CN112498745B - 一种低轨光学卫星立体成像自主规划方法 - Google Patents

一种低轨光学卫星立体成像自主规划方法 Download PDF

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Abstract

一种低轨光学卫星立体成像自主规划方法，涉及卫星姿态确定及控制领域，解决现有规划方法依赖航天专业分析软件、规划过程繁琐、效率低下，且当成像任务数量越来越大时，导致不能满足快速高效地规划要求等问题，本发明应用轨道递推算法，分别得到卫星经过成像目标位置前后120秒内卫星的位置速度信息，通过解算获取卫星对目标位置进行立体成像所需±25°俯仰角的位置点，进而最终完成卫星立体成像的姿态规划。本发明所述的自主规划方法，不再依赖航天专业分析软件，在立体成像自主规划程序中输入卫星的位置速度轨道信息及对应的UTC时间，以及目标点的经纬度信息，运行自主规划方法，快速准确地完成对目标位置立体成像的姿态规划。

Description

一种低轨光学卫星立体成像自主规划方法
技术领域
本发明涉及卫星姿态确定及控制领域，具体涉及一种利用高精度轨道递推算法进行卫星姿态规划实现卫星对目标位置立体成像的方法。
背景技术
随着现代卫星数目的不断增多，尤其是低轨卫星星座的日渐兴盛，卫星星座的高效运营管理显得越来越重要。随着光学卫星成像任务的不断增加，高效快速地进行卫星成像姿态规划变得尤为重要。
传统的卫星姿态规划方法是将卫星的轨道信息和目标位置的经纬度信息作为输入，在航天专业分析软件中观察出卫星经过目标位置的一段时间窗口，将该时间段内的WGS-84系的位置速度导出，计算出一段时间卫星指向目标位置的前摆角，然后人为找出卫星分别前摆和后摆25°指向目标点的两个位置，进而获得卫星对目标位置立体成像的成像时刻和期望四元数，该规划方法依赖航天专业分析软件、规划过程繁琐、效率低下，当成像任务数量越来越大时，已不能满足快速高效地规划要求。
本发明是为了解决卫星对目标位置进行立体成像时，不使用航天专业分析软件，仅利用自主规划程序实现轨道递推计算得到卫星的轨道信息进而解算获取卫星前视和后视目标位置的两个成像期望四元数，从而快速准确地实现立体成像卫星姿态规划。
发明内容
本发明为解决现有规划方法依赖航天专业分析软件、规划过程繁琐、效率低下，且当成像任务数量越来越大时，导致不能满足快速高效地规划要求等问题，提供一种低轨光学卫星立体成像自主规划方法。
一种低轨光学卫星立体成像自主规划方法，该方法由以下步骤实现：
步骤一、设定卫星初始的轨道位置和目标位置经纬度信息；所述卫星初始的轨道位置包括卫星经过目标位置初始时刻t0，卫星初始位置r0，以及卫星初始速度v0；
步骤二、根据步骤一的卫星初始的轨道位置，采用轨道递推算法分别前推和后推120s，获得t0±120时间段内的卫星的位置速度信息；
步骤三、根据步骤一设定的目标位置经纬度信息以及卫星初始位置及初始速度，解算步骤二中t0±120时间段内的卫星光轴指向目标位置的俯仰角；
步骤四、将步骤三所述的俯仰角，采用自主规划方法自动确定俯仰角为±25°的两个位置点，输出两个位置点对应的成像时刻以及对应的两个成像姿态期望四元数，完成立体成像自主规划。
本发明的有益效果：本发明所述的自主规划方法，不再依赖航天专业分析软件，在立体成像自主规划程序中输入卫星的位置速度轨道信息及对应的协调世界时(UniversalTime Coordinated，UTC)时间，以及目标点的经纬度信息，运行自主规划方法，该方法直接输出卫星对目标位置立体成像的两个期望的姿态四元数以及对应的UTC时刻，即快速准确地完成对目标位置立体成像的姿态规划。
附图说明
图1为本发明所述的一种低轨光学卫星立体成像自主规划方法的流程图；
图2为WGS-84坐标系示意图；
图3为根据成像目标点与卫星在轨位置求解期望姿态原理图；
图4立体成像规划示意图。
具体实施方式
结合图1至图4说明本实施方式，一种低轨光学卫星立体成像自主规划方法，具体的自主规划方法步骤为：
步骤一、设定卫星初始的轨道位置，包括设定目标位置经纬度信息、卫星经过目标位置初始时刻t0，卫星初始位置r0，以及卫星初始速度v0；
利用轨道递推函数分别前推和后推120s即：前推120s，t0+120，后推120s，即：t0-120，得到t0±120时间段内的卫星位置速度信息；
本实施方式中，在进行立体成像规划时，将卫星经过目标位置同纬度的位置速度作为轨道递推的起始点，因此想要获取俯仰角为±25°的两个位置，需要根据卫星初始位置速度分别前推和后推一段时间获取相应的卫星位置速度信息。
(1)轨道递推
WGS-84坐标系是一种国际上采用的地心坐标系。坐标原点为地球质心，其地心空间直角坐标系的Z轴指向国际时间局(BIH)1984.0定义的协议地极(CTP)方向，X轴指向BIH1984.0的协议子午面和CTP赤道的交点，Y轴与Z轴、X轴垂直构成右手坐标系，称为1984年世界大地坐标系。这是一个国际协议地球参考系统(ITRS)，是目前国际上统一采用的大地坐标系。
卫星在地心地固系下的位置矢量r＝[x y z]T，位置矢量的模
Figure GDA0003591869720000031
地球引力常数为μe，地球赤道半径为re。
卫星的轨道动力学模型只考虑二体问题和地球引力场摄动。二体问题的轨道动力学模型为：
Figure GDA0003591869720000032
地球引力场摄动只考虑带谐项J2摄动、J3摄动和J4摄动，三种摄动项的系数分别为J2、J3和J4，三种摄动项引起的轨道摄动加速度如下：
J2摄动项引起的轨道摄动加速度f2＝[f2x f2y f2z]T，其中
Figure GDA0003591869720000033
f2x、f2y、f2z分别为J2摄动项在惯性坐标系下三个轴的分量。其中地球引力常数μe＝3.986004418×1014m3/s2，地球赤道半径re＝6378137m。J2摄动项的系数J2＝1.08263×10-3，J3摄动项的系数J3＝-2.53266×10-6，J4摄动项的系数J4＝-1.61962×10-6。
