CN102267575A - 敏捷卫星成像沿任意方向推扫速度失配时的姿态补偿方法 - Google Patents

Abstract

敏捷卫星成像沿任意方向推扫速度失配时的姿态补偿方法，针对传统的成像模式(卫星对地指向固定)中姿态补偿方法的局限性(仅考虑了地球自转而带来的偏流作用)，通过对卫星沿任意方向进行推扫姿态对地指向不断变化的成像模式(即星下点速度与相机推扫速度失配的情况，此时姿态对地指向不断变化)下的偏流角产生原因进行分析，从轨道运动、地球自转和相机推扫速度三个方面考虑成像的偏流作用，根据轨道姿态参数并结合偏流角的基本定义，得到了该模式下的偏流角计算公式，在此基础上结合TDICCD成像的基本原理和偏航控制原理给出了卫星姿态补偿方法，可以满足敏捷卫星沿任意方向进行推扫的成像需求。

Description

敏捷卫星成像沿任意方向推扫速度失配时的姿态补偿方法

技术领域

本发明涉及一种敏捷卫星成像时的姿态补偿方法。

背景技术

光学遥感卫星的成像过程中，由于轨道的运动、地球的自转、姿态的机动、相机工作推扫方式等因素会导致目标成像点与实际成像点存在一定的偏差，这种偏差可以用偏流角来度量。

对于星下点成像模式，偏流角的计算公式已经成熟。对于偏离星下点成像模式，在《星载TDI-CCD推扫相机的偏流角计算与补偿》(上海航天2006年第6期)一文中袁孝康深入推导了方位偏移和俯仰偏移成像时相机的偏流角计算公式，并提出了采用卫星偏航控制补偿相机偏流角的方法，动态地改变TDICCD线阵的配置方向，使其始终与目标像移方向一致；在《侧摆摄影偏流角和速高比的计算模型》(航天器工程第19卷第1期2010年1月)一文中陈绍龙通过坐标转换推导出了卫星在星下点、侧摆、俯仰摄影模式下偏流角和速高比的计算公式，基于TDICCD遥感卫星，提出采用电子学补偿方法进行偏流角控制，通过适当的方式旋转像平面，使得像移补偿系统移动方向和像移方向重合。采用上面两种方法来对卫星姿态进行补偿时存在以下问题：

(1)文中所提及的成像模式中，星载遥感器的成像幅宽较小，成像的范围较小，通常是一个较小的圆形或矩形区域，无法对区域目标进行有效的覆盖，成像区域目标受可见时间窗口的限制，成像任务单一；上述模式下的姿态补偿技术是基于姿态对地指向固定情况下的偏流角姿态控制，而对于卫星沿任意方向推扫成像时姿态对地指向不断变化情况下的偏流角姿态补偿技术尚未给出具体的措施；

(2)文中假定星下点的移动速度与相机的地表推扫速度匹配一致，偏流角的姿态补偿技术仅考虑了地球自转而产生的偏流角问题，姿态补偿技术有很大的局限性：上述模式下的姿态补偿技术只适合于星下点移动速度与相机推扫速度一致的情况，即卫星沿轨道进行推扫的情况，无法满足敏捷卫星星下点移动速度与相机推扫速度失配时的情况。而对于复杂的成像任务，如卫星沿任意方向进行推扫时(即星下点移动方向与相机推扫方向不一致)，尚未给出偏流角的计算方法，因此基于偏流角的卫星姿态补偿无法实现，无法满足复杂成像任务的需求。

随着遥感卫星的快速发展，出现了姿态灵活的敏捷卫星，这种卫星可以根据成像任务进行姿态的快速机动，从而实现区域目标成像、连续条带成像、多条带拼接成像和同轨立体成像等多种成像模式。这些成像模式下，卫星星下点的移动方向与相机的推扫方向不一致，姿态对地指向不断变化，这将导致星下点移动速度与相机的推扫速度失配，从而产生新的动态偏流角问题。对于敏捷卫星姿态对地指向变化情况下的偏流角姿态补偿技术需要考虑轨道运动星下点速度、地球自转、相机推扫速度三个方面。传统模式下(星下点移动速度与相机推扫速度匹配一致)的基于偏流角的卫星姿态补偿方法已经不能适应敏捷卫星成像时的姿态调整需求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于敏捷卫星成像中卫星沿任意方向进行推扫新模式下偏流角的卫星姿态补偿方法，满足高分辨率卫星进行区域目标成像的需求，保证成像目标的有效捕获。

