本发明属于卫星总体设计领域，具体地，涉及一种太阳同步轨道载荷太阳定标视场遮光罩包络计算方法，主要用于载荷在轨高精度太阳定标，提升遥感数据在轨定量化应用水平。
背景技术：
1、传统光学遥感卫星的在轨定标方法中，太阳对日定标有比较广泛的应用。太阳定标时段内太阳矢量的方位角和高度角变化范围将影响卫星有效载荷的定标。卫星在偏流角控制过程中，卫星姿态会有周期性运动，从而影响有效载荷的太阳观测或定标。由于太阳引力摄动的影响，太阳同步轨道的轨道倾角会有长期变化，从而引起卫星的交点地方时发生漂移，最终引起太阳矢量方位角及高度角变化范围发生漂移。
2、通过专利检索发现：
3、专利文献cn107065395a公开了一种用于地球静止轨道遥感相机的遮光罩结构，采用的高刚度结构和高导热结构组合体形式实现了结构承载、导热和消光功能的一体化，能有效解决地球静止轨道遥感卫星测控天线的设置、遥感相机载荷发射过程中的藕合振动损伤、在轨运行过程中遮挡视场外杂散光进入相机成像视场以及保证遮光罩自身温度变化不影响红外成像通道的成像质量等相关问题，但不适用于太阳同步轨道卫星载荷太阳定标。
4、专利文献cn106482770a公开了一种用于地球同步轨道空间光学遥感器的金属外遮光罩，该方法采用经饭金成型的铝合金蒙皮结构，从根本上避免了在高真空、高温条件下的有机物挥发问题，在不引入在轨污染的前提下能起到消杂散光作用。该专利文献具体涉及结构形式和材料，但本发明侧重于在轨太阳定标时段视场包络，侧重点不同。
5、专利文献cn102565987a公开了一种空间大口径可展开遮光罩结构，遮光罩具备收缩发射、在轨展开的功能，可展开的设计可以增加空间遥感器成像系统的外遮光罩长度，更好地改善杂散光和热流量问题。而本发明侧重于在轨太阳定标时段视场包络，侧重点不同。
6、专利文献cn114721200a公开了一种可在轨展开的空间光学载荷遮光罩组件，主要解决了现有技术中遮光罩一次展开长度不能调节的问题，而本发明侧重于在轨太阳定标时段视场包络，侧重点不同。
7、专利文献cn109000637a公开了一种星敏感器遮光罩设计方法，主要通过星敏感器的地气光抑制角和星敏感器镜头的杂散光抑制角来进行遮光罩视场角设计，但不适用于卫星载荷在轨定标。
技术实现思路
1、针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种太阳同步轨道载荷太阳定标视场遮光罩包络计算方法。
2、根据本发明提供的一种太阳同步轨道载荷太阳定标视场遮光罩包络计算方法，包括以下步骤：
3、步骤s1：计算卫星的偏流角β；
4、步骤s2：计算载荷定标时刻惯性系太阳矢量；
5、步骤s3：在偏流角β补偿下将惯性系太阳矢量转换到轨道系表示；
6、步骤s4：将轨道系太阳矢量转换到卫星本体坐标系表示；
7、步骤s5：计算卫星不同交点地方时太阳矢量方位角及高度角；
8、步骤s6：根据太阳矢量在卫星本体坐标系的二维分布，得到载荷定标视场遮光罩的外形包络。
9、优选地，所述步骤s1中的卫星偏流角β表示为：
10、
11、其中：δ＝arcsin(sini·sinu)，γ＝arccos(tanδ·cotu)，i为卫星轨道倾角，u为卫星纬度幅角，ω为近心点辐角，ωe为地球自转角速度7.2921158×10-5rad/s。
12、优选地，所述步骤s2中，载荷在轨太阳定标采用如下任一种方式：
13、方式a：利用卫星出阴影时太阳光穿过大气层时的大气吸收廓线进行光谱定标；
14、方式b：利用卫星出阴影时太阳光进行辐射定标；
15、方式c：利用卫星出阴影时太阳光弗朗和费线进行光谱定标；
16、载荷定标时段表示为t0～t0+n min，t0表示卫星出阴影时间，计算卫星光照阴影及星下点白天黑夜状态时，地球半径统一按照极半径计算。
17、优选地，所述步骤s3中，惯性系太阳矢量si转换到轨道系so通过下式转换：
18、so＝rx(-90)rz(90)rz(u)rx(i)rz(ω)si (2)
19、rx为绕x轴旋转分量，ry为绕y轴旋转分量，rz为绕z轴旋转分量。
20、优选地，所述步骤s5中，太阳矢量的高度角el和方位角az为：
21、
22、
