CN108470099B - 光学成像类小卫星成像能力分析与姿态控制指标分析方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种光学成像类小卫星成像能力分析与姿态控制指标要求分析方法，从光学成像类小卫星特点出发，首先根据光学成像载荷(包括传感器和镜头)的已知参数，计算卫星载荷的成像性能参数，包括对地星下点像元分辨率、对地成像的幅宽以及视场角；然后根据计算得到的卫星载荷的成像性能参数，给出载荷正常成像时对卫星姿态确定精度、姿态指向精度和稳定度精度等指标要求计算模型。该方法条理清晰、正确合理、且速度快，可为卫星总体设计人员、载荷分系统设计师以及姿态控制系统设计师提供设计依据，在卫星设计与研制领域具有很好的应用前景。
Description
技术领域
本发明涉及航天器设计领域，特别地，涉及一种光学成像类小卫星成像能力分析与姿态控制指标要求分析方法。
背景技术
对于光学成像类小卫星而言，其成像能力关系到载荷设计是否满足使用要求，同时为了能够保证成像质量，对卫星平台的姿态控制系统也会提出相应的指标要求。因此成像能力分析与姿态控制指标要求分析是光学成像类小卫星总体设计中非常重要的一环，直接决定卫星应用的成败。成像能力分析涉及卫星的地面像元分辨率、幅宽和视场角等核心指标。而成像质量又对卫星姿态控制系统的指向精度、姿态确定精度和姿态稳定度等指标提出了相应的要求。
在光学成像类小卫总体设计阶段，根据不同的卫星任务使命、功能和使用要求，这个设计过程是比较复杂的，一般需要经过多轮迭代，因此很难给出一个标准的成像能力分析与姿态控制指标要求分析，因此这方面的公开文献很少。
发明内容
针对光学成像类小卫星的技术特点，结合实际工程经验，本发明提供一种光学成像类小卫星成像能力分析与姿态控制指标要求分析方法，可为卫星工程设计人员提供参考。该方法结合了实际卫星的设计研制经验，化繁为简，建立了相应的数学模型。工程实际应用中证明该方法设计步骤递进清晰、结果正确合理、设计速度快，可为卫星的总体设计奠定坚实的基础。
为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：
一种光学成像类小卫星成像能力分析与姿态控制指标要求分析方法，包括以下步骤：
第一步、卫星荷载成像能力分析
已知光学成像类小卫星上的光学载荷CCD或CMOS传感器总像素为L×B，像元尺寸为μ(单位为μm)，镜头焦距为f(单位为m)，镜头F数，卫星轨道高度为H(单位为km)。
根据光学成像荷载的上述已知参数对光学成像类小卫星的光学成像载荷其成像能力进行计算，包括计算载荷对地星下点像元分辨率、对地成像的幅宽，传感器视场角，镜头孔径，像面大小以及衍射极限分辨率。
(1)计算载荷对地星下点像元分辨率；
载荷对地星下点像元分辨率r(单位为m)为：
r＝μ×10-6·(H×103/F) (1)
(2)计算对地成像的幅宽，分别为：
长度方向(单位为km)：r·L/1000 (2)
宽度方向(单位为km)：r·B/1000 (3)
(3)计算传感器视场角
光学载荷CCD或CMOS传感器要求的视场角分别为：
长度方向(单位°)：
宽度方向(单位°)：
(4)镜头孔径、像面大小
镜头孔径d(单位为mm)：
d＝f/F·1000 (6)
像面大小(单位mm)为：
(L·μ/1000)×(B·μ/1000) (7)
(5)衍射极限分辨率r′(单位为m)为：
r′＝H×103·θ (8)
式中θ≈1.22·λ/(d/1000)，其中λ为光学波长，d为镜头孔径。
第二步，判断载荷设计是否合理
如果由式(1)计算出的载荷对地星下点像元分辨率r大于由式(8) 计算得到的衍射极限分辨率r′，则说明设计合理(如：假设由式(1) 计算出的载荷对地星下点像元分辨率r为2米，而由式(8)计算得到的衍射极限分辨率r′是1米，则表示设计合理)，继续后面的第三步的步骤。
