CN114167459A - 一种高精度智能遥感小卫星的实现方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种高精度智能遥感小卫星的实现方法，在小卫星平台上即可实现高精度图像定位、高分辨率成像、单线阵立体测绘成像及在轨智能处理、自主任务规划等功能。与之前的技术相比，本发明具有功能密度高、质量体积小、敏捷机动性强、定位精度高、智能化等优点，可促进同类型卫星技术的发展，为实现航天产品向轻小型化、高精度、智能化、批量化方向发展提供技术支持。

Description

一种高精度智能遥感小卫星的实现方法

技术领域

本发明属于空间遥感卫星技术领域涉及的一种高精度智能遥感小卫星的实现方法。

背景技术

高精度智能遥感小卫星相对于现有的传统遥感及测绘卫星而言，具有功能密度高、质量体积小、敏捷机动性强、成像效率高、定位精度高、成像分辨率高、在轨智能处理以及自主任务规划等优点，能够实现高分辨率推扫成像、单线阵立体测绘成像、多目标成像及多条带推扫拼接成像等功能，可获取高精度的地物图像和多维数据，并能够对获取的图像数据进行在轨实时处理及对地实时传输功能，进而实现精确测定地形、地貌、地物的形状、大小、空间位置等信息，在目标监测、地理测绘、国防安全、国土农林资源普查等领域具有极其重要的作用。

虽然国内外已有多颗传统的测绘或遥感卫星可以获得高分辨率、高精度的成像数据，也可以满足一定应用领域的对地观测需求，但其系统复杂程度较高、重量体积较大、研制及发射成本昂贵，很难满足未来遥感小卫星对于轻小敏捷化、高分辨率、智能化、高精度、高时效性以及产业化的发展要求。如国内新近发射的“高分七号”卫星，质量约为2800kg，卫星配置1台双线阵相机(双镜头)和1台激光测高仪，其中，双线阵相机采用“前后视”成像方式可有效实现卫星立体测图，地面分辨率为0.8m，无控制点定位精度优于10米。国外的Worldview-3卫星重量约为2800kg，地面分辨率优于0.5m，无控制点定位精度约为3.5m，具有较高的图像分辨率和无控制点定位精度。

随着空间对地遥感技术的普及化和产业化迅猛发展，同时结合国内外在轨及在研卫星的发展现状，可以看出未来遥感卫星的发展趋势为轻小敏捷型、高分辨率、智能化、高精度和高时效性，而显然以上现有的卫星技术并不能完全满足这些条件。

发明内容

本发明提出一种高精度智能遥感小卫星的实现方法，在小卫星平台上即可实现无控制点的高精度图像定位，且配合姿态大角度敏捷机动可实现整星的高分辨率推扫成像、单线阵立体测绘成像以及在轨对天快速标定星/地相机夹角等功能，具备在轨智能图像处理、自主任务规划等能力。通过一种亚角秒级的遥感卫星高精度姿态确定方法、一种姿态快速机动遥感卫星的姿态控制系统设计方法以及一种高精度遥感卫星的星/地相机光轴夹角在轨对天快速标定方法，并结合整星高精度的时统方案和精密定轨技术实现了智能遥感小卫星的无控制点高精度图像定位；同时，通过一种高精度遥感卫星在轨智能化的实现方法，实现了整星的在轨智能图像处理、多系统综合控制及自主任务规划等能力，提高卫星成像效率和使用效能。

本发明采用的技术方案为一种高精度智能遥感小卫星的实现方法，包括如下步骤：

步骤一，针对高精度智能遥感小卫星的高精度图像定位需求，进行图像定位精度的影响因素分析，影响因素包括时间同步精度、轨道确定精度、姿态测量和确定精度、光轴指向稳定性和地面系统标校处理几个方面；

其中，姿态测量和确定精度方面，通过一种亚角秒级的遥感卫星高精度姿态确定方法进行高精度姿态测量和图像定位，具体实现方式如下：

步骤S1，将两台或多台高精度星相机或星敏感器、一套三轴高频角位移测量设备直接安装在星上有效主载荷，即高分相机的主承力结构上，进行共基准安装，实现结构热控一体化设计，并通过高稳定性的一体化结构设计和精密控温技术来保证高分相机的内方位元素及光轴指向稳定性，从而保证高分相机光轴与高精度星相机或星敏感器光轴之间的夹角稳定性，同时在卫星平台上安装三轴光纤陀螺；

步骤S2，将步骤S1中安装的设备联同星上有效主载荷即高分相机，一起均采用统一的高精度时间基准，由GNSS秒脉冲进行高精度时间同步，精度达到微秒量级；

步骤S3，利用高精度星相机或星敏感器和三轴光纤陀螺进行在轨实时组合定姿，用于卫星姿态控制，得到角秒级的卫星在轨实时姿态确定精度；

步骤S4，利用联合高精度星相机、三轴光纤陀螺、三轴高频角位移测量设备测量数据和星敏感器进行地面的高精度组合定姿，得到亚角秒级的卫星姿态确定精度；

步骤二，通过在轨智能化处理方法提高卫星的成像效率和在轨使用效能，具体实现方式如下：

首先，搭建星上在轨智能化处理的开放式硬件平台，同时小卫星设计的高速上行通道可实时上注并更新配置算法；

其次，通过配置人工智能算法，完成卫星的在轨自主任务规划、多系统综合控制及图像实时智能处理；

最后，通过将地面定标结果与人工智能算法进行融合、优化并实时上注更新，完成人工智能算法与定量遥感的在轨融合。

进一步的，高精度图像定位影响因素的光轴指向稳定性方面，通过一种高精度智能遥感卫星的星相机、地相机光轴夹角在轨对天快速标定方法进行在轨标定，提高整星光轴指向确定精度及稳定性，此处地相机即为星上有效主载荷高分相机，具体实现方式如下；

