CN102426025B - 遥感卫星姿态机动时偏流修正角的仿真分析方法 - Google Patents

Abstract

遥感卫星姿态机动时偏流修正角的仿真分析方法，使用仿真工具建立卫星和星上传感器，并在给定的时间周期内获取传感器视轴与地球模型交点的经纬度。根据经纬度在地球模型上建立特征点，并获取每个特征点在当前时间点和下一个时间点的J2000坐标系下的坐标。在J2000坐标系下，分别获取当前特征点在当前时间的J2000坐标系中的牵连速度矢量，以及当前特征点在J2000坐标系中相对于卫星的运动速度矢量，并利用速度的矢量合成获得当前特征点相对于卫星在J2000坐标系中运动的总速度矢量。在卫星模型中建立CCD成像平面，通过投影获取总速度矢量在卫星CCD成像平面内的投影，投影矢量与CCD线阵法线方向的夹角即为偏流修正角。

Description

遥感卫星姿态机动时偏流修正角的仿真分析方法

技术领域

本发明涉及一种采用仿真分析获取卫星姿态机动时星上偏流修正角度的方法。

背景技术

偏流角的定义源自于航空术语，其定义是存在侧风时，飞机的实际航迹与飞机的航向不一致，航向线与航迹线的夹角，称为偏流角。在卫星绕地球运转时，由于地球自转会使得地球表面的物体存在一个沿地球自传角速度方向的牵连速度，此时的相机相对被摄景物的移动方向(航迹线)与相机运动的投影线速度方向(航向线)不一致，也称为偏流角。

偏流修正角的定义源于具有姿态机动能力的卫星，在卫星进行俯仰以及侧摆机动时，为了保证卫星在调整姿态修正偏流角的过程中卫星的目标指向(沿卫星Z_B轴方向)不变，仅通过调整绕卫星Z_B轴转动来进行偏流角修正，因此这个绕Z_B轴转动的角度就与实际计算所得到摄影点的偏流角存在一定的偏差，定义这个绕Z_B轴转动的角度为偏流修正角以示区别。这里的Z_B轴属于卫星本体坐标系(O_BX_BY_BZ_B)，卫星本体坐标系的原点O_B在对接环下端框星箭对接面中心，对接环的轴心线为卫星X_B轴，由原点指向载荷舱方向为正，卫星Z_B轴为平行于短隔板方向，以对地传感器安装侧为正，Y_B轴平行于长隔板方向，垂直于X_B轴和Z_B轴且遵循右手定则与X_B轴、Z_B轴构成直角坐标系。

对于空间进行成像的传感器，尤其是在TDICCD等技术应用于卫星上后，卫星任务中对地面目标与卫星的相对运动就有了严格要求，卫星绕轴线较小的旋转角度对信息的获取将产生不可忽略的影响。特别是对于TDICCD，其图像传感器与一般线阵CCD相比，外形是一个线阵CCD器件，但它的结构像一个面阵器件，其成像原理类似多次曝光，因此要求同一列上的每一个像元都对同一目标曝光积分，才能保证输出的图像质量。如果不进行偏流角控制，将在像面产生横向像移，使得同一列的像元在多次积分的过程中，看到的不是同一目标。这种像移将导致成像质量的降低，因此需要在星上对偏流角进行修正。

随着TDICCD遥感卫星成像分辨率和成像质量要求的提高，在卫星上进行精确的偏流角修正已经逐渐成为一种必然任务，而对星上偏流角分析算法进行验证也就成为了TDICCD遥感卫星总体的工作。在地面对卫星偏流修正角进行高精度的计算不但能够在卫星设计以及工厂测试阶段对卫星的星上偏流角实时计算精度进行验证，对其在轨成像性能影响进行预估，还能够在卫星入轨后用于验证星上图像影响因素的来源，为更好保障图像成像质量提供最直接的支持。