本发明的技术解决方案是：敏捷卫星成像沿任意方向推扫速度失配时的姿态补偿方法，

对于卫星在顺行轨道绕本体坐标系的偏航轴向东侧转动η角后沿任意方向推扫时：

①当V_p2＝|V_D′sinη-V_desin(η-i)|＝V_D′sinη-V_de sin(η-i)时，卫星应绕卫星本体坐标系的偏航轴进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系偏航轴的正方向相反，偏航角控制量β由下式得到：

$\mathrm{\β}=\arctan \frac{|\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\sin \mathrm{\η}-{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\sin (\mathrm{\η}-i)|}{\frac{H{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{\η}}}{{\cos }^2\mathrm{\α}}-\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\cos \mathrm{\η}+{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\cos (\mathrm{\η}-i)}$

②当V_p2＝|V_d′sinη-V_de sin(η-i)|＝-V_D′sinη+V_de sin(η-i)时，卫星应绕卫星本体坐标系的偏航轴进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系偏航轴的正方向相同，偏航角控制量β由下式得到：

$\mathrm{\β}=\arctan \frac{|\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\sin \mathrm{\η}-{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\sin (\mathrm{\η}-i)|}{\frac{H{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{\η}}}{{\cos }^2\mathrm{\α}}-\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\cos \mathrm{\η}+{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\cos (\mathrm{\η}-i)}$

其中，V_p2，为由于卫星轨道星下点速度与相机推扫速度失配而导致的偏流横向速度，V_D′为成像目标点由于轨道运动而产生的相对于卫星的速度，V_de为成像目标点随地球自转的线速度，i为卫星轨道倾角，Ω为卫星运行角速度，η为卫星推扫方向与轨道运动方向的夹角，α为卫星推扫角，h为目标高度，ω_e为地球自转角速度，R_e为地球半径，H为卫星离地面的高度，ω_η为卫星与轨道运动方向成η角进行推扫时的角速度，b为以地球半径度量时地心角OO_eT对应的弧长，O为星下点，O_e为地心，T为侧摆点，D点为成像目标点，δ_D为反向推扫成像目标点的纬度，δ_D＝arcsin(sinδ_ocosc±cosδ_osinccosi)，δ_O为星下点纬度，c为以地球半径度量时地心角OO_eD对应的弧长，当成像目标纬度高于星下点纬度时取“+”，当成像目标纬度低于星下点纬度时取“-”；

对于卫星在顺行轨道绕本体坐标系的偏航轴向西侧转动η角后沿任意方向推扫时，卫星应绕卫星本体坐标系的偏航轴进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系偏航轴的正方向相同，偏航角控制量β由下式得到：

对于卫星在逆行轨道绕本体坐标系的偏航轴向东侧转动η角后沿任意方向推扫时：

①当V_p2＝|V_D′sin(180°-η)-V_de sin(η-i)|＝V_D′sin(180°-η)-V_de sin(η-i)时，卫星应绕卫星本体坐标系的偏航轴进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系偏航轴的正方向相同，偏航角控制量β由下式得到：

$\mathrm{\β}=\arctan \frac{|\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\sin \mathrm{\η}-{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\sin (\mathrm{\η}-i)|}{\frac{H{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{\η}}}{{\cos }^2\mathrm{\α}}-\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\cos \mathrm{\η}+{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\cos (\mathrm{\η}-i)}$

②当V_p2＝|V_D′sin(180°-η)-V_de sin(η-i)|＝-V_D′sin(180°-η)+V_de sin(η-i)时，卫星应绕卫星本体坐标系的偏航轴进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系偏航轴的正方向相反，偏航角控制量β由下式得到：

