CN102176163B - 一种任务观测持续时间的确定方法 - Google Patents

Abstract

一种任务观测持续时间的确定方法，首先根据卫星轨道数据计算卫星在限定时间段内的轨道位置和速度，以及限定时间段内各时间点卫星指向地面目标各顶点的姿态角，然后根据卫星姿态机动范围计算卫星对目标各顶点的可观测时间窗口，在其中确定当俯仰角为0时，卫星指向目标各顶点的时间，并按先后顺序排序，以此确定任务的开始观测时间及结束观测时间，最后根据开始观测时间及结束观测时间计算出目标的观测持续时间，输出给任务规划系统，进行任务规划与调度。本发明方法根据观测目标的具体位置，通过确定任务对应星下点的时间，得到任务的观测开始时间和结束时间，计算出较精确的任务观测持续时间，能够满足快速姿态机动成像卫星任务规划的需要。

Description

一种任务观测持续时间的确定方法

技术领域

本发明涉及一种卫星观测任务的观测时间确定方法。

背景技术

快速姿态机动成像卫星借助快速姿态机动能力，可实现多种复杂成像模式。与采用星下点成像的传统对地观测卫星相比，快速姿态机动能力大大增加了卫星对目标的观测机会，因而具有更强的观测能力。快速姿态机动成像卫星的每一种成像模式都伴随着多个姿态机动、相机开关机等操作，这些操作形成一个前后连贯的控制指令序列。由于指令繁多，无法保证指令编排和上注的可靠性和指令执行的实时性问题，因此必须建立一套任务规划与调度系统，完成大批量观测任务的自动化分析与处理。

任务观测持续时间的确定是快速姿态机动成像卫星任务规划的关键环节。现有的任务规划方法都考虑了任务的观测持续时间，即为了获取指定地面目标图像所需要的扫描时间，这在多篇公开文献中均有描述，但是这些文献都把观测目标简化为点目标，由于点目标的观测持续时间较短，因此卫星观测所需的时间实际上只是一个时间点。考虑到卫星轨道摄动和其他空间环境的影响，以及在时间窗口计算上存在的一些误差，为了使观测活动持续一定时间以确保能获取指定的地面目标图像，通常的做法是将该持续时间设为一个较小的固定值。这种方法实现简单，在卫星任务规划方法研究和软件产品中得到了广泛应用，其不足之处在于没有考虑观测目标之间的差异，设定统一的观测持续时间，对于小目标而言可能太长，而对大目标(如长条带的观测目标)而言，观测时间可能又远远不够，导致某些目标的图像严重冗余，某些目标的图像未完整获取。此外，由于快速姿态机动成像卫星具备多种复杂成像模式，面临的目标大小存在很大差异，涉及点目标、面目标以及长条带目标，并且任务之间姿态机动频繁，耗费的时间也各不相同。如果仍然设定统一的观测持续时间，将影响快速姿态机动成像卫星发挥其高效能的优势，因此需要采用新的计算方法。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种任务观测持续时间的确定方法，适用于不同目标的完整观测。

本发明的技术解决方案是：一种任务观测持续时间的确定方法，、步骤如下：

(1)采用对轨道动力学方程数值积分求解的方法获取限定时间段内卫星在J2000惯性坐标系下的轨道位置和速度；

(2)根据卫星在J2000坐标系下的轨道位置和速度计算限定时间段内各时间点卫星指向地面目标各顶点的姿态角；

(3)根据卫星姿态机动范围和步骤(2)得到的限定时间段内各时间点卫星指向地面目标各顶点的姿态角，计算卫星对地面目标各顶点的可观测弧段时间区间[t₀，t_n]_k，k＝1，…，N，其中N为目标的顶点数；

(4)在步骤(3)得到的各地面目标顶点的可观测弧段时间区间内，采用弦截法计算俯仰角为0时卫星指向地面目标各顶点的时间t_pk；

(5)将t_pk按照时间先后排序，t_pk的最小值和最大值分别作为任务的开始观测时间和结束观测时间，二者的差值即为任务观测持续时间。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明方法针对快速姿态机动成像卫星的应用需求，解决了任务观测持续时间难以确定的问题。快速姿态机动成像卫星由于具备多种复杂成像模式，面临的目标大小存在很大差异，并且任务之间姿态机动频繁，耗费的时间各不相同，设定统一的观测持续时间，将影响快速姿态机动成像卫星发挥其高效能的优势。本发明方法根据观测目标的具体位置，通过确定任务对应星下点的时间，得到任务的观测开始时间和结束时间，计算出较精确的任务观测持续时间，能够满足快速姿态机动成像卫星任务规划的需要；

