CN107860400A - 遥感卫星图像定位整星级综合优化设计与分析方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种遥感卫星图像定位整星级综合优化设计与分析方法，其包括步骤如下：步骤一，高精度图像定位整星级综合优化设计分为整星姿态基准精密控制及确定、相对姿态基准的载荷热变形控制与星地动态标校、载荷光机指向控制与高精度量测标校，运动部件错频隔离与载荷舱高稳控制、微振动控制与宽频带测量补偿、时间同步与缓变量内插平滑应用等。本发明提供一种高精度图像定位的遥感卫星整星级综合优化设计与分析方法，用于指导新一代高精度遥感卫星总体设计，以实现星地一体化高精度图像定位。
Description
技术领域
本发明涉及一种优化设计方法，特别是涉及一种遥感卫星图像定位整星级综合优化设计与分析方法。
背景技术
目前对地遥感卫星的图像定位性能直接反映一个国家定量化遥感业务应用的能力水平，在图像定位高精度应用中，新一代遥感卫星因星上活动部件多、姿态轨道控制复杂、相机扫描成像模式多样、星地一体化指标要求高，单纯依靠某一系统已无法满足图像定位配准研制要求，必须从全系统角度进行考虑，在整星条件下进行最优设计。目前关于遥感卫星高精度图像定位整星级综合优化设计与分析方法介绍较少，经文献检索，中国发明专利号为“201410138676.7”、专利名称为“一种光学遥感卫星图像定位精度确定方法”的中国专利仅是理论上给出简要的误差分类及预估计算方法，并不能有效指导新一代高精度光学遥感卫星总体优化设计与技术状态确定，本发明通过将整星综合设计分为整星姿态基准精密控制及确定、相对姿态基准的载荷热变形控制与星地动态标校、载荷光机指向控制与高精度量测标校，运动部件错频隔离与载荷舱高稳控制、微振动控制与宽频带测量补偿、时间同步与缓变量内插平滑应用等六大综合优化设计，给出了一种遥感卫星高精度图像定位整星级综合优化设计与分析方法，目前没有发现同本发明类似技术说明，也尚未收集到国内外类似的资料。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种遥感卫星图像定位整星级综合优化设计与分析方法，其能用于指导新一代高精度遥感卫星总体设计，以实现星地一体化高精度图像定位。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：一种遥感卫星图像定位整星级综合优化设计与分析方法，其包括步骤如下：
步骤一，高精度图像定位整星级综合优化设计分为整星姿态基准精密控制及确定、相对姿态基准的载荷热变形控制与星地动态标校、载荷光机指向控制与高精度量测标校，运动部件错频隔离与载荷舱高稳控制、微振动控制与宽频带测量补偿、时间同步与缓变量内插平滑应用；
步骤二，整星姿态基准精密控制指标分析与设计，包括光学姿态敏感器的一轨内缓变基准偏差、低频测量误差、高频噪声效角需求选型设计；敏感器支架的安装偏差、在轨热变形缓变偏差、精密温控精度需求设计；多源姿态联合确定融合误差分配设计；
步骤三，相对姿态基准的载荷热变形控制指标分析与设计，包括载荷本体基准(棱镜)相对于姿态敏感器支架相对变形分析设计；载荷指向机构相对于载荷本体基准相对变形分析设计；载荷后光路相对于载荷指向机构相对变形分析设计；
步骤四，载荷光机指向控制指标分析与设计，包括载荷指向机构控制精度分析设计；转角测量精度分析设计；大视场光学畸变校正分析设计；几何装配标校分析与设计；
步骤五，运动部件错频隔离与载荷舱高稳控制分析与设计，包括运动部件与挠性附件错频隔离设计；运动干扰力矩前馈补偿设计；前馈和反馈复合控制设计；