步骤P1，卫星对地观测作业前，通过姿态快速机动，使星相机和地相机分别对准预定天区，同时进行恒星成像，获取预定天区星图数据；

步骤P2，对地相机线阵推扫星图进行处理，计算恒星在地相机测量坐标系中的方向矢量；

步骤P3，求取观测时刻星相机和地相机在J2000坐标系下的姿态矩阵；

步骤P4，计算地相机到星相机的安装矩阵，使用多组同帧观测星图对星相机和地相机夹角进行标定。

进一步的，高精度智能遥感卫星的星相机、地相机光轴夹角在轨对天快速标定方法中，星相机和地相机夹角在进行标定过程中，需要满足卫星姿态大角度快速机动的需求，因此，通过一种姿态快速机动遥感卫星的姿态控制系统设计方法进行小卫星的姿态控制，具体实现方式如下：

首先，以任务为导向进行差异化执行机构选型的配置，其中任务包括常态化低能耗的三轴稳定姿态控制、惯常机动方向上的姿态快速机动；

其次，通过具有先验自控状态信息的小卫星姿态确定传感器配置，在已知卫星常态化姿态任务模式的条件下，以卫星姿态确定精度要求和相对主要亮天体的角位置关系，确定姿态传感器的安装位置和性能指标；

最后，结合差异化执行机构进行系统姿态控制算法配置，实现小卫星的高稳定度控制。

进一步的，步骤S3中利用高精度星相机或星敏感器和三轴光纤陀螺的测量值作为输入，选用扩展卡尔曼滤波方法，对卫星的姿态进行实时估计，得到角秒级的卫星在轨实时姿态确定精度。

进一步的，步骤S4中将高精度星相机、星敏感器、三轴光纤陀螺以及三轴高频角位移测量设备的原始数据下传至地面，利用联合高精度星相机、三轴光纤陀螺、三轴高频角位移测量设备测量数据和星敏感器进行地面的高精度组合定姿，选取扩展卡尔曼滤波方法，得到亚角秒级定姿精度。

进一步的，步骤P2包括以下几个子步骤：

步骤2.1，建立星相机成像时刻的地相机测量坐标系；

步骤2.2，计算地相机线阵推扫星图中恒星在成像时刻瞬时相机坐标系内单位方向矢量w_cj′；

步骤2.3，计算地相机成像时刻t_cj时刻瞬时相机坐标系到星相机成像时刻t_si时刻地相机测量坐标系的转换矩阵

步骤2.4，计算步骤2.2得到的单位方向矢量w_cj′在地相机测量坐标系内单位方向矢量w_cj；

由步骤2.3计算得到的转换矩阵

可得步骤2.2所得单位方向矢量w_cj′在地相机测量坐标系O_Mi-X_MiY_MiZ_Mi内的单位方向矢量

进一步的，步骤P3包括以下几个子步骤：

步骤3.1，计算星相机成像时刻t_si时刻地相机推扫星图星像点对应恒星在天球坐标系中方向矢量v_cj；

设t_si时刻地相机推扫星图一定窗口范围内有k个星像点，通过星图识别，确定星像点(x_cj,y_cj)，j＝1,2,…,k对应恒星在天球坐标系中的方向矢量为v_cj；

步骤3.2，计算星相机成像时刻t_si时刻J2000坐标系到地相机坐标系的转换矩阵

设t_si时刻J2000坐标系到地相机测量坐标系的转换矩阵为

步骤2.4所得w_cj，j＝1,2,…,k，与步骤3.1所得v_cj，j＝1,2,…,k，满足

根据基于最小二乘准则的QUEST法，解算可得t_si时刻J2000坐标系到地相机测量坐标系的转换矩阵

步骤3.3，计算星相机星图中恒星在星相机测量坐标系内的单位方向矢量w_sj；

步骤3.4，计算星相机成像时刻t_si星相机星图星像点对应恒星在天球坐标系中方向矢量v_sj；

由步骤3.3中得到的星相机星图中恒星在星相机测量坐标系下的观测矢量w_sj，通过星图识别，确定观测时刻恒星在天球坐标系中的方向矢量为v_sj；

步骤3.5，计算星相机成像时刻t_si时刻J2000坐标系到星相机测量坐标系的转换矩阵

设t_si时刻J2000坐标系到星相机测量坐标系的转换矩阵

步骤3.3所得w_sj，j＝1,2,…,n，与步骤3.4所得v_sj，j＝1,2,…,n，满足

根据基于最小二乘准则的QUEST法，解算可得t_si时刻J2000坐标系至星相机测量坐标系的转换矩阵

进一步的，步骤3.3中定义O_si-X_siY_siZ_si为星相机成像时刻t_si的星相机测量坐标系，原点位于星相机摄影中心，X_si轴平行于CCD面阵行方向，Y_si轴由X_si轴逆时针旋转90°得到，Z_si轴指向t_si时刻星相机视轴方向，与X_si轴和Y_si轴组成右手坐标系，各坐标轴指向在惯性空间保持不变；对于t_si时刻星相机拍摄星图，设星图内星像点个数为n，可得该恒星在星相机测量坐标系统中的单位方向矢量w_sj：

