CN112498746B - 一种自主规划卫星沿经线推扫时间及姿态的方法 - Google Patents

Abstract

一种自主规划卫星沿经线推扫时间及姿态的方法，涉及航空航天姿态确定与控制技术领域，解决现有方法导致条带覆盖的有效图像占条带总长度的比例小，且由于侧摆角度不同而出现条带覆盖交叉或分岔的情况，不利于成像条带拼接等问题，本发明通过J4模型轨道递推方法进行虚拟轨道递推，获得轨道信息；根据已知经线目标条带的地理位置信息以及递推出的轨道信息解算所述目标条带的成像起始点、中间点与结束点所对应的时刻和期望姿态角；采用二次拉格朗日插值法计算成像期间其它时刻的期望姿态角与期望角速度，实时调整卫星光学载荷光轴的对地指向，对已知经线目标条带进行主动推扫成像。本发明方法使卫星在沿任意一段经线条带来进行推扫成像。

Description

一种自主规划卫星沿经线推扫时间及姿态的方法

技术领域

本发明涉及航空航天姿态确定与控制技术领域，具体涉及一种自主规划卫星沿经线推扫的时间与姿态的方法。

背景技术

随着卫星技术的发展，国内外遥感卫星已在越来越多的领域内实现业务化应用。目前，国内已有遥感卫星图像均是沿卫星飞行轨迹形成覆盖条带，即保持卫星三轴对地稳定或在滚转方向侧摆对星下点或平行于星下点的条带目标进行推扫成像。此成像方式一方面导致条带覆盖的有效图像占条带总长度的比例小，另一方面由于侧摆角度不同而出现条带覆盖交叉或分岔的情况，不利于成像条带拼接。为了增大有效图像比例，增加条带覆盖的稳定性，提出了沿经线推扫成像方式，该方式在卫星三轴对地稳定的基础上，实时调整卫星滚转轴指向以补偿地球自转，可以提高卫星使用效率。

本发明设计了一种使卫星沿特定经线推扫的方法，通过实时计算条带内各目标点的成像时刻与期望姿态，对已知起始与终止经纬高的一段地理目标条带进行主动推扫。

发明内容

本发明为解决现有方法导致条带覆盖的有效图像占条带总长度的比例小，且由于侧摆角度不同而出现条带覆盖交叉或分岔的情况，不利于成像条带拼接等问题，提供一种自主规划卫星沿经线推扫时间及姿态的方法。

一种自主规划卫星沿经线推扫时间及姿态的方法，该方法由以下步骤实现：

步骤一、通过J4模型轨道递推方法进行虚拟轨道递推，获得轨道信息；

步骤二、根据已知经线目标条带的地理位置信息以及步骤一递推出的轨道信息解算所述目标条带的成像起始点、中间点与结束点所对应的时刻和期望姿态角；

步骤三、采用二次拉格朗日插值法计算成像期间其它时刻的期望姿态角与期望角速度，实时调整卫星光学载荷光轴的对地指向，对已知经线目标条带进行主动推扫成像。

本发明的有益效果：本发明所述的规划方法，针对卫星对已知经线目标条带推扫的期望时间及期望姿态的规划，为了满足卫星特定成像需求，本发明所设计的卫星沿经线推扫规划方法可以计算出最佳成像时间与姿态，使卫星在沿任意一段经线条带来进行推扫成像。

附图说明

图1为本发明所述的一种自主规划卫星沿经线推扫时间及姿态的方法中J4递推方法得到的卫星位置与HPOP方法推出的位置的对比效果图；

图2为本发明所述的一种自主规划卫星沿经线推扫时间及姿态的方法中J4递推与HPOP递推的速度对比效果图；

图3为沿经线推扫成像模式原理图；

图4为由在轨位置与成像目标点解算期望姿态原理图；

图5为本发明所述的一种自主规划卫星沿经线推扫时间及姿态的方法的流程图；

图6为本体相对轨道姿态角的控制效果图；

图7为惯性系下角速度的控制效果图；

图8为沿经线推扫控制效果图。

具体实施方式

具体实施方式一、结合图1至图5说明本实施方式，一种自主规划卫星沿经线推扫时间及姿态的方法，本实施方式对卫星对已知经线目标条带推扫的期望时间与期望姿态的规划问题，首先通过J4轨道递推方法进行虚拟轨道递推，然后通过递推出的轨道信息和目标条带的地理位置信息解算成像起始、中间与结束的时刻和期望姿态，最后通过二次拉格朗日插值规划整个成像期间其它时刻的期望姿态角与期望角速度，实时调整卫星光学载荷光轴的对地指向，来对已知经线条带进行主动推扫成像。具体过程为：