步骤六，微振动控制分析与设计，包括运动部件微振动测量分析设计；微振动抑制设计；微振动宽频带量测应用设计；
步骤七，时间同步分析与设计，包括图像定位模型参数物理量严格硬线授时同步设计；高频变量高频采集设计；低频缓变量低频采集设计；低频缓变量内插平滑应用设计。
优选地，所述步骤一中整星姿态基准精密控制及确定精度采用姿态确定定量解析评估与姿态确定仿真分析验证，联合对多源姿态融合确定的敏感器进行误差分配与选型设计；
所述的姿态确定误差定量解析评估公式具体为如下式：
其中σn为星敏感器噪声效角，σv为陀螺角度随机游走系数、σu为陀螺角速率随机游走系数，σLFE为星敏感器低频测量误差，T为陀螺角度增量积分时间；利用陀螺的低频误差特性对星敏感器高频误差进行卡尔曼滤波抑制，实现高精度姿态确定，星敏感器低频误差在轨很难修正，选型设计进行严格控制，星敏感器常值偏差与卫星其它慢变误差一起在轨辨识修正，然后通过星敏、陀螺敏感器件的Kalman联合姿态确定仿真，验证指标分配的合理性及指标实现的可行性。
优选地，所述步骤一中整星姿态基准精密控制及确定精度需包含敏感器支架的安装偏差，以及在轨热控热变形量影响，敏感器支架选择热膨胀系数小的材料和精密温控，提高其几何稳定度，降低支架的热变形低频误差及高频误差，为整星姿态基准提供良好好的保证条件。
优选地，所述步骤一中相对姿态基准的载荷热变形控制指标分析与设计，首先建立包含载荷相对姿态基准热变形的在轨载荷视轴指向定位模型，公式如下：
其中为轨道系到惯性系转换矩阵；为卫星本体系到轨道系转换矩阵；为载荷坐标系到卫星本体系转换矩阵；α，β为载荷指向机构转角；δ1，δ2，δ3，δ4，δ5，δ6为载荷本体基准(棱镜)相对于姿态敏感器支架相对变形、载荷指向机构相对于载荷本体基准相对变形、载荷后光路相对于载荷指向机构相对变形的约化效失配角参数集；rij为(i，j)探测像元在探测器面的矢量指向；上述δ1，δ2，δ3，δ4，δ5，δ6均需要在轨通过载荷观恒星或地标已知控制点进行标定，通过卫星载荷观控制点分布特性，获得在轨热变形量控制指标要求；地面试验通过观测光学靶标进行系统级热变形设计分析与评估，对载荷光机指向控制指标分析与设计。
优选地，所述步骤一中整星进行错频隔离与载荷舱高稳控制分析与设计，实现卫星高控制指向精度、高稳定度、低微振动影响要求，否则基于宽频带姿态量测设计，在星上各参数时统一致的情况下实现星地一体化高精度测量定位应用。
本发明的积极进步效果在于：本发明提供一种高精度图像定位的遥感卫星整星级综合优化设计与分析方法，用于指导新一代高精度遥感卫星总体设计，以实现星地一体化高精度图像定位。
附图说明
图1为本发明的优化设计分解图。
图2为本发明的高精度遥感卫星姿态基准精密控制图。
图3为本发明的高精度遥感卫星姿态确定效果图。
具体实施方式
下面结合附图给出本发明较佳实施例，以详细说明本发明的技术方案。
如图1至图3所示，本发明遥感卫星图像定位整星级综合优化设计与分析方法包括步骤如下：
步骤一，高精度图像定位整星级综合优化设计分为整星姿态基准精密控制及确定、相对姿态基准的载荷热变形控制与星地动态标校、载荷光机指向控制与高精度量测标校，运动部件错频隔离与载荷舱高稳控制、微振动控制与宽频带测量补偿、时间同步与缓变量内插平滑应用；
步骤二，整星姿态基准精密控制指标分析与设计，包括光学姿态敏感器的一轨内缓变基准偏差、低频测量误差、高频噪声效角需求选型设计；敏感器支架的安装偏差、在轨热变形缓变偏差、精密温控精度需求设计；多源姿态联合确定融合误差分配设计；
步骤三，相对姿态基准的载荷热变形控制指标分析与设计，包括载荷本体基准(棱镜)相对于姿态敏感器支架相对变形分析设计；载荷指向机构相对于载荷本体基准相对变形分析设计；载荷后光路相对于载荷指向机构相对变形分析设计；
