專利名稱：敏捷衛(wèi)星成像側(cè)擺推掃速度失配時的姿態(tài)補(bǔ)償方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種敏捷衛(wèi)星成像時的姿態(tài)補(bǔ)償方法。
背景技術(shù)：
光學(xué)遙感衛(wèi)星的成像過程中，由于軌道的運動、地球的自轉(zhuǎn)、姿態(tài)的機(jī)動、相機(jī)工作推掃方式等因素會導(dǎo)致目標(biāo)成像點與實際成像點存在一定的偏差，這種偏差可以用偏流角來度量。對于星下點成像模式，偏流角的計算公式已經(jīng)成熟；對于偏離星下點成像模式，在 《星載TDI-C⑶推掃相機(jī)的偏流角計算與補(bǔ)償》(上海航天2006年第6期)一文中袁孝康深入推導(dǎo)了方位偏移和俯仰偏移成像時相機(jī)的偏流角計算公式，并提出了采用衛(wèi)星偏航控制補(bǔ)償相機(jī)偏流角的方法，動態(tài)地改變TDICCD線陣的配置方向，使其始終與目標(biāo)像移方向一致；在《側(cè)擺攝影偏流角和速高比的計算模型》(航天器工程第19卷第1期2010年1月) 一文中陳紹龍通過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換推導(dǎo)出了衛(wèi)星在星下點、側(cè)擺、俯仰攝影模式下偏流角和速高比的計算公式，并基于TDICCD遙感衛(wèi)星，提出采用電子學(xué)補(bǔ)償方法進(jìn)行偏流角控制，通過適當(dāng)?shù)姆绞叫D(zhuǎn)像平面，使得像移補(bǔ)償系統(tǒng)移動方向和像移方向重合。采用上面兩種方法對衛(wèi)星姿態(tài)進(jìn)行補(bǔ)償時，存在以下問題(1)文中所提及的成像模式中，星載遙感器的成像幅寬較小，成像的范圍較小，通常是一個較小的圓形或矩形區(qū)域，無法對區(qū)域目標(biāo)進(jìn)行有效的覆蓋，成像任務(wù)單一；上述模式下的姿態(tài)補(bǔ)償技術(shù)是基于姿態(tài)對地指向固定情況下的偏流角姿態(tài)控制，而對于衛(wèi)星側(cè)擺推掃成像時姿態(tài)對地指向不斷變化情況下的偏流角姿態(tài)補(bǔ)償技術(shù)尚未給出具體的措施。(2)文中假定星下點的移動速度與相機(jī)的地表推掃速度匹配一致，偏流角的姿態(tài)補(bǔ)償僅考慮了地球自轉(zhuǎn)而產(chǎn)生的偏流角問題，姿態(tài)補(bǔ)償有很大的局限性上述模式下的姿態(tài)補(bǔ)償方法只適合于星下點移動速度與相機(jī)推掃速度一致的情況，即衛(wèi)星沿軌道進(jìn)行推掃的情況，無法滿足敏捷衛(wèi)星星下點移動速度與相機(jī)推掃速度失配時的情況。而對于復(fù)雜的成像任務(wù)，如衛(wèi)星繞滾動軸進(jìn)行東西方向側(cè)擺推掃時(即星下點移動方向與相機(jī)推掃方向不一致)，尚未給出偏流角的計算方法，因此基于偏流角的衛(wèi)星姿態(tài)補(bǔ)償無法實現(xiàn)，無法滿足復(fù)雜成像任務(wù)的需求。隨著遙感衛(wèi)星的快速發(fā)展，出現(xiàn)了姿態(tài)靈活的敏捷衛(wèi)星，這種衛(wèi)星可以根據(jù)成像任務(wù)進(jìn)行姿態(tài)的快速機(jī)動，從而實現(xiàn)區(qū)域目標(biāo)成像、連續(xù)條帶成像、多條帶拼接成像和同軌立體成像等多種成像模式。這些成像模式下，衛(wèi)星星下點的移動方向與相機(jī)的推掃方向不一致，姿態(tài)對地指向不斷變化，這將導(dǎo)致星下點移動速度與相機(jī)的推掃速度失配，從而產(chǎn)生新的動態(tài)偏流角問題。對于敏捷衛(wèi)星姿態(tài)對地指向變化情況下的偏流角姿態(tài)補(bǔ)償技術(shù)需要考慮軌道運動星下點速度、地球自轉(zhuǎn)、相機(jī)推掃速度三個方面。傳統(tǒng)模式下(星下點移動速度與相機(jī)推掃速度匹配一致)的基于偏流角的衛(wèi)星姿態(tài)補(bǔ)償方法已經(jīng)不能適應(yīng)敏捷衛(wèi)星成像時的姿態(tài)調(diào)整需求。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術(shù)解決問題是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種基于敏捷衛(wèi)星成像中衛(wèi)星進(jìn)行東西方向側(cè)擺推掃模式下偏流角的衛(wèi)星姿態(tài)補(bǔ)償方法，滿足高分辨率衛(wèi)星進(jìn)行區(qū)域目標(biāo)成像的需求，從而實現(xiàn)對成像目標(biāo)的有效捕獲。本發(fā)明的技術(shù)解決方案是敏捷衛(wèi)星成像側(cè)擺推掃速度失配時的姿態(tài)補(bǔ)償方法，對于衛(wèi)星在順行軌道往東側(cè)進(jìn)行側(cè)擺推掃時①若Vp2 =|V' t-Vtecosi| = V' t_VteC0Si時，衛(wèi)星應(yīng)繞衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的偏航軸進(jìn)行偏航控制，其中偏航角速度的方向與衛(wèi)星本體坐標(biāo)系偏航軸的正方向相反，偏航角控制量β由下式得到
