CN107505948B - 一种用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法 - Google Patents

一种用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法 Download PDF

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CN107505948B CN201710595137.XA CN201710595137A CN107505948B CN 107505948 B CN107505948 B CN 107505948B CN 201710595137 A CN201710595137 A CN 201710595137A CN 107505948 B CN107505948 B CN 107505948B
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Abstract

本发明涉及一种用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法，步骤为：(1)建立曲线目标在地固系下的位置坐标与成像累计时间之间的多项式模型；(2)基于步骤(1)获得的曲线目标多项式模型计算卫星的滚动角和俯仰角；(3)基于步骤(1)获得的曲线目标多项式模型以及步骤(2)得到的滚动角和俯仰角，计算卫星的偏航角，该方法能够支持沿公路、海岸线、边境线等曲线目标一次性连续成像，能够显著提升卫星在轨的使用效能；此外，该方法考虑了地球椭率的影响，覆盖目标更准确，成像质量更高，可用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态规划。

Description

一种用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法
技术领域
本发明涉及航天器姿态调整技术领域，特别涉及一种用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法。
背景技术
传统光学遥感敏捷卫星一般是依靠卫星的轨道运动来实现对目标区域的推扫成像，成像的地理区域与星下点轨迹平行。一方面，这类卫星一般采用太阳同步轨道，对东西经度方向成像覆盖能力较弱；另一方面，对于边境线、海岸线、河流等特殊地理区域的成像，由于目标区域狭长且形状不规则，它们难以用一条或同方向的多个条带实现覆盖，或者覆盖的效能非常低。随着姿态机动能力的快速提升，新型敏捷卫星可通过姿态的实时机动调整视轴对地指向进行推扫成像。这种推扫成像模式非常灵活，成像轨迹不再需要平行星下点轨迹。只要卫星姿态机动能力足够的强，理论上可以实现沿地球表面任意曲线目标进行成像。这种成像模式不仅能够有效解决东西方向成像的问题，也能满足对狭长弯曲的目标区域进行高效成像的需求。
新型敏捷卫星姿态机动过程中沿曲线条带成像时，卫星的三轴姿态需实时变化，需要对成像过程中的姿态进行规划。敏捷卫星动中成像技术，指卫星在三轴姿态机动中开启光学有效载荷并进行成像，在成像过程中实时调整光轴对地指向以实现复杂的成像任务。现有的敏捷卫星动中成像姿态规划方法都是针对斜条带，即与星下点轨迹成一定夹角的条带。黄群东提供了一种敏捷卫星动态成像的姿态调整方法，通过实时调整卫星三轴姿态角实现对东西方向(即条带与星下线成90°夹角)的推扫成像(黄群东，黄琳，杨芳等.一种用于敏捷卫星动态成像的姿态调整方法，ZL201310028956.8)；黄敏提供了一种沿斜条带成像的姿态调整方法，适用于与星下点轨迹成任意固定夹角的斜条带成像(黄敏，葛玉君，杨芳等.一种沿斜条带成像的姿态调整方法，CN201510411941.9)。这两种方法的不足主要表现在：(1)它们都只适用于斜条带成像的情况，对于边境线、海岸线等曲线目标，仍然需要使用多个斜条带拼接才能覆盖；(2)它们在条带的描述以及姿态角的计算过程中，都需要假设地球为理想球体，与实际情况不符，当相机视场角较小时会存在不能覆盖目标的情况。因此，缺少一种有效的用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法，该方法能够支持沿公路、海岸线、边境线等曲线目标一次性连续成像，能够显著提升卫星在轨的使用效能；此外，该方法考虑了地球椭率的影响，覆盖目标更准确，成像质量更高。
本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