步骤四，载荷光机指向控制指标分析与设计，包括载荷指向机构控制精度分析设计；转角测量精度分析设计；大视场光学畸变校正分析设计；几何装配标校分析与设计；
步骤五，运动部件错频隔离与载荷舱高稳控制分析与设计，包括运动部件与挠性附件错频隔离设计；运动干扰力矩前馈补偿设计；前馈和反馈复合控制设计；
步骤六，微振动控制分析与设计，包括运动部件微振动测量分析设计；微振动抑制设计；微振动宽频带量测应用设计；
步骤七，时间同步分析与设计，包括图像定位模型参数物理量严格硬线授时同步设计；高频变量高频采集设计；低频缓变量低频采集设计；低频缓变量内插平滑应用设计。
所述步骤一中整星姿态基准精密控制及确定精度采用姿态确定定量解析评估与姿态确定仿真分析验证，联合对多源姿态融合确定的敏感器进行误差分配与选型设计；
所述的姿态确定误差定量解析评估公式具体为如下式(1)：
其中σn为星敏感器噪声效角，σv为陀螺角度随机游走系数、σu为陀螺角速率随机游走系数，σLFE为星敏感器低频测量误差，T为陀螺角度增量积分时间；利用陀螺的低频误差特性对星敏感器高频误差进行卡尔曼滤波抑制，实现高精度姿态确定，星敏感器低频误差在轨很难修正，选型设计进行严格控制，星敏感器常值偏差与卫星其它慢变误差一起在轨辨识修正，然后通过星敏、陀螺敏感器件的Kalman联合姿态确定仿真，验证指标分配的合理性及指标实现的可行性。
所述步骤一中整星姿态基准精密控制及确定精度需包含敏感器支架的安装偏差，以及在轨热控热变形量影响，敏感器支架选择热膨胀系数小的材料和精密温控，提高其几何稳定度，降低支架的热变形低频误差及高频误差，为整星姿态基准提供良好好的保证条件。
所述步骤一中相对姿态基准的载荷热变形控制指标分析与设计，首先建立包含载荷相对姿态基准热变形的在轨载荷视轴指向定位模型公式如下式(2)：
其中为轨道系到惯性系转换矩阵；为卫星本体系到轨道系转换矩阵；为载荷坐标系到卫星本体系转换矩阵；α，β为载荷指向机构转角；δ1，δ2，δ3，δ4，δ5，δ6为载荷本体基准(棱镜)相对于姿态敏感器支架相对变形、载荷指向机构相对于载荷本体基准相对变形、载荷后光路相对于载荷指向机构相对变形的约化效失配角参数集；rij为(i，j)探测像元在探测器面的矢量指向；上述δ1，δ2，δ3，δ4，δ5，δ6均需要在轨通过载荷观恒星或地标已知控制点进行标定，通过卫星载荷观控制点分布特性，获得在轨热变形量控制指标要求；地面试验通过观测光学靶标进行系统级热变形设计分析与评估，对载荷光机指向控制指标分析与设计。
所述步骤一中整星进行错频隔离与载荷舱高稳控制分析与设计，实现卫星高控制指向精度、高稳定度、低微振动影响要求，否则基于宽频带姿态量测设计，在星上各参数时统一致的情况下实现星地一体化高精度测量定位应用。
本发明的实施例如下：本发明高精度图像定位整星级综合优化设计分为整星姿态基准精密控制及确定、相对姿态基准的载荷热变形控制与星地动态标校、载荷光机指向控制与高精度量测标校，运动部件错频隔离与载荷舱高稳控制、微振动控制与宽频带测量、时间同步与缓变量内插平滑应用；
根据姿态确定误差定量解析评估公式如式(1)，其中σn为星敏感器噪声效角，σv为陀螺角度随机游走系数、σu为陀螺角速率随机游走系数，σLFE为星敏感器低频测量误差，T为陀螺角度增量积分时间。为了实现高精度姿态确定，选择了星敏感器噪声效角优于5″，精密温控星敏感器支架一轨热变形量优于3″，低频误差LFE优于1″，陀螺随机游走系数：0.0015°/h1/2，通过星敏陀螺联合定姿实现姿态确定精度优于3″，为星地一体化图像定位提供了良好的姿态基准。
