CN103983254A

CN103983254A - 一种新型敏捷卫星机动中成像方法

Info

Publication number: CN103983254A
Application number: CN201410163903.1A
Authority: CN
Inventors: 黄群东; 杨芳; 赵键
Original assignee: Aerospace Dongfanghong Satellite Co Ltd
Current assignee: Aerospace Dongfanghong Satellite Co Ltd
Priority date: 2014-04-22
Filing date: 2014-04-22
Publication date: 2014-08-13
Anticipated expiration: 2034-04-22
Also published as: CN103983254B

Abstract

一种新型敏捷卫星机动中成像方法，能够实现卫星在姿态调整过程中进行成像。首先，根据星上轨道预报数据和成像目标点地理经纬度，设置卫星的三轴姿态角指向目标成像起始点；其次，通过算法建模得到卫星的滚动角和俯仰角，由此确定卫星光轴指向目标成像点；再来，在卫星模型中建立CCD像平面，通过投影计算得到像移速度矢量和偏流角，控制卫星的偏航角进行偏流角的修正。最后，由像移速度矢量计算得到TDICCD积分时间，进行像移补偿，满足机动中成像的图像处理要求；本发明的设计方法能够应用于卫星在三轴姿态机动过程中开启光学有效载荷进行成像的动态成像技术，实现成像过程中的目标指向要求和图像处理要求。

Description

一种新型敏捷卫星机动中成像方法

技术领域

本发明涉及一种新型敏捷卫星机动中成像方法。

背景技术

为了实现增加成像幅宽、对突发事件地区实现即时观测、实现同轨立体成像等需求，当今世界各国均在大力发展敏捷卫星，并且对卫星的敏捷姿态机动能力提出了严格要求，要求其具备快速姿态机动与快速稳定能力。然而，目前敏捷卫星对姿态控制系统的要求是需要能够提供大输出力矩的执行机构，以实现大角度快速姿态机动能力。但是，对于卫星在机动过程中的高精度角速度的测量能力、姿态控制稳定能力并没有提出具体的指标要求和实现手段，从而无法实现卫星在姿态机动过程中进行成像，其成像效能仍具有局限性。

新型敏捷卫星的机动中成像是在现有敏捷卫星的基础上，在卫星具备了高精度的控制稳定能力后，可以在姿态机动的过程中开启光学有效载荷进行成像，其成像技术可以灵活地实现对热点地区的探测。新型敏捷卫星可以充分利用自身灵活小巧的优势，突出敏捷特性，在现有敏捷卫星平台的基础上，重点实现轻小型化，在大幅提升姿态快速机动能力的同时，重点发展机动中成像技术，扩展任务模式，以支持光学、SAR等先进载荷的应用，用于沿航迹成像、地面目标跟踪成像等特殊成像任务。因此，新型敏捷卫星必将成为未来航天民用、军用卫星发展的重要方向。

传统卫星在对地遥感成像中，均为沿星下点轨迹进行成像，其成像范围受卫星遥感器视场的影响。在轨道高度一定的情况下，光学载荷的视场越大，其分辨率越低；视场越小，其分辨率越高；如果需要得到高分辨率的图像，通常覆盖的幅宽就越小，对同一目标地区的重访周期就越长。敏捷卫星通过姿态的快速调整能够实现侧摆角度范围内的成像，相比传统卫星，其实现了一定的时间分辨率和空间分辨率。敏捷卫星通过多条带的拼接方式，在保证高图像分辨率的同时，能够实现东西方向的大范围的宽幅曲线成像；但是，敏捷卫星观测姿态和时机的灵活性使得完成某个特定观测任务的方式可以有非常多甚至无数种，不同方式对能量、姿态机动能力的要求将有很大差异，使得地面成像任务规划等问题变得复杂化。新型敏捷卫星机动中成像技术，可以通过姿态的实时调整实现斜条带、曲线条带等成像模式，卫星不需要频繁地进行姿态机动控制和姿态稳定。机动中成像技术对非沿航迹方向的狭长地物目标(如海岸线)具有很好的时效性，同时可以利用卫星姿态的机动来实现大幅宽与高分辨率的矛盾，成像执行能力得到提高，从而真正意义上地实现高时间分辨率和高空间分辨率。

