CN114440885B - 一种静止轨道遥感卫星定位方法及装置 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种静止轨道遥感卫星定位方法及装置，属于遥感卫星技术领域，用以提高静止轨道遥感卫星地理定位的效率。所述方法包括：基于像空间坐标系下的初始光线视向量，确定第一坐标系下的第一视向量，其中所述第一坐标系是以目标天体的质心为原点的三维坐标系；基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，其中，所述第二坐标系是以所述遥感卫星的质心为原点的三维坐标系，所述第一转换矩阵是由所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置确定的；基于所述第二视向量，确定所述初始光线视向量对应的标称网格坐标。

Description

一种静止轨道遥感卫星定位方法及装置

技术领域

本申请属于遥感卫星技术领域，具体涉及一种静止轨道遥感卫星定位方法及装置。

背景技术

静止轨道遥感卫星，与地面处于相对静止状态，属于高轨卫星，具有“站得高，看得远”的特点，当沿地球同步轨道运行时，它能连续地对地球表面某指定地域进行遥感。卫星遥感图像定位直接反映了遥感图像信息与目标之间的空间对应关系，对卫星业务图像产品定量应用有着重要作用。

常规的地理定位算法，是根据仪器观测几何建模得到每个探元的初始视向量，经过一系列坐标变换把像平面坐标系投影到地球固定坐标系，然后，计算遥感器视向量与地面的交点坐标，进而转化为经纬度。但该算法计算过程耗时较多，无法满足未来遥感卫星定位的高时效性要求。

发明内容

本申请实施例提供一种静止轨道遥感卫星定位方法及装置，能够解决静止轨道遥感卫星地理定位效率低的问题。

第一方面，本申请实施例提供了一种静止轨道遥感卫星定位方法，该方法包括：基于像空间坐标系下的初始光线视向量，确定第一坐标系下的第一视向量，其中所述第一坐标系是以目标天体的质心为原点的三维坐标系；基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，其中，所述第二坐标系是以所述遥感卫星的质心为原点的三维坐标系，所述第一转换矩阵是由所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置确定的；基于所述第二视向量，确定所述初始光线视向量对应的标称网格坐标。

第二方面，本申请实施例提供了一种静止轨道遥感卫星定位的装置，所述装置包括：第一转换模块，用于基于像空间坐标系下的初始光线视向量，确定第一坐标系下的第一视向量，其中所述第一坐标系是以目标天体的质心为原点的三维坐标系；第二转换模块，用于基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，其中，所述第二坐标系是以所述遥感卫星的质心为原点的三维坐标系，所述第一转换矩阵是由所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置确定的；第二确定模块，用于基于所述第二视向量，确定所述初始光线视向量对应的标称网格坐标。

第三方面，本申请实施例提供了一种电子设备，该电子设备包括处理器、存储器及存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的程序或指令，所述程序或指令被所述处理器执行时实现如第一方面所述的静止轨道遥感卫星定位方法的步骤。

第四方面，本申请实施例提供了一种可读存储介质，所述可读存储介质上存储程序或指令，所述程序或指令被处理器执行时实现如第一方面所述的静止轨道遥感卫星定位方法的步骤。

第五方面，本申请实施例提供了一种芯片，所述芯片包括处理器和通信接口，所述通信接口和所述处理器耦合，所述处理器用于运行程序或指令，实现如第一方面所述的静止轨道遥感卫星定位方法。

在本申请实施例中，通过基于像空间坐标系下的初始光线视向量，确定第一坐标系下的第一视向量，其中所述第一坐标系是以目标天体的质心为原点的三维坐标系；基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，其中，所述第二坐标系是以所述遥感卫星的质心为原点的三维坐标系，所述第一转换矩阵是由所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置确定的；基于所述第二视向量，确定所述初始光线视向量对应的标称网格坐标，能够解决静止轨道遥感卫星地理定位效率低的问题。