建立包含载荷相对姿态基准热变形的在轨载荷视轴指向定位模型公式如式(2)：其中为轨道系到惯性系转换矩阵；为卫星本体系到轨道系转换矩阵；为载荷坐标系到卫星本体系转换矩阵；α，β为载荷指向机构转角；δ1，δ2，δ3，δ4，δ5，δ6为载荷本体基准(棱镜)相对于姿态敏感器支架相对变形、载荷指向机构相对于载荷本体基准相对变形、载荷后光路相对于载荷指向机构相对变形的约化效失配角参数集；rij为(i，j)探测像元在探测器面的矢量指向；上述δ1，δ2，δ3，δ4，δ5，δ6均需在轨通过载荷观恒星或地标已知控制点进行标定，一般星载相机均可建立不多于6个热变形效失配角的定位模型，观测3～4个已知恒星点即可评估在轨热变形量的控制要求，然后对载荷和卫星平台进行一体化设计与指标评估。
整星进行错频隔离与载荷舱高稳控制分析与设计，实现卫星高控制指向精度、高稳定度、低微振动影响要求，通过综合优化设计使得卫星稳定度和微振动对相机积分时间内的指向影响小于1/5像元；通过高控制指向精度设计或宽频带姿态量测设计，在星上各参数时统一致的情况下实现星地一体化高精度测量定位应用。
综上所述，本发明提供一种高精度图像定位的遥感卫星整星级综合优化设计与分析方法，用于指导新一代高精度遥感卫星总体设计，以实现星地一体化高精度图像定位。
以上所述的具体实施例，对本发明的解决的技术问题、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (5)
1.一种遥感卫星图像定位整星级综合优化设计与分析方法，其特征在于，其包括步骤如下：
步骤一，高精度图像定位整星级综合优化设计分为整星姿态基准精密控制及确定、相对姿态基准的载荷热变形控制与星地动态标校、载荷光机指向控制与高精度量测标校，运动部件错频隔离与载荷舱高稳控制、微振动控制与宽频带测量补偿、时间同步与缓变量内插平滑应用；
步骤二，整星姿态基准精密控制指标分析与设计，包括光学姿态敏感器的一轨内缓变基准偏差、低频测量误差、高频噪声效角需求选型设计；敏感器支架的安装偏差、在轨热变形缓变偏差、精密温控精度需求设计；多源姿态联合确定融合误差分配设计；
步骤三，相对姿态基准的载荷热变形控制指标分析与设计，包括载荷本体基准相对于姿态敏感器支架相对变形分析设计；载荷指向机构相对于载荷本体基准相对变形分析设计；载荷后光路相对于载荷指向机构相对变形分析设计；
步骤四，载荷光机指向控制指标分析与设计，包括载荷指向机构控制精度分析设计；转角测量精度分析设计；大视场光学畸变校正分析设计；几何装配标校分析与设计；
步骤五，运动部件错频隔离与载荷舱高稳控制分析与设计，包括运动部件与挠性附件错频隔离设计；运动干扰力矩前馈补偿设计；前馈和反馈复合控制设计；
步骤六，微振动控制分析与设计，包括运动部件微振动测量分析设计；微振动抑制设计；微振动宽频带量测补偿设计；
步骤七，时间同步分析与设计，包括图像定位模型参数物理量严格硬线授时同步设计；高频变量高频采集设计；低频缓变量低频采集设计；低频缓变量内插平滑应用设计。
2.如权利要求1所述的遥感卫星图像定位整星级综合优化设计与分析方法，其特征在于，所述步骤一中整星姿态基准精密控制及确定精度采用姿态确定定量解析评估与姿态确定仿真分析验证，联合对多源姿态融合确定的敏感器进行误差分配与选型设计；
所述的姿态确定误差定量解析评估公式具体为如下式：
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其中σn为星敏感器噪声效角，σv为陀螺角度随机游走系数、σu为陀螺角速率随机游走系数，σLFE为星敏感器低频测量误差，T为陀螺角度增量积分时间；利用陀螺的低频误差特性对星敏感器高频误差进行卡尔曼滤波抑制，实现高精度姿态确定，星敏感器低频误差在轨很难修正，选型设计进行严格控制，星敏感器常值偏差与卫星其它慢变误差一起在轨辨识修正，然后通过星敏、陀螺敏感器件的Kalman联合姿态确定仿真，验证指标分配的合理性及指标实现的可行性。