一、成像开始前J4轨道递推；

为了计算成像起始时刻与期望姿态，需要在成像开始前进行高精度轨道递推，现采用J4模型进行轨道递推，计算方式如下：

设当前时刻为t₀，卫星当前在WGS-84地固坐标系下的位置矢量为

速度矢量为

只考虑二体问题和带谐项J2摄动、J3摄动和J4摄动的地球引力场摄动时，卫星的轨道动力学模型为

其中，

为二体问题的轨道动力学模型：

为J2摄动项引起的轨道摄动加速度：

为J3摄动项引起的轨道摄动加速度：

为J4摄动项引起的轨道摄动加速度：

为位置矢量的模，μ_e＝3.986004418×10¹⁴m³/s²为地球引力常数，r_e＝6378173m为地球赤道半径。J2＝1.08263×10^-3为J2摄动项的系数，J3＝-2.53266×10^-6为J3摄动项的系数，J4＝-1.61962×10^-6为J4摄动项的系数。

设轨道递推终止时刻为t_f，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

轨道递推终止时刻卫星的位置为

根据以上公式则解算出了从起始位置r₀开始Δt时间后，卫星位置实际轨道位置

与速度

J4递推与HPOP递推的WGS-84坐标系位置速度分别如图1、图2所示(图1和图2中J4递推方法所用的直线线形与HPOP递推方法实现的虚线的线形完全重合)，可以看出，所用J4递推的精度较高，可以满足应用需求。

二、由轨道信息和目标点地理信息解算所述目标条带的成像起始点、中间点与结束点所对应的时刻和期望姿态角；

沿经线推扫成像过程如图3所示，设A_s和A_e分别表示本次成像过程卫星星下点轨迹的起始位置与结束位置，D_s和D_e分别表示本次成像开始与结束时刻相机光轴指向的地面点。通过步骤一中轨道递推过程，得到t_f时刻卫星在WGS-84地心地固坐标系下的轨道位置速度。

沿经线推扫过程中，卫星在WGS-84系下的位置A的矢量为OA＝[r_ax r_ay r_az]。设地面某一成像点D的经度纬度高度分别为lo、la、h，则该成像点在WGS-84地固坐标系下可以表示为矢量OD＝[r_dx r_dy r_dz]，则：

其中

表示成像点处地球半径，r_e＝6378173m为地球赤道平均半径，e＝0.081819190928906为地球扁率。

根据欧拉轴角定义，为使卫星光轴指向特定地面目标点，可以将轨道坐标系绕欧拉轴R逆时针旋转ξ角度，即可得到轨道系下的期望姿态，如图4所示。

a)求欧拉轴R；

欧拉轴R为地心、卫星形成的矢量OA与地心、地面目标点形成的矢量OD所构成的平面的法向量：

b)求欧拉角ξ；

欧拉角ξ为地心、卫星构成的向量

与地心、目标点构成的向量

之间的夹角：

c)求轨道坐标系在WGS-84系下的分量；

由步骤一中轨道递推得到成像时卫星在WGS-84系中的位置为r_f，速度为v_f，则轨道系X轴在WGS-84系中的速度为：

v_x＝ω_e×r_f+v_f

其中，ω_e＝[0 0 0.00007292115]为地球自转角速度。

设轨道坐标系在WGS-84系下的分量为r_o＝[r_ox r_oy r_oz]，可以得到轨道坐标系Z轴在WGS-84系下的单位向量为：

轨道坐标系Y轴在WGS-84系下的单位向量为：

轨道坐标系X轴在WGS-84系下的单位向量为：

卫星指向沿经线推扫成像目标点的期望坐标系相对轨道坐标系的四元数为：

d)四元数转欧拉角；

设滚动角为

俯仰角为θ、偏航角为ψ，则根据3-1-2转序可以由四元数q＝[q₀ q₁q₂ q₃]解得：

或

采用局部寻优法自主确定成像时间；为了减少图像质量损失提高成像分辨率，只对星下点进行侧摆成像。令

λ_i＝θ_i ²+ψ_i ²(i＝0,1,2,…)

在局部范围内搜索λ最小时对应的i，则T＝t₀+i即为开始成像时刻t₁(t₀为轨道递推开始时间)，该时刻对应的侧摆角

即为期望侧摆角

重复上述解算所述目标条带的成像起始点所对应的时刻和期望姿态角的具体过程，分别获得目标条带中间点所对应的时刻t₂和期望姿态角

目标条带期望姿态角结束点所对应的时刻t₃和期望姿态角

三、规划期望姿态角与角速度；沿经线推扫要求相机光轴根据成像点实时调整，即期望的姿态角与角速度均是实时变化的。为了节约计算机资源、提高运算速度，按照步骤二分别计算成像起始点D_s、成像结束点D_e、以及成像中间时刻D_h所对应的成像时间t₁、t₂、t₃与期望姿态角

其它成像时刻对应的期望姿态角与期望角速度采用二次拉格朗日插值逼近，则在成像过程中任意时刻t_k对应的期望侧摆角与角速度分别为：

具体实施方式二、结合图6至图8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自主规划卫星沿经线推扫的时间与姿态的方法的实施例：