附图说明

图1是本申请实施例提供的一种静止轨道遥感卫星定位方法的流程示意图；

图2是本申请实施例提供的另一种静止轨道遥感卫星定位方法的流程示意图；

图3是本申请实施例提供的另一种静止轨道遥感卫星定位方法的流程示意图；

图4是本申请实施例提供的一种静止轨道遥感卫星定位装置的结构示意图；

图5是本申请实施例提供的另一种静止轨道遥感卫星定位装置的结构示意图；

图6是本申请实施例提供的一种电子设备的结构示意图；

图7为实现本申请实施例的一种电子设备的硬件结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

本申请的说明书和权利要求书中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便本申请的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施，且“第一”、“第二”等所区分的对象通常为一类，并不限定对象的个数，例如第一对象可以是一个，也可以是多个。此外，说明书以及权利要求中“和/或”表示所连接对象的至少其中之一，字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。

下面结合附图，通过具体的实施例及其应用场景对本申请实施例提供的一种静止轨道遥感卫星定位方法进行详细地说明。

图1示出本发明的一个实施例提供的一种静止轨道遥感卫星定位方法，该方法可以由电子设备执行，该电子设备可以包括：服务器和/或终端设备。换言之，该方法可以由安装在该电子设备上的软件或硬件来执行，该方法包括如下步骤：

S101：基于像空间坐标系下的初始光线视向量，确定第一坐标系下的第一视向量，其中所述第一坐标系是以目标天体的质心为原点的三维坐标系。

静止轨道遥感卫星用于根据遥感仪器观测几何成像模型及其空间位置和指向，建立观测像元与地面观测位置之间的对应关系，其多采用双扫描镜驱动模式，即按照东西镜扫描、南北镜步进的方式对目标天体完成大区域的探测。本步骤根据遥感仪器观测几何建模得到每个探元的初始光线视向量，经过一系列坐标变换把像平面坐标系投影到第一坐标系，其中所述第一坐标系是以目标天体的质心为原点的三维坐标系，如地球固定坐标系，该坐标系使用世界大地测量系统1984坐标系(World Geodetic System1984 CoordinateSystem，WGS84)定义的地理中心地球模型，其原点是地球质心，得到第一坐标系下的第一视向量。

S103：基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，其中，所述第二坐标系是以所述遥感卫星的质心为原点的三维坐标系，所述第一转换矩阵是由所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置确定的。

初始光线视向量从像平面坐标系转换到第一坐标系后，已经消除了姿态、轨道、岁差、章动、格林尼治恒星时、极移等造成的误差，可认为是第二坐标系下的一个理想视向量。而在静止轨道，姿态轨道均为理想情况时，所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置不变，第一坐标系与第二坐标系相对位置不变，由此确定第一转换矩阵。基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量。

常规算法中，在确定了第一坐标系下的第一视向量后，需要计算所述第一视向量与WGS84椭球体的交点，然后根据交点在第一坐标系下的坐标，计算交点的地理经纬度，基于遥感器探元的初始光线向量经过扫描镜的作用后，与经纬度以及国际气象卫星协调组织(Coordination Group on Meteorological Satellites meets，CGMS)标称网格形成了严格的对应关系，即标称网格坐标与经纬度有唯一对应关系，最后得到CGMS网格坐标。此算法求解过程需要进行迭代计算，耗时多，速度缓慢。

本步骤直接建立遥感器探元的初始光线向量与CGMS网格的对应关系，省略中间耗时较多的求解光线与WGS84椭球面交点及求经纬度的过程，提高了计算效率。

S104：基于所述第二视向量，确定所述初始光线视向量对应的标称网格坐标。

本步骤依据静止轨道遥感器成像网格与CGMS标称网格之间的数值转换方法，基于所述第二视向量，得到对应的CGMS镜子转角，通过转角与初始位置的关系，以及每次转角步进值，即可计算得到对应的CGMS标称网格坐标。

