CN106197425B - 基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算方法 - Google Patents

基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算方法 Download PDF

Info

Publication number
CN106197425B
CN106197425B CN201610493487.0A CN201610493487A CN106197425B CN 106197425 B CN106197425 B CN 106197425B CN 201610493487 A CN201610493487 A CN 201610493487A CN 106197425 B CN106197425 B CN 106197425B
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
vector
axis
coordinate system
target point
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
Application number
CN201610493487.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106197425A (zh
Inventor
陈韬亦
马鹏斌
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
CETC 54 Research Institute
Original Assignee
CETC 54 Research Institute
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by CETC 54 Research Institute filed Critical CETC 54 Research Institute
Priority to CN201610493487.0A priority Critical patent/CN106197425B/zh
Publication of CN106197425A publication Critical patent/CN106197425A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106197425B publication Critical patent/CN106197425B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • G01C21/20—Instruments for performing navigational calculations
    • 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

Abstract

一种基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算方法，已知J2000坐标系下航天器某一时刻的位置速度矢量rJ2000和速度矢量航天器的姿态角求航天器传感器指向矢量和地面目标点坐标。根据卫星姿态旋转过程和姿态旋转角求得卫星在轨道坐标系中的位置矢量；根据卫星在地心J2000惯性坐标系中的位置速度矢量和速度矢量求出轨道坐标系到地心J2000惯性坐标系的转换矩阵C；用转换矩阵C将卫星在轨道坐标系中的位置矢量转换至地心J2000惯性坐标系中的位置矢量；将卫星在地心J2000惯性坐标系中的位置矢量转换至地固坐标系中的矢量；根据卫星在地固坐标系中的矢量和卫星质点坐标求得地面目标点坐标。

