CN112173173B - 一种面向成像卫星的目标可见弧段确定方法 - Google Patents

一种面向成像卫星的目标可见弧段确定方法 Download PDF

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Abstract

本发明一种面向成像卫星的目标可见弧段确定方法，步骤如下：(1)计算得到姿态机动能力与载荷视场范围的复合可视视场角；(2)确定当前轨道位置卫星与目标间的几何可见性；(3)确定当前轨道位置卫星与目标间的载荷可见性；(4)根据轨道信息及卫星当前轨道位置高度，计算步长Δt，获取下一轨道时刻ti+1，进而获取下一个轨道时刻的位置；(5)重复步骤(2)‑(4)，直至轨道点遍历结束，根据自适应抽样可见性计算结果合并生成粗粒度可见弧段区间；(6)在粗粒度可见弧段首尾处进行区间延展，形成精细可见弧段区间。

Description

一种面向成像卫星的目标可见弧段确定方法
技术领域
本发明涉及一种面向成像卫星的目标可见弧段确定方法，属于遥感卫星成像可见性分析及任务规划领域。
背景技术
在敏捷成像卫星及其地面运控系统实施任务规划过程中，需要根据用户提供的目标特征输入计算和预报一定时间周期或数个轨道圈次内对目标的可见弧段，通常的做法是对轨道位置逐点或稀疏采样，计算固定成像姿态下载荷对目标的可见性覆盖，进而获得预期时段和轨道圈次内的可见弧段。应用此种方式时，逐点或小步长下计算速度慢，大步长下精度不易保障，尤其不适合大椭圆轨道特殊类型成像卫星，同时固定姿态可见性计算难以适应目前姿态机动能力越发增强的敏捷成像卫星。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服已有方法的不足，提出一种面向成像卫星的目标可见弧段确定方法，解决可见弧段计算效率不高的问题。方法主要使用复合视场角、双层可见性判断及自适应采样步长计算获取轨道整圈次抽样样点的离散可见性，然后生成并精细调节可见弧段区间，在保障计算精度的同时提高计算效率。
本发明方法是通过下述技术方案实现的：一种面向成像卫星的目标可见弧段确定方法，步骤如下：
(1)计算得到姿态机动能力与载荷视场范围的复合可视视场角；
(2)确定当前轨道位置卫星与目标间的几何可见性；
(3)确定当前轨道位置卫星与目标间的载荷可见性；
(4)根据轨道信息及卫星当前轨道位置高度，计算步长Δt，获取下一轨道时刻ti+1，进而获取下一个轨道时刻的位置；
(5)重复步骤(2)-(4)，直至轨道点遍历结束，根据自适应抽样可见性计算结果合并生成粗粒度可见弧段区间；
(6)在粗粒度可见弧段首尾处进行区间延展，形成精细可见弧段区间。
所述步骤(1)中复合可视视场角的具体计算过程为：
计算得到复合可视视场角，包括复合视场内侧边缘角α-、外侧边缘角α+、上侧边缘角β+和下侧边缘角β-；
α-＝α-γ-fi，α+＝α+γ+fo，β-＝β-p-fd，β+＝β+p+fu；
其中γ表示滚动方向最大机动能力，p表示俯仰方向最大机动能力，fi、fo、fd和fu分别表示载荷矩形视场的原始内侧、外侧、下侧和上侧视场角。
所述步骤(2)的具体过程为：当前轨道位置卫星与目标间的几何可见性判据为：当0≤η<0.5π且0≤θ<max{α+,α-,β+,β-}且γ≥γ0时，表示目标可见；
Figure BDA0002681316650000021
Figure BDA0002681316650000022
Figure BDA0002681316650000023
其中η为地心夹角，θ为卫星目标连线与-Z轴夹角，γ为卫星-目标位置矢量与目标位置矢量夹角，γ0为最小可见仰角，PT为目标位置矢量，PS为卫星位置矢量。
所述步骤(3)的具体过程为：当前轨道位置卫星与目标间的载荷可见性的判据为：当同时满足|β-|≤|θv|≤|β+|和|α-|≤|θh|≤|α+|时，对于成像载荷目标可见；
Figure BDA0002681316650000024
Figure BDA0002681316650000025
其中
Figure BDA0002681316650000031
为目标单位矢量在地平视场平面上投影与地平视场平面上X轴和Y轴方向上的夹角。
所述步骤(4)根据卫星当前轨道位置高度计算步长Δt，获取下一轨道时刻ti+1，具体方式如下：
Figure BDA0002681316650000032
其中RS为当前轨道高度，μ为地球引力常数，Δs为对地角度分辨率，ti为当前轨道时刻。
所述步骤(5)的具体过程为：
将连续相邻可见性结果轨道点连成同一区间，拼接形成粗粒度连续可见弧段区间。
