CN105928525B - 一种卫星对月定标的姿态确定方法 - Google Patents
一种卫星对月定标的姿态确定方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN105928525B CN105928525B CN201610262304.4A CN201610262304A CN105928525B CN 105928525 B CN105928525 B CN 105928525B CN 201610262304 A CN201610262304 A CN 201610262304A CN 105928525 B CN105928525 B CN 105928525B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- satellite
- moon
- axis
- time
- attitude
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
- G01C21/24—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 specially adapted for cosmonautical navigation
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C25/00—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass
- G01C25/005—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass initial alignment, calibration or starting-up of inertial devices
Abstract
一种卫星对月定标的姿态确定方法，包括以下步骤：利用卫星工具软件初步确定卫星对月定标时间；根据公式确定对月定标具体开始时间、结束时间和相机曝光时间；根据星历获取月球位置参数和卫星轨道要素，根据成像需要，使用速度优选法确定卫星在对月定标各个时刻的卫星姿态。本发明方法利用卫星可测量的轨道要素和星历进行分析计算，得到的结果作为卫星姿态机动输入参数，为卫星平台设计和卫星任务规划提供数据支持。
Description
技术领域
本发明涉及一种辐射定标方法，特别是一种低轨道地球观测卫星对月球绝对辐射定标方法，属于遥感卫星定标技术领域。
背景技术
基于星上定标装置与地面定标场的定标是常用的在轨绝对辐射定标方法。星上定标方式主要有灯定标和太阳漫射板定标，两种方式均受到空间环境干扰，光学特性随时间衰减等影响，定标精度较低；对地定标受大气干扰，同时对定标时间窗口有严格要求，定标频次低。采取对月定标的方式，不受大气影响，利用两极成像，不影响陆地成像，可大大增加定标次数，提高定标效率。将月亮作为稳定辐射源，定标时机的选择与相机本身参数和月相有关，定标时间选择范围增加，大大提高了定标频率和定标精度，拓宽了定标时机的选择面。
美国发射的快眼卫星(Rapideye)、地球眼卫星1号(GeoEye-1)；法国的SPOT系列卫星、昴宿星(Pleiades)系列卫星等卫星，均具有对月定标功能，其中Pleiades卫星利用对月定标结果建立“POLO”模型，使定标精度优于5％。
在对月定标过程中，由于消除了大气影响，时间窗口的选择只与月相、卫星轨道特性和相机参数相关，月球是相对稳定的辐射源，能够保证卫星寿命周期内辐射特性的稳定性，适合作为长寿命卫星在轨定标的天体。
对月定标中的关键技术难题就是准确确定对月定标时机和对月定标期间卫星的姿态，根据定标时机和卫星姿态制定完整的对月定标任务规划，保证卫星在轨辐射定标成功施行。
对月定标是综合性工程技术，具体定标时机地选取、定标位置的确定和定标过程中时刻卫星的姿态问题需要同时考虑，才能完成定标工作。1如何精确确定合理的定标时机；2卫星机动过程中，如何确定定标时的姿态，如何确定整个定标期间的姿态；3定标过程中，月球和卫星距离较远，会造成卫星推扫速度和积分时间不匹配，如何让通过卫星的姿态机动解决这一问题。这些都是卫星对月定标过程中的直接技术难题