如果由式(1)计算出的载荷对地星下点像元分辨率r小于由式(8) 计算得到的衍射极限分辨率r′，则说明所设计的载荷对地星下点像元分辨率r超越了镜头的衍射极限分辨率，实际上是达不到的该指标的，设计不合理(如：假设由式(1)计算出的载荷对地星下点像元分辨率r为0.5米，而由式(8)计算得到的衍射极限分辨率r′是1米，则表示系统是达不到设计要求的，设计不合理)，返回第一步，重新对镜头进行选型，改变镜头焦距或孔径，使设计的载荷对地星下点像元分辨率r大于衍射极限分辨率r′。
第三步，卫星姿态确定精度、卫星指向精度和稳定度精度指标分析；
(1)卫星指向精度rp(单位为°)为：
rp＝W/m/H×180/π (9)
式中W表示对地成像的幅宽的长度方向。m表示卫星指向偏移量不超过W的1/m，根据工程经验默认设定为m＝20，用户也可以根据实际需求修改自定义，但建议m∈[10，30]。
(2)卫星姿态确定精度rd(单位为°)为：
rd＝rp/2 (10)
上式表示卫星姿态确定精度根据经验取为卫星指向精度的1/2，设计人员也可以修改自定义。
(3)卫星对目标指向瞬时成像要求稳定度Si(单位：°/s)为：
Si＝arcsin(r/n/H/1000)/te×180/π (11)
上式表示卫星对目标指向瞬时成像要求不超过1/n个像素，根据经验设定为n＝3，设计人员也可以根据实际需求修改自定义，但建议 n∈[2，5]。te表示瞬时成像曝光时间，根据光学载荷CCD或CMOS传感器参数设置确定。
(4)如果卫星是对目标凝视类视频连续帧成像，则转入(5)；否则，设计卫星对目标指向成像稳定度Sp为卫星对目标指向瞬时成像要求稳定度Si，即Sp＝Si。
(5)计算卫星对目标指向连续帧成像要求稳定度
假设相机帧速率为fr(单位为f/s)，卫星对目标指向连续帧成像要求稳定度Sc(单位：°/s)为：
Sc＝arcsin(r×p/H/1000)/(1/fr)×180/π (12)
上式表示卫星对目标指向连续帧成像时，根据经验前后两帧要求连续两帧之间图像跳动不大于3～5个像素，即p∈[3,5]，一般默认p为 4，设计人员也可以修改自定义。
(6)设计卫星对目标指向成像稳定度Sp(单位：°/s)取目标指向瞬时成像要求稳定度和对目标指向连续帧成像要求稳定度较小的那个值，即为：
Sp＝min(Si,Sc) (13)
相对于现有技术，本发明产生了以下有益技术效果：
本发明给出了光学成像类小卫星总体方案设计阶段中，载荷成像能力分析与对应的对姿态控制系统指标要求分析方法与过程。结合光学成像类卫星的特点，特别是对目标凝视成像模式，建立了相应的数学模型，定量的描述了成像能力分析与姿态控制指标要求分析方法。该方法条理清晰、正确合理、且速度快，可为卫星总体设计人员、载荷分系统设计师以及姿态控制系统设计师提供设计依据，在卫星设计与研制领域具有很好的应用前景。
附图说明
图1为本发明的流程图
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，做进一步详细说明，但本发明的实施方式不仅限于此。
参照图1，本发明从光学成像类小卫星特点出发，首先根据光学成像载荷(包括传感器和镜头)的已知参数，计算卫星载荷的成像性能参数，包括对地星下点像元分辨率、对地成像的幅宽以及视场角；然后根据计算得到的卫星载荷的成像性能参数，给出载荷正常成像时对卫星姿态确定精度、姿态指向精度和稳定度精度等指标要求计算模型。
下面结合具体实施实例，对本发明作进一步的说明：
S1、卫星载荷成像能力分析；
按照本发明第一步中的方法，设卫星上装有两台光学载荷，分别为1台高分辨率摄像机和1台低分辨率摄像机，二者采用的CMOS 传感器相同，像素均为4K×3K，像元尺寸大小均为6um。高分辨率摄像机的镜头参数采用焦距2000mm，F数为10，低分辨率摄像机的镜头参数采用焦距为150mm，F数为5.6。假设卫星轨道高度500km，对卫星载荷成像分析结果如下：
表1卫星载荷成像能力分析
S2：根据表1可知，载荷对地星下点像元分辨率r大于衍射极限分辨率r′，则说明载荷设计合理，继续后面的步骤。
S3:卫星姿态确定精度、指向精度和稳定度精度指标分析
按照本发明第三步中的方法，根据前面S1中得到的光学载荷成像能力分析结果，进行卫星姿态确定精度、指向精度和稳定度精度指标要求分析，本实施例中卫星为视频凝视成像类卫星即卫星是对目标凝视类视频连续帧成像，针对高分辨率摄像机成像设计，帧频为25fbps：