所述步骤(6)的具体过程为：
针对粗粒度可见区间的首个时刻采样点ti，取时刻点(ti-1+ti)/2计算可见性，递归；针对粗粒度可见区间的末尾时刻采样点ti，取时刻点(ti+1+ti)/2计算可见性，递归。
本方法的有益效果如下：
1、现有技术通常只能在固定姿态下计算和预报对目标可见性，而本发明计算复合视场边缘角，统一考虑视场范围与姿态机动能力，更贴近实际业务需求，能够获得更大范围的可见性区间。
2、本发明采用分层的方式逐步计算几何可见性和载荷可见性，采用三类夹角限定几何可见性计算范围，在此基础上执行载荷可见性计算，能够快速排除不可见时刻，在简化可见性计算逻辑的同时提高单步计算效率。
3、本发明方法以卫星对地角分辨率自适应引导调整计算步长，自适应提高计算效率，在保证计算精度的同时相比传统固定采样计算速度更快，适用于包括大椭圆轨道任务在内的各类型任务。
4、本发明方法提出了一组以准确率、错误率、溢出秒、缺少秒为基础的复合可见性弧段精度评价方法，支持对可见性预报结果进行多维度综合评估。
附图说明
图1复合视场角计算示意图。
图2卫星与目标几何可见性关系示意图。
图3伪几何可见性解示意图。
图4卫星目标连线在地平视场平面的投影及各方向的比例尺度示意图。
图5 5°对地角分辨率下步长时间片与轨道高度的关系示意图。
图6粗粒度可见区间拼接示意图。
图7可见性精度评价示意图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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、完整的描述。
本发明实施例提供一种面向成像卫星的目标可见弧段快速计算技术，具体过程为：
(1)复合可视视场角计算
考虑目前成像载荷常见的矩形视场，视场边缘与卫星本体滚动轴和俯仰轴相平行，如图1所示。
地心为O，目标位置为T，卫星位置为K，星下点位置为O’，载荷光轴在经过O’的切平面(地平视场平面)交点为V，地心O指向卫星K的单位矢量为nz，nx垂直于轨道面，由右手系规则确定ny，目标单位矢量为nT，载荷光轴在YZ平面投影与-Z轴夹角为α，载荷光轴在XZ平面投影与-Z轴夹角为β，各矢量关系如下各式。
Figure BDA0002681316650000041
其中Vs表示卫星速度矢量。
复合视场内侧边缘角α-、外侧边缘角α+、上侧边缘角β+和下侧边缘角β-计算方式如下
α-＝α-γ-fi，α+＝α+γ+fo，β-＝β-p-fd，β+＝β+p+fu
其中γ表示滚动方向最大机动能力，p表示俯仰方向最大机动能力，fi、fo、fd和fu分别表示载荷矩形视场的原始内侧、外侧、下侧和上侧视场角。α与β刻画了载荷安装偏置，其与四方向视场角f及姿态最大机动角度作用后形成四方向复合视场角。
(2)几何可见性计算
卫星与目标的几何可见性关系如图2所示。
由目标经纬度δT、LT和高度HT计算目标在地心惯性坐标系下的位置矢量PT，结合卫星在地心惯性坐标系下的位置矢量PS，计算地心夹角η
Figure BDA0002681316650000051
据此，卫星目标连线与-Z轴夹角θ为
Figure BDA0002681316650000052
当0≤η<0.5π及0≤θ<max{α+,α-,β+,β-}时，目标存在可见可能，如果不满足则一定不可见。进一步，在满足上述条件的情况下，区分伪几何可见性解，如图3所示。
相同夹角θ条件下，卫星-目标连线可为KT1，也可为KT2，存在节线交于地球圆弧T1和T2两点的可能。其中，一定是较近点T1可见，而T2不可见。计算卫星-目标位置矢量PS-PT与目标位置矢量PT的夹角γ
Figure BDA0002681316650000053
如果夹角γ≥γ0，则可见，如果γ<γ0，则不可见，γ0为最小可见仰角，可根据载荷成像特性进行选取。
(3)载荷可见性计算
计算目标单位矢量nT在地平视场平面上的投影nTxy
Figure BDA0002681316650000061
获得nTxy与地平视场平面上nx和ny方向上的夹角(注意nx和ny与地平视场平面平行)
Figure BDA0002681316650000062
卫星目标连线与-Z轴方向夹角为θ，考虑-Z轴为单位矢量，则nTxy方向上比例尺度为tanθ，进一步可获得在nx和ny方向上的比例尺度
Figure BDA0002681316650000063
和
Figure BDA0002681316650000064
如图4所示。
其中，若同时满足|β-|≤|θv|≤|β+|和|α-|≤|θh|≤|α+|，则对于成像载荷目标可见。