一种用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法，包括如下步骤：
(1)、建立曲线目标在地固坐标系的位置坐标(x,y,z)与成像累计时间t之间的N次多项式模型，具体表示如下：
Figure BDA0001355707520000031
其中：T为成像总时间，T＝L/V，
V表示地速，L表示曲线目标长度；
(2)、根据步骤(1)得到的N次多项式模型计算任意成像时刻卫星的滚动角
Figure BDA0001355707520000032
和俯仰角θ；
(3)、根据步骤(1)得到的N次多项式模型和步骤(2)得到的滚动角
Figure BDA0001355707520000034
和俯仰角θ，计算卫星的偏航角φ，具体公式如下：
Figure BDA0001355707520000033
其中：VT(t)为任意t时刻地面观测点的滑动速度,[VT(t)]b(y)为VT(t)在卫星本体坐标系下y轴方向的分量，[VT(t)]b(x)为VT(t)在卫星本体坐标系下x轴方向的分量。
在上述用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法中，所述步骤(1)中建立曲线目标在地固坐标系的位置坐标(x,y,z)与成像累计时间t之间的N次多项式模型的具体方法如下：
(1.1)、在曲线目标上选取M个离散观测点，其经纬度序列为：(Lon1,Lat1),(Lon2,Lat2),…,(LonM,LatM)；
(1.2)、计算所述M个离散观测点在地固坐标系下的位置坐标(xi,yi,zi)，其中i＝1,2,…,M；
(1.3)、通过迭代拟合得到曲线目标的N次多项式模型的系数，从而确定曲线目标的的N次多项式模型。
在上述用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法中，所述步骤(1.3)中通过迭代拟合得到曲线目标的N次多项式模型的系数的具体方法如下，其中假设当前为第k次迭代，下标k表示第k次迭代中的数据：
(1.3.1)、计算从第1个观测点至所有观测点之间的初始成像时长：
ti(k)＝Li(k)V，i＝1,2,…,M；
其中：Li(k)是从第1个观测点至第i个观测点之间的曲线长度，V表示地速；
Figure BDA0001355707520000041
若|LM(k)-LM(k-1)|≤ε，停止迭代，x(t)(k-1),y(t)(k-1),z(t)(k-1)即最终所求的多项式模型；若|LM(k)-LM(k-1)|>ε，进入步骤(1.3.2)；
其中：ε为误差阈值，LM(k)、LM(k-1)分别表示第k次迭代和第k-1次迭代时从第1个观测点至第M个观测点之间的曲线长度；
(1.3.2)、基于数据对集合{(xi,yi,zi),ti(k)}，采用最小二乘法拟合多项式系数(an,bn,cn)(k),n＝0,1,…,N，获得第k次迭代的多项式模型x(t)(k),y(t)(k),z(t)(k)；
(1.3.3)、令k增加1，返回步骤(1.3.1)。
在上述用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法中，所述步骤(1.1)中按照两点之间的距离不超过15km的原则在曲线目标上选取M个离散观测点。
在上述用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法中，所述误差阈值ε的取值为：ε＝0.001km。
在上述用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法中，根据步骤(2)得到的N次多项式模型计算任意成像时刻卫星的滚动角
Figure BDA0001355707520000054
和俯仰角θ的具体方法如下：
Figure BDA0001355707520000051
Figure BDA0001355707520000052
其中：STo为轨道坐标系下卫星指向观测点的矢量，STo(x)、STo(y)、STo(z)分别表示轨道坐标系下卫星指向观测点的矢量在x、y、z三个方向的分量；
STo＝Aoi·(AiePe-r)
式中：Pe为基于曲线目标多项式模型得到的观测点在地固坐标系下的位置矢量，r为卫星在J2000坐标下的位置矢量，Aie为地固坐标系到惯性坐标系的转换矩阵，Aoi为惯性坐标系到轨道坐标系的转换矩阵。
在上述用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法中，所述步骤(3)中[VT(t)]b(x)与[VT(t)]b(y)通过如下方法得到：
(3.1)、[VT(t)]e表示如下：