本发明方法通过对国外定标技术的研究和对实际遥感卫星定标情况的考虑，确定精确对月定标时机，通过速度优选的方法确定了卫星定标起始时刻姿态，进而求取卫星定标期间各个时刻姿态，同时通过姿态机动的方式补偿了卫星的推扫角速度，有效解决了对月定标过程中推扫速度和积分时间不匹配的问题。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种卫星对月定标的姿态确定方法，卫星对月定标时间选择和姿态机动方案，满足卫星在轨对月定标任务需要。
本发明的技术方案是：一种卫星对月绝对定标的姿态确定方法，步骤如下：
(1)使用STK建立仿真场景模型，模型中包括月球，地球，太阳，卫星和星上传感器；设置卫星轨道参数、姿态机动能力参数、星上传感器参数和卫星初始姿态；
(2)根据步骤(1)中的场景特征，初步确定对月定标时间窗口；利用STK设置月相角在[3°，7°]时卫星对月球全部可见时间段T1、T2……Tn，作为初步卫星对月定标时间窗口；
(3)以步骤(2)中确定的定标时间窗口为基础，精确确定对月定标时间窗口；求取卫星进入地影区时间t1和进入阳照区时间t2，[t1,t2]即为精确对月定标时间窗口；
(4)计算t时刻卫星需要补偿的角速度dθ，t∈[t1,t2]，具体计算方法如下：
求取卫星与月球的距离：
L＝S-(RE+h)sin(ωt+β)；
其中S为地心到月心的距离，RE为地球平均半径，h为卫星轨道高度，ω为角速度，β是黄白交角；
求取卫星定标期间在月球表面的地面采样间隔GSD：
其中RM是月球平均半径；α为卫星侧摆角；p为像元尺寸，f为焦距；
求取卫星的星下点地速：
其中μ为地球引力常数，μ＝3.986×105km3/s2。
求取理论积分时间：
其中GSD′是相机的地面采样间隔。
求取实际推扫速度和补偿速度：
v＝ωL；
计算获得补偿角速度大小：
(5)当地球观测卫星在轨运行时间到达t1时，星上传感器开始对月定标；对月定标中成像方式分为两种，第一种为先进行滚转机动，再进行俯仰机动，推扫方向与卫星运动方向相同；第二种为先进行俯仰机动，再进行滚转机动，推扫方向与卫星运动方向相反。当选择第一种时，卫星补偿角速度大小当选择第二种时，卫星补偿角速度大小
(6)使用STK获取定标期内的月球位置和卫星速度，根据步骤(4)中得到的补偿角速度dθ，采用速度优选法得到定标期内卫星姿态。
步骤3)中求取卫星进入地影区时间t1和进入阳照区时间t2的具体计算方法如下:
首先求得卫星处于地影区的轨道弧度u：
其中γ是阳光与卫星轨道平面的夹角，umax是太阳光与轨道平面平行时轨道地影所占的地心角；
计算处于地影区的时间：
其中Tc表示卫星处于地影区轨道中点的时刻，则卫星处于地影区的时间为[t1,t2]，即为精确定标时间。
步骤6)中采用速度优选法得到定标期内卫星姿态的具体方法为：
61)选取定标期内每一个时刻卫星指向月球的向量卫星本体系中的Z轴与重合，卫星本体系中的X轴和Y轴构成一个平面；令步长1°一份，将所有可能的方向分为360份；
62)获取卫星在定标期间[t1，t2]内t时刻的速度则XY平面内与夹角最小的X轴即为t时刻最优的卫星本体系X轴；
63)通过步骤62)中得到的卫星每一时刻速度向量以及卫星每一时刻保证速度最优的本体X轴指向通过STK确定卫星光轴指向向量
64)将卫星光轴指向和最优本体X轴指向由卫星本体系转换到惯性系中；
65)以步骤64)中确定的卫星姿态为初始姿态，对月球进行定标；设卫星视场宽度为2w，月球在视场中宽度d；首先令卫星Z轴在卫星本体系中分别绕X轴和Y轴转动，使卫星视场边缘与月球边缘相切位置，以此时t0为开始定标时刻，t0时刻的旋转矩阵为：
绕Y轴旋转的旋转矩阵为
绕X轴旋转的旋转矩阵为
旋转后Z轴在卫星本体系下的指向旋转后Z轴在惯性系下的指向从而得到t0时刻的卫星姿态；其中CIB(t0)为t0时刻卫星本体系到惯性系的转换矩阵；
66)卫星以相应成像方式对应的补偿角速度对月定标，得到各个时刻ti的卫星姿态，具体为：
其中tt+1表示t的下一时刻，表示X、Y、Z轴在惯性系中的指向，根据三轴指向可以确定卫星姿态，表示在惯性系中的速度向量。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明将利用月球对星载相机进行绝对辐射定标，不需要额外的地面定标场地或星上定标机构；利用月球周期特性，卫星可对月多次定标，提高了定标频次；
(2)本发明采用速度优选法，通过调整卫星姿态的方式，使得补偿角速度最小，可以很大程度上节约卫星能源，同时保证定标结果满足相机积分时间与推扫速度匹配的要求；