|Q(Re+h) cos - (Re+Λ) cos cos i\^ = arctanJ-H^[
ωβ (R + h) cos δτ sin i +-
cos θ②若Vp2 =I V' t"Vtecosi| = -v/ t+Vtecosi時，衛(wèi)星應(yīng)繞衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的偏航軸進(jìn)行偏航控制，其中偏航角速度的方向與衛(wèi)星本體坐標(biāo)系偏航軸的正方向相同，偏航角控制量β由下式得到
|Q(Re + K) cos b — coe (Re+h) cos δτ cos i\^ = arCtanJ-H^L
<ae (R + K) cos δτ sin i +-
cos θ其中，Vp2為由于衛(wèi)星軌道星下點速度與相機(jī)推掃速度失配而導(dǎo)致的偏流橫向速度，V' t為成像目標(biāo)點由于軌道運動而產(chǎn)生的相對于衛(wèi)星的速度，Vte為成像目標(biāo)點隨地球自轉(zhuǎn)的線速度，i為衛(wèi)星軌道傾角，Ω為衛(wèi)星運行角速度，θ為衛(wèi)星推掃角，h為目標(biāo)高度，
為地球自轉(zhuǎn)角速度，Re為地球半徑，H為衛(wèi)星離地面的高度，ωχ為衛(wèi)星繞本體坐標(biāo)系滾動軸進(jìn)行東西方向推掃時的角速度，b為以地球半徑度量時地心角00;Τ對應(yīng)的弧長，0為星下點，Oe 為地心，T 為成像目標(biāo)點位置，δ T = arcsin(sin δ。cosb士cos δ osinbcosi)，δ 0 為星下點緯度，當(dāng)成像目標(biāo)緯度高于星下點緯度時取“ + ”，當(dāng)成像目標(biāo)緯度低于星下點緯度時取“-，，；對于衛(wèi)星在順行軌道往西側(cè)進(jìn)行側(cè)擺推掃時①若Vp2 =|V' t-Vtecosi| = V' t_VteC0Si時，衛(wèi)星應(yīng)繞衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的偏航軸進(jìn)行偏航控制，其中偏航角速度的方向與衛(wèi)星本體坐標(biāo)系偏航軸的正方向相同，偏航角控制量β由下式得到
|Q(Re+h) cos b-coe (R. + h) cos δτ cos i\^ = arCtanJm-
-γ- - a>e (R + h) cos δτ sin i
cos θ②若vp2 =I V' t-Vtecosi| = -V' t+Vtecosi時，衛(wèi)星應(yīng)繞衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的偏航軸進(jìn)行偏航控制，其中偏航角速度的方向與衛(wèi)星本體坐標(biāo)系偏航軸的正方向相反，偏航角控制量β由下式得到
|Q(Re + h) cos b-coe (Re + h) cos δτ cos i\β = arCtanJJHo-
--- — ω (R + h) cos δτ sin i
cos θ對于衛(wèi)星在逆行軌道往東側(cè)進(jìn)行側(cè)擺推掃時
Vp2 = V' t+VteCOS(180° _i)，衛(wèi)星應(yīng)繞衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的偏航軸進(jìn)行偏航控制， 其中偏航角速度的方向與衛(wèi)星本體坐標(biāo)系偏航軸的正方向相同，偏航控制量β由下式得到
權(quán)利要求
1.敏捷衛(wèi)星成像側(cè)擺推掃速度失配時的姿態(tài)補(bǔ)償方法，其特征在于 對于衛(wèi)星在順行軌道往東側(cè)進(jìn)行側(cè)擺推掃時①若Vp2 =Iv' t-Vtecosi| =V' t-vteC0Si時，衛(wèi)星應(yīng)繞衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的偏航軸進(jìn)行偏航控制，其中偏航角速度的方向與衛(wèi)星本體坐標(biāo)系偏航軸的正方向相反，偏航角控制量β由下式得到|Q(R + h)cosb-ω (R + h)cosδτ cosi\ β = arctanJ-—-L(Re+h) cos δτ sin i + ^COS2^②若Vp2 =I V' t-Vtecosi| =-V' t+Vtecosi時，衛(wèi)星應(yīng)繞衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的偏航軸進(jìn)行偏航控制，其中偏航角速度的方向與衛(wèi)星本體坐標(biāo)系偏航軸的正方向相同，偏航角控制量β由下式得到|Q(R. + K) cos b-coe (Re+h) cos δτ cos i\ β = arctanJ-—-L(Re+h) cos δτ sin i + -cos2 0其中，Vp2為由于衛(wèi)星軌道星下點速度與相機(jī)推掃速度失配而導(dǎo)致的偏流橫向速度， V' 成像目標(biāo)點由于軌道運動而產(chǎn)生的相對于衛(wèi)星的速度，Vte為成像目標(biāo)點隨地球自轉(zhuǎn)的線速度，i為衛(wèi)星軌道傾角，Ω為衛(wèi)星運行角速度，θ為衛(wèi)星推掃角，h為目標(biāo)高度， 為地球自轉(zhuǎn)角速度，Re為地球半徑，H為衛(wèi)星離地面的高度，ωχ為衛(wèi)星繞本體坐標(biāo)系滾動軸進(jìn)行東西方向推掃時的角速度，b為以地球半徑度量時地心角00;Τ對應(yīng)的弧長，O為星下點，Oe 為地心，T 為成像目標(biāo)點位置，δ T = arcsin(sin δ。cosb士cos δ osinbcosi)，δ 0 為星下點緯度，當(dāng)成像目標(biāo)緯度高于星下點緯度時取“ + ”，當(dāng)成像目標(biāo)緯度低于星下點緯度時取“-，，；對于衛(wèi)星在順行軌道往西側(cè)進(jìn)行側(cè)擺推掃時①若Vp2=|V' t-Vtecosi| =V' t-VteCosi時，衛(wèi)星應(yīng)繞衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的偏航軸進(jìn)行偏航控制，其中偏航角速度的方向與衛(wèi)星本體坐標(biāo)系偏航軸的正方向相同，偏航角控制量β由下式得到Λ+ h) cos b_a>p (Rp + h) cos δτ cos/Iβ = arctanJ-—-------'-———--ω (R + h) cos δτ sin i cos θ②若Vp2=I V' t-Vtecosi| =-V' t+Vtecosi時，衛(wèi)星應(yīng)繞衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的偏航軸進(jìn)行偏航控制，其中偏航角速度的方向與衛(wèi)星本體坐標(biāo)系偏航軸的正方向相反，偏航角控制量β由下式得到+ h) cos b_coe (Re + h) cos δτ cos ；ρ — STCt&n-—--^~ - ω (R + h) cos δτ sin icos θ對于衛(wèi)星在逆行軌道往東側(cè)進(jìn)行側(cè)擺推掃時Vp2 = V' t+Vtecos(180° _i)，衛(wèi)星應(yīng)繞衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的偏航軸進(jìn)行偏航控制，其中偏航角速度的方向與衛(wèi)星本體坐標(biāo)系偏航軸的正方向相同，偏航控制量β由下式得到β = arctan Q(Re + ^ COS 6 — ^ (Re+h) cos δτ cos i (Re+K) cos δτ sin i +cos θ對于衛(wèi)星在逆行軌道往西側(cè)進(jìn)行側(cè)擺推掃時Vp2 = V' t+Vtecos(180° _i)，衛(wèi)星應(yīng)繞衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的偏航軸進(jìn)行偏航控制，其中偏航角速度的方向與衛(wèi)星本體坐標(biāo)系偏航軸的方向相反，偏航控制量β由下式得到 β = arctan ^(Re + h)cosb-coe(Re + K)cosδτ cosiΗ) -ae(Re+h)cosδτ sini cos θ衛(wèi)星本體坐標(biāo)系中，原點在衛(wèi)星質(zhì)心上，Χ、Υ、Ζ三軸為衛(wèi)星的慣量主軸，其中X軸為滾動軸，Y軸為俯仰軸，ζ軸為偏航軸。
全文摘要
敏捷衛(wèi)星成像側(cè)擺推掃速度失配時的姿態(tài)補(bǔ)償方法，針對傳統(tǒng)的成像模式(衛(wèi)星對地指向固定)中姿態(tài)補(bǔ)償方法的局限性(僅考慮了地球自轉(zhuǎn)而帶來的偏流作用)，通過對衛(wèi)星側(cè)擺推掃姿態(tài)對地指向不斷變化的成像模式(即星下點速度與相機(jī)推掃速度失配的情況，此時姿態(tài)對地指向不斷變化)下的偏流角產(chǎn)生原因進(jìn)行分析，從軌道運動、地球自轉(zhuǎn)和相機(jī)推掃速度三個方面考慮成像的偏流作用，根據(jù)軌道姿態(tài)參數(shù)并結(jié)合偏流角的基本定義，得到了該模式下的偏流角計算公式，在此基礎(chǔ)上結(jié)合TDICCD成像的基本原理和偏航控制原理給出了衛(wèi)星姿態(tài)補(bǔ)償方法，可以滿足敏捷衛(wèi)星側(cè)擺推掃的成像需求。
文檔編號B64G1/24GK102267574SQ201110109368
公開日2011年12月7日 申請日期2011年4月29日 優(yōu)先權(quán)日2011年4月29日
發(fā)明者楊芳, 黃群東 申請人:航天東方紅衛(wèi)星有限公司