本发明实施例提供的一种静止轨道遥感卫星定位方法，通过基于像空间坐标系下的初始光线视向量，确定第一坐标系下的第一视向量，其中所述第一坐标系是以目标天体的质心为原点的三维坐标系；基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，其中，所述第二坐标系是以所述遥感卫星的质心为原点的三维坐标系，所述第一转换矩阵是由所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置确定的；基于所述第二视向量，确定所述初始光线视向量对应的标称网格坐标，避免了求光线视向量与目标天体椭球交点这一耗时较多的过程，只需要通过一个转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，能够解决静止轨道遥感卫星地理定位效率低的问题，提高静止轨道遥感卫星地理定位的时效性。

图2示出本发明的一个实施例提供的静止轨道遥感卫星定位方法，该方法可以由电子设备执行，该电子设备可以包括：服务器和/或终端设备。换言之，该方法可以由安装在该电子设备上的软件或硬件来执行，该方法包括如下步骤：

S201：基于像空间坐标系下的初始光线视向量，确定第一坐标系下的第一视向量，其中所述第一坐标系是以目标天体的质心为原点的三维坐标系。

本步骤可以采用图1实施例步骤S101的描述，对于重复部分在此不再赘述。

S202：根据所述三个夹角，确定所述第一转换矩阵。

在步骤S201中，初始光线视向量从像平面坐标系转换到第一坐标系后，已经消除了姿态、轨道、岁差、章动、格林尼治恒星时、极移等造成的误差，可认为是第二坐标系下的一个理想视向量。而在静止轨道，姿态轨道均为理想情况时，所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置不变，第一坐标系与第二坐标系相对位置不变，由此可以得到所述第二坐标系三个坐标轴与所述第一坐标系三个坐标轴之间的三个夹角，基于所述三个夹角，确定所述第一转换矩阵。

S203：基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，其中，所述第二坐标系是以所述遥感卫星的质心为原点的三维坐标系，所述第一转换矩阵是由所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置确定的。

本步骤可以采用图1实施例步骤S103的描述，对于重复部分在此不再赘述。需要说明的是，本步骤不需要求解光线视向量与WGS84椭球面交点，只需要关心视向量在所述第一坐标系与所述第二坐标系下的对应三个坐标轴方向，由所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置，可以确定对应所述两个坐标系的相对位置，即可以得到所述第二坐标系三个坐标轴与所述第一坐标系三个坐标轴之间的三个夹角，基于所述三个夹角，确定用于将所述第一视向量转换为所述第二视向量的所述第一转换矩阵。

S204：基于所述第二视向量，确定所述初始光线视向量对应的标称网格坐标。

本步骤可以采用图1实施例步骤S104的描述，对于重复部分在此不再赘述。

本发明实施例提供的一种静止轨道遥感卫星定位方法，通过基于像空间坐标系下的初始光线视向量，确定第一坐标系下的第一视向量，其中所述第一坐标系是以目标天体的质心为原点的三维坐标系；基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，其中，所述第二坐标系是以所述遥感卫星的质心为原点的三维坐标系，所述第一转换矩阵是由所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置确定的；基于所述第二视向量，确定所述初始光线视向量对应的标称网格坐标，避免了求光线视向量与目标天体椭球交点这一耗时较多的过程，只需要通过一个转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，能够解决静止轨道遥感卫星地理定位效率低的问题，提高静止轨道遥感卫星地理定位的时效性。

本发明实施例提供的一种静止轨道遥感卫星定位方法，通过所述遥感卫星与目标天体的相对位置包括：所述第二坐标系三个坐标轴与所述第一坐标系三个坐标轴之间的三个夹角；在所述基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量之前，还包括：根据所述三个夹角，确定所述第一转换矩阵，避免了求光线视向量与目标天体椭球交点这一耗时较多的过程，只需要通过一个转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，能够解决静止轨道遥感卫星地理定位效率低的问题，提高静止轨道遥感卫星地理定位的时效性。