$\mathrm{\β}=\arctan \frac{|\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\sin \mathrm{\η}-{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\sin (\mathrm{\η}-i)|}{\frac{H{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{\η}}}{{\cos }^2\mathrm{\α}}-\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\cos \mathrm{\η}+{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\cos (\mathrm{\η}-i)}$

对于卫星在逆行轨道绕本体坐标系的偏航轴向西侧转动η角后沿任意方向推扫时，卫星应绕卫星本体坐标系的偏航轴进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系偏航轴的正方向相反，偏航角控制量β由下式得到：

$\mathrm{\β}=\arctan \frac{\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\sin \mathrm{\η}-{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\sin (\mathrm{\η}+i)}{\frac{H{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{\η}}}{{\cos }^2\mathrm{\α}}-\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\cos \mathrm{\η}+{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\cos (\mathrm{\η}+i)}$

卫星本体坐标系中，原点在卫星质心上，X、Y、Z三轴为卫星的惯量主轴，其中X轴为滚动轴，Y轴为俯仰轴，Z轴为偏航轴。

本发明与现有技术相比的优点在于：

1.传统的偏流角姿态补偿技术仅考虑了地球自转而带来的偏流作用，姿态补偿技术仅适用于姿态对地指向固定成像的卫星，这导致了卫星的成像执行能力不足，只能对点状目标成像，成像区域幅宽有限，成像区域受可见时间窗口的限制。而本发明中的姿态补偿技术则考虑了姿态沿任意方向进行推扫机动(姿态对地指向变化)情况下由轨道运动、地球自转、相机推扫速度而带来的偏流作用，该技术适用于姿态对地指向不断变化的敏捷卫星成像，从而在很大程度上提高了成像卫星的任务执行能力，适用于沿铁路、河流等复杂的成像任务，提高了卫星成像任务的多样性；

2.本发明方法基于TDICCD成像原理，首次给出了卫星姿态沿任意方向推扫模式下的偏流角数学解析表达式，通过姿态的偏航控制，能够实现对目标的有效捕获；通过TDICCD控制，能够保证成像的高精度要求，合理控制像移，得到高分辨率的成像图片，从而满足新模式下的敏捷卫星的高分辨率成像需求；

3.本发明的偏流角姿态补偿方法采用姿态的偏航控制实现对偏流角的有效控制，充分利用了敏捷卫星姿态的灵活性，相比于在星上安装偏流角控制系统而言，有效地减轻了星体机构的重量。

附图说明

图1为本发明方法的流程图；

图2为采用传统方法计算偏流角的示意图；

图3为敏捷卫星沿任意方向推扫成像示意图；

图4为敏捷卫星推扫成像某一时刻的位置示意图；

图5为球面三角形示意图；

图6为卫星推扫成像几何剖面关系图；

图7为某一时刻推扫速度投影示意图；

图8为敏捷卫星以任意角η推扫的偏流角示意图；

图9为敏捷卫星以任意角η推扫的偏流角分析示意图；

图10为卫星轨道坐标系示意图；

图11为卫星本体坐标系示意图。

具体实施方式

如图1所示，为本发明方法的流程图。本发明方法主要包括卫星沿任意方向进行推扫模式下的偏流角计算以及姿态的偏航控制补偿两个部分。

偏流角的实质是相机推扫方向和目标合速度方向的夹角，偏流角的计算流程如下：

(1)确定卫星沿任意方向进行推扫成像模式下，相机推扫速度在地表的投影速度，目标点地球自转线速度和轨道运动导致的目标点相对移动线速度；

(2)分析目标点合速度产生的原因，得出目标点合速度；

(3)推导出目标点合速度在相机推扫方向的纵向分量和垂直于推扫方向的横向分量，通过偏流角的基本定义得到偏流角。

对于敏捷卫星，本发明采用控制卫星姿态的偏航角进行偏流角的控制，具体原理如下：

(1)由偏流角的推导过程得到目标合速度的方向；

(2)通过姿态的偏航控制实现，即绕卫星本体坐标轴Z轴(偏航轴)实现，控制方向即为推扫方向至目标合速度方向，偏航控制量由偏流角确定。

(3)偏流角控制本质上是消除垂直于TDI-CCD线阵推扫方向的横向速度分量。根据横向速度分量V_P2的方向来判断姿态偏航控制角速度的方向，根据不同成像模式下的横向速度分量V_P2的方向给出相应的补偿措施。

