CN110044361A - 基于目标投影位置的光学载荷星上自主调度方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种基于目标投影位置的光学载荷星上自主调度的方法和设备，其中方法包括：利用第一卫星上的处理器来处理第一卫星的第一载荷的光学图像，以便获得兴趣目标在光学图像中的图像位置信息；基于兴趣目标在光学图像中的图像位置信息、第一卫星的姿态信息、轨道信息、第一载荷的指向信息，获得第一卫星与兴趣目标视线的指向信息；计算第一卫星与兴趣目标视线在地球表面的交点位置，从而获得兴趣目标投影位置；将兴趣目标投影位置信息通过星间链路发送到第二卫星，以便第二卫星控制第二载荷指向兴趣目标。利用本发明的技术方案，避免了星地、地星链路传输时延，显著降低了异性间载荷引导的总体时延，提高了引导效率和实现异星载荷的引导。

Description

基于目标投影位置的光学载荷星上自主调度方法

技术领域

本发明一般地涉及航天光学信息感知与处理技术领域。更具体地，本发明涉及基于目标投影位置的光学载荷星上自主调度方法。

背景技术

光学载荷对兴趣目标的测量通常是视线测量，单颗卫星只能获得视线的二维角度信息，兴趣目标的精确三维位置信息需通过单星基于先验模型或双星交叉定位的方式获得。

现有的星间载荷调度技术通常通过地面控制完成。星上处理发现感兴趣目标后，通过遥测或数传将星上处理数据发送至地面处理系统。地面处理系统基于兴趣目标的先验模型，在单星条件下可精确计算兴趣目标的三维位置信息(或通过处理多星交叉数据获得)，利用兴趣目标的三维位置信息，生成其它遥感卫星载荷引导指令，上传卫星后控制其它遥感卫星载荷指向兴趣目标。

发明内容

星上载荷自主调度技术是提高地球静止轨道遥感卫星自主运行能力的关键技术之一。单颗遥感卫星通过星上处理发现感兴趣目标(或区域，下文统称兴趣目标)后，如何在较短的时间内，较为精确地引导其它遥感卫星的载荷指向兴趣目标，是本发明至少要解决的问题。为此，本发明提供如下的技术方案。

在一个方面中，本发明提供一种基于目标投影位置的光学载荷星上自主调度的方法，包括：

利用第一卫星上的处理器来处理所述第一卫星的第一载荷的光学图像，以便获得兴趣目标在所述光学图像中的图像位置信息；

基于所述兴趣目标在所述光学图像中的所述图像位置信息、第一卫星的姿态信息、轨道信息、第一载荷的指向信息，获得所述第一卫星与兴趣目标视线的指向信息；

计算所述第一卫星与所述兴趣目标视线在地球表面的交点位置，从而获得所述交点位置的兴趣目标投影位置；

将所述兴趣目标投影位置信息通过星间链路发送到至少一个第二卫星，以便所述至少一个第二卫星基于所述兴趣目标投影位置信息生成所述第二卫星的第二载荷的指向指令，从而控制所述第二载荷指向所述兴趣目标。

在一个示例性实施例中，其中所述第一卫星的姿态信息包括滚动、俯仰、偏航姿态角度信息。

在一个示例性实施例中，其中所述第一卫星与所述兴趣目标视线的指向信息v_eci是在ECI坐标系下通过下面的方式计算：

其中，q(·)为像平面映射函数；为星体坐标系到传感器坐标系的转换矩阵，γ_A、η_A为星体坐标系下第一载荷指向的俯仰角和方位角；为轨道坐标系到星体坐标系的转换矩阵；

为坐标系旋转矩阵，

cos(α₁)，cos(β₁)，cos(γ₁)分别为轨道坐标系X_orb轴与ECI坐标系中X_eci轴， Y_eci轴和Z_eci轴的夹角余弦，cos(α₂)，cos(β₂)，cos(γ₂)分别为轨道坐标系Y_orb轴与ECI坐标系中X_eci轴，Y_eci轴和Z_eci轴的夹角余弦，cos(α₃)，cos(β₃)，cos(γ₃)分别为轨道坐标系Z_orb轴与ECI坐标系中X_eci轴，Y_eci轴和Z_eci轴的夹角余弦。

在一个示例性实施例中，其中计算所述第一卫星与所述兴趣目标视线在地球表面的交点位置包括如下迭代计算视线v_eci与地球表面的交点在ECF 坐标系下的位置r_ecf：