23、x,y,z分别为太阳单位矢量rsun在卫星轨道坐标系中x、y、z轴上的三个分量；
24、其特征在于，所述步骤s5中，轨道坐标系转换到卫星本体坐标系表示为：
25、
26、rx，ry，rz分别为r矢量在x，y，z三个方向上的分量，r为卫星到地心的距离矢量。
27、根据本发明提供的一种太阳同步轨道载荷太阳定标视场遮光罩包络计算系统，包括以下步骤：
28、模块m1：计算卫星的偏流角β；
29、模块m2：计算载荷定标时刻惯性系太阳矢量；
30、模块m3：在偏流角β补偿下将惯性系太阳矢量转换到轨道系表示；
31、模块m4：将轨道系太阳矢量转换到卫星本体坐标系表示；
32、模块m5：计算卫星不同交点地方时太阳矢量方位角及高度角；
33、模块m6：根据太阳矢量在卫星本体坐标系的二维分布，得到载荷定标视场遮光罩的外形包络。
34、优选地，所述模块m1中的卫星偏流角β表示为：
35、
36、其中：δ＝arcsin(sini·sinu)，γ＝arccos(tanδ·cotu)，i为卫星轨道倾角，u为卫星纬度幅角，ω为近心点辐角，ωe为地球自转角速度7.2921158×10-5rad/s。
37、优选地，所述模块m2中，载荷在轨太阳定标采用如下任一种方式：
38、方式a：利用卫星出阴影时太阳光穿过大气层时的大气吸收廓线进行光谱定标；
39、方式b：利用卫星出阴影时太阳光进行辐射定标；
40、方式c：利用卫星出阴影时太阳光弗朗和费线进行光谱定标；
41、载荷定标时段表示为t0～t0+n min，t0表示卫星出阴影时间，计算卫星光照阴影及星下点白天黑夜状态时，地球半径统一按照极半径计算。
42、优选地，所述模块m3中，惯性系太阳矢量si转换到轨道系so通过下式转换：
43、so＝rx(-90)rz(90)rz(u)rx(i)rz(ω)si (2)
44、rx为绕x轴旋转分量，ry为绕y轴旋转分量，rz为绕z轴旋转分量。
45、优选地，所述模块m5中，太阳矢量的高度角el和方位角az为：
46、
47、
48、x,y,z分别为太阳单位矢量rsun在卫星轨道坐标系中x、y、z轴上的三个分量；
49、其特征在于，所述模块m5中，轨道坐标系转换到卫星本体坐标系表示为：
50、
51、rx，ry，rz分别为r矢量在x，y，z三个方向上的分量，r为卫星到地心的距离矢量。
52、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
53、本发明通过充分考虑偏流角控制及交点地方时漂移两种因素，给出一年内载荷定标时段的太阳矢量二维分布，以保证太阳光线充满载荷定标全视场，提升遥感数据在轨定量化应用水平。
1.一种太阳同步轨道载荷太阳定标视场遮光罩包络计算方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的太阳同步轨道载荷太阳定标视场遮光罩包络计算方法，其特征在于，所述步骤s1中的卫星偏流角β表示为：
3.根据权利要求1所述的太阳同步轨道载荷太阳定标视场遮光罩包络计算方法，其特征在于，所述步骤s2中，载荷在轨太阳定标采用如下任一种方式：
4.根据权利要求1所述的太阳同步轨道载荷太阳定标视场遮光罩包络设计方法，其特征在于，所述步骤s3中，惯性系太阳矢量si转换到轨道系so通过下式转换：
5.根据权利要求1所述的太阳同步轨道载荷太阳定标视场遮光罩包络设计方法，其特征在于，所述步骤s5中，太阳矢量的高度角el和方位角az为：
6.一种太阳同步轨道载荷太阳定标视场遮光罩包络计算系统，其特征在于，包括以下步骤：
7.根据权利要求6所述的太阳同步轨道载荷太阳定标视场遮光罩包络计算系统，其特征在于，所述模块m1中的卫星偏流角β表示为：
8.根据权利要求6所述的太阳同步轨道载荷太阳定标视场遮光罩包络计算系统，其特征在于，所述模块m2中，载荷在轨太阳定标采用如下任一种方式：
9.根据权利要求6所述的太阳同步轨道载荷太阳定标视场遮光罩包络设计方法，其特征在于，所述模块m3中，惯性系太阳矢量si转换到轨道系so通过下式转换：
10.根据权利要求6所述的太阳同步轨道载荷太阳定标视场遮光罩包络设计方法，其特征在于，所述模块m5中，太阳矢量的高度角el和方位角az为：