在传统偏流角的分析方法中，均使用几何分析和公式推导进行计算，这种方式最大的缺点就是依赖于过多的假设，因此直接导致计算精度不足，只能作为定性的分析，无法使用这种低精度的结果来验证星上算法的正确性和精度。而且随着卫星俯仰姿态机动能力的使用，采用几何分析的方法的推导过程复杂、精度偏低的特点就更加显现出来。偏流角的修正精度与成像质量有着紧密的联系，因而传统的定性分析的方式在卫星的成像链路设计验证过程中形成了一个不受控的漏洞，不利于从系统的角度定量的把握卫星在轨成像质量。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于高精度模型、使用数值计算方法、对TDICCD遥感卫星的俯仰侧摆姿态机动适应能力强的姿态机动时偏流修正角的仿真分析方法。

本发明的技术解决方案是：遥感卫星姿态机动时偏流修正角的仿真分析方法，步骤如下：

(1)使用仿真工具建立卫星和星上传感器，设置卫星姿态和传感器参数；

(2)在所给定的时间周期内获取传感器视轴与地球模型交点的经纬度；

(3)根据步骤(2)获取的经纬度在地球模型上依次建立特征点；

(4)获取每个特征点在当前时间点和下一个时间点的J2000坐标系下的坐标；

(5)在J2000坐标系下，计算当前特征点在下一个时间点的坐标相对于当前特征点在当前时间点坐标的微分，获取当前特征点在当前时间的J2000坐标系中的牵连速度矢量；

(6)在J2000坐标系下，计算当前特征点在当前时间点的坐标相对于下一特征点在下一时间点坐标的微分，获取当前特征点在J2000坐标系中相对于卫星的运动速度矢量；

(7)根据步骤(5)和步骤(6)的结果，利用速度的矢量合成获得当前特征点相对于卫星在J2000坐标系中运动的总速度矢量；

(8)在卫星模型中建立CCD成像平面，通过投影获取当前特征点相对于卫星在J2000坐标系中运动的总速度矢量在卫星CCD成像平面内的投影矢量；

(9)求取所述投影矢量与CCD线阵法线方向的夹角，即为当前特征点的偏流修正角；

(10)重复步骤(5)～(9)，获取所有特征点的偏流修正角。

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明提出的姿态机动时偏流修正角的仿真分析方法摆脱了传统几何分析方法中过多的对假设的依赖，方法中融合了高精度仿真、空间矢量运算和TDICCD遥感器成像几何特性，克服现有方法分析精度的不足，获得了实际摄影点的运动矢量合成数据，将矢量在星上传感器成像平面中投影，并进一步结合实际的TDICCD器件的成像矢量方向，获得了摄影时刻星上的偏流修正角。由于偏流修正角是星上非常关键的参数，其参数将直接关系到TDICCD遥感卫星的成像质量、图像定位精度、相机成像空间指向精度等星地一体化指标。因此本发明方法有效解决了对星上偏流角修正算法的高精度验证问题，为卫星成像链路的地面测试验证补充了一个重要的手段。

附图说明

图1为本发明方法的流程图；

图2为本发明卫星运动成像的仿真及视轴示意图；

图3为本发明通过矢量合成获取总速度

示意图；

图4为本发明卫星CCD成像平面和总速度模型示意图；

图5为本发明总速度投影和CCD法线方向卫星模型示意图；

图6为本发明对不同侧摆角的计算分析结果示意图；

图7为本发明仿真分析与几何分析结果对比示意图。

具体实施方式

首先给出J2000惯性坐标系的定义，同时对视轴和摄影点的概念进行说明。

J2000惯性坐标系(O_JX_JY_JZ_J)为一个惯性空间坐标系，此坐标系以地心为原点O_J，X_J轴正向指向世界协调时2000年1月1日12:00时测定的地球的平均春分点方向，Z_J轴正向指向地球在世界协调时2000年1月1日12:00时测定的平均自转轴北端，Y_J轴与X_J、Z_J轴垂直，X_J、Y_J、Z_J三轴形成右手坐标系。