Figure BDA0001355707520000053
其中：[VT(t)]e表示任意t时刻观测点在地固坐标系下的速度矢量；
(3.2)、[VT(t)]b在卫星本体坐标系的表示如下：
[VT(t)]b＝AboAoiAie[VT(t)]e；
其中：Abo为从轨道坐标系到卫星滚动和俯仰机动后本体系的姿态矩阵，表示如下：
Figure BDA0001355707520000061
其中：Aoi为惯性坐标系到轨道坐标系下的转换矩阵，Aie为地固坐标系到惯性坐标系下的转换矩阵；
(3.3)、[VT(t)]b(y)为[VT(t)]b在y轴方向的分量，[VT(t)]b(x)为[VT(t)]b在x轴方向的分量。
本发明方法与现有技术相比的优点在于：
(1)、本发明首先通过迭代拟合的方法建立曲线目标在地固系下的位置坐标与成像累计时间之间的多项式模型，然后基于该模型计算出卫星在各个成像时间点的滚动角、俯仰角和偏航角，该姿态调整方法在不考虑卫星姿态机动能力约束的前提下，实现了沿给定地面曲线目标的一次性连续成像，可显著提升卫星在轨的使用效能，克服了现有的敏捷卫星动中成像技术只支持沿与星下线成固定夹角的斜条带成像，对于公路、海岸线、边境线等曲线目标很多时候需要拆分成多个斜条带才能完成覆盖的不足。
(2)、本发明方法建立了空间曲线目标在地固系的位置坐标与成像累计时间之间的多项式数学建模。首先，该模型考虑了地球椭率的影响，与卫星在轨的实际工况一致，有效避免了相机视场角较小时不能覆盖到目标的情况；其次，该模型以成像累计时间为自变量，非常适合于卫星在轨成像任务的编排；另外，建模过程中考虑了地速的影响，可满足快速推扫成像和慢速推扫成像的需求。
(3)、本发明方法在相机载体姿态参数的计算过程中，通过偏航调整实现了偏流角的补偿。与现有斜条带成像技术的偏流角补偿基于地球为理想球体假设相比，本发明方法基于多项式曲线目标模型的偏流角计算方法更加准确，可获得更高的成像质量。
附图说明
图1为本发明姿态调整方法的流程框图；
图2为本发明曲线目标多项式模型拟合流程图；
图3为本发明敏捷卫星机动中沿曲线条带成像示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
如图1所示为本发明姿态调整方法的流程框图，本发明姿态调整方法具体包括：(1)建立曲线目标在地固坐标系下的位置坐标与成像累计时间之间的多项式模型；(2)基于步骤(1)获得的曲线目标多项式模型计算卫星的滚动角和俯仰角；(3)基于步骤(1)获得的曲线目标多项式模型以及步骤(2)得到的滚动角和俯仰角，计算卫星的偏航角。本发明方法可用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态规划。
本发明用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法的具体实现步骤如下：
(1)、建立曲线目标地固系的位置坐标与成像累计时间之间的多项式模型
如图2所示为本发明曲线目标多项式模型拟合流程图，具体建立多项式模型的步骤如下：
(1.1)、按照两点之间的距离不超过15km的原则在曲线目标上选取M个离散观测点，其经纬度序列为：(Lon1,Lat1),(Lon2,Lat2),…,(LonM,LatM)；
(1.2)、在考虑地球椭率的情况下计算M个离散观测点在地固坐标系下的位置坐标(xi,yi,zi)，其中i＝1,2,…,M，单位为km；
(1.3)、通过迭代拟合得到曲线目标的多项式模型的系数，从而确定曲线目标地固坐标系下的位置坐标与成像累计时间的多项式模型，N次多项式模型表示如下：
Figure BDA0001355707520000081
为了保证曲线拟合的准确度和平滑性，本实施例中采用六次或七次多项式来描述观测点地固位置坐标(x,y,z)与成像累计时间t之间的关系。当地速为V，单位为km/s，曲线长度为L，单位为km，则成像总时间T＝LV，单位为s；曲线目标的六次多项式模型为：
Figure BDA0001355707520000082
由于多项式模型系数的更新会影响观测点的坐标值(x,y,z)，从而影响曲线长度L和成像总时间T，成像总时间的变化又需要更新模型。因此，需要通过迭代的方式拟合多项式模型的系数。迭代方法如下：
假设当前为第k次迭代，下标(k)表示第k次迭代中的数据。
(1.3.1)、计算从第1个观测点至所有观测点之间的初始成像时长：
ti(k)＝Li(k)V，i＝1,2,…,M
其中：Li(k)是从第1个观测点至第i个观测点之间的曲线长度，V表示地速；
Figure BDA0001355707520000091