图3示出本发明的一个实施例提供的一种静止轨道遥感卫星定位方法，该方法可以由电子设备执行，该电子设备可以包括：服务器和/或终端设备。换言之，该方法可以由安装在该电子设备上的软件或硬件来执行，该方法包括如下步骤：

S301：基于像空间坐标系下的初始光线视向量，确定第一坐标系下的第一视向量，其中所述第一坐标系是以目标天体的质心为原点的三维坐标系。

本步骤可以采用图1实施例步骤S101的描述，对于重复部分在此不再赘述。

S302：根据预定旋转顺序、预定旋转方向和所述三个夹角，确定所述第一转换矩阵。

本步骤可以采用图1实施例步骤S202的描述，对于重复部分在此不再赘述。需要说明的是，在确定了对应所述两个坐标系的相对位置，即所述第二坐标系三个坐标轴与所述第一坐标系三个坐标轴之间的三个夹角之后，相应的可以按照预定旋转顺序、预定旋转方向，通过旋转操作将所述第一坐标系转换为所述第二坐标系，从而得到所述第一旋转矩阵。

S303：基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，其中，所述第二坐标系是以所述遥感卫星的质心为原点的三维坐标系，所述第一转换矩阵是由所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置确定的。

本步骤可以采用图1实施例步骤S103或步骤S203的描述，对于重复部分在此不再赘述。需要说明的是，本步骤不需要求解光线视向量与WGS84椭球面交点，只需要关心视向量在所述第一坐标系与所述第二坐标系下的对应三个坐标轴方向，在得到所述第一转换矩阵后，需要将所述第一视向量转换为单位向量，然后与所述第一转换矩阵相乘，得到所述第二视向量，计算过程简便，耗时少。

例如，将所述第一坐标系下的第一视向量转到等效理想状态下的第二坐标系中，所述第二视向量可由以下公式确定：

其中T为所述第一转换矩阵，为所述第一视向量，/>为所述第二视向量。

S304：基于所述第二视向量，确定所述初始光线视向量对应的标称网格坐标。

本步骤可以采用图1实施例步骤S104或步骤S204的描述，对于重复部分在此不再赘述。

在一种实现方式中，所述第一转换矩阵可以由以下公式确定：

其中，θ，ω，分别是所述第二坐标系三个坐标轴与所述第一坐标系三个坐标轴之间的三个夹角，所述第一坐标系按先z轴、再x轴、后y轴的预定旋转顺序按预定旋转方向旋转/>θ，ω角得到所述第二坐标系，T_x，T_y，T_z分别为三个坐标轴对应的三个旋转矩阵。

在另一种实现方式中，所述三个旋转矩阵可以分别由以下公式确定：

其中，θ，ω，分别是所述第二坐标系三个坐标轴与所述第一坐标系三个坐标轴之间的三个夹角，所述第一坐标系的三个坐标轴分别按逆时针方向旋转/>θ，ω角得到所述第二坐标系。

本发明实施例提供的一种静止轨道遥感卫星定位方法，通过基于像空间坐标系下的初始光线视向量，确定第一坐标系下的第一视向量，其中所述第一坐标系是以目标天体的质心为原点的三维坐标系；基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，其中，所述第二坐标系是以所述遥感卫星的质心为原点的三维坐标系，所述第一转换矩阵是由所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置确定的；基于所述第二视向量，确定所述初始光线视向量对应的标称网格坐标，避免了求光线视向量与目标天体椭球交点这一耗时较多的过程，只需要通过将所述第一转换矩阵与所述第一视向量相乘，得到所述第二坐标系下的第二视向量，能够解决静止轨道遥感卫星地理定位效率低的问题，提高静止轨道遥感卫星地理定位的时效性。

本发明实施例提供的一种静止轨道遥感卫星定位方法，通过所述遥感卫星与目标天体的相对位置包括：所述第二坐标系三个坐标轴与所述第一坐标系三个坐标轴之间的三个夹角；在所述基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量之前，还包括：根据预定旋转顺序、预定旋转方向和所述三个夹角，确定所述第一转换矩阵，避免了求光线视向量与目标天体椭球交点这一耗时较多的过程，只需要通过将所述转换矩阵与所述第一视向量相乘，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，能够解决静止轨道遥感卫星地理定位效率低的问题，提高静止轨道遥感卫星地理定位的时效性。