视轴的定义就是传感器视场的中轴，由于在成像仿真中很难对整个传感器视场内的全部成像目标进行分析，所以在视场相对较小的情况下一般都采用视轴线成像的分析来表征整个传感器的成像性能。在进行分析时，视轴指向地球表面的点就被称为摄影点。

对于一台典型的以TDICCD相机为载荷的遥感卫星，其偏流修正角的仿真分析方法如图1所示，主要分为建立仿真模型、获得视轴交点、获取摄影点运动矢量、投影后计算获得偏流修正角四个过程。下面就以N个时间点作为一个仿真周期，Δt作为每个时间点之间的间隔，以此来对实施方式进行说明。

①建立仿真模型

本步骤中使用了STK作为仿真工具。打开STK软件，新建卫星，输入轨道参数，包括历元时间、半长轴、偏心率、轨道倾角、近地点俯角、升交点精度、平近点角。选择地球的J4扰动模型作为卫星轨道的推演模型，并选择EOPv1.1作为地球模型的指向参数。

在卫星上新建传感器，按照实际TDICCD的视场角对传感器的视场进行设定。打开卫星的属性，在姿态中，设置卫星的姿态机动参数，如果仅侧摆机动，则选择“ECI velocity alignment with nadir constraint”，在“Constraint”中输入侧摆角度，如果同时有侧摆和俯仰机动，则选择“Aligned and Constrained”，之后在“Aligned Vector”和“Constrained Vector”中按照侧摆和俯仰的先后顺序分别输入侧摆角度和俯仰角度，完成姿态的设定。

②获得视轴交点

在仿真软件中进行卫星运动成像的仿真，如图2所示，获取星上传感器视轴(图2中视场中央矢量)与地球模型地面的交点，在N个时间点的仿真周期内获取卫星与地球模型地面交点的经纬度数据。

在此记表示交点的数据为：(Lat₁，lon₁)，(Lat₂，lon₂)，....，(Lat_N，lon_N)，其中下标标示了获得此交点经纬度的时刻，第i个时间点产生的交点的经纬度为(Lat_i，lon_i)。

③获取摄影点运动矢量

由于对于大多数仿真工具都是基于对象的，而对于卫星的视轴与地面的交点不是一个对象，所以很难获得其交点位置的详细数据。因此为了获取摄影点的运动矢量，就必须要首先把摄影点(以视轴交点表征)对象化，利用②中获得的交点的经纬度数据在对应位置建立特征点，并获取所需要的坐标数据信息，具体操作如下：

依次对i＝1～N，在坐标为(Lat_i，lon_i)的地表位置建立特征点，利用仿真工具STK获得此特征点在第i个时间点和第i+1个时间点两个时刻的J2000坐标系下的坐标数据，表示为：

$\left\{\begin{array}{c}(X_{1,t=1},Y_{1,t=1},Z_{1,t=1}),(X_{1,t=2},Y_{1,t=2},Z_{1,t=2})\\ (X_{2,t=2},Y_{2,t=2},Z_{2,t=2}),(X_{2,t=3},Y_{2,t=3},Z_{2,t=3})\\ \·\\ \·\\ \·\\ (X_{i,t=i},Y_{i,t=i},Z_{i,t=i}),(X_{i,t=i+1},Y_{i,t=i+1},Z_{i,t=i+1})\\ \·\\ \·\\ \·\end{array}\right.$

使用获得的位置坐标，首先采用位置微分的方式获取牵连速度V_e的矢量信息，具体计算方法如下：

对卫星在第i个时间点和第i+1个时间点获得的第i个特征点的坐标信息(X_i，t＝i，Y_i，t＝i，Z_i，t＝i)和(X_i，t＝i+1，Y_i，t＝i+1，Z_i，t＝i+1)对时间微分获取特征点由地球自转引起的牵连速度V_e。这里使用位置对Δt微分(特征点在地球表面自身的牵连运动就是相对于卫星的运动，故此牵连速度从t＝i的位置指向t＝i+1的位置)，因此有：