其中，l_n为第n次迭代计算的模长；θ_G为计算时刻地球本初子午线的赤经。

在一个示例性实施例中，其中所述第二卫星基于所述兴趣目标投影位置r_ecf，第二卫星的滚动、俯仰、偏航姿态角度(θ_B，ψ_B)，ECI坐标系下所述第二卫星的轨道信息r_eci/sat-B(x_B，y_B，z_B)，计算所述第二载荷的指向信息 r_B(η_B，γ_B)：

其中，f(·)为传感器坐标系下视线矢量到传感器转动角的转换函数。

在另一个方面中，本发明提供一种基于目标投影位置的光学载荷星上自主调度的设备，包括：

一个或多个处理器，其配置成：

利用第一卫星上的处理器来处理所述第一卫星的第一载荷的光学图像，以便获得兴趣目标在所述光学图像中的图像位置信息；

基于所述兴趣目标在所述光学图像中的所述图像位置信息、第一卫星的姿态信息、轨道信息、第一载荷的指向信息，获得所述第一卫星与兴趣目标视线的指向信息；

计算所述第一卫星与所述兴趣目标视线在地球表面的交点位置，从而获得所述交点位置的兴趣目标投影位置；

发射器，其配置成将所述兴趣目标投影位置信息通过星间链路发送到至少一个第二卫星，以便所述至少一个第二卫星基于所述兴趣目标投影位置信息生成所述第二卫星的第二载荷的指向指令，从而控制所述第二载荷指向所述兴趣目标。

在一个示例性实施例中，其中所述第一卫星的姿态信息包括滚动、俯仰、偏航姿态角度信息。

在一个示例性实施例中，其中第一卫星与所述兴趣目标视线的指向信息v_eci是在ECI坐标系下通过下面的方式计算：

其中，q(·)为像平面映射函数；为星体坐标系到传感器坐标系的转换矩阵，γ_A、η_A为星体坐标系下第一载荷指向的俯仰角和方位角；为轨道坐标系到星体坐标系的转换矩阵；

为坐标系旋转矩阵，

cos(α₁)，cos(β₁)，cos(γ₁)分别为轨道坐标系X_orb轴与ECI坐标系中X_eci轴， Y_eci轴和Z_eci轴的夹角余弦，cos(α₂)，cos(β₂)，cos(γ₂)分别为轨道坐标系Y_orb轴与ECI坐标系中X_eci轴，Y_eci轴和Z_eci轴的夹角余弦，cos(α₃)，cos(β₃)，cos(γ₃)分别为轨道坐标系Z_orb轴与ECI坐标系中X_eci轴，Y_eci轴和Z_eci轴的夹角余弦。

在一个示例性实施例中，其中所述处理器还配置成计算所述第一卫星与所述兴趣目标视线在地球表面的交点位置包括如下迭代计算视线v_eci与地球表面的交点在ECF坐标系下的位置r_ecf：

其中，l_n为第n次迭代计算的模长；θ_G为计算时刻地球本初子午线的赤经。

在一个示例性实施例中，其中所述第二卫星基于所述兴趣目标投影位置r_ecf，第二卫星的滚动、俯仰、偏航姿态角度(θ_B，ψ_B)，ECI坐标系下所述第二卫星的轨道信息r_eci/sat-B(x_B，y_B，z_B)，计算所述第二载荷的指向信息 r_B(η_B，γ_B)：

其中，f(·)为传感器坐标系下视线矢量到传感器转动角的转换函数。

利用本发明的技术方案，避免了星地、地星链路传输时延，显著降低了异性间载荷引导的总体时延，提高了引导效率。另外，本发明可以利用单颗卫星观测数据，在无兴趣目标先验模型的条件下，即可完成异星载荷的引导，避免了不必要的限制和约束。

附图说明

通过阅读仅作为示例提供并且参考附图进行的以下描述，将更好地理解本发明及其优点，其中：

图1是根据本发明的基于目标投影位置的光学载荷星上自主调度的方法的流程图；

图2是根据本发明的基于目标投影位置的光学载荷星上自主调度的方法的示意图；

图3是根据本发明的基于目标投影位置的光学载荷星上自主调度的设备的简化框图；以及

图4是利用本发明的技术方案的星间载荷引导误差的曲线图。

具体实施方式

本发明技术方案的目的在于利用单颗卫星观测数据，在无兴趣目标先验模型的条件下，寻求更快速地星间载荷自主调度，从而避免信息在星地、地星间的传输时延。为此，本发明的技术方案主要涉及第一卫星通过星上处理发现兴趣目标后，在星上计算兴趣目标在地球表面的投影位置。然后，利用星间链路将投影点位置传送至第二卫星，由第二卫星基于投影点位置直接计算其载荷的转动角度，从而引导其载荷指向兴趣目标。通过该方式，可以实现对一定高度以下兴趣目标的快速指向和观测。