表2卫星姿态指标分析
综上所述，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然其并非用以限定本发明，任何本领域普通技术人员，在不脱离本发明的精神和范围内，当可作各种更动与润饰，因此本发明的保护范围当视权利要求书界定的范围为准。
Claims (5)
1.一种光学成像类小卫星成像能力分析与姿态控制指标要求分析方法，其特征在于，包括以下步骤：
第一步、卫星荷载成像能力分析
已知光学成像类小卫星上的光学载荷CCD或CMOS传感器总像素为L×B，像元尺寸为μ，镜头焦距为f，镜头F数，卫星轨道高度为H；根据光学成像荷载的已知参数对光学成像类小卫星的光学成像载荷其成像能力进行计算，包括计算载荷对地星下点像元分辨率、对地成像的幅宽，传感器视场角，镜头孔径，像面大小以及衍射极限分辨率；
第二步，判断载荷设计是否合理
如果计算出的载荷对地星下点像元分辨率r大于衍射极限分辨率r′，则说明载荷设计合理，继续后面的步骤；
如果计算出的载荷对地星下点像元分辨率r小于衍射极限分辨率r′，实际上是达不到的该指标的，设计不合理，返回第一步，改变光学成像荷载的已知参数即重新对镜头进行选型，改变镜头焦距或孔径，使设计的载荷对地星下点像元分辨率r大于衍射极限分辨率r′；
第三步，根据第一步中得到的光学载荷成像能力分析结果，进行卫星姿态确定精度、指向精度和稳定度精度指标要求分析；
(1)卫星指向精度rp，单位为°，为：
rp＝W/m/H×180/π (9)
式中W表示对地成像的幅宽；m表示卫星指向偏移量不超过W的1/m，m∈[10，30]；
(2)卫星姿态确定精度rd，单位为°，为：
rd＝rp/2 (10)
(3)卫星对目标指向瞬时成像要求稳定度Si，单位：°/s，为：
Si＝arcsin(r/n/H/1000)/te×180/π (11)
上式表示卫星对目标指向瞬时成像要求不超过1/n个像素，n∈[2，5]；te表示瞬时成像曝光时间；
(4)如果卫星是对目标凝视类视频连续帧成像，则转入(5)；否则，设计卫星对目标指向成像稳定度Sp为卫星对目标指向瞬时成像要求稳定度Si，即Sp＝Si；
(5)计算卫星对目标指向连续帧成像要求稳定度
假设相机帧速率为fr，卫星对目标指向连续帧成像要求稳定度Sc为：
Sc＝arcsin(r×p/H/1000)/(1/fr)×180/π (12)
其中p∈[3,5]；
(6)设计卫星对目标指向成像稳定度Sp取目标指向瞬时成像要求稳定度和对目标指向连续帧成像要求稳定度较小的那个值，即为：
Sp＝min(Si,Sc) (13)。
2.根据权利要求1所述的光学成像类小卫星成像能力分析与姿态控制指标要求分析方法，其特征在于：第一步中，
(1)计算载荷对地星下点像元分辨率r为：
r＝μ×10-6·(H×103/F) (1)
(2)计算对地成像的幅宽，分别为：
长度方向：r·L/1000 (2)
宽度方向：r·B/1000 (3)
(3)计算传感器视场角
光学载荷CCD或CMOS传感器要求的视场角分别为：
长度方向：
宽度方向：
(4)镜头孔径、像面大小
镜头孔径d：
d＝f/F·1000 (6)
像面大小为：
(L·μ/1000)×(B·μ/1000) (7)
(5)衍射极限分辨率r′为：
r′＝H×103·θ (8)
式中θ≈1.22·λ/(d/1000)，其中λ为光学波长，d为镜头孔径。
3.根据权利要求1所述的光学成像类小卫星成像能力分析与姿态控制指标要求分析方法，其特征在于：第三步的(1)中，1/m取为1/20。
4.根据权利要求1所述的光学成像类小卫星成像能力分析与姿态控制指标要求分析方法，其特征在于：第三步的(3)中，1/n取为1/3。
5.根据权利要求1所述的光学成像类小卫星成像能力分析与姿态控制指标要求分析方法，其特征在于：第三步的(5)中，p为4。
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