如图2所示，星下点速度与相机推扫速度一致的情况下，偏流角为星下点速度与目标合速度(星下点速度与地球自转速度的合速度)的夹角β，目标合速度包括沿星下点轨迹方向运动速度的纵向分量V_P1和横向分量V_P2，由于TDI-CCD线阵固定安装在卫星上，其移动方向与V_P1相同，因此，它将偏离目标合速度，偏离度即为偏流角β。数学表达式为：

β＝arctan(V_P2/V_P1)(1)

下面具体分析敏捷成像沿任意方向进行推扫速度失配时的偏流角问题。

图3中，该图为敏捷卫星典型的成像方式，卫星沿轨道运行，星下点轨迹如图所示。卫星沿任意方向进行推扫并结合相应的姿态补偿技术，可以实现沿铁路、河流成像，对成像区域的有效成像。

如图4所示，设卫星运行于倾角为i的顺行轨道(i＜90°)，卫星运行方向与地球自转方向相同，角速度为Ω；TDI-CCD光学遥感器固定于卫星上；卫星绕本体Z轴转动η角度(η＞90°)后，再绕本体Y轴以角速度ω_η与轨道方向成η角(η＞90°)进行推扫成像，某一时刻，推扫角为α，推扫成像目标点为D点，其中δ_D为目标D纬度，c为星下点O与目标点D的地表弧长；由于轨道的运动，将造成目标点D点沿轨道方向的线速度V_D，其值与垂直于星下点轨迹的侧摆点T的线速度V_t一致；其中，目标点D点与侧摆点T点在同一个运动轨迹内，平行于星下点轨迹，如图4所示。h为目标地面高度，卫星高度为H，ω_e，R_e分别为地球自转角速度和半径。

如图5所示，O为轨道星下点，T为垂直于星下点轨迹的侧摆点，D为推扫成像目标点，球面三角形OTD为球面直角三角形，其中OD弧长为c，OT弧长为b，∠DOT＝η-90°，∠OTD＝90°。

其中b可由图5中球面三角形OTD得到：

b＝arcsin(sinc sin∠ODT)(2)

图6为卫星推扫成像几何关系图，该图为剖面图，其中卫星的本体坐标Y轴垂直于纸面，O为星下点，Oe为地心，侧摆推扫角度为α，成像目标点为D，弧长c可由角OOeD得到：

$c=\arcsin \left(\frac{r}{R_e}\sin \mathrm{\α}\right)-\mathrm{\α}---\left(4\right)$

其中，r为地心距。

由上述条件可以得到：

星下点速度：V_o＝Ω(R_e+h)(5)

目标点D与侧摆点T在同一个轨道内，所以对应的线速度V_D与V_t一致：

V_D＝V_t＝Ω(R_e+h)cosb    (6)

D点地球自转线速度V_de＝ω_e(R_e+h)cosδ_D(7)

上式(7)中δ_D可由如下关系式求得：

δ_D＝arcsin(sinδ_ocosc±cosδ_osinccosi)(8)

上式中，对于目标纬度高于星下点纬度时，对顺行轨道取“+”，对逆行轨道取“-”；当目标纬度低于星下点纬度时，则反之。

图7中，卫星以角速度ω_η推扫α后，成像目标点为D点，相机推扫地表投影速度V_η可由图7求得；由于太阳同步轨道是低轨道，将地面近似为水平面，推导出相机推扫速度在地表投影速度：

$V_{\mathrm{\η}}=\frac{H{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{\η}}}{{\cos }^2\mathrm{\α}}---\left(9\right)$

