CN108710379B - 静止卫星成像偏航导引角计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种静止卫星成像偏航导引角计算方法，包括如下步骤：根据地球参考系变换关系计算瞬时真赤道面法线指向北极方向的单位矢量在惯性坐标系下的分量；根据卫星瞬时轨道根数计算瞬时真赤道面法线指向北极方向的单位矢量在轨道坐标系下的分量；计算卫星星下点当地正东方向单位矢量在卫星轨道坐标系中的分量；计算卫星轨道坐标系+X轴矢量向星下点当地正东矢量转过的角度，作为偏航导引角；在倾角较小时，忽略二阶小量，计算偏航导引角近似值。本发明可以通过偏航姿态导引控制消除由轨道偏差和地球运动产生的成像旋转，保证遥感仪器的参考基准与星下点当地地理方位保持平行，从而提高静止遥感卫星成像精度和稳定性。

Description

静止卫星成像偏航导引角计算方法

技术领域

本发明涉及静止遥感卫星修正成像旋转的姿态控制方法，具体涉及一种静止卫星成像偏航导引角计算方法。

背景技术

静止遥感卫星成像精度关系到地图测绘、天气诊断、灾害监测应用的目标识别，以及风矢量等定量遥感产品的处理精度。但由于天体力学摄动的原因，地球同步圆轨道5会存在漂移，导致卫星遥感仪器瞬时视场12发生扭转(图1)，且随着卫星轨道的运动发生交变。而静止遥感卫星的定量产品需要有固定基准，即需要保证不同时间所成的图像接近在标称定点位置所成的基准图像，否则将影响遥感图像定量产品的应用。在存在轨道误差的情况下，卫星偏离标称定点位置，而且随着轨道运动，对同一区域所成图像存在绕视轴旋转的特性，降低了遥感图像定位精度。

文献1、2、3均提到了一种用于减小SAR卫星多普勒中心频率变化范围的偏航导引补偿方法，其中文献1，2的主要研究对象是椭圆轨道，文献3的主要研究对象是太阳同步轨道。这几份文献主要目的是解决SAR卫星的多普勒问题，未提及光学遥感卫星成像补偿方法，也未采用静止轨道作为研究对象。

文献4、5、6均提出了一种用于消除星载高分辨率TDICCD相机由于地球的旋转产生横向像移速度的偏流角补偿方法，从而提高遥感图像成像质量。偏流角补偿一般是通过偏航导引实现的。但静止卫星与地球相对关系保持稳定，与低轨卫星推扫成像的方式有本质区别，补偿的目的也有所不同。

专利201410588779.3波束协同控制的地球同步轨道SAR卫星偏航导引方法(实审)。该方法用于地球同步轨道SAR卫星，用于解决SAR载荷的波速协同控制问题，为提及光学遥感卫星视场的偏航导引补偿。

专利201210388431.0一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法(有权)中提到，采用正弦规律进行偏航导引，同时根据该正弦曲线计算帆板转速，从而保证能源。该方法主要侧重于偏航导引机动控制的实现，并未对导引角计算方法进行阐述。

[1]张永俊,张永胜,黄海风,梁甸农,.一种适用于椭圆轨道的新型偏航导引规律[J].宇航学报,2011,(1).[2]张永俊,黄海风,张永胜,梁甸农,.椭圆轨道全零多普勒导引律研究[J].电子与信息学报,2010,(4).[3]孟云鹤,尹秋岩,戴金海.SAR卫星多普勒频移偏航导引补偿效果分析[J].中国空间科学技术,2004,(1).[4]杜宁,王世耀,孟其琛,.基于四元数的偏流角跟踪与条带拼接成像研究[J].上海航天,2016,(6).[5]王志刚,袁建平,陈士橹,李英才.高分辨率卫星遥感图像的偏流角及其补偿研究[J].宇航学报,2002,(5).[6]李友一.空间相机中的偏流角控制[J].光学精密工程,2002,(4)。

发明内容

针对现有静止遥感卫星对地成像中视场旋转的问题，本发明提出了一种静止卫星成像偏航导引角计算方法；通过在卫星姿态控制过程中进行偏航导引，可以使卫星遥感仪器的参考基准与星下点当地地理方位保持平行。