需要说明的是，本申请实施例提供的一种静止轨道遥感卫星定位方法，执行主体可以为一种静止轨道遥感卫星定位装置，或者该静止轨道遥感卫星定位装置中的用于执行静止轨道遥感卫星定位方法的控制模块。本申请实施例中以一种静止轨道遥感卫星定位装置执行一种静止轨道遥感卫星定位装置方法为例，说明本申请实施例提供的一种静止轨道遥感卫星定位装置。

图4是根据本发明实施例的一种静止轨道遥感卫星定位装置的结构示意图。如图4所示，一种静止轨道遥感卫星定位装置400包括：第一转换模块401、第二转换模块403和第二确定模块404。

第一转换模块401，用于基于像空间坐标系下的初始光线视向量，确定第一坐标系下的第一视向量，其中所述第一坐标系是以目标天体的质心为原点的三维坐标系。

第二转换模块403，用于基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，其中，所述第二坐标系是以所述遥感卫星的质心为原点的三维坐标系，所述第一转换矩阵是由所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置确定的。

第二确定模块404，用于基于所述第二视向量，确定所述初始光线视向量对应的标称网格坐标。

本发明实施例提供的一种静止轨道遥感卫星定位装置，通过第一转换模块，用于基于像空间坐标系下的初始光线视向量，确定第一坐标系下的第一视向量，其中所述第一坐标系是以目标天体的质心为原点的三维坐标系；第二转换模块，用于基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，其中，所述第二坐标系是以所述遥感卫星的质心为原点的三维坐标系，所述第一转换矩阵是由所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置确定的；第二确定模块，用于基于所述第二视向量，确定所述初始光线视向量对应的标称网格坐标，避免了求光线视向量与目标天体椭球交点这一耗时较多的过程，只需要通过一个转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，能够解决静止轨道遥感卫星地理定位效率低的问题，提高静止轨道遥感卫星地理定位的时效性。

图5是根据本发明实施例的一种静止轨道遥感卫星定位装置的结构示意图。如图5所示，一种静止轨道遥感卫星定位装置500包括：第一转换模块501、第一确定模块502、第二转换模块503和第二确定模块504。

第一转换模块501，用于基于像空间坐标系下的初始光线视向量，确定第一坐标系下的第一视向量，其中所述第一坐标系是以目标天体的质心为原点的三维坐标系。

第一确定模块502，用于根据所述三个夹角，确定所述第一转换矩阵。其中所述三个夹角是所述第二坐标系三个坐标轴与所述第一坐标系三个坐标轴之间的三个夹角。

第二转换模块503，用于基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，其中，所述第二坐标系是以所述遥感卫星的质心为原点的三维坐标系，所述第一转换矩阵是由所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置确定的。

第二确定模块504，用于基于所述第二视向量，确定所述初始光线视向量对应的标称网格坐标。

本发明实施例提供的一种静止轨道遥感卫星定位装置，通过第一转换模块，用于基于像空间坐标系下的初始光线视向量，确定第一坐标系下的第一视向量，其中所述第一坐标系是以目标天体的质心为原点的三维坐标系；第二转换模块，用于基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，其中，所述第二坐标系是以所述遥感卫星的质心为原点的三维坐标系，所述第一转换矩阵是由所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置确定的；第二确定模块，用于基于所述第二视向量，确定所述初始光线视向量对应的标称网格坐标，避免了求光线视向量与目标天体椭球交点这一耗时较多的过程，只需要通过一个转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，能够解决静止轨道遥感卫星地理定位效率低的问题，提高静止轨道遥感卫星地理定位的时效性。