(4)自适应步长计算
取上述几何可见性与载荷可见性的交，获得当前轨道位置的可见性结果。
根据卫星当前轨道位置高度计算步长Δt，获取下一轨道时刻ti+1，方式如下
Figure BDA0002681316650000065
其中RS为当前轨道高度(含地球半径)，μ为地球引力常数，Δs为对地角度分辨率，可根据情况进行选择，一般可取为5度。随轨道高度提升，计算步长会在保证对地角分辨率一致的条件下自适应调节。如图5所示。
(5)粗粒度可见弧段生成
重复上述计算过程，按自适应时间步长遍历所有轨道圈次，获取全部采样点的可见性计算结果。将连续相邻可见性结果轨道点连成同一区间，形成拼接后的粗粒度连续可见弧段区间，如图6所示。连续可见弧段区间内所有时刻一定对目标可见。
(6)精细可见弧段延展
粗粒度可见区间首尾段与不可见区间相接时段存在不确定性，对粗粒度连续区间的首尾两端进行可见性细分扩展。
针对粗粒度可见区间的首个时刻采样点ti，现已知ti-1(ti-1<ti)不可见。取时刻点(ti-1+ti)/2，按几何可见性和载荷可见性计算过程计算(ti-1+ti)/2时刻点的复合可见性。如果(ti-1+ti)/2时刻可见，则令ti'＝(ti-1+ti)/2、ti-1'＝ti-1；如果不可见则令ti'＝ti、ti-1'＝(ti-1+ti)/2。对新的可见与不可见时刻点ti'和ti-1'重复上述计算过程，直至Δt＝ti'-ti-1'小于某预设限值(例如1秒)，或Δt所对应的Δs小于某预设限值(例如0.01°)。
针对粗粒度可见区间的末尾时刻采样点ti，现已知ti+1(ti+1>ti)不可见。取时刻点(ti+1+ti)/2，按几何可见性和载荷可见性计算过程计算(ti+1+ti)/2时刻点的复合可见性。如果(ti+1+ti)/2时刻可见，则令ti'＝(ti+1+ti)/2、ti+1'＝ti+1；如果不可见则令ti'＝ti、ti+1'＝(ti+1+ti)/2。对新的可见与不可见时刻点ti'和ti+1'重复上述计算过程，直至Δt＝ti+1'-ti'小于某预设限值(例如1秒)，或Δt所对应的Δs小于某预设限值(例如0.01°)。
遍历计算所有粗粒度可见弧段区间，获得所有轨道圈次的精细可见弧段区间。
(7)可见弧段精度评价
以STK仿真结果作为可见性正确性评价基准，定义准确率、错误率、缺少秒、溢出秒作为综合评价指标，评价方式如图7所示。图中横轴表示时间，A、B、C、D分别为可见性计算的四个时刻点，假设STK可见性区间仿真计算结果为可见区间长度AC，本方法计算结果为可见区间长度BD，准确率和错误率分别定义如下
Figure BDA0002681316650000071
Figure BDA0002681316650000072
特殊情况下，如果存在某可见性区间计算结果STK没有而本方法有，则该区间准确率为0，错误率为100％；如果存在某可见性区间STK有而本方法没有，则该区间准确率为0，错误率为100％。同时，AB时间区间长度定义为缺少秒，CD时间长度定义为溢出秒。
根据上述计算过程，计算得到所有区间的准确率和错误率，然后按照STK结果中的时间区间长度进行加权，组成某时间段内(如24h)的综合准确率和错误率，例如第i个时间窗口的权重为
Figure BDA0002681316650000081
其中ACi表示第i个STK可见性区间的长度，索引j遍历所有可见性窗口。
(8)可见弧段计算示例
以北京作为成像目标点(E116°，N39°)，卫星采用大椭圆轨道，仿真时间段取为2019-6-25 00:04:00至2019-6-26 00:04:00，轨道六根数及其它可见性计算参数取值如表1所示。
表1仿真参数
参数 值
半长轴 24628km
偏心率 0.72°
轨道倾角 19.6°
近地点幅角 290°
升交点赤经 20°
真近点角 0°
最大俯仰角 45°
最大滚动角 45°
垂直视场半角 4°
水平视场半角 8°
经纬采样间隔 1°
采用上述仿真参数后，STK和本方法仿真计算结果如表2所示
表2 STK仿真结果
Figure BDA0002681316650000082
Figure BDA0002681316650000091
按照上文所述评价方法，准确率为1，错误率为0.00067265，缺少秒为0，溢出秒为3。
计算过程中，本方法自适应步长可见性计算过程中迭代次数为619，可见弧段延展可见性计算过程中迭代次数为10，总计629次可见性计算。如采用1秒精度轨道遍历的可见性计算方式，上述24h内需计算8641次。可知本文所述方法在满足姿态机动等约束条件下保证了计算精度，同时可提升数倍计算效率。