式中，(x_sj,y_sj)为某星像点坐标，j＝1,2,…,n；(x₀,y₀)为星相机主点；f_s为星相机焦距。

进一步的，步骤P4的具体实现包括如下子步骤；

步骤4.1，求解星相机成像时刻t_si时刻地相机到星相机的安装矩阵；

步骤4.1中t_si时刻地相机到星相机的安装矩阵由步骤3.2所得t_si时刻J2000坐标系到地相机坐标系的转换矩阵

以及步骤3.5所得t_si时刻J2000坐标系到星相机测量坐标系的转换矩阵

根据矩阵转换关系

得到。

步骤4.2，星相机和地相机夹角标定；

步骤4.2中设以t_si时刻地相机坐标轴为参考坐标轴，服从Z-X-Y转序的欧拉转角分别为

由步骤4.1中t_si时刻地相机到星相机的安装矩阵

计算星相机和地相机三轴夹角

式中，M₂₁、M₂₂、M₂₃、M₁₃、M₃₃为安装矩阵

的元素；

由星图观测序列t_si，i＝1,2,…,m，取多次测量解算结果平均值作为星相机和地相机夹角标定最优解，即：

式中，m为星图观测序列t_si中星的个数。

本发明采用以上技术方案，具有如下优势：

(1)本发明提出了一种高精度智能遥感小卫星的实现方法，在小卫星平台上即可实现高精度图像定位、高分辨率成像、单线阵立体测绘成像及在轨图像智能处理、自主任务规划等功能；

(2)通过一种姿态快速机动遥感卫星的姿态控制系统设计方法，解决了卫星需要姿态大角度敏捷机动及快速稳定的技术难点；

(3)通过一种亚角秒级的遥感卫星高精度姿态确定方法，解决了由于卫星姿态大角度敏捷机动而带来的姿态测量和确定精度问题，保证高精度图像定位的实现；

(4)通过一种高精度遥感卫星的星/地相机光轴夹角在轨对天快速标定方法，能够极大消除由于星/地相机光轴指向及夹角不确定性对图像定位精度的影响，进一步保证高精度图像定位的实现；

(5)通过一种遥感卫星在轨智能化的实现方法，解决了在轨智能图像处理、多系统综合控制及自主任务规划等问题，提高卫星成像效率和使用效能。

本发明的积极效果：本发明提出的一种高精度智能遥感小卫星实现方法与之前的技术相比，在小卫星平台上即可实现高精度图像定位、高分辨率成像、单线阵立体测绘成像及在轨智能处理、自主任务规划等功能，具有功能密度高、质量体积小、敏捷机动性强、定位精度高、智能化等优点，可促进同类型卫星技术的发展，为实现航天产品向轻小型化、智能化、批量化方向发展提供技术支持。

附图说明

图1是本发明中高精度智能遥感卫星的实现方法对应技术方案组成图；

图2是本发明实例中高精度智能遥感小卫星的构成。

图3是本发明实施例中高精度智能遥感卫星的星/地相机光轴夹角在轨对天快速标定方法的流程图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、特征和优点更加的清晰，以下结合实施例，对本发明的一种具体实施方式做出详细的说明，在下面的描述中，阐述了一些具体的细节以便于充分的理解本发明，但是本发明能够以很多不同于描述的其它方式来实施，因此，本发明不受以下公开的具体实施例的限制。一种高精度智能遥感小卫星的实现方法应用实例：

本发明要解决的技术问题是：提出一种高精度智能遥感小卫星的实现方法，解决技术问题的技术方案如图1所示，具体包括以下步骤：

步骤一：针对高精度智能遥感小卫星的高精度图像定位需求，重点研究如何在小卫星平台上实现高精度定位，系统开展图像定位精度的影响因素分析，包括时间同步精度、轨道确定精度、姿态测量和确定精度、光轴指向稳定性和地面系统标校处理各环节(图1)，进而梳理卫星分系统级、单机级及地面的各项指标，形成天地一体的定位精度指标体系，并采取相应的策略和技术来实现高精度图像定位。

W1：时间同步方面，采用整星、分系统、单机的多级时间同步机制，以及高精度秒脉冲统一授时结合在轨实时补偿校时的高精度时统方案，提高秒脉冲输出精度及本地的时钟计数精度，整星时间同步精度能够达到几微秒量级，进而减少时间同步误差对定位精度的影响；

W2：在轨道确定方面，采用双频双模导航接收机，以及双天线系统使用模式，优化实时定轨及事后定轨算法，有效实现高精度定轨，从而减小定轨误差对定位精度的影响；

W3：姿态测量和确定精度方面，针对高精度智能遥感卫星姿态大角度敏捷机动而带来的姿态测量及确定精度问题，提出了一种亚角秒级的遥感卫星高精度姿态确定方法，保证高精度姿态测量和图像定位。具体实现方式如下；

步骤S1，将两台或多台高精度星相机或星敏感器、一套三轴高频角位移测量设备直接安装在星上有效主载荷，即高分相机的主承力结构上，进行共基准安装，实现结构热控一体化设计，并通过高稳定性的一体化结构设计和精密控温技术来保证高分相机的内方位元素及光轴指向稳定性，从而保证高分相机光轴与高精度星相机或星敏感器光轴之间的夹角稳定性，同时在卫星平台上安装三轴光纤陀螺；

步骤S1中在星上有效主载荷背板上固连共基准安装2台高精度星相机、2台星敏感器、1套三轴高频角位移测量设备，其中2台星敏感器正交90°安装，2台高精度星相机与星敏感器同指向安装，上述设备实现与高分相机的一体化设计，安装在卫星平台上三轴光纤陀螺不需要与高分相机固连安装；高分相机具有较高的结构刚度和稳定性，能够承载2台高精度星相机、2台星敏感器和1套三轴高频角位移测量设备，预留对应的安装接口，同时在背板三个侧面预留三个基准镜安装基面；在加工时，统一高精度星相机、基准棱镜及高分相机主镜安装连接面基准。