J3摄动项引起的轨道摄动加速度f3＝[f3x f3y f3z]T，其中
Figure GDA0003591869720000041
f3x、f3y、f3z分别为J3摄动项在惯性坐标系下三个轴的分量。
J4摄动项引起的轨道摄动加速度f4＝[f4x f4y f4z]T，其中
Figure GDA0003591869720000042
f4x、f4y、f4z分别为J4摄动项在惯性坐标系下三个轴的分量。
则卫星的轨道动力学模型为
Figure GDA0003591869720000043
卫星开始轨道递推时初始时刻为t0，位置为r0，速度为v0，轨道递推终止时刻为tf，通过对卫星的轨道动力学模型积分可得，轨道递推终止时刻卫星的速度为
Figure GDA0003591869720000044
轨道递推终止时刻卫星的位置为
Figure GDA0003591869720000045
步骤二、根据递推得到的一段卫星轨道信息，通过解算获取卫星光轴指向目标位置时相对于轨道系的姿态四元数以及卫星的俯仰角(前后摆角)；具体过程为：
通过卫星轨道信息与目标位置解算卫星指向目标位置的期望姿态。
卫星在WGS-84地固系下的位置A表示为OA＝[rax ray raz]。设lo、la、h分别为地面成像目标点D的经度、纬度和高度，则该成像位置在WGS-84地固坐标系下表示为OD＝[rdxrdy rdz]，则：
Figure GDA0003591869720000051
其中成像点处地球半径
Figure GDA0003591869720000052
地球赤道平均半径为re＝6378173m，地球扁率为e＝0.081819190928906。
为使卫星光轴精准指向地面成像目标点，需要将轨道坐标系绕欧拉轴R旋转ξ角度，即可得到卫星相对轨道系的期望姿态。
(a)欧拉轴R的定义。将地心和卫星形成的矢量OA与地心和地面目标点形成的矢量OD所构成的平面的法向量作为欧拉轴，表示为：
Figure GDA0003591869720000053
(b)欧拉角ξ的确定。在欧拉轴R定义的基础上，将以地心和卫星构成的向量
Figure GDA0003591869720000054
与地心和目标位置构成的向量
Figure GDA0003591869720000055
之间的夹角确定为欧拉角，表示为：
Figure GDA0003591869720000056
(c)轨道坐标系在WGS-84系下的表示。由步骤一，在WGS-84系中的轨道递推得到成像前后一段时间范围内的卫星在WGS-84系中的位置rt，速度vt，则在WGS-84系下轨道系X轴的速度vx表示为：
vx＝ωe×rt+vt
其中，地球自转角速度为ωe＝[0 0 0.00007292115]。
设轨道坐标系在WGS-84系下的分量为r＝[rox roy roz]，可以得到在WGS-84系下轨道坐标系Z轴单位向量表示为：
Figure GDA0003591869720000061
在WGS-84系下轨道坐标系Y轴的单位向量表示为：
Figure GDA0003591869720000062
在WGS-84系下轨道坐标系X轴的单位向量表示为：
Figure GDA0003591869720000063
则卫星指向成像目标位置时相对轨道坐标系的姿态期望四元数可以表示为：
Figure GDA0003591869720000064
(d)由姿态四元数计算欧拉角。设卫星的滚动角为
Figure GDA0003591869720000066
俯仰角为θ、偏航角为ψ，在进行3-1-2转序时，由四元数q＝[q0 q1 q2 q3]计算解得欧拉角表示如下：
Figure GDA0003591869720000065
步骤三、将俯仰角通过循环程序判断出卫星相对目标点俯仰角(前后摆角)为±25°的两个位置点，将成像姿态期望四元数和相应的UTC时刻进行输出，即完成了立体成像姿态规划。
所述成像姿态期望四元数与成像时刻获取为：
在轨道递推范围内自动搜索出卫星姿态俯仰角θi＝±25°(i＝0,±1,±2,...)对应的i，则T＝t0+i即为立体成像两次开始成像时刻，同时该时刻对应的四元数即为期望的成像姿态四元数。
具体实施方式二、结合图4说明本实施方式，本实施方式为具体实施方式一所述的一种低轨光学卫星立体成像自主规划方法的实施例：本实施例在长光卫星技术有限公司的在轨吉林一号高分02A/B星立体成像规划上得到了实施，规划效果准确良好。以对内蒙古进行立体成像为例，表1为立体成像输入信息，在进行立体成像规划时，需要的输入信息如下：
表1
Figure GDA0003591869720000071
运行立体成像自主规划程序，得到立体成像所需的两次成像时刻与相对轨道系的期望四元数，表2为立体成像第一次成像时刻及期望姿态四元数，表3为立体成像第二次成像时刻及期望姿态四元数，具体输出信息如下：
表2
Figure GDA0003591869720000072
表3
Figure GDA0003591869720000073
该方法采用立体成像模式，即卫星需要对目标位置进行两次拍摄，第一次拍摄需要卫星在对目标位置前摆25°(俯仰角25°)的位置姿态以相对轨道系的固定姿态进行推扫成像10秒，然后卫星在俯仰轴方向进行机动准备第二次拍摄，第二次拍摄需要卫星在对目标位置后摆25°(俯仰角-25°)的位置姿态以相对轨道系的固定姿态进行推扫成像13秒。因此在对目标位置进行立体成像规划时，需要规划出两次开始成像时刻的期望四元数和UTC成像时刻，分别作为卫星两次机动的姿态基准。
应用轨道递推算法，分别得到卫星经过成像目标位置前后120秒内卫星的位置速度信息，通过解算获取卫星对目标位置进行立体成像所需±25°俯仰角的位置点，进而最终完成卫星立体成像的姿态规划。