本实施的卫星仿真轨道参数如下：

卫星轨道参数：轨道高度535.35km，轨道倾角97.54°。

卫星WGS-84系下初始位置(千米)：[-2327.931127 4601.099863 4604.571631]。

卫星WGS-84系下初始速度(千米/秒)：[-0.720239 5.215304 -5.575502]。

卫星UTC时间：670526670(北京时间2021年4月1日5点24分30秒)。

目标成像条带起始点D_s经纬高为[102° 60° 0]，结束点D_e经纬高为[102° 56° 0]，中间点D_h经纬高为[102° 56° 0]。按照如图5所示流程展开计算。通过步骤二的规划得到D_s点的成像时间为670527030，侧摆角度为7.8078°；D_h点的成像时间为670527060，侧摆角度为14.7569°；D_e点的成像时间为670527090，侧摆角度为21.3053。

Claims (3)

1.一种自主规划卫星沿经线推扫时间及姿态的方法，其特征是：该方法由以下步骤实现：

步骤一、通过J4模型轨道递推方法进行虚拟轨道递推，获得轨道信息；

步骤二、根据已知经线目标条带的地理位置信息以及步骤一递推出的轨道信息解算所述目标条带的成像起始点、中间点与结束点所对应的时刻和期望姿态角；具体过程为：

设定A_s和A_e分别为卫星星下点轨迹的起始位置与结束位置，D_s和D_e分别为成像开始与结束时刻相机光轴指向的地面点；

根据步骤一的轨道递推方法，获得t_f时刻卫星在WGS-84地固坐标系下的轨道位置和速度；

卫星在WGS-84地固坐标系下的位置A的矢量为OA＝[r_ax r_ay r_az]；设定地面某一成像点D的经度、纬度、高度分别为lo、la、h，则该成像点D在WGS-84地固坐标系下表示为矢量OD＝[r_dx r_dy r_dz]，则：

式中，

为成像点处地球半径，r_e＝6378173m为地球赤道平均半径，e＝0.081819190928906为地球扁率；

根据欧拉轴角定义，为使卫星光轴指向地面目标点，将轨道坐标系绕欧拉轴R逆时针旋转ξ角度，获得轨道系下的期望姿态；具体过程为：

一、求解欧拉轴R以及旋转的欧拉角ξ；

二、求解轨道坐标系在WGS-84地固坐标系下的分量，以及设定卫星指向沿经线推扫成像目标点的期望坐标系相对轨道坐标系的四元数为q_o；

根据步骤一中轨道递推方法获得成像时卫星在WGS-84地固坐标系中的位置为r_f，速度为v_f，则轨道坐标系X轴在WGS-84地固坐标系中的速度为：

v_x＝ω_e×r_f+v_f

式中，ω_e＝[0 0 0.00007292115]为地球自转角速度；

设定轨道坐标系在WGS-84地固坐标系下的分量为r_o＝[r_ox r_oy r_oz]，获得轨道坐标系Z轴在WGS-84地固坐标系下的单位向量为：

轨道坐标系Y轴在WGS-84系下的单位向量为：

轨道坐标系X轴在WGS-84系下的单位向量为：

三、四元数转欧拉角；

采用局部寻优法自主确定成像时间，对星下点进行侧摆成像；令

λ_i＝θ_i ²+ψ_i ²

在局部范围内搜索λ最小时对应的i，i＝0,1,2,…；则T＝t₀+i即为成像起始点的时间，所述成像起始点的时间T对应的侧摆角

即为期望侧摆角；

重复上述解算所述目标条带的成像起始点所对应的时刻和期望姿态角的具体过程，分别获得成像中间点与结束点所对应的时刻和期望姿态角；

步骤三、采用二次拉格朗日插值法计算成像期间其它时刻的期望姿态角与期望角速度，实时调整卫星光学载荷光轴的对地指向，对已知经线目标条带进行主动推扫成像。

2.根据权利要求1所述的一种自主规划卫星沿经线推扫时间及姿态的方法，其特征在于，步骤一中，采用J4模型轨道递推，具体计算方法为：

设定轨道递推开始时间为t₀，卫星当前在WGS-84地固坐标系下的位置矢量为

速度矢量为

卫星的轨道动力学模型为

其中，

为二体问题的轨道动力学模型，

为J2摄动项引起的轨道摄动加速度，

为J3摄动项引起的轨道摄动加速度，

为J4摄动项引起的轨道摄动加速度；J2＝1.08263×10^-3为J2摄动项的系数，J3＝-2.53266×10^-6为J3摄动项的系数，J4＝-1.61962×10^-6为J4摄动项的系数；

设定轨道递推终止时刻为t_f，通过对卫星的轨道动力学模型积分获得，轨道递推终止时刻卫星的速度为

轨道递推终止时刻卫星的位置为

其中

表示递推开始时卫星在WGS-84地固坐标系下的位置，

表示递推开始时卫星在WGS-84地固坐标系下的速度。

3.根据权利要求1所述的一种自主规划卫星沿经线推扫时间及姿态的方法，其特征在于，所述求解欧拉轴R以及旋转的欧拉角ξ的具体过程为：

设定欧拉轴R为地心、卫星形成的矢量OA与地心以及地面目标点形成的矢量OD所构成的平面的法向量：

设定欧拉角ξ为地心、卫星构成的向量

与地心、目标点构成的向量

之间的夹角即为旋转的欧拉角ξ，用下式表示为：

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