Description

基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算方法
技术领域
本发明属于航天测量与控制应用领域，涉及航天器对地面目标观测的姿态机动计算方法，适用于地球资源航天器及遥感航天器在飞行过程中对地面目标观测的姿态机动计算。
背景技术
随着空间对地观测技术的迅猛发展，遥感航天器越来越多，对地面目标的访问模式也由以往的固定星下点模式、单侧摆模式发展可多自由度姿态调节传感器模式。以往的固定星下点模式、单侧摆模式无法对同时能够两个方向、多自由度姿态调节传感器模式进行建模计算，且计算过程冗长复杂。随着新型航天器和传感器的出现，需要研究新的可多自由度姿态调节的对地面目标观测姿态机动计算方法。
发明内容
本发明索要解决的技术问题是提出一种航天器对地面目标观测的姿态计算方法，建立了地面目标点和卫航天器坐标转换关系，依据空间几何关系给出了航天器对地面目标观测的方程，并得到了该方程的分析解，由航天器姿态求取地面目标点位置。。
本发明采用的技术方案为：
基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算方法，包括以下步骤：
(1)根据卫星姿态旋转过程和姿态旋转角求得卫星在轨道坐标系中的位置矢量；
(2)根据卫星在地心J2000惯性坐标系中的位置速度矢量和速度矢量求出轨道坐标系到地心J2000惯性坐标系的转换矩阵C；
(3)用转换矩阵C将卫星在轨道坐标系中的位置矢量转换至地心J2000惯性坐标系中的位置矢量；
(4)将卫星在地心J2000惯性坐标系中的位置矢量转换至地固坐标系中的矢量；
(5)根据卫星在地固坐标系中的矢量和卫星质点坐标求得地面目标点坐标；
完成基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算。
其中，步骤(1)的求解算法有以下四种方法：卫星绕X轴旋转时的姿态旋转角为横滚角绕Y轴旋转时的姿态旋转角为俯仰角θ，绕Z轴旋转时的姿态旋转角为偏航角ψ；
方法1：卫星先绕Y轴旋转，再绕X轴旋转，卫星在轨道坐标系中的位置矢量为：
方法2：卫星先绕X轴旋转，再绕Y轴旋转，卫星在轨道坐标系中的位置矢量为：
方法3：卫星先绕Z轴旋转，再绕Y轴旋转，卫星在轨道坐标系中的位置矢量为：
方法4：卫星先绕Z轴旋转，再绕X轴旋转，卫星在轨道坐标系中的位置矢量为：
其中，地面目标点需要满足三个条件：
(a)地面目标点在方向为卫星相机的视线矢量，且过卫星质点的直线上；
(b)地面目标点为地球上的点；
(c)地面目标点位于卫星质点到地心的矢量和卫星指向地固坐标系中的矢量相交的平面内；
步骤(5)具体包括以下步骤：
(501)由地面目标点满足的三个条件对应得到三个方程：
i(x-X0)+j(y-Y0)+k(z-Z0)＝0；
式中，(i,j,k)为卫星在地固坐标系中的矢量，(X0,Y0,Z0)为卫星质点坐标，(x,y,z)为地面目标点坐标；
式中，R1和R2分别为地球赤道半径和极半径；
Ax+By+Cz＝0；
式中，(A,B,C)为地面目标点位于卫星质点到地心的矢量和卫星指向地固坐标系中的矢量相交的平面的法向量，
(502)求解以上三个条件组成的三元二次方程，解得：
式中，
其中，求解三个条件组成的三元二次方程，若存在实数解，则(x,y,z)有两个解，根据距离关系排除地球反面的交点，即距离卫星较近的结果为所求目标点坐标；若无实数解，则该矢量与地球无交点，指向地球外部。
与现有技术相比本发明的优点为：
(1)根据给出航天器对地观测所满足的方程组，对已知两个姿态角反求地面目标点给出准确的分析解。
(2)航天器对地实时观测计算效率及精度高。
(3)增长卫星的对地观测时间，实现卫星对地面目标的凝视效果。
附图说明
图1是卫星、地面目标和地球空间几何关系。
图2是已知卫星J2000系位置速度和姿态角求地面目标点位置的流程图。
具体实施方式
1用到的坐标系统和转换
1.1坐标系的定义
表1坐标系的定义
1.2定义旋转矩阵
在右旋直角坐标系中，以坐标轴的旋转而实现的坐标变换，可以通过旋转矩阵来表示新老坐标系之间的变换关系。定义如下三个旋转矩阵：
其中RK(θ)表示绕K轴正向旋转θ角(逆时针方向)。例，设新坐标系由原坐标系绕Z轴逆时针旋转θ角而得，则目标在新坐标系中的坐标(X’,Y’,Z’)与原坐标系中的坐标(X,Y,Z)存在如下关系：
1.3 J2000.0惯性坐标系和地固坐标系之间的转换
这两个坐标系之间的差别是极移、地球自转以及岁差章动。对于J2000.0惯性坐标系和地固系中的位置矢量rJ2000和rEG，有：
rEG＝(EP)(ER)(NR)(PR)rJ2000
(PR)为岁差矩阵，(NR)为章动矩阵，(ER)为地球自转矩阵，(EP)为极移矩阵。它们分别由下列各式表达：