由图8得到，卫星进行推扫时，某一时刻，成像目标点为D，下一时刻理论目标点为D1，由于地球自转和轨道星下点的运动，将造成实际目标点位于D3，所以偏流效应导致了理论目标点从D1偏流到D3。图8显示了偏流角的示意图。

图9为偏流角分析图，图中各矢量方向如图所示，目标点D点线速度的相对速度V_D′与轨道运动方向相反，地球自转速度V_de自西向东，推扫地表投影速度V_η与轨道运行方向成η角。目标点D点合速度V_像为目标点线速度的相对速度V_D′、相机推扫速度在地表的投影V_η和目标点地球自转速度V_de三个速度的矢量和：

V_像＝V_D′+V_de+V_η(10)

其中：V_D′与目标点线速度V_D大小相同、方向相反；

V_D′＝V_D＝Ω(R_e+h)cosb    (11)

结合图9对V_D′、V_η、V_de三个矢量进行投影分解，得到推扫方向的纵向分量V_P1和垂直于推扫方向的横向分量V_P2：

V_p1＝V_η+V_D′cos(180°-η)+V_de cos(η-i)＝V_η-V_D′cosη+V_de cos(η-i)(12)

V_p2＝|V_D′sin(180°-η)-V_de sin(η-i)|＝|V_D′sinη-V_de sin(η-i)|(13)

从而得到目标点合速度标量值为：

由偏流角的基本定义可知，偏流角的实质是TDI-CCD光生电荷包速度与目标像移速度的夹角。由TDI-CCD的工作原理得到，TDI-CCD光生电荷包的转移速度与相机推扫方向一致，目标像移速度即为目标合速度V_像在像面上的投影速度，所以相机推扫方向与目标合速度V_像方向的夹角即为偏流角。当卫星沿星下点轨迹运动时，偏流角的产生是由于地球自转而造成的，而沿任意角η方向进行推扫时，偏流角的产生是由于轨道运动星下点移动速度、地球自转而产生的，所以相机推扫方向与目标合速度V_像方向的夹角即为偏流角，该模式下的偏流角如图8所示。

由偏流角的基本定义表达式β＝arctan(V_P2/V_P1)(15)

并结合式(12)、(13)得到：

$\mathrm{\β}=\arctan \frac{|V_D^{\′}\sin \mathrm{\η}-V_{\mathrm{de}}\sin (\mathrm{\η}-i)|}{V_{\mathrm{\η}}-V_D^{\′}\cos \mathrm{\η}+V_{\mathrm{de}}\cos (\mathrm{\η}-i)}=\arctan \frac{|\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\sin \mathrm{\η}-{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\sin (\mathrm{\η}-i)|}{\frac{H{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{\η}}}{{\cos }^2\mathrm{\α}}-\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\cos \mathrm{\η}+{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\cos (\mathrm{\η}-i)}---\left(16\right)$

该式是卫星运行在顺行太阳同步轨道，卫星绕本体Z轴向东侧转动η角后进行推扫的偏流角表达式。同理得到顺行太阳同步轨道卫星绕本体Z轴向西侧转动η角后进行推扫的偏流角表达式：

同理，也可得到逆行太阳同步轨道卫星绕本体Z轴向东侧转动η角后进行推扫的偏流角：

逆行太阳同步轨道卫星绕本体Z轴向西侧转动η角后进行推扫的偏流角：

最后，通过实施姿态的偏航控制对偏流角进行补偿可以实现对目标区域的有效捕获以确保成像质量。

图10显示了卫星的轨道坐标系Sxyz，卫星的轨道平面为坐标平面，z轴由质心指向地心，x轴在轨道平面内与z轴垂直并指向卫星速度方向，y轴与x、z轴右手正交且与轨道平面的法线平行。

如图11，当卫星沿轨道运行时，卫星的本体坐标系SXYZ与轨道坐标系Sxyz重合。卫星的本体坐标系SXYZ固连于星体上，当卫星与轨道方向成任意η角进行推扫时，卫星的本体坐标系SXYZ如图11所示其中，本体X轴为滚动轴，本体Y轴为俯仰轴，本体Z轴为偏航轴。