(3)本发明利用卫星可测量的轨道要素和星历进行分析计算，得到的结果作为卫星姿态机动输入参数，为卫星平台设计和卫星任务规划提供数据支持。
附图说明
图1为本发明方法的流程图；
图2是本发明中定标时机求解示意图(A、B、C全在球面上)；
图3是本发明中卫星定标期间在月球表面的GSD求解示意图；
图4是本发明中采用推扫方向与速度方向相同的方式成像示意图；
图5是本发明中采用推扫方向与速度方向相反的方式成像示意图；
图6是本发明地球卫星对月球成像的位置与姿态关系示意图；
图7是本发明相关坐标系示意图；
图8是本发明证明X、V和Z共面性示意图；
图9是本发明姿态四元数q1计算结果示意图；
图10是本发明姿态四元数q2计算结果示意图；
图11是本发明姿态四元数q3计算结果示意图；
图12是本发明姿态四元数q4计算结果示意图；
具体实施方式
一种卫星对月定标的姿态确定方法具体步骤如图1所示，该方法由以下步骤实现：
1、建立仿真模型
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、升交点赤经和平近点角。选择两体模型作为卫星的轨道模型。在卫星上新建传感器sensor，按照实际TDICCD的视场角对传感器的视场进行设定。
2、初步确定对月定标时间
已有的地面观测模型ROLO的有效观测范围为[1.55°，97°]，在此范围内的观测结果均可以用作对月绝对定标。根据已知的Rapideye卫星对月定标的特点，选择月相角[3°，7°]作为定标初选角度，在这个范围内月球接近满月，亮度大，月球相对效应影响小，适于进行绝对定标。
下面分析卫星与月球的可见时间段，选定初选角度后[3°，7°]后，定义月相角为“太阳—月球—地球”的夹角，具体方法为：使用Vector Geometry Tool功能，定义两向量Moon-Earth向量和Moon-Sun向量，新建角度Phase_angle，定义该角度起始向量为Moon-Earth向量，终止向量为Moon-Sun向量，选择Properties中Vector，点击Add…，添加Phase_angle，让卫星运行，选择月相角处于[3°，7°]时间，使用access功能，得到月相角处于[3°，7°]时，所有星月可见时间段T1，T2……Tn，将这些时间段，作为初选定标时间。
3、精确确定对月定标时间
确定初选定标时间后，选择其中一段Ti，求解精确定标时间，在Ti时间段中，求卫星进入阴影区时间t1和进入阳照区时间t2，具体方法为：
图2中的椭圆表示卫星轨道，AB和AC都是大圆弧。AB弧对应的地心角为umax，是阳光和轨道面平行时，轨道地影所占的地心角，AC弧对应的地心角为β，是阳光与轨道面的夹角，RE是地球平均半径，h是轨道高度，u是阳光与轨道面不平行时，轨道地影所占的地心角(地影弧长的一半)。
选择定标时间段Ti，选定定标时月相角Ф，根据卫星轨道信息和太阳、月球的星历得到β角，带入计算得到轨道地影所占的地心角u。
在已经求得u的情况下，需要知道C的位置，才能得到地影区的时间。如图2所示，C实际就是地影轴与轨道球面交点到轨道的垂点，设地心为O，则OA与OC夹角最小，与地影轴和轨道面夹角β相同。卫星此时的位置为对应时刻为Tc，根据卫星轨道周期计算，得到对应卫星运行时间为
因此卫星处于地影区的时间区间为
[Tc-t,Tc+t]
即t1＝Tc-t，t2＝Tc+t。
4求解补偿角速度
由于卫星与月球距离较远，星下点移动速度与卫星积分时间不匹配，造成相机过采样，无法获取正常月球图像，为获取月球正常采样图像，需要在卫星利用姿态机动方式进行速度补偿，在得到卫星精确定标时间后，计算定标期间，卫星各个时刻需要的补偿角速度dΦ，卫星处于各个定标位置时补偿角速度计算方法：
(4a)求取卫星与月球的距离：
L＝S-(RE+h)sin(ωt+β)；
其中S为地心到月心的距离，RE为地球平均半径，h为卫星轨道高度，ω为角速度，β是黄白交角；
(4b)求解卫星定标期间在月球表面的GSD：
如图3，瞬时A2A4＝RM(λ2-λ1)，求解A2A4的具体方法：RM是月球平均半径，单位km；SO＝L，是卫星到月心的距离，单位km；L＝RM+h，H为卫星到月球表面的距离，单位km；α为卫星侧摆角，单位度； p为像元尺寸，f为焦距。
根据正弦定理得到：
因此有
带入公式得到定标期间任意时刻的相机视场分辨率GSD：