(EP)＝Ry(-xp)Rx(-yp)
(ER)＝Rz(SG)
(NR)＝Rx(-Δε)Ry(Δθ)Rz(-Δμ)
(PR)＝Rz(-zA)Ry(θA)Rz(-ζA)
各式中的xp,yp为极移分量，SG为格林尼治恒星时，ζA,θA,zA为岁差量，Δε,Δθ,Δμ为章动量。
1.4大地坐标与地固坐标系直角坐标的转换
(X,Y,Z)为地固坐标系直角坐标；(B,L,H)为大地纬度、大地经度、大地高程；Re＝6378137m为地球赤道半径，ec为地球子午圈的偏心率。则
1.5J2000.0惯性坐标系和卫星轨道坐标系之间的转换
记位置矢量从J2000.0惯性坐标系到卫星轨道坐标系的转换矩阵为C，由卫星轨道坐标系的定义可得转换矩阵C的各元素为：
C(1,i)＝C(2,j)×C(3,k)
其中：i＝1,2,3对应着转换矩阵C中每个行向量的三个分量。
C(1,i),C(2,j),C(3,k)分别为矩阵C中第一行、第二行和第三行的行向量。
1.6卫星轨道坐标系和卫星本体坐标系之间的转换
在卫星轨道系中，定义绕X轴旋转为滚动角(也可称为侧摆)，定义绕Y轴旋转俯仰角θ，绕Z轴旋转偏航角：ψ，经坐标旋转到卫星本体系。根据旋转次序不同有个定义。
1.7卫星本体坐标系和传感器基准坐标系之间的转换
可认为卫星本体坐标系和传感器基准坐标系的坐标原点相同，转换关系可根据安装位置定义的通过坐标旋转得到。传感器安装于卫星本体系Z轴。
2、基于卫星姿态角度的地面目标点位置计算方法，包括以下步骤：
(1)根据卫星姿态旋转过程和姿态旋转角求得卫星在轨道坐标系中的位置矢量r(x,y,z)；定义卫星绕X轴旋转时的姿态旋转角为横滚角绕Y轴旋转时的姿态旋转角为俯仰角θ，绕Z轴旋转时的姿态旋转角为偏航角ψ；有以下四种方法，
方法1：卫星先绕Y轴旋转，再绕X轴旋转，卫星在轨道坐标系中的位置矢量为：
方法2：卫星先绕X轴旋转，再绕Y轴旋转，卫星在轨道坐标系中的位置矢量为：
方法3：卫星先绕Z轴旋转，再绕Y轴旋转，卫星在轨道坐标系中的位置矢量为：
方法4：卫星先绕Z轴旋转，再绕X轴旋转，卫星在轨道坐标系中的位置矢量为：
(2)根据卫星在地心J2000惯性坐标系中的位置速度矢量rJ2000和速度矢量求出轨道坐标系到地心J2000惯性坐标系的转换矩阵C；
(3)用转换矩阵C将卫星在轨道坐标系中的位置矢量r(x,y,z)转换至地心J2000惯性坐标系中的位置矢量；
(4)将卫星在地心J2000惯性坐标系中的位置矢量robj转换至地固坐标系中的矢量；
(5)根据卫星在地固坐标系中的矢量和卫星质点坐标求得地面目标点坐标；
地面目标点需要满足三个条件：
(a)地面目标点在方向为卫星相机的视线矢量，且过卫星质点的直线上；
(b)地面目标点为地球上的点；
(c)地面目标点位于卫星质点到地心的矢量和卫星指向地固坐标系中的矢量相交的平面内；
步骤(5)具体包括以下步骤：
(501)由地面目标点满足的三个条件对应得到三个方程：
i(x-X0)+j(y-Y0)+k(z-Z0)＝0；
式中，(i,j,k)为卫星在地固坐标系中的矢量，(X0,Y0,Z0)为卫星质点坐标，(x,y,z)为地面目标点坐标；
式中，R1和R2分别为地球赤道半径和极半径；
Ax+By+Cz＝0；
式中，(A,B,C)为地面目标点位于卫星质点到地心的矢量和卫星指向地固坐标系中的矢量相交的平面的法向量，
(502)求解以上三个条件组成的三元二次方程，解得：
式中，
求解三个条件组成的三元二次方程，若存在实数解，则(x,y,z)有两个解，根据距离关系排除地球反面的交点，即距离卫星较近的结果为所求目标点坐标；若无实数解，则该矢量与地球无交点，指向地球外部。
现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：
已知J2000坐标系下航天器某一时刻的位置速度矢量rJ2000和速度矢量航天器的姿态角按照图2的步骤计算航天器传感器指向矢量和地面目标点坐标(B,L,H)。
例：北京时2016年1月1日21：30航天器位置速度为
/4406328.0，5117483.0，1311255.0，1699.0，448.0，-7406.0/
表2四种转序的姿态角
根据表2得到的姿态角反求地面点坐标，结果见表3
表3由地面点求出的四种转序的姿态角
姿态转序 纬度B(度) 经度L(度) 高程H(米)
1先Y轴再绕X轴 9.9999999790 119.999999973 -0.00866
2先X轴再绕Y轴 9.9999999999 119.999999999 -0.00866
3先Z轴再绕Y轴 9.9999999791 119.999999974 -0.00866
4先Z轴再绕X轴 9.9999999791 119.999999974 -0.00866

Claims (3)

1.基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)根据卫星姿态旋转过程和姿态旋转角求得卫星在轨道坐标系中的位置矢量；
(2)根据卫星在地心J2000惯性坐标系中的位置速度矢量和速度矢量求出轨道坐标系到地心J2000惯性坐标系的转换矩阵C；
(3)用转换矩阵C将卫星在轨道坐标系中的位置矢量转换至地心J2000惯性坐标系中的位置矢量；
(4)将卫星在地心J2000惯性坐标系中的位置矢量转换至地固坐标系中的矢量；
(5)根据卫星在地固坐标系中的矢量和卫星质点坐标求得地面目标点坐标；
其中地面目标点需要满足以下三个条件：
(a)地面目标点在方向为卫星相机的视线矢量，且过卫星质点的直线上；
(b)地面目标点为地球上的点；
(c)地面目标点位于卫星质点到地心的矢量和卫星指向地固坐标系中的矢量相交的平面内；
步骤(5)具体包括以下步骤：
(501)由地面目标点满足的三个条件对应得到三个方程：
i(x-X0)+j(y-Y0)+k(z-Z0)＝0；
式中，i为卫星在地固坐标系中x轴的方向矢量，j为卫星在地固坐标系中y轴的方向矢量，k为卫星在地固坐标系中z轴的方向矢量；X0为卫星质点x轴的坐标，Y0为卫星质点y轴的坐标，Z0为卫星质点z轴的坐标；x为地面目标点x轴的坐标，y为地面目标点y轴的坐标，z为地面目标点z轴的坐标；
式中,R1为地球赤道半径，R2为地球赤道极半径；
Ax+By+Cz＝0；
式中，A分别为卫星质点到地心的矢量和卫星指向地固坐标系中的矢量相交的平面的法向量在x轴的方向矢量，B为卫星质点到地心的矢量和卫星指向地固坐标系中的矢量相交的平面的法向量在y轴的方向矢量，C为卫星质点到地心的矢量和卫星指向地固坐标系中的矢量相交的平面的法向量在z轴的方向矢量；
式中，
(502)求解以上三个条件组成的三元二次方程，解得地面目标点的坐标为：
x＝e+fz，y＝g+hz，
式中，
完成基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算。
2.根据权利要求1所述的基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算方法，其特征在于，步骤(1)的求解算法包括方法1、方法2、方法3或方法4，卫星绕X轴旋转时的姿态旋转角为横滚角绕Y轴旋转时的姿态旋转角为俯仰角θ，绕Z轴旋转时的姿态旋转角为偏航角ψ；
方法1：卫星先绕Y轴旋转，再绕X轴旋转，卫星在轨道坐标系中的位置矢量为：
方法2：卫星先绕X轴旋转，再绕Y轴旋转，卫星在轨道坐标系中的位置矢量为：
方法3：卫星先绕Z轴旋转，再绕Y轴旋转，卫星在轨道坐标系中的位置矢量为：
方法4：卫星先绕Z轴旋转，再绕X轴旋转，卫星在轨道坐标系中的位置矢量为：
3.根据权利要求1所述的基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算方法，其特征在于，步骤(502)中求解以上三个条件组成的三元二次方程，若存在实数解，则地面目标点的坐标有两个解，根据距离关系排除地球反面的交点，即距离卫星较近的结果为所求目标点坐标；若无实数解，则该矢量与地球无交点，指向地球外部。
CN201610493487.0A 2016-06-30 2016-06-30 基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算方法 Active CN106197425B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610493487.0A CN106197425B (zh) 2016-06-30 2016-06-30 基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610493487.0A CN106197425B (zh) 2016-06-30 2016-06-30 基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106197425A CN106197425A (zh) 2016-12-07
CN106197425B true CN106197425B (zh) 2019-04-19

Family

ID=57461452

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610493487.0A Active CN106197425B (zh) 2016-06-30 2016-06-30 基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN106197425B (zh)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108508918B (zh) * 2018-02-06 2021-09-07 北京空间飞行器总体设计部 一种静轨遥感卫星数传天线高精度实时对地指向控制方法
CN108427427B (zh) * 2018-03-16 2021-03-26 北京控制工程研究所 一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法
CN108820253B (zh) * 2018-04-16 2020-10-02 上海微小卫星工程中心 一种轨道短时失效情况下对地定向姿态的计算方法
CN110096721B (zh) * 2018-11-23 2022-11-08 中国西安卫星测控中心 一种航天器对地面复杂区域目标的观测可见性判断方法
CN110162069B (zh) * 2019-05-10 2020-09-08 北京航空航天大学 一种近地轨道航天器阳光反射凝视期望姿态解析求解方法
CN110969643B (zh) * 2019-12-18 2023-04-25 中国人民解放军国防科技大学 地面目标移动轨迹的星上自主预测方法
CN111427001A (zh) * 2020-03-19 2020-07-17 上海卫星工程研究所 适用于地面测站天线对卫星指向的目标定位方法
CN111591472B (zh) * 2020-05-15 2021-12-10 北京世冠金洋科技发展有限公司 一种调整卫星姿态的方法和相关装置
CN111998821B (zh) * 2020-07-03 2023-05-26 中国人民解放军32032部队 一种在轨维护卫星传感器指向控制角度计算方法
CN112066943B (zh) * 2020-07-28 2022-04-12 中国空间技术研究院 一种矢量调节转动机构转动角度的计算方法及装置
CN112607056B (zh) * 2020-12-07 2022-07-12 上海卫星工程研究所 雷达卫星对目标观测自主启动触发方法和系统
CN112966211B (zh) * 2021-02-04 2022-03-18 上海卫星工程研究所 卫星对目标观测下视角计算方法及系统

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101204994A (zh) * 2007-12-26 2008-06-25 北京控制工程研究所 一种绕月卫星双轴天线对地指向控制方法
CN101226113A (zh) * 2008-01-30 2008-07-23 北京航空航天大学 基于电注入星图的星敏感器功能测试方法及装置
CN102878995A (zh) * 2012-10-24 2013-01-16 北京控制工程研究所 一种静止轨道卫星自主导航方法
CN103644918A (zh) * 2013-12-02 2014-03-19 中国科学院空间科学与应用研究中心 卫星对月探测数据定位处理方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101204994A (zh) * 2007-12-26 2008-06-25 北京控制工程研究所 一种绕月卫星双轴天线对地指向控制方法
CN101226113A (zh) * 2008-01-30 2008-07-23 北京航空航天大学 基于电注入星图的星敏感器功能测试方法及装置
CN102878995A (zh) * 2012-10-24 2013-01-16 北京控制工程研究所 一种静止轨道卫星自主导航方法
CN103644918A (zh) * 2013-12-02 2014-03-19 中国科学院空间科学与应用研究中心 卫星对月探测数据定位处理方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
适用多传感器的卫星对地覆盖计算模型;胡雅斯等;《遥感技术与应用》;20090831;第24卷(第4期);第537-542页

Also Published As

Publication number Publication date
CN106197425A (zh) 2016-12-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106197425B (zh) 基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算方法
CN106124170B (zh) 一种基于高精度姿态信息的相机光轴指向计算方法
CN107607947B (zh) 基于卡尔曼滤波的星载雷达成像参数在线估计方法
CN106197434A (zh) 基于地面目标点位置的卫星姿态角的计算方法
CN103852082B (zh) 一种星间测量和陀螺的姿态轨道一体化滤波估计方法
CN109709537B (zh) 一种基于卫星编队的非合作目标位置速度跟踪方法
CN105698762A (zh) 一种单机航迹上基于不同时刻观测点的目标快速定位方法
CN111780749B (zh) 一种变轨机动飞机全姿态惯性导航的姿态控制方法
CN103256928A (zh) 一种分布式惯性导航系统及其姿态传递对准方法
CN108427427A (zh) 一种航天器对地表定向目标姿态角计算方法
CN106483466B (zh) 一种卫星入轨阶段太阳电池阵输出电流的估算方法
CN107450582A (zh) 一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法
CN103217987A (zh) 一种用于敏捷卫星动态成像的姿态调整方法
CN110632935B (zh) 一种编队卫星绕飞自主控制方法
CN112198885B (zh) 一种满足机动平台自主降落需求的无人机控制方法
CN108663052B (zh) 一种星上自主空间非合作目标相对导航相机指向控制方法
CN107727101A (zh) 基于双偏振光矢量的三维姿态信息快速解算方法
CN109178345A (zh) 一种用于空中动目标跟踪的云台指向及星体姿态协同控制方法
CN103487032A (zh) 低轨空间相机自由指向像移矢量计算方法
CN103697893A (zh) 利用大气偏振光的三维定姿方法
CN108657467B (zh) 一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制方法及系统
RU2414392C1 (ru) Способ ориентации осей космического аппарата в солнечно-орбитальную систему координат
CN106289156A (zh) 一种卫星以任意姿态成像时获取摄影点太阳高度角的方法
CN110968910B (zh) 一种双视线正交的激光雷达卫星姿态设计方法及控制系统
Liu et al. Mass and mass center identification of target satellite after rendezvous and docking

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