在机动成像过程中，需要控制卫星的三轴姿态角指向地面轨迹规划目标，在现有的成像模式中，卫星除偏航角控制外，滚动角和俯仰角的标称值为零，卫星无法实现对任意地面轨迹目标的指向，无法满足机动中成像的指向要求。另外，现有方式的TDICCD像移补偿方法仅适用于对地定向的传统成像模式，无法满足姿态对地指向不断变化的机动中成像方式。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种用于新型敏捷卫星机动中成像的方法。

本发明的技术方案是：一种用于敏捷卫星机动中成像的方法，步骤如下：

一种用于敏捷卫星机动中成像的方法，步骤如下：

(1)在仿真工具中建立卫星和星上传感器的模型，设置卫星姿态和星上传感器参数；所述星上传感器采用TDICCD；

(2)设定时间周期，在设定的时间周期内，通过所述仿真工具获取星上轨道预报数据和成像目标点地理经纬度；

(3)根据步骤(2)获取的成像目标点地理经纬度在地球模型上依次建立特征点，每个成像目标点地理经纬度对应一个特征点，从而确定成像任务初始条带方向η₁；η₁为第2个地面目标点与第1个地面目标点确定的地表弧长与星下点轨迹方向的夹角；

(4)控制卫星的三轴姿态角指向目标成像起始点(Lat₁,lon₁)，并且调整TDICCD的初始级数方向与成像任务初始条带方向一致；

(5)在整星机动成像过程中，根据成像任务条带方向与星下点轨迹方向的夹角η_i，η_i为第i个地面目标点与第i+1个地面目标点确定的地表弧长与星下点轨迹方向的夹角，控制卫星的滚动角指向第i个目标点所处的成像任务条带方向，从而抵消轨道运动带来的牵引作用，使得卫星的光轴始终指向所述成像任务条带方向，由此确定卫星的对应时刻1、2、3、……N的滚动角数据N为正整数；

(6)由步骤(2)中的轨道预报数据和成像目标点地理经纬度，结合步骤(5)的滚动角数据确定卫星的俯仰角度数据(θ₁,θ₂,....θ_N)，由滚动角和俯仰角的数据保证卫星指向地面成像目标点地理经纬度；

(7)在卫星模型中建立CCD像平面，获取地面特征点相对于像面的移动速度V_i，V_i在卫星CCD像平面内的投影矢量为像移速度V_ri，该投影矢量与CCD线阵方向法线的夹角即为偏流角β_i，控制卫星的偏航角(φ₁,φ₂,....,φ_N)进行偏流角的修正；

(8)根据步骤(5)、步骤(6)和步骤(7)得到卫星对应的姿态角数据为

(9)由步骤(7)中确定的像移速度V_ri，根据该像移速度矢量计算得到TDICCD积分时间，再调整TDICCD积分时间进行像移补偿；

(10)根据步骤(8)中确定的姿态角数据和步骤(9)中进行的像移补偿，实现敏捷卫星机动中成像。

所述的仿真工具为卫星工具包STK。

所述成像目标点地理经纬度数据为：(Lat₁,lon₁),(Lat₂,lon₂),....,(Lat_N,lon_N)，其中下标标示了获得成像目标点经纬度的时刻，第i个时间点的目标地理经纬度为(Lat_i,lon_i)；Lat_i为第i个时间点的目标地理纬度，lon_i为第i个时间点的目标地理经度，N为正整数。

所述确定卫星的对应时刻1、2、3、……N的滚动角数据具体通过如下方式进行：

卫星的滚动角为：

其中，I为卫星的轨道倾角，ω_o为轨道角速度；η_i为第i个地面目标点与第i+1个地面目标点确定的地表弧长与星下点轨迹方向的夹角，H为卫星高度,ω_e为地球自转角速度，R_e为地球半径，b数值为0，h为地面目标高程，为第i个时间点的滚动角，为第i+1个时间点的滚动角，δ_Di为对应滚动角指向地面点的地理纬度，t_i为对应第i个时间点，t_i+1为对应第i+1个时间点，θ_i为第i个时间点的俯仰角。