步骤S2，将步骤S1中安装的设备联同星上有效主载荷即高分相机一起均采用统一的高精度时间基准，由GNSS秒脉冲进行高精度时间同步，精度达到微秒量级；

步骤S2中2台高精度星相机、2台星敏感器、1套三轴高频角位移测量设备和1台三轴光纤陀螺等测量设备均采用统一的高精度时间基准，由GNSS秒脉冲进行高精度时间同步；卫星计算单元从双频GNSS接收机获取时间整数秒信息，并通过双频GNSS接收机对内输出的秒脉冲进行时间对齐；计算单元内部维持粒度为1微秒的计时器，为整星计时，卫星需要进行授时单机包括2台星敏感器、2台高精度星相机、三轴高频角位移测量设备、三轴光纤陀螺和高分相机；计算单元读取自身的时间信息对这些设备授时，对授时单机进行时间对齐的秒脉冲信号由双频GNSS接收机发出，用于时间对齐。

步骤S3，利用高精度星相机或星敏感器和三轴光纤陀螺进行在轨实时组合定姿，用于卫星姿态控制，得到角秒级的卫星在轨实时姿态确定精度；

其中，步骤S3中利用高精度星相机或星敏感器和三轴光纤陀螺的测量值作为输入，选用扩展卡尔曼滤波方法，对卫星的姿态进行实时估计，得到角秒级的卫星在轨实时姿态确定精度。

步骤S4，利用联合高精度星相机、三轴光纤陀螺、三轴高频角位移测量设备测量数据和星敏感器进行地面的高精度组合定姿，得到亚角秒级的卫星姿态确定精度。

其中，步骤S4中将高精度星相机、三轴光纤陀螺以及三轴高频角位移测量设备的原始数据下传至地面，利用联合高精度星相机、三轴光纤陀螺、三轴高频角位移测量设备测量数据和星敏感器进行地面的高精度组合定姿，选取扩展卡尔曼滤波方法，得到亚角秒级定姿精度。

上述方案中通过地面系统结合扩展卡尔曼滤波方法进行融合关联处理，完成对整星在轨工作时的姿态测量及确定精度的综合分析修正，实现亚角秒级的姿态确定精度，进一步地，在降低卫星硬件设计指标、降低卫星质量及成本的同时可有效保证卫星的图像定位精度。

W4：光轴指向稳定性方面，提出了一种高精度智能遥感卫星的星/地相机光轴夹角在轨对天快速标定方法，此处星相机就是姿态测量精度更高的星敏感器，地相机即为星上有效主载荷高分相机。上述W3中，虽然高分相机(方便起见，此处可简称为地相机)与高精度星相机(或星敏感器)采取结构热控一体化设计，但由于在轨工作期间，整星姿态的大角度快速机动使得卫星的外热流及温度环境变化复杂，因此高分相机与星相机的光轴指向及光轴夹角难免会因卫星平台和自身的热变形而发生变化，进而影响整星光轴指向确定精度及稳定性，针对此问题提出了一种高精度智能遥感卫星的星/地相机光轴夹角在轨对天快速标定方法，可进一步保证卫星光轴指向确定精度和高精度图像定位。如图3所示，高精度智能遥感卫星的星/地相机光轴夹角在轨对天快速标定方法的具体实现方式如下；

步骤P1，卫星对地观测作业前，通过姿态快速机动，使星相机和地相机分别对准预定天区，同时进行恒星成像，获取预定天区星图数据；

步骤P2，对地相机线阵推扫星图进行处理，计算恒星在地相机测量坐标系中的方向矢量；

步骤P3，求取观测时刻星相机和地相机在J2000坐标系下的姿态矩阵；

步骤P4，计算地相机到星相机的安装矩阵，使用多组同帧观测星图对星相机和地相机夹角进行标定。

其中，步骤P2包括以下几个子步骤：

步骤2.1，建立星相机成像时刻的地相机测量坐标系；

定义O_Mi-X_MiY_MiZ_Mi为星相机成像时刻t_si的地相机测量坐标系，原点位于t_si时刻地相机摄影中心，X_Mi轴指向t_si时刻推扫方向，Y_Mi轴指向线阵排列方向，Z_Mi轴与地相机光轴重合，与X_Mi轴和Y_Mi轴组成右手坐标系，各坐标轴指向在惯性空间保持不变；

步骤2.2，计算地相机推扫星图中恒星在成像时刻瞬时相机坐标系内单位方向矢量w_cj′；

步骤2.3，计算地相机成像时刻t_cj时刻瞬时相机坐标系到星相机成像时刻t_si时刻地相机测量坐标系的转换矩阵

定义O_cj-X_cjY_cjZ_cj为t_cj时刻地相机瞬时相机坐标系，原点位于t_cj时刻地相机摄影中心，X_cj轴指向t_cj时刻推扫方向，Y_cj轴指向线阵排列方向，Z_cj轴与地相机光轴重合，与X_cj轴和Y_cj轴组成右手坐标系，各坐标轴指向在惯性空间保持不变；

步骤2.4，计算步骤2.2得到的单位方向矢量w_cj′在地相机测量坐标系内单位方向矢量w_cj；

由步骤2.3计算得到的转换矩阵

可得步骤2.2所得单位方向矢量w_cj′在地相机测量坐标系O_Mi-X_MiY_MiZ_Mi内的单位方向矢量

其中，步骤P3包括以下几个子步骤：

步骤3.1，计算星相机成像时刻t_si时刻地相机推扫星图星像点对应恒星在天球坐标系中方向矢量v_cj；

设t_si时刻地相机推扫星图一定窗口范围内有k个星像点，通过星图识别，确定星像点(x_cj,y_cj)，j＝1,2,…,k对应恒星在天球坐标系中的方向矢量为v_cj；