本发明实施例提供的一种静止轨道遥感卫星定位装置，通过所述遥感卫星与目标天体的相对位置包括：所述第二坐标系三个坐标轴与所述第一坐标系三个坐标轴之间的三个夹角；所述装置还包括：第一确定模块，用于根据所述三个夹角，确定所述第一转换矩阵，避免了求光线视向量与目标天体椭球交点这一耗时较多的过程，只需要通过一个转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，能够解决静止轨道遥感卫星地理定位效率低的问题，提高静止轨道遥感卫星地理定位的时效性。

在一种实现方式中，所述装置中的第一确定模块502用于根据预定旋转顺序、预定旋转方向和所述三个夹角，确定所述第一转换矩阵。

在一种实现方式中，所述第一转换矩阵可以由以下公式确定：

其中，θ，ω，分别是所述第二坐标系三个坐标轴与所述第一坐标系三个坐标轴之间的三个夹角，所述第一坐标系按先z轴、再x轴、后y轴的预定旋转顺序按预定旋转方向旋转/>θ，ω角得到所述第二坐标系，T_x，T_y，T_z分别为三个坐标轴对应的三个旋转矩阵。

在另一种实现方式中，所述三个旋转矩阵可以分别由以下公式确定：

其中，θ，ω，分别是所述第二坐标系三个坐标轴与所述第一坐标系三个坐标轴之间的三个夹角，所述第一坐标系的三个坐标轴分别按逆时针方向旋转/>θ，ω角得到所述第二坐标系。

需要说明的是，本说明书中关于静止轨道遥感卫星定位装置的实施例与本说明书中关于静止轨道遥感卫星定位方法的实施例基于同一发明构思，因此关于静止轨道遥感卫星定位装置实施例的具体实施可以参见前述对应的关于静止轨道遥感卫星定位方法实施例的实施，重复之处不再赘述。

本申请实施例中的一种静止轨道遥感卫星定位装置可以是装置，也可以是终端中的部件、集成电路、或芯片。该装置可以是移动电子设备，也可以为非移动电子设备。示例性的，移动电子设备可以为手机、平板电脑、笔记本电脑、掌上电脑、车载电子设备、可穿戴设备、超级移动个人计算机(ultra-mobile personal computer，UMPC)、上网本或者个人数字助理(personal digital assistant，PDA)等，非移动电子设备可以为服务器、网络附属存储器(Network Attached Storage，NAS)、个人计算机(personal computer，PC)、电视机(television，TV)、柜员机或者自助机等，本申请实施例不作具体限定。

本申请实施例中的一种静止轨道遥感卫星定位装置可以为具有操作系统的装置。该操作系统可以为安卓(Android)操作系统，可以为ios操作系统，还可以为其他可能的操作系统，本申请实施例不作具体限定。

本申请实施例提供的一种静止轨道遥感卫星定位装置能够实现图1至图3的一种静止轨道遥感卫星定位方法实施例中实现的各个过程，为避免重复，这里不再赘述。

可选的，如图6所示，本申请实施例还提供一种电子设备600，包括处理器601，存储器602，存储在存储器602上并可在所述处理器601上运行的程序或指令，该程序或指令被处理器601执行时实现上述静止轨道遥感卫星定位方法实施例的各个过程，且能达到相同的技术效果，为避免重复，这里不再赘述。

需要说明的是，本申请实施例中的电子设备包括上述所述的移动电子设备和非移动电子设备。

图7为实现本申请实施例的一种电子设备的硬件结构示意图。

该电子设备700包括但不限于：射频单元701、网络模块702、音频输出单元703、输入单元704、传感器705、显示单元706、用户输入单元707、接口单元708、存储器709、以及处理器710等部件。

本领域技术人员可以理解，电子设备700还可以包括给各个部件供电的电源(比如电池)，电源可以通过电源管理系统与处理器710逻辑相连，从而通过电源管理系统实现管理充电、放电、以及功耗管理等功能。图中示出的电子设备结构并不构成对电子设备的限定，电子设备可以包括比图示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件布置，在此不再赘述。