其中RM是月球平均半径；α为卫星侧摆角；p为像元尺寸，f为焦距；
(4c)求取卫星的星下点地速：
其中μ为地球引力常数，μ＝3.986×105km3/s2。
(4d)相机的理论积分时间：
其中GSD′是相机的地面采样间隔。
(4e)求取实际推扫速度和补偿速度：
v＝ωL；
(4f)计算获得补偿角速度大小：
其中，v是卫星在轨运行时在月球表面投影线速度，V是与积分时间相匹配的推扫速度，即卫星实现正常成像需要的推扫速度。
5选择定标方式
卫星对月成像方式有两种：第一种方式如图4，先进行滚转机动，再进行俯仰机动，推扫方向与卫星运动方向相同；第二种方式如图5，先进行俯仰机动，再进行滚转机动，推扫方向与卫星运动方向相反。两种机动方式会造成最终对月推扫补偿角速度的差异。在卫星对月成像时，月球位于卫星轨道面附近，当使用上述两种姿态机动方式将光轴对准月球方向后，只需要俯仰轴机动即可补偿卫星对月球的推扫速度，计算理论补偿角速度dθi的大小：
vi＝ωLi
其中，v是卫星在轨运行时在月球表面投影线速度，V是与积分时间相匹配的推扫速度，即卫星实现正常成像需要的推扫速度。当卫星卫星补偿角速度大小当选择第二种时，卫星补偿角速度大小从上式可以看出，采用第一种推扫方式，在卫星处于赤道附近时补偿速度最小，处于两极附近时补偿速度最大；而采用第二种方式推扫，在卫星赤道附近时补偿速度最大，处于两极附近时补偿速度最小。利用此规律可以对精确定标时刻进行选择。
6用速度优选法得到定标期内卫星姿态
如图6，卫星在对月定标期间每一时刻姿态都在变化，根据步骤4中得到卫星需要通过姿态机动来补偿推扫速度，从卫星姿态机动能力和能源角度考虑，补偿角速度越小越好，因此提出速度优选法，通过姿态调整保证卫星任意时刻补偿角速度最小，即通过补偿角速度最小这一条件优选出卫星定标开始时的姿态。具体实现方式为：
(6a)选取定标期间每一个时刻卫星指向月球的向量卫星本体与重合，与构成一个平面，由于在xy平面内任何一个向量都可能是令步长1°一份，将所有可能的方向分为360份，下面确定方向。
(6b)根据步骤3中补偿速度计算结果可以知道，卫星需要通过姿态机动补偿卫星推扫速度，补偿速度越小，卫星的姿态机动能力和姿态稳定度越能够满足要求，因此求取卫星在定标期间[t1，t2]各个时刻的速度为了使得补偿角速度最小，需要速度方向与推扫方向尽可能同向，因此得到限定因素X轴指向与速度V夹角最小，X轴指向可以保证卫星补偿角速度最小，将此时的X轴指向作为卫星定标开始时的指向。
(6c)通过(6b)中速度优选法中得到卫星每一时刻速度向量卫星每一时刻保证速度最优的本体X轴指向通过卫星仿真工具STK中的星历确定卫星光轴指向向量(光轴对月时的指向)。
(6d)与卫星姿态相关的各个坐标系如图7所示，为了得到卫星在惯性系中的姿态，将卫星光轴指向和最优本体X轴指向带入卫星的姿态转换矩阵
其中表示ti时刻在惯性系中单位矢量，表示ti时刻本体系中单位矢量，cmn表示姿态矩阵中元素，
(6e)设卫星视场宽度为2w，月球在视场中宽度d，为保证卫星多次定标，选取视场上(或下)边缘作为第一次定标位置，根据需求调整卫星姿态，定标开始时视场边缘刚好位于月球边缘。首先令卫星Z轴在卫星本体系中分别绕X轴和Y轴转动，使卫星视场边缘与月球边缘相切位置，以此时t0为开始定标时刻，t0时刻的旋转矩阵为：
绕Y轴旋转的旋转矩阵为
绕X轴旋转的旋转矩阵为
旋转后Z轴在卫星本体系下的指向旋转后Z轴在惯性系下的指向从而得到t0时刻的卫星姿态；其中CIB(t0)为t0时刻卫星本体系到惯性系的转换矩阵；
(6f)图8中X1是X1OX2平面(即XOY平面)内不与VZ共面的任意一个向量，X2是该平面内与Z、V共面的向量，由几何关系可以得到Φ1>Φ2，因此得到最优速度与Z、V共面，在绕Y轴转动过程中此性质不发生变化。当i≥0时，根据补偿角速度设置卫星转动矩阵，以相应成像方式对应的补偿角速度对月定标，得到各个时刻ti的卫星姿态，具体为：
其中tt+1表示t的下一时刻，表示X、Y、Z轴在惯性系中的指向，根据三轴指向可以确定卫星姿态，表示在惯性系中的速度向量。
实施例
给定卫星轨道高度H＝645km、地球半径Re＝6378km、偏心率＝0、轨道倾角＝97.9708度、近地点俯角＝0度、升交点经度＝337.752度、平近点角＝0度；月球半径RM＝1737km、开普勒常数μ＝3.986×105km3/s2、相机焦距f＝2.85m、相机视场8.6°、卫星线阵CCD相机中每个像元的大小p＝8.75μm。使用文中方法求取卫星对月可见时间段