步骤3.2，计算星相机成像时刻t_si时刻J2000坐标系到地相机坐标系的转换矩阵

设t_si时刻J2000坐标系到地相机测量坐标系的转换矩阵为

步骤2.4所得w_cj，j＝1,2,…,k，与步骤3.1所得v_cj，j＝1,2,…,k，满足

根据基于最小二乘准则的QUEST法，解算可得t_si时刻J2000坐标系到地相机测量坐标系的转换矩阵

步骤3.3，计算星相机星图中恒星在星相机测量坐标系内的单位方向矢量w_sj；

步骤3.4，计算星相机成像时刻t_si星相机星图星像点对应恒星在天球坐标系中方向矢量v_sj；

由步骤3.3中得到的星相机星图中恒星在星相机测量坐标系下的观测矢量w_sj，通过星图识别，确定观测时刻恒星在天球坐标系中的方向矢量为v_sj；

步骤3.5，计算星相机成像时刻t_si时刻J2000坐标系到星相机测量坐标系的转换矩阵

设t_si时刻J2000坐标系到星相机测量坐标系的转换矩阵

步骤3.3所得w_sj，j＝1,2,…,n，与步骤3.4所得v_sj，j＝1,2,…,n，满足

根据基于最小二乘准则的QUEST法，解算可得t_si时刻J2000坐标系至星相机测量坐标系的转换矩阵

其中，步骤3.3中定义O_si-X_siY_siZ_si为星相机成像时刻t_si的星相机测量坐标系，原点位于星相机摄影中心，X_si轴平行于CCD面阵行方向，Y_si轴由X_si轴逆时针旋转90°得到，Z_si轴指向t_si时刻星相机视轴方向，与X_si轴和Y_si轴组成右手坐标系，各坐标轴指向在惯性空间保持不变；对于t_si时刻星相机拍摄星图，设星图内星像点个数为n，可得该恒星在星相机测量坐标系统中的单位方向矢量w_sj：

式中，(x_sj,y_sj)为某星像点坐标，j＝1,2,…,n；(x₀,y₀)为星相机主点；f_s为星相机焦距。

其中，步骤P4的具体实现包括如下子步骤；

步骤4.1，求解星相机成像时刻t_si时刻地相机到星相机的安装矩阵；

步骤4.1中t_si时刻地相机到星相机的安装矩阵由步骤3.2所得t_si时刻J2000坐标系到地相机坐标系的转换矩阵

以及步骤3.5所得t_si时刻J2000坐标系到星相机测量坐标系的转换矩阵

根据矩阵转换关系

得到。

步骤4.2，星相机和地相机夹角标定；

步骤4.2中设以t_si时刻地相机坐标轴为参考坐标轴，服从Z-X-Y转序的欧拉转角分别为

由步骤4.1中t_si时刻地相机到星相机的安装矩阵

计算星相机和地相机三轴夹角

式中，M₂₁、M₂₂、M₂₃、M₁₃、M₃₃为安装矩阵

的元素；

由星图观测序列t_si，i＝1,2,…,m，取多次测量解算结果平均值作为星相机和地相机夹角标定最优解，即：

式中，m为星图观测序列t_si中星的个数。

由于对天标定和对地成像的时间间隔很短，该时间段内的星/地相机光轴夹角基本不会发生变化，因此在轨对天快速标定的方式能够极大消除由于星/地相机光轴指向及夹角不确定性对图像定位精度的影响，同时结合上述W3可明显提高卫星光轴指向确定精度和无控制点的图像定位精度，可大幅降低卫星系统复杂度、降低卫星的质量、体积和研制成本。

另外，通过一种姿态快速机动遥感卫星的姿态控制系统设计方法，解决高精度智能遥感小卫星在轨对天快速标定星/地相机光轴夹角、高分辨率推扫成像以及单线阵立体测绘成像等多种高效敏捷成像模式对姿态大角度快速机动的需求。

首先，以任务为导向的差异化执行机构选型配置，使得卫星既能够实现常态化低能耗的三轴稳定姿态控制，又在惯常机动方向上能进行姿态快速机动。其次，具有先验自控状态信息的小卫星姿态确定敏感器配置，在已知卫星常态化姿态任务模式的条件下，以卫星姿态确定精度要求和相对主要亮天体的角位置关系，确定姿态传感器的安装位置和性能指标，确保卫星时刻具备高精度姿态确定能力；最后，结合差异化执行机构的系统姿态控制算法配置，使得卫星在能够满足姿态敏捷机动、快速稳定的同时，实现高稳定度的控制，可满足卫星的立体测绘、多条带推扫、在轨对天快速标定星/地相机光轴夹角等成像任务需求。

其中，差异化执行机构选型配置如下：

(1)，确定执行机构的组成。执行机构由若干大力矩飞轮和反作用飞轮组成。例如，共配置有1台大力矩飞轮，以及3台反作用飞轮。

(2)，确定执行机构的性能指标，满足卫星能够实现三轴稳定姿态控制，且在惯常机动轴上能进行姿态快速机动的要求。例如，上述大力矩飞轮和反作用飞轮中，1台大力矩飞轮的最大输出力矩为1Nm，另3台反作用飞轮的最大输出力矩为0.1Nm。大力矩飞轮和反作用飞轮的角动量控制偏差优于0.002Nms。

(3)，确定执行机构的安装方位。例如，上述大力矩飞轮和反作用飞轮中，大力矩飞轮和2台反作用飞轮正交正装，1台反作用飞轮斜装。

敏感器配置如下：

(1)，确定敏感器的组成。敏感器由若干高精度星敏感器和高精度三轴光纤陀螺组成。例如，共配置有2台高精度星敏感器和1台高精度三轴光纤陀螺。

(2)，确定敏感器的性能指标，以满足姿态确定精度和姿态确定稳定度的要求。例如，上述2台高精度星敏感器的姿态测量精度优于3″(3σ)，1台高精度三轴光纤陀螺的零偏稳定性优于0.01°/h(100s,1σ)。