下面将结合附图来详细描述本发明的实施例。应当理解的是下面的描述仅仅是示例性地而非限制性地，本领域技术人员在本公开描述的基础上，可以对本发明的示例性实施例做出修改和变形，而这些修改和变形依然在本发明要求保护的范围之内。

图1是根据本发明的基于目标投影位置的光学载荷星上自主调度的方法100的流程图。如图1中所示，方法100包括步骤102，在该步骤中利用第一卫星上的处理器来处理所述第一卫星的第一载荷的光学图像，以便获得兴趣目标在所述光学图像中的图像位置信息。这里的第一卫星即是遥感卫星。在一个示例性实施例中，所述载荷可以是由卫星携带的相机，其可以针对地球，以特定的指向(或方向)来进行图像采集。

在步骤104，方法100基于所述兴趣目标在所述光学图像中的所述图像位置信息、第一卫星的姿态信息、轨道信息、第一载荷的指向信息，获得所述第一卫星与兴趣目标视线的指向信息。这里的获得可以包括计算生成第一卫星与兴趣目标视线的指向信息。在步骤106中，计算所述第一卫星与所述兴趣目标视线在地球表面的交点位置，从而获得所述交点位置的兴趣目标投影位置。在一个实施例中，所述兴趣目标投影位置可以是交点位置的三维位置信息。

在步骤108中，方法100将所述兴趣目标投影位置信息通过星间链路发送到至少一个第二卫星，以便所述至少一个第二卫星基于所述兴趣目标投影位置信息生成所述第二卫星的第二载荷的指向指令，从而控制所述第二载荷指向所述兴趣目标。

通过执行本发明的上述方法100的步骤流程，即完成了星间载荷自主引导的全过程。

图2是根据本发明的基于目标投影位置的光学载荷星上自主调度的方法的示意图。如图2中所示，遥感卫星A的星上处理器处理载荷A(例如可以是相机A)的光学图像，得到兴趣目标在图像中的图像位置信息。例如，可以利用目标与背景的能量差异以及目标运动信息，采用时空域融合滤波的目标检测方法，将目标从光学图像中检测出来，得到目标在光学图像中的位置信息r_foc(x，y)。

在一个实施例中，输入数据可以是卫星A滚动、俯仰、偏航姿态角度 (θ_A，ψ_A)，ECI坐标系下卫星A的轨道信息r_eci/sat-A(x_A，y_A，z_A)，载荷A指向信息(η_A，γ_A)，兴趣目标在图像中的图像位置信息r_foc(x，y)；

接着，卫星A可以基于兴趣目标在图像中的图像位置信息、卫星A自身的姿态信息、轨道信息、载荷A指向信息等，计算生成卫星A与兴趣目标视线的指向信息。在一个实施例中，计算地球惯性坐标系(“ECI″)下，卫星A与兴趣目标视线的指向信息v_eci：

其中，q(·)为像平面映射函数；为星体坐标系到传感器坐标系的转换矩阵，γ_A、η_A为星体坐标系下第一载荷指向的俯仰角和方位角；为轨道坐标系到星体坐标系的转换矩阵；为坐标系旋转矩阵，cos(α₁)，cos(β₁)，cos(γ₁)分别为轨道坐标系X_orb轴与ECI坐标系中轴，Y_eci轴和Z_eci轴的夹角余弦，cos(α₂)， cos(β₂)，cos(γ₂)分别为轨道坐标系Y_orb轴与ECI坐标系中X_eci轴，Y_eci轴和Z_eci轴的夹角余弦，cos(α₃)，cos(β₃)，cos(γ₃)分别为轨道坐标系Z_orb轴与ECI坐标系中X_eci轴，Y_eciX_eci轴和Z_eci轴的夹角余弦。