Claims (6)

1.一种面向成像卫星的目标可见弧段确定方法，其特征在于步骤如下：
(1)计算得到姿态机动能力与载荷视场范围的复合可视视场角；
(2)确定当前轨道位置卫星与目标间的几何可见性；
(3)确定当前轨道位置卫星与目标间的载荷可见性；
(4)根据轨道信息及卫星当前轨道位置高度，计算步长Δt，获取下一轨道时刻ti+1，进而获取下一个轨道时刻的位置；
(5)重复步骤(2)-(4)，直至轨道点遍历结束，根据自适应抽样可见性计算结果合并生成粗粒度可见弧段区间；
(6)在粗粒度可见弧段首尾处进行区间延展，形成精细可见弧段区间；
所述步骤(1)中复合可视视场角的具体计算过程为：
计算得到复合可视视场角，包括复合视场内侧边缘角α-、外侧边缘角α+、上侧边缘角β+和下侧边缘角β-；
α-＝α-γ-fi，α+＝α+γ+fo，β-＝β-p-fd，β+＝β+p+fu；
其中γ表示滚动方向最大机动能力，p表示俯仰方向最大机动能力，fi、fo、fd和fu分别表示载荷矩形视场的原始内侧、外侧、下侧和上侧视场角。
2.根据权利要求1所述的一种面向成像卫星的目标可见弧段确定方法，其特征在于：所述步骤(2)的具体过程为：当前轨道位置卫星与目标间的几何可见性判据为：当0≤η<0.5π且0≤θ<max{α+,α-,β+,β-}且γ≥γ0时，表示目标可见；
Figure FDA0003303928450000011
Figure FDA0003303928450000012
Figure FDA0003303928450000013
其中η为地心夹角，θ为卫星目标连线与-Z轴夹角，γ为卫星-目标位置矢量与目标位置矢量夹角，γ0为最小可见仰角，PT为目标位置矢量，PS为卫星位置矢量。
3.根据权利要求2所述的一种面向成像卫星的目标可见弧段确定方法，其特征在于：所述步骤(3)的具体过程为：当前轨道位置卫星与目标间的载荷可见性的判据为：当同时满足|β-|≤|θv|≤|β+|和|α-|≤|θh|≤|α+|时，对于成像载荷目标可见；
Figure FDA0003303928450000021
Figure FDA0003303928450000022
其中
Figure FDA0003303928450000023
为目标单位矢量在地平视场平面上投影与地平视场平面上X轴和Y轴方向上的夹角。
4.根据权利要求3所述的一种面向成像卫星的目标可见弧段确定方法，其特征在于：所述步骤(4)根据卫星当前轨道位置高度计算步长Δt，获取下一轨道时刻ti+1，具体方式如下：
Figure FDA0003303928450000024
ti+1＝ti+Δt
其中RS为当前轨道高度，μ为地球引力常数，Δs为对地角度分辨率，ti为当前轨道时刻。
5.根据权利要求1所述的一种面向成像卫星的目标可见弧段确定方法，其特征在于：所述步骤(5)的具体过程为：
将连续相邻可见性结果轨道点连成同一区间，拼接形成粗粒度连续可见弧段区间。
6.根据权利要求1所述的一种面向成像卫星的目标可见弧段确定方法，其特征在于：所述步骤(6)的具体过程为：
针对粗粒度可见区间的首个时刻采样点ti，取时刻点(ti-1+ti)/2计算可见性，递归；针对粗粒度可见区间的末尾时刻采样点ti，取时刻点(ti+1+ti)/2计算可见性，递归。
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