(2)本发明方法采用弦截法作为求解任务的开始观测时间及结束观测时间的核心算法，不仅能求得较精确的解，而且迭代次数少，计算速度快，能够满足大规模优化问题对于算法时间复杂度的约束。

附图说明

图1为本发明方法的流程框图；

图2为本发明可见时间窗口计算流程图；

图3为本发明实施例中观测目标的顶点1在[t₀，t_n]₁间观测俯仰角变化情况；

图4为本发明实施例中观测目标的顶点2在[t₀，t_n]₂间观测俯仰角变化情况；

图5为本发明实施例中观测目标的顶点3在[t₀，t_n]₃间观测俯仰角变化情况；

图6为本发明实施例中观测目标的顶点4在[t₀，t_n]₄间观测俯仰角变化情况。

具体实施方式

如图1所示，本发明方法的流程主要包括：1.计算卫星的位置及速度；2.计算各时间点卫星指向目标各顶点的姿态角；3.确定卫星对目标各顶点的可见时间窗口；4.采用弦截法计算俯仰角为0时，卫星指向目标各顶点的时间；5.确定任务的开始观测时间及结束观测时间；6.计算目标的观测持续时间，并输出给任务规划系统。

下面对上述步骤进行详细说明：

1.采用对轨道动力学方程数值积分求解的方法预报限定时间段内卫星在J2000惯性坐标系下的轨道位置、速度。

根据卫星的轨道根数，能够推算出初始时刻J2000惯性坐标系下的轨道位置R_sat、速度V_sat，再采用Cowell方法求解轨道动力学方程(选用高斯型摄动运动方程)，得到限定时间段内卫星在J2000惯性坐标系下的轨道位置R_sat、速度V_sat。高斯型摄动运动方程及Cowell方法在国防工业出版社出版的《航天器轨道理论》(刘林著)一书中有详细的说明。J2000惯性坐标系定义见参考文献“地球卫星运动中坐标系附加摄动与参考系选择问题”(《空间科学学报》2008年第28卷第2期，作者刘林、汤靖师)。

2.根据J2000坐标系下的轨道位置、速度计算限定时间段内各时间点卫星指向地面目标各顶点的姿态角。

观测目标可以是点目标或者区域目标。点目标的顶点为其本身，区域目标可以采用多个点目标来描述，用直线依次连接点目标，即得到区域目标，因此这些点目标即为区域目标的顶点。对于每一个顶点，采用下述方法可求得各时间点卫星指向该点的姿态角。下面仅以一个点的计算为例进行说明。

已知卫星的轨道位置R_sat、速度V_sat，地面目标点的大地经纬度

及协调世界时UTC时间t。首先根据目标点的大地经纬度，计算出t时刻目标点在J2000惯性坐标系下的位置矢量R_T，f(t)，然后根据R_T，f(t)与卫星t时刻的位置矢量R_sat，得到t时刻卫星指向该目标点的姿态角。具体步骤如下：

将地面目标点大地经纬度转化为地心经纬度计算公式为：

λ_c＝λ_d，

其中

表示地球扁率，然后计算目标点地心距：

R_e＝6378.140km，为地球赤道半径。

根据UTC时间计算地固坐标系到J2000惯性坐标系的转换矩阵R_if(t)，计算方法在国军标《航天器实时轨道确定与分析方法》(GJB 6378-2008)中有详细描述。通过坐标变换，得到目标点在J2000惯性坐标系下的位置矢量：

R_x(α)、R_y(α)、R_z(α)分别表示绕x、y、z轴旋转的基元变换矩阵：

$R_x\left(\mathrm{\α}\right)=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\α}& \sin \mathrm{\α}\\ 0& -\sin \mathrm{\α}& \cos \mathrm{\α}\end{array}\right]$

$R_y\left(\mathrm{\α}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\α}& 0& -\sin \mathrm{\α}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\α}& 0& \cos \mathrm{\α}\end{array}\right]$