为了实现上述目的，本发明通过以下技术方案实现：

静止卫星成像偏航导引角计算方法，具体包括如下步骤：

S1、根据地球参考系变换关系可计算瞬时真赤道面法线指向北极方向的单位矢量在惯性坐标系下的分量p；

S2、通过以下公式根据卫星瞬时轨道根数计算瞬时真赤道面法线指向北极方向的单位矢量在轨道坐标系下的分量p′；

p′＝C_oip；

其中，C_oi表示惯性坐标系旋转到卫星轨道坐标系的方向余弦阵，通过下式计算：

式中，i—轨道倾角；Ω—升交点赤经；u—升交点幅角；

S3、计算卫星星下点当地正东方向单位矢量在卫星轨道坐标系中的分量；

地心指向卫星的矢量r在卫星轨道坐标系下与Z轴重合，其单位矢量可写为：

星下点正东方向同时垂直于星地连线和真赤道面法线，则星下点当地正东方向单位矢量在卫星轨道坐标系中的分量e的计算方法如下列公式所示：

S4、通过下式计算卫星轨道坐标系+X轴矢量向星下点当地正东矢量转过的角度ψ，作为偏航导引角；

ψ＝arcsine_y

式中，e_y为e的第二分量；

S5、在倾角较小时，忽略二阶小量，通过下式计算偏航导引角近似值ψ；

式中，p_z是p的第三分量，i—轨道倾角；Ω—升交点赤经；u—升交点幅角。

优选地，所述的星下点当地正东方向同时垂直于瞬时真赤道面法线矢量与星地连线矢量，指向星下点当地东方。

优选地，所述的步骤S1中的惯性坐标系选择J2000.0地心平赤道坐标系。

优选地，所述的步骤S2中，所述的轨道坐标系由瞬时轨道确定，原点位于卫星质心，Z轴由卫星指向地心，X轴位于轨道平面内垂直于Z轴指向飞行方向，Y轴由右手法则确定。

优选地，所述的步骤S4中，所述的偏航导引角的极性定义为：绕卫星指向地心方向矢量按照右手旋转为正角度。

本发明具有以下有益效果：

可以通过偏航姿态导引控制消除由轨道偏差和地球运动产生的成像旋转，保证遥感仪器的参考基准与星下点当地地理方位保持平行，从而提高静止遥感卫星成像精度和稳定性。

附图说明

图1为静止遥感卫星在轨道漂移时对地成像示意图；

图中：1-地球；2-地心；3-赤道；4-北极；5-地球同步圆轨道；6-卫星瞬时轨道位置；7-星下点；8-星下点所在经圈；9-惯性坐标系；10-卫星轨道坐标系；11-星下点当地正东方向；12-遥感仪器成像瞬时视场。

图2为本发明实施例中偏航导引角的计算流程示意图。

图3为本发明实施例中卫星星下点轨迹仿真计算结果示意图。

图4为本发明实施例中偏航导引角仿真计算结果示意图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明提出的静止卫星成像偏航导引角计算方法作进一步详细说明。

如图3所示，本发明一较佳实施例的静止卫星成像偏航导引角计算方法包括如下步骤：

S1、根据地球参考系变换关系计算瞬时真赤道面法线指向北极方向的单位矢量在惯性坐标系下的分量；

根据地球参考系变换关系可计算瞬时真赤道面法线指向北极方向的单位矢量在惯性坐标系下的分量p。

S2、根据卫星瞬时轨道根数计算瞬时真赤道面法线指向北极方向的单位矢量在轨道坐标系下的分量；

静止卫星的GPS信号较弱，一般常以轨道六根数描述卫星当前所处的轨道。常用的惯性坐标系下的轨道六根数包括以下参数：

a——半长轴

e——偏心率

i——轨道倾角

Ω——升交点赤经

ω——近地点幅角

u——升交点幅角

惯性坐标系旋转到卫星轨道坐标系的方向余弦阵C_oi的计算方法如下列公式所示：

瞬时真赤道面法线指向北极方向的单位矢量在轨道坐标系下的分量p′的计算方法如下列公式所示：

p′＝C_oip

S3、计算卫星星下点当地正东方向单位矢量在卫星轨道坐标系中的分量；

地心指向卫星的矢量r在卫星轨道坐标系下与Z轴重合，其单位矢量可写为：

星下点正东方向同时垂直于星地连线和真赤道面法线，则星下点当地正东方向单位矢量在卫星轨道坐标系中的分量e的计算方法如下列公式所示：

S4、计算卫星轨道坐标系+X轴矢量向星下点当地正东矢量转过的角度作为偏航导引角；

向星下点当地正东方向单位矢量转过的角度ψ计算方法如下列公式所示：

ψ＝arcsine_y

其中，e_y为e的第二分量。

S5、在倾角较小时，忽略二阶小量，计算偏航导引角近似值

一般地球静止轨道的倾角变化范围都比较小，在±5°以内，甚至在±0.5°以内；而岁差、章动引起的地球运动角度也比较小。因此，与这几个参数相关的量可认为是小量，可忽略其二阶级以上分量。偏航导引角近似值ψ的计算公式为：