上述表达式中的“±”根据初始偏航角η_i确定：当初始偏航η_i角度η_i<0°时，取“+”；当初始偏航角度η_i≥0°时，表达式取“-”。

所述步骤(6)中确定卫星的俯仰角度数据(θ₁,θ₂,....θ_N)具体为：

卫星的俯仰角为：

其中，H为卫星高度,ω_y为俯仰轴滚动角速度，R_e为地球半径，为第i个时间点的滚动角，θ_i为第i个时间点的俯仰角，θ_i+1为第i+1个时间点的俯仰角，t_i为对应第i个时间点，t_i+1为对应第i+1个时间点。

本发明与现有技术相比的优点在于：

本发明提出的机动中成像方法可以实现在卫星姿态机动过程中进行成像，对地面规划目标能够实时成像，方法中融合了高精度算法建模、仿真和场景演示验证，克服了现有敏捷卫星成像模式的不足，拓展了卫星的成像任务，在地面轨迹规划方面，能够通过卫星的姿态调整实时指向目标成像点，并结合TDICCD载荷的成像要求，通过对像移速度和偏流角分析，保证卫星在机动过程中的图像处理要求。因此本发明方法为新型敏捷卫星的地面任务规划提供了一个重要手段。

附图说明

图1为本发明方法的流程图；

图2为机动中成像理论示意图；

图3为地面特征点相对于像面的移动速度投影示意图；

具体实施方式

如图1所示，本发明提供了一种用于敏捷卫星机动中成像的方法，步骤如下：

(1)在仿真工具中建立卫星和星上传感器的模型，设置卫星姿态和星上传感器参数；所述星上传感器采用TDICCD；其中，TDICCD为线阵时间延迟积分CCD；所述的仿真工具为卫星工具包STK。

本步骤中使用了STK作为仿真工具。打开STK软件，新建卫星，输入轨道参数，包括历元时间、半长轴、偏心率、轨道倾角、近地点俯角、升交点精度、平近点角。选择地球的HPOP扰动模型作为卫星轨道的推演模型，并选择EOPv1.1作为地球模型的指向参数。在卫星上新建传感器，按照实际TDICCD的视场角对传感器的视场进行设定。

所述成像目标点地理经纬度数据为：(Lat₁,lon₁),(Lat₂,lon₂),....,(Lat_N,lon_N)，其中下标标示了获得成像目标点经纬度的时刻，第i个时间点的目标地理经纬度为(Lat_i,lon_i)；Lat_i为第i个时间点的目标地理经度，lon_i为第i个时间点的目标地理纬度，N为正整数。

(3)根据步骤(2)获取的成像目标点地理经纬度在地球模型上依次建立特征点，每个成像目标点地理经纬度对应一个特征点，从而确定成像任务初始条带方向η₁；η₁为第2个地面目标点与第1个地面目标点确定的地表弧长与星下点轨迹方向的夹角。

(4)控制卫星的三轴姿态角指向目标成像起始点(Lat₁,lon₁)，并且保证TDICCD的初始级数方向与成像任务条带初始方向一致。采用的姿态旋转顺序为偏航、滚动和俯仰，即控制卫星的偏航角φ₁为η₁保证TDICCD的初始级数方向与成像任务条带初始方向一致，同时控制卫星的滚动角和俯仰角为

滚动角和俯仰角满足如下关系：

c = \arcsin (\frac{H + R_{e}}{R_{e}} \sin α) - α

Lat₁＝arcsin(sinδ_ocosc+cosδ_osinccosi)

其中，δ_o为第1个时间点对应的星下点地理纬度，H为卫星高度,R_e为地球半径，为第1个时间点的滚动角，θ₁为第i个时间点的俯仰角。

在上述数学模型的基础上，打开卫星的属性，在姿态中，设置卫星的姿态机动参数，选择“Fix in Axes”，在“YPR Angles”中输入偏航、滚动和俯仰角度，转序选择PRY，完成初始姿态的设定。