$R_z\left(\mathrm{\α}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\α}& \sin \mathrm{\α}& 0\\ -\sin \mathrm{\α}& \cos \mathrm{\α}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]$

然后计算J2000惯性坐标系下卫星指向地面目标点的矢量：

R_f(t)＝R_T，f(t)-R_sat

将矢量R_f(t)由J2000惯性坐标系变换到卫星轨道坐标系：

$R_o\left(t\right)=R_{\mathrm{oi}}{R}_f\left(t\right)=\left(\begin{array}{c}{v}_x\left(t\right)\\ v_y\left(t\right)\\ v_z\left(t\right)\end{array}\right)$

其中，R_oi表示J2000惯性坐标系到卫星轨道坐标系的转换矩阵，具体见北京航空航天大学出版社出版的《卫星轨道姿态动力学与控制》(章仁为编著)。

上述地固坐标系定义见国军标《航天器坐标系第1部分：卫星》(GJB1028-1990)“地心直角坐标系”，卫星轨道坐标系定义见《航天器坐标系第1部分：卫星》“卫星轨道坐标系”。

偏航角为0时，根据姿态欧拉角之间几何关系，得到卫星对目标的观测姿态角

(转序为312)：

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{yaw}\left(t\right)\\ \mathrm{roll}\left(t\right)\\ \mathrm{pitch}\left(t\right)\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}0\\ \arcsin \left(\frac{v_x\left(t\right)}{\left|R_o\left(t\right)\right|}\right)\\ -\arctan \left(\frac{v_y\left(t\right)}{v_z\left(t\right)}\right)\end{array}\right]$

roll(t)和pitch(t)分别表示卫星指向目标点的姿态角中时间t与滚动角、俯仰角的对应关系。

3.根据卫星姿态机动范围和步骤2计算得到的各时间点卫星指向目标各顶点的姿态角，计算卫星对目标各顶点的可观测弧段时间区间[t₀，t_n]_k，k＝1，…，N，其中N为目标的顶点数。

卫星对目标的观测受限于卫星的姿态机动能力，因此只有当卫星指向目标的姿态在卫星的姿态机动范围内，才能执行观测任务。对于第k个顶点，

T表示限定的时间范围，如果对应姿态角[yaw roll pitch]满足|roll|≤roll_max，|pitch|≤pitch_max，其中roll_max、pitch_max表示卫星最大滚动角和最大俯仰角，则t∈[t₀，t_n]_k，即[t₀，t_n]_k为满足上述条件的t的集合。计算流程如图2所示。

4.根据步骤2得到的各时间点卫星指向目标各顶点的姿态角，在步骤3得到的[t₀，t_n]_k，k＝1，…，N内，采用弦截法计算俯仰角为0时，卫星指向目标各顶点的时间t_pk，k＝1，…，N。

弦截法(也称割线法)是求解复杂非线性方程常用的一种数值解法，其优点在于收敛速度较快，收敛速度的阶至少为1.618，且避免了牛顿法需计算函数导数的不足。弦截法可参见北京航空航天大学出版社出版的《数值分析》(颜庆津编著)一书。

弦截法求解方程Pitch(t_p)＝0的步骤如下：

当Pitch(t₀)·Pitch(t_n)＜0时，且满足Pitch(t_p)＝0。令x_-1＝t₀，x₀＝t_n，对于i＝0，1，…，M执行

(1)计算 $x_{i+1}=x_i-\frac{\mathrm{Pitch}\left(x_i\right)\·(x_i-x_{i-1})}{\mathrm{Pitch}\left(x_i\right)-\mathrm{Pitch}\left(x_{i-1}\right)};$

(2)若|x_i+1-x_i|＜σ，取t_p≈x_i+1，得到俯仰角为0时，卫星指向目标顶点的时间，否则转(1)。

其中M表示最大迭代次数，σ为许可的计算误差。

5.确定任务的开始观测时间及结束观测时间

由于目标区域是不规则的几何形状，卫星对目标的观测必定开始于某个顶点，也结束于某个顶点，因此根据卫星对各顶点的可见时间，能够确定卫星对整个目标的开始观测时间和结束观测时间。