3.如权利要求1所述的遥感卫星图像定位整星级综合优化设计与分析方法，其特征在于，所述步骤一中整星姿态基准精密控制及确定精度需包含敏感器支架的安装偏差，以及在轨热控热变形量影响，敏感器支架选择热膨胀系数小的材料和精密温控，提高其几何稳定度，降低支架的热变形低频误差及高频误差，为整星姿态基准提供良好的保证条件。
4.如权利要求1所述的遥感卫星图像定位整星级综合优化设计与分析方法，其特征在于，所述步骤一中相对姿态基准的载荷热变形控制指标分析与设计，首先建立包含载荷相对姿态基准热变形的在轨载荷视轴指向定位模型，公式如下：
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其中为轨道系到惯性系转换矩阵；为卫星本体系到轨道系转换矩阵；为载荷坐标系到卫星本体系转换矩阵；α，β为载荷指向机构转角；δ1，δ2，δ3，δ4，δ5，δ6为载荷本体基准(棱镜)相对于姿态敏感器支架相对变形、载荷指向机构相对于载荷本体基准相对变形、载荷后光路相对于载荷指向机构相对变形的约化效失配角参数集；rij为(i，j)探测像元在探测器面的矢量指向；上述δ1，δ2，δ3，δ4，δ5，δ6均需要在轨通过载荷观恒星或地标已知控制点进行标定，通过卫星载荷观控制点分布特性，获得在轨热变形量控制指标要求；地面试验通过观测光学靶标进行系统级热变形设计分析与评估，对载荷光机指向控制指标分析与设计。
5.如权利要求1所述的遥感卫星图像定位整星级综合优化设计与分析方法，其特征在于，所述步骤一中整星进行错频隔离与载荷舱高稳控制分析与设计，实现卫星高控制指向精度、高稳定度、低微振动影响要求，否则基于宽频带姿态量测设计，在星上各参数时统一致的情况下实现星地一体化高精度测量定位应用。
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| 谢少波 等: "TDI CCD遥感卫星对其他卫星成像的可行性分析", 《上海航天》 * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109683208A (zh) * | 2019-01-25 | 2019-04-26 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种适应空间x射线源定位精度分析方法 |
| CN110837093A (zh) * | 2019-11-14 | 2020-02-25 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 遥感微纳卫星一体化信息处理平台 |
| CN110837093B (zh) * | 2019-11-14 | 2021-12-14 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 遥感微纳卫星一体化信息处理平台 |
| CN111536991A (zh) * | 2020-04-26 | 2020-08-14 | 哈尔滨工业大学 | 遥感卫星多模式成像载荷模拟装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN107860400B (zh) | 2021-03-09 |
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