù)傳站，且指向全程變化，因此需要針對規(guī)避姿態(tài)進(jìn)行離軸角與方位角的實時計算。

由WGS-84坐標(biāo)系下衛(wèi)星指向數(shù)傳站的向量VSD與衛(wèi)星的位置向量RSat可以計算出地心、衛(wèi)星與數(shù)傳站所構(gòu)成平面的單位法向量

向量VSD與RSat反向量的夾角為：

由RSat反向量旋轉(zhuǎn)至與VSD重合需要將軌道坐標(biāo)系沿著旋轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)角度φ′，可以計算出VSD在軌道坐標(biāo)系下的姿態(tài)四元數(shù)

根據(jù)VSD在軌道坐標(biāo)系下的姿態(tài)四元數(shù)J2000坐標(biāo)系到軌道坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)四元數(shù)與姿態(tài)敏感器采集的衛(wèi)星在J2000坐標(biāo)系下的四元數(shù)可計算出本體坐標(biāo)系下指向數(shù)傳站的姿態(tài)四元數(shù)

相控陣的指向VSD向量在相控陣坐標(biāo)系中的表示VSDa為：

離軸角α的計算公式為：

其中，arctan2為四象限計算反正切函數(shù)，其定義如式（28）所示：

方位角β的計算公式為：

3 數(shù)值仿真與衛(wèi)星在軌試驗

3.1 仿真分析

本文以吉林一號高分02D星為仿真對象，仿真條件如表1：

表1 數(shù)值仿真條件Tab.1 Numerical simulation condition

以2022年度為衛(wèi)星在軌時間進(jìn)行仿真分析，假設(shè)衛(wèi)星在陽照區(qū)經(jīng)過數(shù)傳站即進(jìn)行相控陣數(shù)傳任務(wù)。根據(jù)太陽運(yùn)動規(guī)律，以傳統(tǒng)凝視姿態(tài)進(jìn)行衛(wèi)星相控陣數(shù)傳時相機(jī)與太陽光夾角較小的月份為12月，則重點對12月份的某單次相控陣數(shù)傳任務(wù)與整月相控陣數(shù)傳任務(wù)進(jìn)行分析。單次相控陣數(shù)傳任務(wù)選取2022年12月1日12∶30∶51~12∶40∶32的時間段，衛(wèi)星姿態(tài)規(guī)劃分別使用傳統(tǒng)凝視姿態(tài)與太陽光規(guī)避姿態(tài)，相控陣數(shù)傳期間軌道坐標(biāo)系下的姿態(tài)角如圖7所示，軌道坐標(biāo)系下的姿態(tài)角速度圖8所示，衛(wèi)星相機(jī)與太陽光的夾角如圖9所示。

圖7 軌道坐標(biāo)系下姿態(tài)角Fig.7 Attitude angle under the orbital coordinate system

圖8 軌道坐標(biāo)系下角速度Fig.8 Angular velocity in orbital coordinate system

圖9 相機(jī)與太陽光夾角Fig.9 Angle between camera and sunlight

結(jié)果表明，相控陣數(shù)傳期間采用傳統(tǒng)凝視姿態(tài)時，相機(jī)與太陽光夾角由26.5°逐漸增加到162.1°，夾角小于90°所占時長的比例為45.9%。相控陣數(shù)傳期間使用太陽光規(guī)避姿態(tài)后，相機(jī)與太陽光夾角由86.5°逐漸增加到180°，夾角小于90°所占時長的比例為7.4%。

太陽光規(guī)避姿態(tài)數(shù)傳期間的相控陣離軸角與方位角如圖10。

圖10 相控陣離軸角與方位角Fig.10 Off-axis Angle and azimuth Angle of phased array

根據(jù)圖9與圖10的仿真結(jié)果，衛(wèi)星采用傳統(tǒng)凝視姿態(tài)時，相機(jī)與太陽光的夾角在前307 s內(nèi)均小于120°因此，在相同的條件下，當(dāng)衛(wèi)星采用太陽光規(guī)避姿態(tài)時，前307 s一直以相控陣最大離軸角的60°為旋轉(zhuǎn)角度進(jìn)行太陽光姿態(tài)規(guī)避。衛(wèi)星采用傳統(tǒng)凝視姿態(tài)時，相機(jī)與太陽光的夾角在307 s后均大于120°。因此，當(dāng)衛(wèi)星采用太陽光規(guī)避姿態(tài)時，在307 s后不再使用最大離軸角調(diào)整姿態(tài)指向，而是以逐漸減小離軸角的姿態(tài)規(guī)避，使相機(jī)與太陽光的夾角保持在180°，以防止夾角超過180°后變小的情況。單次相控陣數(shù)傳任務(wù)的仿真結(jié)果表明，太陽光規(guī)避姿態(tài)對相機(jī)與太陽光夾角的增加具有顯著的效果。但圖8也表明，太陽光規(guī)避姿態(tài)相比凝視姿態(tài)的姿態(tài)變化較快，三軸最大姿態(tài)角速度由凝視姿態(tài)的0.73 （°）/s變?yōu)?.96 （°）/s，對衛(wèi)星的快速機(jī)動能力有一定的要求。