进一步，计算卫星A与兴趣目标视线在地球表面的交点位置，得到交点位置的三维位置信息(即，兴趣目标投影位置)。在一个实施例中，可以迭代计算视线v_eci与地球表面的交点在地球固定坐标系(“ECF”)下的位置r_ecf：

其中，l_n为第n次迭代计算的模长；θ_G为计算时刻地球本初子午线的赤经。

接着，可以将兴趣目标投影位置信息通过星间链路发送其它遥感卫星 B。遥感卫星B基于兴趣目标投影位置信息，自主生成载荷B(如相机B) 指向指令，控制载荷B指向兴趣目标，从而完成星间载荷自主引导全过程。

在一个实施例中，可以将卫星A计算得到的兴趣目标投影位置r_ecf通过星间链路发送至卫星B；卫星B基于兴趣目标投影位置r_ecf，卫星B滚动、俯仰、偏航姿态角度(θ_B，ψ_B)，ECI坐标系下卫星B的轨道信息 r_eci/sat-B(x_B，y_B，z_B)，计算载荷B指向信息r_B(η_B，γ_B)：

其中，f(·)为传感器坐标系下视线矢量到传感器转动角的转换函数。

接着，卫星B基于计算得到的载荷转动角度信息r_B(η_B，γ_B)，控制载荷B 指向兴趣目标。

图3是根据本发明的基于目标投影位置的光学载荷星上自主调度的设备300的简化框图。

如图3中所示，设备300包括处理器302和发射器304。在一个实施例中，所述处理器302可以配置成利用第一卫星上的处理器来处理所述第一卫星的第一载荷的光学图像，以便获得兴趣目标在所述光学图像中的图像位置信息；基于所述兴趣目标在所述光学图像中的所述图像位置信息、第一卫星的姿态信息、轨道信息、第一载荷的指向信息，获得所述第一卫星与兴趣目标视线的指向信息；计算所述第一卫星与所述兴趣目标视线在地球表面的交点位置，从而获得所述交点位置的兴趣目标投影位置。

在一个实施例中，所述发射器304可以配置成将所述兴趣目标投影位置信息通过星间链路发送到至少一个第二卫星，以便所述至少一个第二卫星基于所述兴趣目标投影位置信息生成所述第二卫星的第二载荷的指向指令，从而控制所述第二载荷指向所述兴趣目标。

应当理解的是本发明的设备300可以执行如结合图1和图2描述的本发明的基于目标投影位置的光学载荷星上自主调度的方法及其多个示例性实施例。

图4是利用本发明的技术方案的星间载荷引导误差的曲线图。利用本发明的方法，可以对星间载荷调度误差和时延进行分析。当载荷对地视场宽度为512公里、兴趣目标与地球静止轨道卫星星下点间距离小于7000 公里时，可引导异星载荷对高度小于80公里的兴趣目标进行观测，引导误差如图1，引导时延如表1。可以看出，利用本发明的技术方案可以改善时延和误差。

表1 星上自主调度/地面调度时延对比

虽然本发明所实施的方式如上，但所述内容只是为便于理解本发明而采用的实施例，并非用以限定本发明的范围和应用场景。任何本发明所述技术领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式上及细节上作任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (10)

1.一种基于目标投影位置的光学载荷星上自主调度的方法，包括：

利用第一卫星上的处理器来处理所述第一卫星的第一载荷的光学图像，以便获得兴趣目标在所述光学图像中的图像位置信息；

基于所述兴趣目标在所述光学图像中的所述图像位置信息、第一卫星的姿态信息、轨道信息、第一载荷的指向信息，获得所述第一卫星与兴趣目标视线的指向信息；

计算所述第一卫星与所述兴趣目标视线在地球表面的交点位置，从而获得所述交点位置的兴趣目标投影位置；

将所述兴趣目标投影位置信息通过星间链路发送到至少一个第二卫星，以便所述至少一个第二卫星基于所述兴趣目标投影位置信息生成所述第二卫星的第二载荷的指向指令，从而控制所述第二载荷指向所述兴趣目标。

2.根据权利要求1所述的方法，其中所述第一卫星的姿态信息包括滚动、俯仰、偏航姿态角度信息。

3.根据权利要求1所述的方法，其中所述第一卫星与所述兴趣目标视线的指向信息v_eci是在ECI坐标系下通过下面的方式计算：

其中，q(·)为像平面映射函数；为星体坐标系到传感器坐标系的转换矩阵，γ_A、η_A为星体坐标系下第一载荷指向的俯仰角和方位角；为轨道坐标系到星体坐标系的转换矩阵；