其中，处理器710，用于基于像空间坐标系下的初始光线视向量，确定第一坐标系下的第一视向量，其中所述第一坐标系是以目标天体的质心为原点的三维坐标系；基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，其中，所述第二坐标系是以所述遥感卫星的质心为原点的三维坐标系，所述第一转换矩阵是由所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置确定的；基于所述第二视向量，确定所述初始光线视向量对应的标称网格坐标。

本实施例可以实现前述静止轨道遥感卫星定位方法实施例的各个过程，且能达到相同的技术效果，为避免重复，这里不再赘述。

在一种实现方式中，处理器710，用于根据所述三个夹角，确定所述第一转换矩阵，其中所述三个夹角是所述第二坐标系三个坐标轴与所述第一坐标系三个坐标轴之间的三个夹角。

在另一种实现方式中，处理器710，用于根据预定旋转顺序、预定旋转方向和所述三个夹角，确定所述第一转换矩阵。

应理解的是，本申请实施例中，输入单元704可以包括图形处理器(GraphicsProcessing Unit，GPU)7041和麦克风7042，图形处理器7041对在视频捕获模式或图像捕获模式中由图像捕获装置(如摄像头)获得的静态图片或视频的图像数据进行处理。显示单元706可包括显示面板7061，可以采用液晶显示器、有机发光二极管等形式来配置显示面板7061。用户输入单元707包括触控面板7071以及其他输入设备7072。触控面板7071，也称为触摸屏。触控面板7071可包括触摸检测装置和触摸控制器两个部分。其他输入设备7072可以包括但不限于物理键盘、功能键(比如音量控制按键、开关按键等)、轨迹球、鼠标、操作杆，在此不再赘述。存储器709可用于存储软件程序以及各种数据，包括但不限于应用程序和操作系统。处理器710可集成应用处理器和调制解调处理器，其中，应用处理器主要处理操作系统、用户界面和应用程序等，调制解调处理器主要处理无线通信。可以理解的是，上述调制解调处理器也可以不集成到处理器710中。

本申请实施例还提供一种可读存储介质，所述可读存储介质上存储有程序或指令，该程序或指令被处理器执行时实现上述静止轨道遥感卫星定位方法实施例的各个过程，且能达到相同的技术效果，为避免重复，这里不再赘述。

其中，所述处理器为上述实施例中所述的电子设备中的处理器。所述可读存储介质，包括计算机可读存储介质，如计算机只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)、磁碟或者光盘等。

本申请实施例另提供了一种芯片，所述芯片包括处理器和通信接口，所述通信接口和所述处理器耦合，所述处理器用于运行程序或指令，实现上述静止轨道遥感卫星定位方法实施例的各个过程，且能达到相同的技术效果，为避免重复，这里不再赘述。

应理解，本申请实施例提到的芯片还可以称为系统级芯片、系统芯片、芯片系统或片上系统芯片等。

需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者装置不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者装置所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者装置中还存在另外的相同要素。此外，需要指出的是，本申请实施方式中的方法和装置的范围不限按示出或讨论的顺序来执行功能，还可包括根据所涉及的功能按基本同时的方式或按相反的顺序来执行功能，例如，可以按不同于所描述的次序来执行所描述的方法，并且还可以添加、省去、或组合各种步骤。另外，参照某些示例所描述的特征可在其他示例中被组合。

通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到上述实施例方法可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件，但很多情况下前者是更佳的实施方式。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质(如ROM/RAM、磁碟、光盘)中，包括若干指令用以使得一台终端(可以是手机，计算机，服务器，空调器，或者网络设备等)执行本申请各个实施例所述的方法。

上面结合附图对本申请的实施例进行了描述，但是本申请并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本申请的启示下，在不脱离本申请宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，均属于本申请的保护之内。

Claims (2)