| Access | Start Time(UTCG) | Stop Time(UTCG) | Duration(sec) |
| 1 | 2018-6-27 15:20:23 | 2018-6-27 16:25:18 | 3895.942 |
| 2 | 2018-6-27 16:57:38 | 2018-6-27 18:02:43 | 3905.263 |
| 3 | 2018-6-27 18:34:52 | 2018-6-27 19:40:07 | 3914.899 |
| 4 | 2018-6-27 20:12:07 | 2018-6-27 21:17:31 | 3924.856 |
| 5 | 2018-6-27 21:49:21 | 2018-6-27 22:54:56 | 3935.146 |
| 6 | 2018-6-27 23:26:34 | 2018-6-28 0:32:20 | 3945.784 |
| 7 | 2018-6-28 1:03:48 | 2018-6-28 2:09:45 | 3956.777 |
| 8 | 2018-6-28 2:41:01 | 2018-6-28 3:47:09 | 3968.139 |
| 9 | 2018-6-28 4:18:14 | 2018-6-28 5:24:33 | 3979.878 |
| 10 | 2018-6-28 5:55:26 | 2018-6-28 7:01:58 | 3992.009 |
| 11 | 2018-6-28 7:32:38 | 2018-6-28 8:39:22 | 4004.547 |
| 12 | 2018-6-28 9:09:49 | 2018-6-28 10:16:47 | 4017.502 |
选取2018-6-27 18:34:52——2018-6-27 19:40:07时段作为定标初选时间段，月相角5.4°时，卫星处于地影区，根据公式(1)(2)(3)(4)求取卫星处于地影区的具体时间得到t1＝18:50:19，t2＝19:21:21；
选择正向推扫方式，经过本发明的步骤3、4和5得到卫星对月定标期间的姿态四元数数据如图8～图11，结果表示使用本专利方法可以得到使卫星实现对月绝对定标的姿态数据。
本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。
Claims (2)
1.一种卫星对月绝对定标的姿态确定方法，其特征在于步骤如下：
(1)使用STK建立仿真场景模型，模型中包括月球，地球，太阳，卫星和星上传感器；设置卫星轨道参数、姿态机动能力参数、星上传感器参数和卫星初始姿态；
(2)根据步骤(1)中的场景特征，初步确定对月定标时间窗口；利用STK设置月相角在[3°，7°]时卫星对月球全部可见时间段T1、T2……Tn，作为初步卫星对月定标时间窗口；
(3)以步骤(2)中确定的定标时间窗口为基础，精确确定对月定标时间窗口；求取卫星进入地影区时间t1和进入阳照区时间t2，[t1,t2]即为精确对月定标时间窗口；
(4)计算t时刻卫星需要补偿的角速度dθ，t∈[t1,t2]，具体计算方法如下：
求取卫星与月球的距离：
L＝S-(RE+h)sin(ωt+β)；
其中S为地心到月心的距离，RE为地球平均半径，h为卫星轨道高度，ω为角速度，β是黄白交角；
求取卫星定标期间在月球表面的地面采样间隔GSD：
其中RM是月球平均半径；α为卫星侧摆角；p为像元尺寸，f为焦距；
求取卫星的星下点地速：
其中μ为地球引力常数，μ＝3.986×105km3/s2；
求取理论积分时间：
其中GSD′是相机的地面采样间隔；
求取实际推扫速度和补偿速度：
v＝ωL；
计算获得补偿角速度大小：
(5)当地球观测卫星在轨运行时间到达t1时，星上传感器开始对月定标；对月定标中成像方式分为两种，第一种为先进行滚转机动，再进行俯仰机动，推扫方向与卫星运动方向相同；第二种为先进行俯仰机动，再进行滚转机动，推扫方向与卫星运动方向相反；当选择第一种时，卫星补偿角速度大小当选择第二种时，卫星补偿角速度大小
(6)使用STK获取定标期内的月球位置和卫星速度，根据步骤(4)中得到的补偿角速度dθ，采用速度优选法得到定标期内卫星姿态；其中所述采用速度优选法得到定标期内卫星姿态的具体方法为：