为坐标系旋转矩阵，

cos(α₁)，cos(β₁)，cos(γ₁)分别为轨道坐标系X_orb轴与ECI坐标系中X_eci轴，Y_eci轴和Z_eci轴的夹角余弦，cos(α₂)，cos(β₂)，cos(γ₂)分别为轨道坐标系Y_orb轴与ECI坐标系中X_eci轴，Y_eci轴和Z_eci轴的夹角余弦，cos(α₃)，cos(β₃)，cos(γ₃)分别为轨道坐标系Z_orb轴与ECI坐标系中X_eci轴，Y_eci轴和Z_eci轴的夹角余弦。

4.根据权利要求3所述的方法，其中计算所述第一卫星与所述兴趣目标视线在地球表面的交点位置包括如下迭代计算视线v_eci与地球表面的交点在ECF坐标系下的位置r_ecf：

其中，l_n为第n次迭代计算的模长；θ_G为计算时刻地球本初子午线的赤经。

5.根据权利要求4所述的方法，其中所述第二卫星基于所述兴趣目标投影位置r_ecf，第二卫星的滚动、俯仰、偏航姿态角度ECI坐标系下所述第二卫星的轨道信息r_eci/sat-B(x_B，y_B，z_B)，计算所述第二载荷的指向信息r_B(η_B，γ_B)：

其中，f(·)为传感器坐标系下视线矢量到传感器转动角的转换函数。

6.一种基于目标投影位置的光学载荷星上自主调度的设备，包括：

一个或多个处理器，其配置成：

利用第一卫星上的处理器来处理所述第一卫星的第一载荷的光学图像，以便获得兴趣目标在所述光学图像中的图像位置信息；

基于所述兴趣目标在所述光学图像中的所述图像位置信息、第一卫星的姿态信息、轨道信息、第一载荷的指向信息，获得所述第一卫星与兴趣目标视线的指向信息；

计算所述第一卫星与所述兴趣目标视线在地球表面的交点位置，从而获得所述交点位置的兴趣目标投影位置；

发射器，其配置成将所述兴趣目标投影位置信息通过星间链路发送到至少一个第二卫星，以便所述至少一个第二卫星基于所述兴趣目标投影位置信息生成所述第二卫星的第二载荷的指向指令，从而控制所述第二载荷指向所述兴趣目标。

7.根据权利要求6所述的设备，其中所述第一卫星的姿态信息包括滚动、俯仰、偏航姿态角度信息。

8.根据权利要求6所述的设备，其中所述第一卫星与所述兴趣目标视线的指向信息v_eci是在ECI坐标系下通过下面的方式计算：

其中，q(·)为像平面映射函数；为星体坐标系到传感器坐标系的转换矩阵，γ_A、η_A为星体坐标系下第一载荷指向的俯仰角和方位角；为轨道坐标系到星体坐标系的转换矩阵；

为坐标系旋转矩阵，

cos(α₁)，cos(β₁)，cos(γ₁)分别为轨道坐标系X_orb轴与ECI坐标系中X_eci轴，Y_eci轴和Z_eci轴的夹角余弦，cos(α₂)，cos(β₂)，cos(γ₂)分别为轨道坐标系Y_orb轴与ECI坐标系中X_eci轴，Y_eci轴和Z_eci轴的夹角余弦，cos(α₃)，cos(β₃)，cos(γ₃)分别为轨道坐标系Z_orb轴与ECI坐标系中X_eci轴，Y_eci轴和Z_eci轴的夹角余弦。

9.根据权利要求8所述的设备，其中所述处理器还配置成计算所述第一卫星与所述兴趣目标视线在地球表面的交点位置包括如下迭代计算视线v_eci与地球表面的交点在ECF坐标系下的位置r_ecf：

其中，l_n为第n次迭代计算的模长；θ_G为计算时刻地球本初子午线的赤经。

10.根据权利要求9所述的设备，其中所述第二卫星基于所述兴趣目标投影位置r_ecf，第二卫星的滚动、俯仰、偏航姿态角度ECI坐标系下所述第二卫星的轨道信息r_eci/sat-B(x_B，y_B，z_B)，计算所述第二载荷的指向信息r_B(η_B，γ_B)：

其中，f(·)为传感器坐标系下视线矢量到传感器转动角的转换函数。