(3)，确定敏感器的安装方位，确保卫星在俯仰及侧摆状态下2台星敏感器均能正常工作，以满足高精度姿态确定的要求。例如，2台星敏感器光轴与体坐标系Z轴正方向夹角为126°，且2台星敏感器沿体坐标系YOZ面对称安装，方向朝体坐标系Y轴正方向，且两者光轴夹角为70°。本实施例中，卫星体轴坐标系的Y轴为惯常机动轴，X轴、Z轴为静默轴，卫星三轴控制稳定度优于0.001°/s(3σ)，σ是统计学中的一个概念，表示数值分布在(μ-3σ,μ+3σ)中的概率为0.9973。

W5：地面系统标校处理方面，采用提高地面控制点数量及精度并结合地面图像匹配处理及平差处理算法来提高图像定位的标定精度；同时针对高分辨率、快速机动及热稳定误差规律等开展在轨多周期数据的采集及遥测，并通过地面数据处理技术进行标校处理，从而保证卫星系统的标定精度，进一步消除或减少在轨长周期项因素对定位精度的影响。

步骤二：通过一种遥感卫星在轨智能化的实现方法，解决了高精度智能遥感小卫星成像模式多、获取图像信息量大、工作模式复杂等问题，同时提高了卫星成像效率和在轨使用效能。

首先，搭建星上在轨智能化处理的开放式硬件平台，同时卫星设计有高速上行通道，可实时上注并更新配置算法；其次，通过配置人工智能算法，完成卫星的在轨自主任务规划、多系统综合控制及图像实时智能处理，实现卫星的在轨高效、敏捷及多元化工作；最后，通过将地面定标结果与人工智能算法进行融合、优化并实时上注更新，完成人工智能算法与定量遥感的在轨融合，从而实现卫星在轨的图像数据流切片、异常目标实时检测及敏感目标变化实时感知等功能。

目前在研的某型号高精度智能遥感小卫星总质量小于350kg，对地成像分辨率为0.5m@500km，无控制点平面精度优于5m(平差处理前)、优于2m(平差处理后)，典型目标的在轨检测率优于95％，在小卫星平台上即可实现高分辨率成像及高精度无控制点图像定位。整星技术指标先进、功能密度高、质量体积小、敏捷机动性强、成像效率高，具备高分辨率推扫成像能力、多光谱/高光谱/夜光成像能力、红外成像能力、立体成像和测绘能力、星上智能处理能力以及无控制点高精度定位能力。卫星主要构成(图2)及实现方法如下：

如图2所示，高精度智能遥感小卫星由综合信息管理、姿态控制、电源、推进、数据传输、星上载荷、结构与机构、热控等分系统，以及总装直属件、星载应用软件和电缆网等系统级产品及组件组成。综合信息管理分系统和电源分系统可构成基本系统，完成基本的星地测控通信功能。载荷分系统主要由高分相机、高光谱相机、红外相机、高精度星相机、三轴高频角位移测量设备等组成。整星可实现高精度/高分辨成像、立体测绘、多光谱/高光谱成像、在轨智能处理等功能。

卫星总质量约350kg，卫星发射状态的包络尺寸为1500×1450×2000mm，卫星飞行状态的包络尺寸为1500×4860×2000mm。卫星整体采用箱板式分舱结构形式，卫星主结构材料为铝合金、钛合金和碳纤维增强复合材料。卫星采用Φ660型包带分离装置。热控分系统用于为卫星各个部位及单机设备提供所要求的工作温度，确保卫星在轨正常运行；热控方式以包覆多层的被动热控方式为主，部分组件如蓄电池、光学载荷采用主动热控。

综合信息管理分系统主要负责整星信息流的管理，主要实现传统的星务管理、测控等功能。综合信息管理分系统包括2个计算单元，1个智能接口单元，2个星地测控单元，1个二次电源单元，2根扩频测控天线和1个测控微波网络。

姿态控制分系统主要实现卫星的姿态确定与控制，采用反作用飞轮零动量控制方式。姿态控制分系统包括3个星敏感器，2个数字太阳敏感器，1个高精度双频GNSS接收机，2套三轴光纤陀螺，1个磁强计，3个0.1Nm动量轮，1个1Nm动量轮，3个50Am²磁力矩器和2根GNSS接收天线。

电源分系统主要实现整星电源管理、控制及配电。电源分系统包括1个电源管理单元，1个PCU单元，2个一次配电单元，1个二次电源，1个蓄电池组和2块太阳电池阵。一次配电母线电压为28V，蓄电池组采用28V/45Ah的锂离子电池组，太阳电池阵采用三结砷化镓体装太阳电池阵。

数据传输分系统主要实现星上载荷数据的压缩、存储、传输与智能处理。数据传输分系统包括1个压缩路由单机(包含智能图像处理单元)，2个X数传发射机和1个数传相控阵天线。

星上载荷根据任务需求进行设计，可以完成高分辨率成像、多光谱/高光谱成像、夜光成像、红外成像、立体测绘等功能。星上载荷包括1套高分相机、1套高光谱相机、1套红外相机、1套智能图像处理单机、1套三轴高频角位移测量设备和2台高精度星相机。

结构与机构分系统为卫星的所有其他分系统提供安装面和安装空间，完成星上设备的安装和定位，并有效实现星箭分离、太阳翼展开功能。

高精度智能遥感小卫星的具体配置如下：

(1)配置1台高分相机，总质量不超过100kg，具备全色成像和多光谱成像能力，全色成像分辨率为0.5m@500km，幅宽为10km@500km，多光谱成像分辨率为2m@500km，幅宽为10km@500km。

(2)配置1台高光谱相机，总质量不超过10kg，具备高光谱成像和夜光成像能力，高光谱成像分辨率优于10m@500km，幅宽大于150km@500km，通道数不小于32；夜光成像分辨率优于10m@500km，幅宽大于150km@500km。