其中，p_z是p的第三分量。

实施例

T₀时刻卫星轨道参数如下表：

轨道根数	字母代号	数值	单位
				历元时刻	T<sub>0</sub>	2017年8月29日13时34分18.5秒	日期
半长轴	a	42168	km
				偏心率	e	0.001	-
轨道倾角	i	0.3	deg
				升交点赤经	Ω	90	deg
近地点幅角	ω	60	deg
				平近点角	M<sub>0</sub>	131	deg

不考虑轨道摄动，认为在48小时的仿真时期内半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角这5个参数保持不变。而真近点角会随着时间发生变化，需要按如下方法计算。

卫星轨道周期为：

对于任意时间t，瞬时平近点角M(t)的计算公式为：

则瞬时真近点角f(t)的计算公式为：

在偏心率e较小的情况下，上式其余项的影响可忽略，从而得到真近点角f(t)。则瞬时升交点幅角u(t)＝ω+f(t)。

由此获得仿真时间内任意时刻t的卫星轨道六根数仿真数据。在任意t时刻，根据轨道六根数可计算卫星的位置和速度矢量，将其转化为星下点轨迹如图3所示。

根据前述的具体实施方式对偏航导引角进行仿真计算，结果如图4所示。

可以看出，如果不对卫星进行偏航方向姿态导引控制，卫星遥感仪器视场将会产生最大0.2°的旋转。利用偏航导引控制以后，该旋转角度将被消除。

比较偏航导引角和偏航导引角近似值可知，在该实例下两者计算误差不超过1.1×10^-6(°)。

以上仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.静止卫星成像偏航导引角计算方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、根据地球参考系变换关系计算瞬时真赤道面法线指向北极方向的单位矢量在惯性坐标系下的分量；

S2、根据卫星瞬时轨道根数计算瞬时真赤道面法线指向北极方向的单位矢量在轨道坐标系下的分量；

S3、计算卫星星下点当地正东方向单位矢量在卫星轨道坐标系中的分量；

S4、计算卫星轨道坐标系+X轴矢量向星下点当地正东矢量转过的角度，作为偏航导引角；

S5、在倾角较小时，忽略二阶小量，计算偏航导引角近似值；

具体包括如下步骤：

S1、根据地球参考系变换关系可计算瞬时真赤道面法线指向北极方向的单位矢量在惯性坐标系下的分量p；

S2、通过以下公式根据卫星瞬时轨道根数计算瞬时真赤道面法线指向北极方向的单位矢量在轨道坐标系下的分量p′；

p′＝Coi*p；

其中，Coi表示惯性坐标系旋转到卫星轨道坐标系的方向余弦阵，通过下式计算：

式中，i—轨道倾角；Ω—升交点赤经；u—升交点幅角；

S3、计算卫星星下点当地正东方向单位矢量在卫星轨道坐标系中的分量；

地心指向卫星的矢量r在卫星轨道坐标系下与Z轴重合，其单位矢量写为：

星下点正东方向同时垂直于星地连线和真赤道面法线，则星下点当地正东方向单位矢量在卫星轨道坐标系中的分量e的计算方法如下列公式所示：

S4、通过下式计算卫星轨道坐标系+X轴矢量向星下点当地正东矢量转过的角度ψ，作为偏航导引角；

ψ＝arcsiney

式中，ey为e的第二分量；

S5、在倾角较小时，忽略二阶小量，通过下式计算偏航导引角近似值ψ；

式中，pz是p的第三分量，i—轨道倾角；Ω—升交点赤经；u—升交点幅角。

2.如权利要求1所述的静止卫星成像偏航导引角计算方法，其特征在于，所述的星下点当地正东方向同时垂直于瞬时真赤道面法线矢量与星地连线矢量，指向星下点当地东方。

3.如权利要求1所述的静止卫星成像偏航导引角计算方法，其特征在于，所述的步骤S1中的惯性坐标系选择J2000.0地心平赤道坐标系。

4.如权利要求1所述的静止卫星成像偏航导引角计算方法，其特征在于，所述的步骤S2中，所述的轨道坐标系由瞬时轨道确定，原点位于卫星质心，Z轴由卫星指向地心，X轴位于轨道平面内垂直于Z轴指向飞行方向，Y轴由右手法则确定。

5.如权利要求1所述的静止卫星成像偏航导引角计算方法，其特征在于，所述的步骤S4中，所述的偏航导引角的极性定义为：绕卫星指向地心方向矢量按照右手旋转为正角度。

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