61)选取定标期内每一个时刻卫星指向月球的向量卫星本体系中的Z轴与重合，卫星本体系中的X轴和Y轴构成一个平面；令步长1°一份，将所有可能的方向分为360份；
62)获取卫星在定标期间[t1，t2]内t时刻的速度则XY平面内与夹角最小的X轴即为t时刻最优的卫星本体系X轴；
63)通过步骤62)中得到的卫星每一时刻速度向量以及卫星每一时刻保证速度最优的本体X轴指向通过STK确定卫星光轴指向向量
64)将卫星光轴指向和最优本体X轴指向由卫星本体系转换到惯性系中；
65)以步骤64)中确定的卫星姿态为初始姿态，对月球进行定标；设卫星视场宽度为2w，月球在视场中宽度d；首先令卫星Z轴在卫星本体系中分别绕X轴和Y轴转动，使卫星视场边缘与月球边缘相切位置，以此时t0为开始定标时刻，t0时刻的旋转矩阵为：
绕Y轴旋转的旋转矩阵为
绕X轴旋转的旋转矩阵为
旋转后Z轴在卫星本体系下的指向旋转后Z轴在惯性系下的指向从而得到t0时刻的卫星姿态；其中CIB(t0)为t0时刻卫星本体系到惯性系的转换矩阵；
66)卫星以相应成像方式对应的补偿角速度对月定标，得到各个时刻ti的卫星姿态，具体为：
其中tt+1表示t的下一时刻，表示X、Y、Z轴在惯性系中的指向，根据三轴指向可以确定卫星姿态，表示在惯性系中的速度向量。
2.根据权利要求1所述的一种卫星对月绝对定标的姿态确定方法，其特征在于：步骤3)中求取卫星进入地影区时间t1和进入阳照区时间t2的具体计算方法如下:
首先求得卫星处于地影区的轨道弧度u：
其中γ是阳光与卫星轨道平面的夹角，umax是太阳光与轨道平面平行时轨道地影所占的地心角；
计算处于地影区的时间：
其中Tc表示卫星处于地影区轨道中点的时刻，则卫星处于地影区的时间为[t1,t2]，即为精确定标时间。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201610262304.4A CN105928525B (zh) | 2016-04-25 | 2016-04-25 | 一种卫星对月定标的姿态确定方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201610262304.4A CN105928525B (zh) | 2016-04-25 | 2016-04-25 | 一种卫星对月定标的姿态确定方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN105928525A CN105928525A (zh) | 2016-09-07 |
| CN105928525B true CN105928525B (zh) | 2018-08-07 |
Family
ID=56837291
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201610262304.4A Active CN105928525B (zh) | 2016-04-25 | 2016-04-25 | 一种卫星对月定标的姿态确定方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN105928525B (zh) |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106404002B (zh) * | 2016-10-26 | 2019-04-05 | 上海航天控制技术研究所 | 一种高精度成像时刻在轨校正方法 |
| CN106840198B (zh) * | 2016-12-21 | 2019-07-12 | 北京空间机电研究所 | 一种微光相机辐射定标方法 |
| EP3379348B1 (fr) * | 2017-03-20 | 2023-08-23 | ETA SA Manufacture Horlogère Suisse | Affichage de phase de lune universel |
| CN109001762B (zh) * | 2018-06-08 | 2020-12-25 | 上海微小卫星工程中心 | 一种同步带目标光学观测卫星的地气光抑制方法及系统 |
| CN109813302B (zh) * | 2019-01-29 | 2020-12-04 | 中国人民解放军国防科技大学 | 最佳可用导航星快速确定方法 |