(5)图2为机动中成像的理论示意图。图中O_oZ_o为轨道坐标系Z轴，通过对成像模型的建立，获取初始成像地理经纬度和成像结束目标点的地理经纬度，结合轨道预报数据、仿真时间步长和仿真时间，获取成像目标点地理经纬度，在此目标点的地理经纬度数据为：(Lat₁,lon₁),(Lat₂,lon₂),....,(Lat_N,lon_N)。计算目标点与卫星之间的相对姿态和姿态角速度，得到卫星对应时刻的滚动和俯仰角度信息

在整星机动成像过程中，根据成像任务条带方向与星下点轨迹方向的夹角η_i，η_i为第i个地面目标点与第i+1个地面目标点确定的地表弧长与星下点轨迹方向的夹角，控制卫星的滚动角指向第i个目标点所处的成像任务条带方向，从而抵消轨道运动带来的牵引作用，使得卫星的光轴始终指向所述成像任务条带方向，由此确定卫星的对应时刻1、2、3、……N的滚动角数据

确定卫星的对应时刻1、2、3、……N的滚动角数据具体通过如下方式进行：

卫星的滚动角为：

其中，I为卫星的轨道倾角，ω_o为轨道角速度；η_i为第i个地面目标点与第i+1个地面目标点确定的地表弧长与星下点轨迹方向的夹角，H为卫星高度,ω_e为地球自转角速度，R_e为地球半径，b假设数值为0，h为地面目标高程，为第i个时间点的滚动角，为第i+1个时间点的滚动角，δ_Di为对应滚动角指向地面点的地理经纬度，t_i为对应第i个时间点，t_i+1为对应第i+1个时间点，θ_i为第i个时间点的俯仰角。

上述表达式中的“±”根据初始偏航角η_i确定。当初始偏航η_i角度(η_i<0°)取“+”，当初始偏航角度η_i≥0°时，表达式取“-”。

通过上述成像数学模型，根据成像任务条带方向与星下点轨迹方向的夹角η_i，控制卫星的滚动角指向目标点所处的条带方向，从而抵消轨道运动带来的牵引作用，使得卫星的光轴始终指向已规划的条带方向，由此确定卫星的对应时刻的滚动角数据

步骤(6)中确定卫星的俯仰角度数据(θ₁,θ₂,....θ_N)具体为：

卫星的俯仰角为：

其中，H为卫星高度,ω_y为俯仰轴俯仰角速度，R_e为地球半径，为第i个时间点的滚动角，θ_i为第i个时间点的俯仰角，θ_i+1为第i+1个时间点的俯仰角，t_i为对应第i个时间点，t_i+1为对应第i+1个时间点。

在上述数学模型下，由步骤(2)中的轨道预报数据和第i个时间点目标点地理经纬度数据为(Lat_i,lon_i)，结合步骤(5)的滚动角数据，由算法模型确定卫星的俯仰角度数据为(θ₁,θ₂,....θ_N)，由滚动角和俯仰角数据确定卫星指向地面规划目标点。

(7)图3为地面特征点相对于像面的移动速度投影示意图。图中L_i为地面特征点至卫星的斜距，α为卫星的视场角。在卫星模型中建立CCD像平面，获取地面特征点相对于像面的移动速度V_i，V_i在卫星CCD像平面内的投影矢量为像移速度V_ri，该投影矢量与CCD线阵方向法线的夹角即为偏流角β_i，控制卫星的偏航角(φ₁,φ₂,....,φ_N)进行偏流角的修正；

偏流角计算如下：第i个地面特征点，相对像面的移动速度即为V_i；本例中，牵连运动包括两项：轨道坐标系的转动和卫星本体坐标系的转动。由此得到：

第一项中为第i个地面特征点在惯性坐标系下的绝对运动速度；转换为相机坐标系中，则有：R_bo((R_oi[ω_e]_i)×[R_e]_o)

第二项为第i个地面特征点由于轨道运动坐标系的转动而带来的牵连速度，转换为相机坐标系中，则有：R_bo[[ω_o]_o×[R_e]_o]