若|LM(k)-LM(k-1)|≤ε，停止迭代，x(t)(k-1),y(t)(k-1),z(t)(k-1)就是最终所求的多项式模型，若|LM(k)-LM(k-1)|>ε，进入步骤(1.3.2)；
其中：ε是误差阈值，本实施例中取ε＝0.001km；LM(k)、LM(k-1)分别表示第k次迭代和第k-1次迭代时从第1个观测点至第M个观测点之间的曲线长度；dx(t)(k-1)、dy(t)(k-1)、dz(t)(k-1)表示求导。
(1.3.2)、基于数据对集合{(xi,yi,zi),ti(k)}，采用最小二乘法拟合多项式系数(an,bn,cn)(k),n＝0,1,…,6；获得第k次迭代的多项式模型x(t)(k),y(t)(k),z(t)(k)；
(1.3.3)、令k增加1，即k＝k+1，返回步骤(1.3.1)。
(2)、基于曲线目标多项式模型计算卫星的滚动角和俯仰角
本发明根据敏捷光学遥感卫星成像原理，可以建立如图3所示的成像几何模型：卫星的轨道坐标系为S-XoYoZo，S为卫星的质心，Zo轴指向地心，Xo轴指向飞行方向，Yo由右手定则确定，星下点为S′，T为当前t时刻卫星拍摄的曲线目标上的任意一点。所述的相机光轴与卫星本体坐标系的偏航轴重合。假设卫星本体坐标系初始时刻与轨道坐标系重合，采用1-2-3姿态转序。
基于上一步得到的曲线目标多项式模型可计算出任意成像t时刻观测点T在地固坐标系下的位置矢量Pe，已知卫星S在J2000坐标下的位置矢量为r，地固坐标系到惯性坐标系的转换矩阵为Aie，惯性坐标系到轨道坐标系的转换矩阵为Aoi。
J2000坐标下卫星S指向观测点T的矢量为：STi＝AiePe-r；
转换到轨道坐标系：STo＝Aoi·STi；
则卫星的滚动姿态角：
Figure BDA0001355707520000101
则卫星俯仰姿态角：
Figure BDA0001355707520000102
其中：STo为轨道坐标系下卫星指向观测点的矢量，STo(x)、STo(y)、STo(z)分别表示轨道坐标系下卫星指向观测点的矢量在x、y、z三个方向的分量。
(3)、基于曲线目标多项式模型以及滚动角和俯仰角计算卫星的偏航角
偏航角大小等于偏流角，用于对TDICCD相机的像移进行补偿。在卫星相机坐标系下(与卫星本体坐标系重合)，观测点T相对像面的移动速度即vb为：
vb＝(ωe×Re)b-(ωs×Re)b-ωb×STb；
第一项中为目标观测点T在J2000坐标系下的绝对运动速度；第二项为目标点观测T由于卫星轨道运动坐标系的转动而带来的牵连速度；第三项为目标观测点T因为卫星姿态机动带来的牵连速度。
考虑到曲线目标多项式模型已经给出了观测点在地固坐标系下的位置坐标x,y,z与成像时间t的函数关系表达式。因此，任意t时刻地固坐标系下地面观测点的滑动速度VT(t)可以表示为：
Figure BDA0001355707520000103
其中：[VT(t)]e就是由于卫星轨道运动、姿态机动和地球自转合成得到的任意t时刻观测点在地固坐标系下的速度矢量，VT(t)为任意t时刻地面观测点的滑动速度。
以六次多项式为例，VT(t)表示如下：
Figure BDA0001355707520000111
其在卫星本体坐标系的表示为：
[VT(t)]b＝AboAoiAie[VT(t)]e；
其中：Abo为从轨道坐标系到卫星侧摆和俯仰机动后本体系的姿态矩阵：其中：Aoi为惯性坐标系到轨道坐标系下的转换矩阵，Aie为地固坐标系到惯性坐标系下的转换矩阵；
Figure BDA0001355707520000112
则卫星偏航角计算公式为：
Figure BDA0001355707520000113
其中：[VT(t)]b(y)为[VT(t)]b在y轴方向的分量，[VT(t)]b(x)为[VT(t)]b在x轴方向的分量。
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (6)

1.一种用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法，其特征在于：包括如下步骤：
(1)、建立曲线目标在地固坐标系的位置坐标(x,y,z)与成像累计时间t之间的N次多项式模型，具体表示如下：
Figure FDA0002633343960000011
其中：T为成像总时间，T＝L/V，
V表示地速，L表示曲线目标长度；
(2)、根据步骤(1)得到的N次多项式模型计算任意成像时刻卫星的滚动角
Figure FDA0002633343960000013
和俯仰角θ；
(3)、根据步骤(1)得到的N次多项式模型和步骤(2)得到的滚动角
Figure FDA0002633343960000014
和俯仰角θ，计算卫星的偏航角φ，具体公式如下：