(3)配置2台高精度星相机、2台高精度星敏感器和1套三轴高频角位移测量设备，其中，高精度星相机的绝对测量精度优于0.3″，星敏感器的姿态确定精度优于3″，三轴高频角位移测量设备数据更新率～20kHz。上述设备均直接安装在高分相机主承力背板上，与高分相机采取结构热控一体化设计，且两台星敏感器光轴指向与两台星相机的光轴指向分别保持一致。同时，采用高稳定结构和精密热控措施，保证高分相机在轨光轴指向精度优于1″，高分相机与星相机光轴间的夹角稳定性优于0.3″，高分相机与星敏感器光轴间的夹角稳定性优于1″。在轨应用时将高精度星相机、星敏感器、三轴光纤陀螺及三轴高频角位移测量设备的精密测量数据进行遥测下传，通过地面系统进行融合关联处理，并结合星/地相机对天快速标定方法，可完成对卫星在轨工作时的高精度姿态测量及光轴指向确定，在降低卫星整体设计复杂度、降低硬件指标、降低质量及成本的同时，实现了卫星的无控制点图像定位精度指标要求。

(4)配置高精度双频GNSS发射机设备，进行整星时间基准的统一秒脉冲授时，并对需要秒脉冲的各设备直接进行硬同步授时，整星时间同步精度能够控制在±5us，可有效减小时间同步误差对定位精度的影响。

(5)配置双频双模GPS设备，并结合实时定轨算法有效实现高精度定轨，定轨精度可优于0.3m，从而有效减小定轨误差对定位精度的影响。

(6)配置差异化执行机构实现卫星姿态的敏捷机动和快速稳定，包括1台1Nm大力矩反作用飞轮和3台0.1Nm反作用飞轮，可满足当前高精度智能遥感卫星的立体测绘、多条带推扫、在轨对天快速标定等成像任务需求。

(7)配置高性能GPU搭建开放式智能化处理硬件平台，并结合人工智能算法，可实现典型目标在轨检测率优于95％。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (9)

1.一种高精度智能遥感小卫星的实现方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一，针对高精度智能遥感小卫星的高精度图像定位需求，进行图像定位精度的影响因素分析，影响因素包括时间同步精度、轨道确定精度、姿态测量和确定精度、光轴指向稳定性和地面系统标校处理几个方面；

其中，姿态测量和确定精度方面，通过一种亚角秒级的遥感卫星高精度姿态确定方法进行高精度姿态测量和图像定位，具体实现方式如下：

步骤S1，将两台或多台高精度星相机或星敏感器、一套三轴高频角位移测量设备直接安装在星上有效主载荷，即高分相机的主承力结构上，进行共基准安装，实现结构热控一体化设计，并通过高稳定性的一体化结构设计和精密控温技术来保证高分相机的内方位元素及光轴指向稳定性，从而保证高分相机光轴与高精度星相机或星敏感器光轴之间的夹角稳定性，同时在卫星平台上安装三轴光纤陀螺；

步骤S2，将步骤S1中安装的设备联同星上有效主载荷即高分相机，一起均采用统一的高精度时间基准，由GNSS秒脉冲进行高精度时间同步，精度达到微秒量级；

步骤S3，利用高精度星相机或星敏感器和三轴光纤陀螺进行在轨实时组合定姿，用于卫星姿态控制，得到角秒级的卫星在轨实时姿态确定精度；

步骤S4，利用联合高精度星相机、三轴光纤陀螺、三轴高频角位移测量设备测量数据和星敏感器进行地面的高精度组合定姿，得到亚角秒级的卫星姿态确定精度；

步骤二，通过在轨智能化处理方法提高卫星的成像效率和在轨使用效能，具体实现方式如下：

首先，搭建星上在轨智能化处理的开放式硬件平台，同时小卫星设计的高速上行通道可实时上注并更新配置算法；

其次，通过配置人工智能算法，完成卫星的在轨自主任务规划、多系统综合控制及图像实时智能处理；

最后，通过将地面定标结果与人工智能算法进行融合、优化并实时上注更新，完成人工智能算法与定量遥感的在轨融合。

2.如权利要求1所述的一种高精度智能遥感小卫星的实现方法，其特征在于：高精度图像定位影响因素的光轴指向稳定性方面，通过一种高精度智能遥感卫星的星相机、地相机光轴夹角在轨对天快速标定方法进行在轨标定，提高整星光轴指向确定精度及稳定性，此处地相机即为星上有效主载荷高分相机，具体实现方式如下；

步骤P1，卫星对地观测作业前，通过姿态快速机动，使星相机和地相机分别对准预定天区，同时进行恒星成像，获取预定天区星图数据；

步骤P2，对地相机推扫星图进行处理，计算恒星在地相机测量坐标系中的方向矢量；

步骤P3，求取观测时刻星相机和地相机在J2000坐标系下的姿态矩阵；

步骤P4，计算地相机到星相机的安装矩阵，使用多组同帧观测星图对星相机和地相机夹角进行标定。

3.如权利要求2所述的一种高精度智能遥感小卫星的实现方法，其特征在于：高精度智能遥感卫星的星相机、地相机光轴夹角在轨对天快速标定方法中，星相机和地相机夹角在进行标定过程中，需要满足卫星姿态大角度快速机动的需求，因此，通过一种姿态快速机动遥感卫星的姿态控制系统设计方法进行小卫星的姿态控制，具体实现方式如下：

首先，以任务为导向进行差异化执行机构选型的配置，其中任务包括常态化低能耗的三轴稳定姿态控制、惯常机动方向上的姿态快速机动；

其次，通过具有先验自控状态信息的小卫星姿态确定传感器配置，在已知卫星常态化姿态任务模式的条件下，以卫星姿态确定精度要求和相对主要亮天体的角位置关系，确定姿态传感器的安装位置和性能指标；