Claims (2)

1.一种低轨光学卫星立体成像自主规划方法，其特征是：该方法由以下步骤实现：
步骤一、设定卫星初始的轨道位置和目标位置经纬度信息；所述卫星初始的轨道位置包括卫星经过目标位置初始时刻t0，卫星初始位置r0，以及卫星初始速度v0；
步骤二、根据步骤一的卫星初始的轨道位置，采用轨道递推算法分别前推和后推120s，获得t0±120时间段内的卫星的位置速度信息；
步骤三、根据步骤一设定的目标位置经纬度信息以及卫星初始位置及初始速度，解算步骤二中t0±120时间段内的卫星光轴指向目标位置的俯仰角；
步骤四、将步骤三所述的俯仰角，采用自主规划方法自动确定俯仰角为±25°的两个位置点，输出两个位置点对应的成像时刻以及对应的两个成像姿态期望四元数，完成立体成像自主规划；
立体成像模式的具体成像过程为：
对目标位置进行两次拍摄，第一次拍摄时，卫星以相对目标位置前摆25°的位置姿态进行推扫成像10秒，然后卫星在俯仰轴方向进行机动准备第二次拍摄，第二次拍摄时，卫星以相对目标位置后摆25°的位置姿态进行推扫成像13秒；
规划出两次开始成像时刻的期望四元数和UTC成像时刻，分别作为卫星两次机动的姿态基准。
2.根据权利要求1所述的一种低轨光学卫星立体成像自主规划方法，其特征在于：步骤四中，成像姿态期望四元数与成像时刻获取：
在轨道递推范围内自动搜索出卫星姿态俯仰角θi＝±25°，i＝0,±1,±2,...；则T＝t0+i即为立体成像两次开始成像时刻，同时该成像时刻对应的四元数即为期望的成像姿态四元数。
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