對2022年12月份整月的相控陣數(shù)傳進(jìn)行分析，傳統(tǒng)凝視姿態(tài)與太陽光規(guī)避姿態(tài)下，相機(jī)與太陽光夾角如圖11。

圖11 2022年12月相機(jī)與太陽光夾角Fig.11 Angle between camera and sunlight in December 2022

2022年12月期間，衛(wèi)星數(shù)傳總時長31 752 s，衛(wèi)星使用傳統(tǒng)凝視姿態(tài)時相機(jī)與太陽光夾角小于90°的時長為14 001 s，占比為44.1%。衛(wèi)星使用太陽光規(guī)避姿態(tài)時相機(jī)與太陽光夾角小于90°的時長為656 s，占比為2.1%。

3.2 衛(wèi)星在軌驗證

本文設(shè)計的太陽光姿態(tài)規(guī)避方法已應(yīng)用于吉林一號高分02D星星上軟件，并進(jìn)行了在軌驗證。

高分02D衛(wèi)星在軌試驗的數(shù)傳站選取長春市北部某數(shù)傳站，根據(jù)該衛(wèi)星12天回歸的軌道特性，設(shè)置衛(wèi)星在2022年11月12日12∶10∶46~12∶20∶18期間使用傳統(tǒng)凝視姿態(tài)進(jìn)行數(shù)傳，在2022年11月24日11∶46∶34~11∶54∶26期間使用太陽光規(guī)避姿態(tài)進(jìn)行數(shù)傳。衛(wèi)星在傳統(tǒng)凝視姿態(tài)的相控陣數(shù)傳起始時刻星下點經(jīng)度為141.397 3°E，緯度為62.004 1 °N。衛(wèi)星在太陽光規(guī)避姿態(tài)的相控陣數(shù)傳起始時刻星下點經(jīng)度為146.267 °E，緯度為59.888 2 °N。兩次相控陣數(shù)傳任務(wù)起始時刻的星下點相距約為353 km，考慮到星下點速度為7.3 km/s，則基本可認(rèn)為衛(wèi)星在兩次相控陣數(shù)傳任務(wù)具有相同的在軌狀態(tài)。因數(shù)傳期間后半段相機(jī)與太陽光夾角均大于120°，因此兩次數(shù)傳任務(wù)均選取前470 s作為對比，衛(wèi)星在凝視姿態(tài)與太陽光規(guī)避姿態(tài)下，相控陣數(shù)傳期間的相機(jī)與太陽光夾角如圖12所示。

圖12 數(shù)傳期間相機(jī)與太陽光夾角Fig.12 Angle between the camera and the sunlight during the data transmission

吉林一號高分02D星的兩次在軌相控陣數(shù)傳任務(wù)結(jié)果表明，采用傳統(tǒng)凝視姿態(tài)時，相機(jī)與太陽光夾角變化范圍為31.3°~152.1°，其中相機(jī)與太陽光夾角小于90°所占時長的比例為55.7%。使用太陽光規(guī)避姿態(tài)后，相機(jī)與太陽光夾角變化范圍為96.3°~180°，其中相機(jī)與太陽光小于90°所占時長的比例為0%，太陽光規(guī)避姿態(tài)實現(xiàn)了衛(wèi)星相機(jī)在該次在軌數(shù)傳期間太陽光的完全規(guī)避。

4 結(jié) 論

本文針對低軌光學(xué)衛(wèi)星相控陣數(shù)傳任務(wù)過程中相機(jī)進(jìn)光的問題，根據(jù)太陽矢量、衛(wèi)星位置與數(shù)傳站位置的關(guān)系，設(shè)計了一種利用相控陣在最大離軸角范圍內(nèi)均可以進(jìn)行數(shù)傳的能力，以實現(xiàn)相控陣數(shù)傳期間太陽光規(guī)避的方法，并基于吉林一號高分02D星進(jìn)行了數(shù)值仿真與在軌驗證。仿真結(jié)果表明，在每年相機(jī)比較容易進(jìn)光的12月份，太陽光規(guī)避姿態(tài)相比于傳統(tǒng)凝視姿態(tài)，可將數(shù)傳期間相機(jī)與太陽光的夾角小于90°的概率由44.1%降為2.1%，夾角小于90°的總時長由14 001 s降為656 s，大幅降低了相機(jī)進(jìn)光的概率與時間。吉林一號高分02D星2022年11月的兩次在軌相控陣數(shù)傳試驗的結(jié)果表明，在近似同樣的數(shù)傳條件下，太陽光規(guī)避姿態(tài)將太陽光與相機(jī)小于90°的比例由凝視姿態(tài)的55.7%降為0%，進(jìn)一步驗證了本文提出方法的可行性與有效性。