| CN109974859B (zh) * | 2019-02-20 | 2020-07-28 | 上海卫星工程研究所 | 可见短波红外相机在轨自动定标方法 |
| CN112173173B (zh) * | 2020-09-14 | 2022-03-04 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种面向成像卫星的目标可见弧段确定方法 |
| CN112067140A (zh) * | 2020-09-15 | 2020-12-11 | 上海航天测控通信研究所 | 用于海面温度探测的多层次微波综合孔径定标装置及方法 |
| CN113264201A (zh) * | 2020-10-29 | 2021-08-17 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种敏捷卫星主动推扫成像实现方法 |
| CN113063436B (zh) * | 2021-02-25 | 2022-07-01 | 上海卫星工程研究所 | 评估卫星稳定度及指向精度在轨性能的预报方法及系统 |
| CN112926208B (zh) * | 2021-02-26 | 2023-12-12 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种低轨卫星被动对月定标时机计算方法和系统 |
| CN113945218A (zh) * | 2021-08-26 | 2022-01-18 | 中国空间技术研究院 | 基于对月成像的敏捷遥感卫星在轨自主调焦方法 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104085539A (zh) * | 2014-06-26 | 2014-10-08 | 北京控制工程研究所 | 成像定标的姿态控制方法 |
| CN104462776A (zh) * | 2014-11-06 | 2015-03-25 | 中国空间技术研究院 | 一种低轨道地球观测卫星对月球绝对辐射定标方法 |
| CN105446346A (zh) * | 2015-11-26 | 2016-03-30 | 航天东方红卫星有限公司 | 遥感卫星对月相对定标姿态调整方法 |
| CN105486315A (zh) * | 2015-11-26 | 2016-04-13 | 航天东方红卫星有限公司 | 遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法 |
-
2016
- 2016-04-25 CN CN201610262304.4A patent/CN105928525B/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104085539A (zh) * | 2014-06-26 | 2014-10-08 | 北京控制工程研究所 | 成像定标的姿态控制方法 |
| CN104462776A (zh) * | 2014-11-06 | 2015-03-25 | 中国空间技术研究院 | 一种低轨道地球观测卫星对月球绝对辐射定标方法 |
| CN105446346A (zh) * | 2015-11-26 | 2016-03-30 | 航天东方红卫星有限公司 | 遥感卫星对月相对定标姿态调整方法 |
| CN105486315A (zh) * | 2015-11-26 | 2016-04-13 | 航天东方红卫星有限公司 | 遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| Modeling the radiance of the moon for on-orbit calibration;Thomas C.Stone et al.;《Earth Earth Observing Systems Ⅷ》;20031110;第463-470页 * |
| 一种卫星对月定标期间的姿态机动模式研究;高涵等;《北京力学会第21届学术年会暨北京振动工程学会第22届学术年会论文集》;20151231;第Ⅲ-68至Ⅲ-75页 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN105928525A (zh) | 2016-09-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN105928525B (zh) | 一种卫星对月定标的姿态确定方法 | |