1.一种静止轨道遥感卫星定位方法，其特征在于，所述方法包括：

基于像空间坐标系下的初始光线视向量，确定第一坐标系下的第一视向量，其中所述第一坐标系是以目标天体的质心为原点的三维坐标系；

基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，其中，所述第二坐标系是以所述遥感卫星的质心为原点的三维坐标系，所述第一转换矩阵是由所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置确定的；

基于所述第二视向量，确定所述初始光线视向量对应的标称网格坐标；其中，依据静止轨道遥感器成像网格与CGMS标称网格之间的数值转换方法，基于所述第二视向量，得到对应的CGMS镜子转角，通过转角与初始位置的关系，以及每次转角步进值，即可计算得到对应的CGMS标称网格坐标；

其中，所述遥感卫星与目标天体的相对位置包括：

所述第二坐标系三个坐标轴与所述第一坐标系三个坐标轴之间的三个夹角；

在所述基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量之前，还包括：

根据所述三个夹角，确定所述第一转换矩阵；

所述根据所述三个夹角，确定所述第一转换矩阵包括：

根据预定旋转顺序、预定旋转方向和所述三个夹角，确定所述第一转换矩阵；

所述第一转换矩阵由以下公式确定：

其中，θ，ω，分别是所述第二坐标系三个坐标轴与所述第一坐标系三个坐标轴之间的三个夹角，所述第一坐标系按先z轴、再x轴、后y轴的预定旋转顺序按预定旋转方向旋转/>θ，ω角得到所述第二坐标系，T_x(θ)，T_y(ω)，/>分别为三个坐标轴对应的三个旋转矩阵；

所述三个旋转矩阵分别由以下公式确定：

其中，θ，ω，分别是所述第二坐标系三个坐标轴与所述第一坐标系三个坐标轴之间的三个夹角，所述第一坐标系的三个坐标轴分别按逆时针方向旋转/>θ，ω角得到所述第二坐标系。

2.一种静止轨道遥感卫星定位装置，其特征在于，所述装置包括：

第一转换模块，用于基于像空间坐标系下的初始光线视向量，确定第一坐标系下的第一视向量，其中所述第一坐标系是以目标天体的质心为原点的三维坐标系；

第二转换模块，用于基于第一转换矩阵，将所述第一视向量转换为第二坐标系下的第二视向量，其中，所述第二坐标系是以所述遥感卫星的质心为原点的三维坐标系，所述第一转换矩阵是由所述遥感卫星与所述目标天体的相对位置确定的；

第二确定模块，用于基于所述第二视向量，确定所述初始光线视向量对应的标称网格坐标；其中，依据静止轨道遥感器成像网格与CGMS标称网格之间的数值转换方法，基于所述第二视向量，得到对应的CGMS镜子转角，通过转角与初始位置的关系，以及每次转角步进值，即可计算得到对应的CGMS标称网格坐标；

其中，所述遥感卫星与目标天体的相对位置包括：

所述第二坐标系三个坐标轴与所述第一坐标系三个坐标轴之间的三个夹角；

所述装置还包括：

第一确定模块，用于根据所述三个夹角，确定所述第一转换矩阵；

所述第一确定模块，用于：

根据预定旋转顺序、预定旋转方向和所述三个夹角，确定所述第一转换矩阵；

所述第一转换矩阵由以下公式确定：

其中，θ，ω，分别是所述第二坐标系三个坐标轴与所述第一坐标系三个坐标轴之间的三个夹角，所述第一坐标系按先z轴、再x轴、后y轴的预定旋转顺序按预定旋转方向旋转/>θ，ω角得到所述第二坐标系，T_x(θ)，T_y(ω)，/>分别为三个坐标轴对应的三个旋转矩阵；

所述三个旋转矩阵分别由以下公式确定：

其中，θ，ω，分别是所述第二坐标系三个坐标轴与所述第一坐标系三个坐标轴之间的三个夹角，所述第一坐标系的三个坐标轴分别按逆时针方向旋转/>θ，ω角得到所述第二坐标系。