$\stackrel{\→}{V_{e,t=i}}=\frac{\mathrm{\Δ}(X,Y,Z)}{\mathrm{\Δt}}=\frac{{(X_i,Y_i,Z_i)}_{t=i+1}-{(X_i,Y_i,Z_i)}_{t=i}}{\mathrm{\Δt}}=\frac{(X_{i,t=i+1}-X_{i,t=i},Y_{i,t=i+1}-Y_{i,t=i},Z_{i,t=i+1}-Z_{i,t=i})}{\mathrm{\Δt}}$

其次同样采用位置微分的方式获取相对于卫星的运动速度V_i的矢量信息：

对卫星在第i个时间点获得的第i个特征点的坐标信息(X_i，t＝i，Y_i，t＝i，Z_i，t＝i)和第i+1个时间点获得的第i+1个特征点的坐标信息(X_{i+1，t＝i+1}，Y_{i+1，t＝i+1}，Z_{i+1，t＝i+1})对时间微分获取特征点由卫星运动引起的相对运动速度V_i，这里使用位置差对Δt微分(不同时刻特征点的不同是由卫星的运动引起的，因此某个特征点相对于卫星的运动速度与卫星本身的运动方向相反，故此相对速度从t＝i+1的第i+1个特征点位置指向t＝i的第i个特征点的位置)，因此有：

$\stackrel{\→}{V_{i,t=i}}==\frac{{(X_i,Y_i,Z_i)}_{t=i}-{(X_{i+1},Y_{i+1},Z_{i+1})}_{t=i+1}}{\mathrm{\Δt}}=\frac{(X_{i,t=i}-X_{i+1,t=i+1},Y_{i,t=i}-Y_{i+1,t=i+1},Z_{i,t=i}-Z_{i+1,t=i+1})}{\mathrm{\Δt}}$

最后通过矢量合成的方式获取特征点相对于卫星飞行的总速度，如图3所示， $\stackrel{\→}{V_{a,t=i}}=\stackrel{\→}{V_{e,t=i}}+\stackrel{\→}{V_{i,t=i}}.$

由此即获得了在J2000惯性坐标系下，在第i个时间点的摄影点相对于卫星的合成总速度矢量，依次对i＝1，2，...N共N个时间点进行上述分析，获得所有N个时间点的卫星合成速度矢量，进而可以由此来进行偏流修正角的计算。

④投影后计算获得偏流修正角

为了进行投影，首先需要确定CCD的成像平面，在STK的“VectorGeometry Tool(矢量几何工具)”中建立CCD成像平面，建立的具体步骤是首先建立三维坐标轴，按照卫星的设计将CCD成像平面基于卫星本体坐标系的X_BO_BY_B平面以欧拉角旋转的方式进行定义，其次将定义好的坐标轴定义为一个坐标系统，系统的原点使用卫星本体坐标系的原点，最后使用“Quadrant”的方式选择上面定义坐标系统的XOY平面，建立CCD成像平面。将上面得到的

和CCD成像平面同时以卫星本体坐标系的原点为中心表示出来如图4所示，从图中可以看出，

并没有在CCD的成像平面上。

直接在模型中对

在CCD的成像平面上投影，获得投影矢量

并求得此投影矢量

与CCD器件的法线方向矢量

的夹角，如图5所示，此角的值即为偏流修正角。

将在步骤③中获得的

(i＝1，2，...N)N个时间点的卫星合成速度矢量分别带入面的投影步骤，即可获得所有共N个时间点的偏流修正角数据。由于实际的偏流角度较小(不足5度)，为了使矢量的投影和夹角等特性在图例中更为清晰，图4和图5中对矢量角度进行了放大。