将t_pk，k＝1，…，N按照先后顺序排序，记最早的时间为T_start，最晚的时间为T_end，分别表示任务的开始观测时间以及结束观测时间。

6.计算目标的观测持续时间，并输出给任务规划系统

根据下式计算任务的持续观测时间，T_last＝T_end-T_start。

实施例

考虑一颗运行于太阳同步圆轨道的快速姿态机动成像卫星，历元时刻2009年7月26日00:00:00.000 UTC瞬根数为半长轴7051.2km，轨道倾角97.3087°，升交点赤经249.784°，纬度辐角0°。观测目标地理经纬度信息如表1所示。卫星姿态机动范围为俯仰方向和滚动方向±45°。

表1目标地理经纬度

	地理经度	地理纬度
			顶点1	-94.78382	50.00748
顶点2	-94.61196	49.97988
			顶点3	-94.76336	49.58635
顶点4	-94.93395	49.61355

任务的观测持续时间计算如下：

1.计算卫星的位置及速度

根据卫星轨道根数，以1秒为周期推算2009年7月26日00:00:00.000UTC至2009年7月27日00:00:00.000 UTC时间段内卫星在J2000坐标系下的轨道位置和速度，由于数据量太大，只截取15:18:30.000至15:19:00.000的数据作为结果显示，如表2所示。

表2卫星位置及速度

2.计算各时间点卫星指向目标各顶点的姿态角

计算各时刻卫星对目标各顶点的观测角度。图3～图6显示了卫星在15:16:30至15:20:40时间内指向4个顶点的俯仰角变化情况，横轴表示以15:16:30为0点的时间。从图中可以看出，卫星指向目标4个顶点的俯仰角由50°变化到-50°，超出卫星姿态机动范围，因此卫星与各目标顶点的可见时间窗口包含在15:16:30至15:20:40时间段内。

3.确定卫星对目标各顶点的可见时间窗口

根据卫星姿态机动范围，得到卫星与各目标顶点的可见窗口，计算结果如表3所示。

表3目标各顶点的可见时间窗口

	可见开始时刻	可见结束时刻
			顶点1	15:16:51.798	15:20:21.907
顶点2	15:16:51.833	15:20:21.875
			顶点3	15:16:58.434	15:20:28.418
顶点4	15:16:58.403	15:20:28.458

4.采用弦截法计算俯仰角为0时，卫星指向目标各顶点的时间采用弦截法分别计算各目标的t_p，结果如表4所示。

	tp
		顶点1	Tstart＝2009-07-26 15:18:36.612
顶点2	Tstart＝2009-07-26 15:18:36.647
		顶点3	Tend＝2009-07-26 15:18:43.148
顶点4	Tend＝2009-07-26 15:18:43.188

5.确定任务的开始观测时间及结束观测时间

将表4中的t_p按顺序排列，得到任务的开始时间T_start＝2009-07-26 15:18:36.612，结束时间T_end＝2009-07-2615:18:43.188。

6.计算目标的观测持续时间，并输出给任务规划系统

计算任务的观测持续时间：T_last＝T_end-T_start＝6.576

将本目标的观测持续时间6.576秒输出给任务规划系统，进行任务规划与调度。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (1)

1.一种任务观测持续时间的确定方法，其特征在于步骤如下：

(1)采用对轨道动力学方程数值积分求解的方法获取限定时间段内卫星在J2000惯性坐标系下的轨道位置和速度；

(2)根据卫星在J2000坐标系下的轨道位置和速度计算限定时间段内各时间点卫星指向地面目标各顶点的姿态角；

(3)根据卫星姿态机动范围和步骤(2)得到的限定时间段内各时间点卫星指向地面目标各顶点的姿态角，计算卫星对地面目标各顶点的可观测弧段时间区间[t₀，t_n]_k，k＝1，…，N，其中N为目标的顶点数；

(4)根据步骤(2)得到的各时间点卫星指向目标各顶点的姿态角，在步骤(3)得到的[t₀，t_n]_k，k＝1，…，N内，采用弦截法计算俯仰角为0时，卫星指向目标各顶点的时间t_pk，k＝1，…，N；

(5)将t_pk按照先后顺序排序，记最早的时间为T_start，最晚的时间为T_end，分别表示任务的开始观测时间以及结束观测时间，根据公式T_last＝T_end-T_start计算任务的持续观测时间T_last。

Images