姿态的偏航控制是基于卫星的本体坐标系SXYZ而言的。

由上述各种方式下的偏流角推导过程可以看出，由于偏流角的存在，使得目标合速度存在两个分量：纵向速度分量V_p1和横向速度分量V_p2；横向速度分量V_p2将导致目标点的偏流效应。

偏航控制的方向原理为：沿推扫方向到目标合速度方向进行偏航控制。

姿态补偿具体方法：对于TDI-CCD星载遥感器而言，通过姿态的补偿方法旋转像面使得TDI-CCD线阵的推扫方向与目标合速度方向尽量重合；偏流角控制本质上是消除垂直于TDI-CCD线阵推扫方向的横向速度分量。因此，需要根据横向速度分量V_p2的方向来判断姿态偏航控制角速度的方向，根据不同成像模式下的横向速度分量V_p2的方向给出相应的补偿措施。

具体如下：

顺行轨道：(轨道法线方向与赤道法线方向的夹角小于90度)

对于卫星在顺行轨道绕本体Z轴向东侧转动η角后沿任意方向推扫时：

①当V_p2＝|V_D′sin η-V_desin(η-i)|＝V_D′sin η-V_de sin(η-i)时，卫星应绕卫星本体坐标系的Z轴(偏航轴)进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系Z轴正方向相反，偏航角控制量由(16)式得到。

②当V_p2＝|V_D′sin η-V_de sin(η-i)|＝-V_D′sinη+V_de sin(η-i)时，卫星应绕卫星本体坐标系的Z轴(偏航轴)进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系Z轴正方向相同，偏航角控制量由(16)式得到。

对于卫星在顺行轨道绕本体Z轴向西侧转动η角后沿任意方向推扫时：

偏流横向分量为：V_p2＝V_D′sin(180°-η)+V_de sin(i-180°+η)

此时，所以卫星应绕卫星本体坐标系的Z轴(偏航轴)进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系Z轴正方向相同；偏航角控制量由(17)式得到。

逆行轨道：(轨道法线方向与赤道法线方向的夹角大于90度)

对于卫星在逆行轨道卫星绕本体Z轴向东侧转动η角后沿任意方向推扫时：

①当V_p2＝|V_D′sin(180°-η)-V_de sin(η-i)|＝V_D′sin(180°-η)-V_de sin(η-i)时，卫星应绕卫星本体坐标系的Z轴(偏航轴)进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系Z轴正向方向相同，偏航角控制量由(18)式得到。

②当V_p2＝|V_D′sin(180°-η)-V_de sin(η-i)|＝-V_D′sin(180°-η)+V_de sin(η-i)时，卫星应绕卫星本体坐标系的Z轴(偏航轴)进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系Z轴正方向相反，偏航角控制量由(18)式得到。

对于卫星在逆行轨道卫星绕本体Z轴向西侧转动η角后沿任意方向推扫时：

偏流横向分量为：V_p2＝V_D′sin(180°-η)+V_D sin(360°-η-i)

此时，卫星应绕卫星本体坐标系的Z轴(偏航轴)进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系Z轴正方向相，偏航角控制量由(19)式得到。

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.敏捷卫星成像沿任意方向推扫速度失配时的姿态补偿方法，其特征在于：

对于卫星在顺行轨道绕本体坐标系的偏航轴向东侧转动η角后沿任意方向推扫时：

①当V_p2＝|V_D′sin η-V_de sin(η-i)|＝V_D′sinη-V_de sin(η-i)时，卫星应绕卫星本体坐标系的偏航轴进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系偏航轴的正方向相反，偏航角控制量β由下式得到：

$\mathrm{\β}=\arctan \frac{|\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\sin \mathrm{\η}-{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\sin (\mathrm{\η}-i)|}{\frac{H{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{\η}}}{{\cos }^2\mathrm{\α}}-\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\cos \mathrm{\η}+{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\cos (\mathrm{\η}-i)}$