实施例

对于一个650千米高度的太阳同步轨道的TDICCD遥感卫星，轨道参数为：半长轴＝7023.14千米；偏心率＝0；轨道倾角＝97.9708度；近地点俯角＝0度；升交点经度＝337.752度；平近点角＝0度。按照一般卫星的设计，设置卫星本体坐标系的X_BO_BY_B平面就是CCD成像平面。在仅考虑卫星侧摆姿态机动的情况下，取N＝5000s，Δt＝1s，经过本发明方法的各个步骤，通过设置不同的侧摆角度(这里设置了0°，15°，25°，35°)，即可通过仿真分析得到高精度的偏流修正角数据，具体的结果如图6所示，图中给出了偏流修正角与卫星纬度的关系。在卫星姿态机动角度较小时，几何分析方法的精度就略高，本发明方法在精度提升上就不是太明显，在不进行任何姿态机动的情况下，平均性能提升仅2％。而侧摆角度越大，几何方法的计算精度就越低，在侧摆35度的时候，将几何分析的数据与仿真分析的数据进行对比如图7所示。从图中可以看出，纯几何分析由于假设较多，还存在较大的偏差，通过对35度侧摆时的几何分析数据与使用此方法得到的仿真分析数据进行对比统计，使用此仿真方法可以平均提高偏流角的计算偏差0.67°，提高精度约30％。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (1)

1.遥感卫星姿态机动时偏流修正角的仿真分析方法，其特征在于步骤如下： 

(1)使用仿真工具建立卫星和星上传感器，设置卫星姿态和传感器参数；所述的仿真工具为STK； 

(2)在所给定的时间周期内获取传感器视轴与地球模型交点的经纬度；在此记表示交点的数据为：(Lat₁，lon₁)，(Lat₂，lon₂)，....，(Lat_N，lon_N)，其中下标标示了获得此交点经纬度的时刻，第i个时间点产生的交点的经纬度为(Lat_i，lon_i)； 

(3)根据步骤(2)获取的经纬度在地球模型上依次建立特征点； 

(4)获取每个特征点在当前时间点和下一个时间点的J2000坐标系下的坐标，表示为 

(5)在J2000坐标系下，计算当前特征点在下一个时间点的坐标相对于当前特征点在当前时间点坐标的微分，获取当前特征点在当前时间的J2000坐标系中的牵连速度矢量；具体计算方法如下： 

对卫星在第i个时间点和第i+1个时间点获得的第i个特征点的坐标信息(X_i，t＝i，Y_i，t＝i，Z_i， t＝i)和(X_i，t＝i+1，Y_i，t＝i+1，Z_i，t＝i+1)对时间微分获取特征点由地球自转引起的牵连速度V_e，有 

(6)在J2000坐标系下，计算当前特征点在当前时间点的坐标相对于下一特征点在下一时间点坐标的微分，获取当前特征点在J2000坐标系中相对于卫星的运动速度矢量；具体计算方法如下： 

对卫星在第i个时间点获得的第i个特征点的坐标信息(X_i，t＝i，Y_i，t＝i ，Z_i，t＝i)和第i+1个时间点获得的第i+1个特征点的坐标信息(X_{i+1，t＝i+1}，Y_{i+1，t＝i+1}，Z_{i+1，t＝i+1})对时间微分获取特征点由卫星运动引起的相对运动速度V_i，有 

(7)根据步骤(5)和步骤(6)的结果，利用速度的矢量合成获得当前特征点相对于卫星在J2000坐标系中运动的总速度矢量

依次对i＝1，2，...N共N个时间点进行分析，获得所有N个时间点的总速度矢量； 

(8)在卫星模型中建立CCD成像平面，通过投影获取当前特征点相对于卫星在J2000坐标系中运动的总速度矢量在卫星CCD成像平面内的投影矢量； 

(9)求取所述投影矢量与CCD线阵法线方向的夹角，即为当前特征点的偏流修正角； 

(10)重复步骤(5)～(9)，获取所有特征点的偏流修正角。 

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