Figure FDA0002633343960000012
其中：VT(t)为任意t时刻地面观测点的滑动速度,[VT(t)]b(y)为VT(t)在卫星本体坐标系下y轴方向的分量，[VT(t)]b(x)为VT(t)在卫星本体坐标系下x轴方向的分量；
所述步骤(3)中[VT(t)]b(x)与[VT(t)]b(y)通过如下方法得到：
(3.1)、[VT(t)]e表示如下：
Figure FDA0002633343960000021
其中：[VT(t)]e表示任意t时刻观测点在地固坐标系下的速度矢量；
(3.2)、[VT(t)]b在卫星本体坐标系的表示如下：
[VT(t)]b＝AboAoiAie[VT(t)]e；
其中：Abo为从轨道坐标系到卫星滚动和俯仰机动后本体系的姿态矩阵，表示如下：
Figure FDA0002633343960000022
其中：Aoi为惯性坐标系到轨道坐标系下的转换矩阵，Aie为地固坐标系到惯性坐标系下的转换矩阵；
(3.3)、[VT(t)]b(y)为[VT(t)]b在y轴方向的分量，[VT(t)]b(x)为[VT(t)]b在x轴方向的分量。
2.根据权利要求1所述的用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法，其特征在于：所述步骤(1)中建立曲线目标在地固坐标系的位置坐标(x,y,z)与成像累计时间t之间的N次多项式模型的具体方法如下：
(1.1)、在曲线目标上选取M个离散观测点，其经纬度序列为：(Lon1,Lat1),(Lon2,Lat2),…,(LonM,LatM)；
(1.2)、计算所述M个离散观测点在地固坐标系下的位置坐标(xi,yi,zi)，其中i＝1,2,…,M；
(1.3)、通过迭代拟合得到曲线目标的N次多项式模型的系数，从而确定曲线目标的N次多项式模型。
3.根据权利要求2所述的用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法，其特征在于：所述步骤(1.3)中通过迭代拟合得到曲线目标的N次多项式模型的系数的具体方法如下，其中假设当前为第k次迭代，下标k表示第k次迭代中的数据：
(1.3.1)、计算从第1个观测点至所有观测点之间的初始成像时长：
ti(k)＝Li(k)/V，i＝1,2,…,M；
其中：Li(k)是从第1个观测点至第i个观测点之间的曲线长度，V表示地速；
Figure FDA0002633343960000031
若|LM(k)-LM(k-1)|≤ε，停止迭代，x(t)(k-1),y(t)(k-1),z(t)(k-1)即最终所求的多项式模型；若|LM(k)-LM(k-1)|>ε，进入步骤(1.3.2)；
其中：ε为误差阈值，LM(k)、LM(k-1)分别表示第k次迭代和第k-1次迭代时从第1个观测点至第M个观测点之间的曲线长度；
(1.3.2)、基于数据对集合{(xi,yi,zi),ti(k)}，采用最小二乘法拟合多项式系数(an,bn,cn)(k),n＝0,1,…,N，获得第k次迭代的多项式模型x(t)(k),y(t)(k),z(t)(k)；
(1.3.3)、令k增加1，返回步骤(1.3.1)。
4.根据权利要求2所述的用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法，其特征在于：所述步骤(1.1)中按照两点之间的距离不超过15km的原则在曲线目标上选取M个离散观测点。
5.根据权利要求3所述的用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法，其特征在于：所述误差阈值ε的取值为：ε＝0.001km。
6.根据权利要求1所述的用于敏捷卫星机动中沿曲线条带成像的姿态调整方法，其特征在于：根据步骤(2)得到的N次多项式模型计算任意成像时刻卫星的滚动角
Figure FDA0002633343960000032
和俯仰角θ的具体方法如下：
Figure FDA0002633343960000033
Figure FDA0002633343960000041
其中：STo为轨道坐标系下卫星指向观测点的矢量，STo(x)、STo(y)、STo(z)分别表示轨道坐标系下卫星指向观测点的矢量在x、y、z三个方向的分量；
STo＝Aoi·(AiePe-r)
式中：Pe为基于曲线目标多项式模型得到的观测点在地固坐标系下的位置矢量，r为卫星在J2000坐标下的位置矢量，Aie为地固坐标系到惯性坐标系的转换矩阵，Aoi为惯性坐标系到轨道坐标系的转换矩阵。
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