②当V_p2＝|V_D′sin η-V_de sin(η-i)|＝-V_D′sin η+V_de sin(η-i)时，卫星应绕卫星本体坐标系的偏航轴进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系偏航轴的正方向相同，偏航角控制量β由下式得到：

$\mathrm{\β}=\arctan \frac{|\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\sin \mathrm{\η}-{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\sin (\mathrm{\η}-i)|}{\frac{H{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{\η}}}{{\cos }^2\mathrm{\α}}-\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\cos \mathrm{\η}+{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\cos (\mathrm{\η}-i)}$

其中，V_p2为由于卫星轨道星下点速度与相机推扫速度失配而导致的偏流横向速度，V_D′为成像目标点由于轨道运动而产生的相对于卫星的速度，V_de为成像目标点随地球自转的线速度，i为卫星轨道倾角，Ω为卫星运行角速度，η为卫星推扫方向与轨道运动方向的夹角，α为卫星推扫角，h为目标高度，ω_e为地球自转角速度，R_e为地球半径，H为卫星离地面的高度，ω_η为卫星与轨道运动方向成η角进行推扫时的角速度，b为以地球半径度量时地心角OO_eT对应的弧长，O为星下点，O_e为地心，T为侧摆点，D点为成像目标点，δ_D为反向推扫成像目标点的纬度，δ_D＝arcsin(sinδ_ocosc±cosδ_osinccosi)，δ_O为星下点纬度，c为以地球半径度量时地心角OO_eD对应的弧长，当成像目标纬度高于星下点纬度时取“+”，当成像目标纬度低于星下点纬度时取“-”；

对于卫星在顺行轨道绕本体坐标系的偏航轴向西侧转动η角后沿任意方向推扫时，卫星应绕卫星本体坐标系的偏航轴进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系偏航轴的正方向相同，偏航角控制量β由下式得到：

对于卫星在逆行轨道绕本体坐标系的偏航轴向东侧转动η角后沿任意方向推扫时：

①当V_p2＝|V_D′sin(180°-η)-V_de sin(η-i)|＝V_D′sin(180°-η)-V_de sin(η-i)时，卫星应绕卫星本体坐标系的偏航轴进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系偏航轴的正方向相同，偏航角控制量β由下式得到：

$\mathrm{\β}=\arctan \frac{|\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\sin \mathrm{\η}-{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\sin (\mathrm{\η}-i)|}{\frac{H{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{\η}}}{{\cos }^2\mathrm{\α}}-\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\cos \mathrm{\η}+{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\cos (\mathrm{\η}-i)}$

②当V_p2＝|V_D′sin(180°-η)-V_de sin(η-i)|＝-V_D′sin(180°-η)+V_de sin(η-i)时，卫星应绕卫星本体坐标系的偏航轴进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系偏航轴的正方向相反，偏航角控制量β由下式得到：

$\mathrm{\β}=\arctan \frac{|\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\sin \mathrm{\η}-{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\sin (\mathrm{\η}-i)|}{\frac{H{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{\η}}}{{\cos }^2\mathrm{\α}}-\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\cos \mathrm{\η}+{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\cos (\mathrm{\η}-i)}$

对于卫星在逆行轨道绕本体坐标系的偏航轴向西侧转动η角后沿任意方向推扫时，卫星应绕卫星本体坐标系的偏航轴进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系偏航轴的正方向相反，偏航角控制量β由下式得到：

$\mathrm{\β}=\arctan \frac{\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\sin \mathrm{\η}-{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\sin (\mathrm{\η}+i)}{\frac{H{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{\η}}}{{\cos }^2\mathrm{\α}}-\mathrm{\Ω}(R_e+h)\cos b\cos \mathrm{\η}+{\mathrm{\ω}}_e(R_e+h)\cos {\mathrm{\δ}}_D\cos (\mathrm{\η}+i)}$

卫星本体坐标系中，原点在卫星质心上，X、Y、Z三轴为卫星的惯量主轴，其中X轴为滚动轴，Y轴为俯仰轴，Z轴为偏航轴。

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