| US9991958B2 (en) | Satellite tracking with a portable telescope and star camera | |
| Li et al. | The global image of the Moon obtained by the Chang’E-1: Data processing and lunar cartography | |
| Liebe | Accuracy performance of star trackers-a tutorial | |
| CN104764443B (zh) | 一种光学遥感卫星严密成像几何模型构建方法 | |
| Wu et al. | Integration of Chang'E-2 imagery and LRO laser altimeter data with a combined block adjustment for precision lunar topographic modeling | |
| CN104462776B (zh) | 一种低轨道地球观测卫星对月球绝对辐射定标方法 | |
| US6622970B2 (en) | Method and apparatus for autonomous solar navigation | |
| CN107450582B (zh) | 一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法 | |
| CN104567819B (zh) | 一种星载相机全视场偏流角确定与补偿方法 | |
| CN105446346B (zh) | 遥感卫星对月相对定标姿态调整方法 | |
| Oberst et al. | The Phobos geodetic control point network and rotation model | |
| CN111896009B (zh) | 卫星飞行运动导致的成像视线偏移改正方法及系统 | |
| CN105486315B (zh) | 遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法 | |
| CN113720360A (zh) | 一种敏捷光学遥感卫星星/地相机夹角在轨标定方法 | |
| RU2014252C1 (ru) | Способ картографирования небесной сферы и космический аппарат для его осуществления | |
| CN107860400B (zh) | 遥感卫星图像定位整星级综合优化设计与分析方法 | |
| CN105823485B (zh) | 一种卫星对月定标的时间规划方法 | |
| CN111879299B (zh) | 一种地基望远镜全自动指星方法 | |
| Duxbury et al. | Phobos and Deimos astrometric observations from Viking | |
| Duxbury et al. | Phobos and Deimos astrometric observations from Mariner 9 | |
| CN113532372B (zh) | 一种天基双星交会测角测距装置的使用方法 | |
| Christian | Optical navigation for a spacecraft in a planetary system | |
| CN114061594A (zh) | 一种多视场星空观测卫星目标姿态规划方法 | |
| Guan et al. | Low-Frequency Attitude Error Compensation for the Jilin-1 Satellite Based on Star Observation |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |