CN106525001B - 地球静止轨道遥感卫星相机视轴空间指向计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种地球静止轨道遥感卫星相机视轴空间指向计算方法，包括以下步骤：步骤一：将试验获得的相机安装面热变形数据转化为相机坐标系相对于卫星本体坐标系热变形的三个欧拉角；步骤二：通过在微振动环境下对目标模拟器成像，将获得的视轴在像面坐标系下的像元坐标转化到卫星本体坐标系下的指向角度；步骤三：将步骤一和步骤二获得的数据融合到卫星姿态角上，确定相机视轴在空间的真实指向。本发明针对现有地面尚无依靠地面试验数据计算遥感卫星视轴空间指向的方法，本发明依赖对静止轨道卫星热环境、微振动环境的模拟获得的实验数据，通过数据融合的方法获得相机视轴的空间指向，填补该领域的一项空白。

Description

地球静止轨道遥感卫星相机视轴空间指向计算方法

技术领域

本发明涉及一种计算方法，具体地，涉及一种地球静止轨道遥感卫星相机视轴空间指向计算方法。

背景技术

对于遥感卫星而言，相机的视轴指向决定了目标获取的准确性和精确性，而相机的空间指向主要受在轨姿态扰动、热变形以及微振动源影响，因此要融合各方面影响因素，辨识视轴的准确指向位置。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种地球静止轨道遥感卫星相机视轴空间指向计算方法，其针对现有地面尚无依靠地面试验数据计算遥感卫星视轴空间指向的方法，本发明依赖对静止轨道卫星热环境、微振动环境的模拟获得的实验数据，通过数据融合的方法获得相机视轴的空间指向，填补该领域的一项空白。

根据本发明的一个方面，提供一种地球静止轨道遥感卫星相机视轴空间指向计算方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一：将试验获得的相机安装面热变形数据转化为相机坐标系相对于卫星本体坐标系热变形的三个欧拉角；

步骤二：通过在微振动环境下对目标模拟器成像，将获得的视轴在像面坐标系下的像元坐标转化到卫星本体坐标系下的指向角度；

步骤三：将步骤一和步骤二获得的数据融合到卫星姿态角上，确定相机视轴在空间的真实指向。

优选地，所述步骤一包括以下步骤：

步骤十一：热变形指向定义

O_b-X_bY_bZ_b为卫星本体坐标系，O_i-X_iY_iZ_i为相机坐标系；用滚动角俯仰角θ_r、偏航角φ_r定义相机相对于卫星本体坐标系热变形的三个欧拉角，

步骤十二：热变形转移矩阵解算

如下三式根据欧拉角转换矩阵：

按照3-1-2转序可以得到转移矩阵，如下式：

优选地，所述步骤二包括以下步骤：

步骤二十一：像面坐标系指向定义

以初始目标模拟器在相机像平面的成像点(X₀，Y₀)为基准，定义像面坐标系O_mX_mY_m，像面坐标系单位为像元；

步骤二十二：微振动转移矩阵解算

定义相机像元角分辨率为η，定义卫星微振动源未开启时刻，目标模拟器在像面坐标系X_m与Y_m的坐标为[x0,y0]，卫星微振动源开启后，目标模拟器在像面坐标系X_m与Y_m的坐标随时间变化为[x1,y1]、[x2,y2]、[x3,y3]…[xN,yN]，则相应视轴在微振动环境下在本体坐标系下的三个欧拉角(滚动角俯仰角θ_z、偏航角φ_z)可通过下面公式计算：

根据欧拉角转换矩阵,按照3-1-2转序可以得到转移矩阵，如下式：

优选地，所述步骤三包括以下步骤：

步骤三十一：将测得的卫星姿态角转换成转移矩阵

定义卫星本体坐标系相对轨道坐标系的三轴姿态角用欧拉角分别表示为：滚动角俯仰角θ、偏航角φ；

根据欧拉角转换矩阵,按照3-1-2转序可以得到转移矩阵，如下式：

步骤三十二：融合相机安装矩阵T_a、热变形转移矩阵T_r、微振动转移矩阵T_z和姿态矩阵T信息后，相机视轴在轨道坐标系下的坐标，即表征的空间指向为如下式：

其中，相机安装矩阵T_a为卫星本体坐标系到相机坐标系的转移矩阵。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：本发明针对现有地面尚无依靠地面试验数据计算遥感卫星视轴空间指向的方法，本发明依赖对静止轨道卫星热环境、微振动环境的模拟获得的实验数据，通过数据融合的方法获得相机视轴的空间指向，填补该领域的一项空白。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明地球静止轨道遥感卫星相机视轴空间指向计算方法的原理图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1所示，本发明地球静止轨道遥感卫星相机视轴空间指向计算方法包括以下步骤：

步骤一：将试验获得的相机安装面热变形数据转化为相机坐标系相对于卫星本体坐标系热变形的三个欧拉角；步骤一包括以下步骤：

步骤十一：热变形指向定义

O_b-X_bY_bZ_b为卫星本体坐标系，O_i-X_iY_iZ_i为相机坐标系(见图1)。用滚动角俯仰角θ_r、偏航角φ_r定义相机相对于卫星本体坐标系热变形的三个欧拉角，

步骤十二：热变形转移矩阵解算

如下式(1)、(2)、(3)根据欧拉角转换矩阵：

按照3-1-2转序可以得到转移矩阵，如下式(4)：

步骤二：通过在微振动环境下对目标模拟器成像，将获得的视轴在像面坐标系下的像元坐标转化到卫星本体坐标系下的指向角度；步骤二包括以下步骤：

步骤二十一：像面坐标系指向定义

以初始目标模拟器在相机像平面的成像点(X₀，Y₀)为基准，定义像面坐标系O_mX_mY_m(见图1)，像面坐标系单位为像元。

步骤二十二：微振动转移矩阵解算

定义相机像元角分辨率为η，定义卫星微振动源未开启时刻，目标模拟器在像面坐标系X_m与Y_m的坐标为[x0,y0]，卫星微振动源开启后，目标模拟器在像面坐标系X_m与Y_m的坐标随时间变化为[x1,y1]、[x2,y2]、[x3,y3]…[xN,yN]，则相应视轴在微振动环境下在本体坐标系下的三个欧拉角(滚动角俯仰角θ_z、偏航角φ_z)可通过下面公式(5)计算：

根据欧拉角转换矩阵,按照3-1-2转序可以得到转移矩阵，如下式(6)：

步骤三：将步骤一和步骤二获得的数据融合到卫星姿态角上，确定相机视轴在空间的真实指向。步骤三包括以下步骤：

步骤三十一：将测得的卫星姿态角转换成转移矩阵

定义卫星本体坐标系相对轨道坐标系的三轴姿态角用欧拉角分别表示为：滚动角俯仰角θ、偏航角φ(见图1)。

根据欧拉角转换矩阵,按照3-1-2转序可以得到转移矩阵，如下式(7)：

步骤三十二：融合相机安装矩阵T_a、热变形转移矩阵T_r、微振动转移矩阵T_z和姿态矩阵T信息后，相机视轴在轨道坐标系下的坐标，即表征的空间指向为如下式(8)：

其中，相机安装矩阵T_a为卫星本体坐标系到相机坐标系的转移矩阵。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (3)

1.一种地球静止轨道遥感卫星相机视轴空间指向计算方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一：将试验获得的相机安装面热变形数据转化为相机坐标系相对于卫星本体坐标系热变形的三个欧拉角；

步骤二：通过在微振动环境下对目标模拟器成像，将获得的视轴在像面坐标系下的像元坐标转化到卫星本体坐标系下的指向角度；

步骤三：将步骤一和步骤二获得的数据融合到卫星姿态角上，确定相机视轴在空间的真实指向；

所述步骤一包括以下步骤：

步骤十一：热变形指向定义

O_b-X_bY_bZ_b为卫星本体坐标系，O_i-X_iY_iZ_i为相机坐标系；用滚动角俯仰角θ_r、偏航角φ_r定义相机相对于卫星本体坐标系热变形的三个欧拉角，

步骤十二：热变形转移矩阵解算

如下三式根据欧拉角转换矩阵：

按照3-1-2转序可以得到转移矩阵，如下式：

2.根据权利要求1所述的地球静止轨道遥感卫星相机视轴空间指向计算方法，其特征在于，所述步骤二包括以下步骤：

步骤二十一：像面坐标系指向定义

以初始目标模拟器在相机像平面的成像点(X₀，Y₀)为基准，定义像面坐标系O_mX_mY_m，像面坐标系单位为像元；

步骤二十二：微振动转移矩阵解算

定义相机像元角分辨率为η，定义卫星微振动源未开启时刻，目标模拟器在像面坐标系X_m与Y_m的坐标为[x0,y0]，卫星微振动源开启后，目标模拟器在像面坐标系X_m与Y_m的坐标随时间变化为[x1,y1]、[x2,y2]、[x3,y3]…[xN,yN]，则相应视轴在微振动环境下在本体坐标系下的三个欧拉角(滚动角俯仰角θ_z、偏航角φ_z)可通过下面公式计算：

根据欧拉角转换矩阵,按照3-1-2转序可以得到转移矩阵，如下式：

3.根据权利要求1所述的地球静止轨道遥感卫星相机视轴空间指向计算方法，其特征在于，所述步骤三包括以下步骤：

步骤三十一：将测得的卫星姿态角转换成转移矩阵

定义卫星本体坐标系相对轨道坐标系的三轴姿态角用欧拉角分别表示为：滚动角俯仰角θ、偏航角φ；

根据欧拉角转换矩阵,按照3-1-2转序可以得到转移矩阵，如下式：

步骤三十二：融合相机安装矩阵T_a、热变形转移矩阵T_r、微振动转移矩阵T_z和姿态矩阵T信息后，相机视轴在轨道坐标系下的坐标，即表征的空间指向为如下式：

其中，相机安装矩阵T_a为卫星本体坐标系到相机坐标系的转移矩阵。