第三项为第i个地面特征点由于卫星本体坐标系的转动而带来的牵连速度，在相机坐标系中，则有：[ω_b]_b×[L_i]_b

第i个地面特征点相对像面速度为：

V_{i} = \sqrt{{V_{xi}}^{2} + {V_{xi}}^{2}}

V_i在卫星CCD像平面内的投影矢量为V_ri，

V_{ri} = f \frac{V_{ri}}{L_{i}} = f \frac{\sqrt{{V_{xi}}^{2} + {V_{yi}}^{2}}}{L_{i}}

偏流角为：

β_{i} = \arctan (V_{xi} / V_{yi})

其中，R_oi表示由惯性坐标系O_ix_iy_iz_i到轨道坐标系O_ox_oy_oz_o的转移矩阵，R_bo表示由轨道坐标系O_ox_oy_oz_o到卫星本体坐标系O_bx_by_bz_b(相机本体坐标系)的转移矩阵；ω_o为轨道角速度,ω_e为地球自转角速度，R_e为地球半径，ω_b为卫星本体转动角速度，L_i为地面特征点至卫星的距离；，V_xi为投影矢量V_ri在CCD级数方向的投影，V_yi为投影矢量V_ri与CCD线阵方向法线方向上的投影。

卫星的偏航角(φ₁,φ₂,....,φ_N)为：

φ_i＝η_i+β_i

控制卫星的偏航角(φ₁,φ₂,....,φ_N)进行偏流角的修正；

(9)由步骤(7)中确定的像移速度矢量V_ri，根据该像移速度矢量计算得到TDICCD积分时间，再调整TDICCD积分时间进行像移补偿；

像移速度矢量V_ri即为V_i在卫星CCD像平面内的投影矢量；

V_{ri} = f \frac{V_{ri}}{L_{i}} = f \frac{\sqrt{{V_{xi}}^{2} + {V_{yi}}^{2}}}{L_{i}}

T_{int} = \frac{d_{0} + L_{i}}{f \times V_{i}} = \frac{d_{0} / f}{V_{i} / L_{i}} = \frac{d_{0}}{f \frac{V_{i}}{L_{i}}} = \frac{d_{0}}{V_{ri}}

式中T_int为积分时间；d₀为TDICCD器件的像元尺寸；f为星上相机的焦距；L_i为地面特征点至卫星的斜距；

(10)根据步骤(8)中确定的姿态角数据和步骤(9)中进行的像移补偿，实现敏捷卫星机动中成像。其中，步骤(8)中的滚动角和俯仰角度能够保证卫星在机动成像过程中，光轴指向目标点的地理经纬度；偏航角信息能够保证TDICCD的级数方向与目标成像任务条带方向一致，从而满足TDICCD推扫成像原理要求；步骤(9)中，由像移速度得到的TDICCD积分时间，通过积分时间的调整，能够满足机动成像过程中的像移补偿要求。

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

1.一种用于敏捷卫星机动中成像的方法，其特征在于步骤如下：

2.根据权利要求1所述的一种用于敏捷卫星机动中成像的方法，其特征在于：所述的仿真工具为卫星工具包STK。

3.根据权利要求1所述的一种用于敏捷卫星机动中成像的方法，其特征在于：所述成像目标点地理经纬度数据为：(Lat₁,lon₁),(Lat₂,lon₂),....,(Lat_N,lon_N)，其中下标标示了获得成像目标点经纬度的时刻，第i个时间点的目标地理经纬度为(Lat_i,lon_i)；Lat_i为第i个时间点的目标地理纬度，lon_i为第i个时间点的目标地理经度，N为正整数。

4.根据权利要求1所述的一种用于敏捷卫星机动中成像的方法，其特征在于：所述确定卫星的对应时刻1、2、3、……N的滚动角数据具体通过如下方式进行：

卫星的滚动角为：

上述表达式中的“±”根据初始偏航角η_i确定：当初始偏航η_i角度η_i<0D时，取“+”；当初始偏航角度η_i≥0D时，表达式取“-”。

5.根据权利要求1所述的一种用于敏捷卫星机动中成像的方法，其特征在于：所述步骤(6)中确定卫星的俯仰角度数据(θ₁,θ₂,....θ_N)具体为：

卫星的俯仰角为：