最后，结合差异化执行机构进行系统姿态控制算法配置，实现小卫星的高稳定度控制。

4.如权利要求1所述的一种高精度智能遥感小卫星的实现方法，其特征在于：步骤S3中利用高精度星相机或星敏感器和三轴光纤陀螺的测量值作为输入，选用扩展卡尔曼滤波方法，对卫星的姿态进行实时估计，得到角秒级的卫星在轨实时姿态确定精度。

5.如权利要求1所述的一种高精度智能遥感小卫星的实现方法，其特征在于：步骤S4中将高精度星相机、星敏感器、三轴光纤陀螺以及三轴高频角位移测量设备的原始数据下传至地面，利用联合高精度星相机、三轴光纤陀螺、三轴高频角位移测量设备测量数据和星敏感器进行地面的高精度组合定姿，选取扩展卡尔曼滤波方法，得到亚角秒级定姿精度。

6.如权利要求2所述的一种高精度智能遥感小卫星的实现方法，其特征在于：步骤P2包括以下几个子步骤：

步骤2.1，建立星相机成像时刻的地相机测量坐标系；

步骤2.2，计算地相机线阵推扫星图中恒星在成像时刻瞬时相机坐标系内单位方向矢量w_cj′；

步骤2.3，计算地相机成像时刻t_cj时刻瞬时相机坐标系到星相机成像时刻t_si时刻地相机测量坐标系的转换矩阵

步骤2.4，计算步骤2.2得到的单位方向矢量w_cj′在地相机测量坐标系内单位方向矢量w_cj；

由步骤2.3计算得到的转换矩阵

可得步骤2.2所得单位方向矢量w_cj′在地相机测量坐标系O_Mi-X_MiY_MiZ_Mi内的单位方向矢量

7.如权利要求6所述的一种高精度智能遥感小卫星的实现方法，其特征在于：步骤P3包括以下几个子步骤：

步骤3.1，计算星相机成像时刻t_si时刻地相机推扫星图星像点对应恒星在天球坐标系中方向矢量v_cj；

设t_si时刻地相机推扫星图一定窗口范围内有k个星像点，通过星图识别，确定星像点(x_cj，y_cj)，j＝1，2，...，k对应恒星在天球坐标系中的方向矢量为v_cj；

步骤3.2，计算星相机成像时刻t_si时刻J2000坐标系到地相机坐标系的转换矩阵

设t_si时刻J2000坐标系到地相机测量坐标系的转换矩阵为

步骤2.4所得w_cj，j＝1，2，...，k，与步骤3.1所得v_cj，j＝1，2，...，k，满足

根据基于最小二乘准则的QUEST法，解算可得t_si时刻J2000坐标系到地相机测量坐标系的转换矩阵

步骤3.3，计算星相机星图中恒星在星相机测量坐标系内的单位方向矢量w_sj；

步骤3.4，计算星相机成像时刻t_si星相机星图星像点对应恒星在天球坐标系中方向矢量v_sj；

由步骤3.3中得到的星相机星图中恒星在星相机测量坐标系下的观测矢量w_sj，通过星图识别，确定观测时刻恒星在天球坐标系中的方向矢量为v_sj；

步骤3.5，计算星相机成像时刻t_si时刻J2000坐标系到星相机测量坐标系的转换矩阵

设tsi时刻J2000坐标系到星相机测量坐标系的转换矩阵

步骤3.3所得w_sj，j＝1，2，...，n，与步骤3.4所得v_sj，j＝1，2，...，n，满足

根据基于最小二乘准则的QUEST法，解算可得t_si时刻J2000坐标系至星相机测量坐标系的转换矩阵

8.如权利要求7所述的一种高精度智能遥感小卫星的实现方法，其特征在于：步骤3.3中定义O_si-X_siY_siZ_si为星相机成像时刻t_si的星相机测量坐标系，原点位于星相机摄影中心，X_si轴平行于CCD面阵行方向，Y_si轴由X_si轴逆时针旋转90°得到，Z_si轴指向t_si时刻星相机视轴方向，与X_si轴和Y_si轴组成右手坐标系，各坐标轴指向在惯性空间保持不变；对于t_si时刻星相机拍摄星图，设星图内星像点个数为n，可得该恒星在星相机测量坐标系统中的单位方向矢量w_sj：

式中，(x_sj，y_sj)为某星像点坐标，j＝1，2，...，n；(x₀，y₀)为星相机主点；f_s为星相机焦距。

9.如权利要求8所述的一种高精度智能遥感小卫星的实现方法，其特征在于：步骤P4的具体实现包括如下子步骤；

步骤4.1，求解星相机成像时刻t_si时刻地相机到星相机的安装矩阵；

步骤4.1中t_si时刻地相机到星相机的安装矩阵由步骤3.2所得t_si时刻J2000坐标系到地相机坐标系的转换矩阵

以及步骤3.5所得t_si时刻J2000坐标系到星相机测量坐标系的转换矩阵

根据矩阵转换关系

得到；

步骤4.2，星相机和地相机夹角标定；

步骤4.2中设以t_si时刻地相机坐标轴为参考坐标轴，服从Z-X-Y转序的欧拉转角分别为

由步骤4.1中t_si时刻地相机到星相机的安装矩阵

计算星相机和地相机三轴夹角

式中，M₂₁、M₂₂、M₂₃、M₁₃、M₃₃为安装矩阵

的元素；

由星图观测序列t_si，i＝1，2，...，m，取多次测量解算结果平均值作为星相机和地相机夹角标定最优解，即：

式中，m为星图观测序列t_si中星的个数。

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