遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法
遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及一种遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法，属于对月成像技术领域。
【背景技术】
[0002] 我国遥感卫星的在轨定标目前仍W地球表面真实景物目标为主，手段较为单一， 很少利用空间星体运类重要的辅助工具，运对于提高我国遥感卫星成像质量是一个很重要 的手段缺失。在天体定标中，对日定标有比较广泛的应用。但由于太阳光太强，一般超过遥 感器动态范围甚至耐受能力，遥感器不能直接对日，需要采用漫射板反射太阳光线，而漫散 板长期暴露在宇宙空间福射中，随着寿命在退化，且易受污染，对长寿命遥感卫星不是一个 最佳选择的方案。天体定标方法中，对月定标成为国际上研究和使用的热口。
[0003] 月球是除太阳外我们所能观察到的最大的光源，依靠反射太阳而发光，其光谱特 性与太阳光谱的自身吸收、反射有关，稳定性好，且光强一般在遥感器动态范围内，可将遥 感器直接对月成像。采取对月成像的方式，可W进行绝对定标方式，可W对卫星大部分遥感 仪器定标，在获取标准月球福照度模型的情况下，利用月球进行绝对福射定标需要精确的 计算出观测角度和天体距离等的影响，并获取准确的月球光谱分布，可实现高定标精度，适 合长寿命遥感卫星。
[0004] 对月绝对定标需要标准的月球福照度模型，由于月球表面具有稳定的福射特性， 月球福照度模型一旦建立，就可W应用于任何时间的月球观测对比，对于不同时间、不同探 测器的观察结果可W使用同一观测模型，运样就可W将所有对月观测目标的定标情况加 W 联系，得到较准确的定标结果。
[0005] 采取对月绝对定标的方式，不受大气影响，利用两极成像，不影响陆地成像，可大 大增加定标次数，提高定标效率。将月球作为稳定福射源，定标时机的选择与相机本身参数 和月相有关，定标时间选择范围增加，大大提局了定标频率和定标精度，拓宽了定标时机的 选择面。另外，月球可W看作是相对稳定的福射源，能够保证卫星寿命周期内福射特性的稳 定性，适合作为在轨定标的天体。
[0006] 目前国内遥感卫星对月成像方式为:通过控制卫星的初始姿态角实现对月球惯性 定向后，利用卫星绕地球轨道的运动实现对月绝对定标成像，在绝对定标的过程中，卫星整 星姿态不采取修正措施。此类成像方式没有考虑遥感器的成像原理，获取的月球图像模糊 不清，甚至无法辨识。
【发明内容】
[0007] 本发明所要解决的技术问题是:克服现有技术的不足，提供一种遥感卫星对月绝 对定标姿态调整方法。
[000引本发明的技术解决方案是：
[0009] -种遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法，步骤如下：
[0010] (1)建立月球的模型、卫星的模型和星上传感器的模型，并使遥感器级数方向与卫 星本体X轴重合，星上遥感器视轴与卫星本体z轴重合;所述星上传感器采用线阵时间延迟 积分CCD传感器；
[0011] (2)当月球为满月、月球影像为圆盘时，且卫星能够观测到月球时为卫星对月成像 的可见时间窗口，在可见时间窗口内选定(ti-tn)作为定标时段，在定标时段内获取星上轨 道预报数据，W及卫星在J2000坐标系下的速度矢量Vs和月球在J2000坐标系下的速度矢量 Vm，ti时刻时，卫星在J2000坐标系下的速度矢量为Vsi，ti时刻时，月球在J2000坐标系下的速 度矢量为Vml;其中，tl为定标的开始时间，tn为定标的结束时间；η为定标时段内的采样点 数;i = l、2、3........n-l、n;
[0012] (3)根据步骤（1)中建立的Ξ个模型确定卫星对月绝对定标的初始姿态角q，q的确 定方法如下：
[0013] ①确定卫星本体巧由在J2000坐标系下的初始矢量Zi，即卫星本体Z轴对月定向；
[0014] 在tl时刻，将月球设置为约束目标，设置卫星本体Z轴指向月球，运行仿真场景，由 卫星预报生成tl时刻卫星本体巧自矢量幻；
[0015] ②确定卫星本体X轴在J2000坐标系下的初始矢量Xi;
[0016] 在tl时刻，卫星本体Z轴对月定向的情况下，卫星相对月球的速度矢量Vrl与卫星本 体Z轴矢量Zi的夹角αι为；
[0017]
[001引所述的Vri根据步骤(2)获取卫星在tl时刻J2000坐标系下的初始速度Vsi和月球在 J2000坐标系下的初始速度Vml，计算得到卫星在tl时刻相对月球的初始速度:Vrl = Vsl-Vml; [0019]在tl时刻，卫星本体巧由对月定向的情况下，卫星相对月球的速度矢量Vr迪卫星本 体Z轴方向的速度矢量分量为Vrl(z)，卫星相对月球的速度矢量Vrl在垂直于卫星本体Z轴方 向的速度矢量分量VrlU)。将速度矢量Vrl绕卫星本体Y轴转过
即得到速度矢量分 量Vrl(x):
[0020]
[0021] 由于CCD传感器级数方向与卫星在tl时刻相对月球的初始速度矢量分量方向Vru) 一致，且CCD传感器级数方向与卫星本体X轴重合，因此Xi = Vri (X);
[0022] ③根据Zi和Xi双矢量定姿确定卫星初始姿态角q:
[0023] 卫星在J2000坐标下的Ξ轴矢量确定过程，由卫星本体Z轴矢量Zi和卫星本体X轴 矢量方向Xi叉乘得到，即Υ1 = ΖιΧΧι，其中，Y功卫星本体巧由方向矢量，卫星在J2000坐标系 下的Ξ轴矢量求出后，同时求出Ξ轴矢量在星体本体坐标下的单位矢量，根据双矢量定姿 得到卫星的初始Ξ轴姿态角四元数q=[qi Q2 Q3 qo]T;
[0024] (4)确定卫星对月成像姿态角速度，分别为卫星本体X轴转动角速度ωχ、卫星本体 Υ轴转动角速度ω y和卫星本体巧由转动角速度ω zi，确定方法如下：
[0025] ①卫星本体X轴转动角速度ωχ的确定方法：
[0026] 为了保证月球在遥感器视场中屯、，对月成像过程中，卫星绕本体X轴转动角速度 "x=0°/s。
[0027] ②卫星本体Y轴转动角速度ωγ的确定方法为：
[0028] 遥感卫星对地成像、定标时，利用了卫星沿轨道法线方向的角速度形成对地成像、 定标所需的速高比。但是对月成像过程中，卫星受轨道运行的限制，无法形成W月球为中屯、 的观测角速度矢量。因此在姿态控制设计时，增加了对月成像定标模式;通过卫星姿态绕自 身本体Υ轴旋转控制形成W月球为视场中屯、的观测速高比，完成对月成像、定标。
[0029] 对月成像时遥感器本身物理参数无法改变，一个像元对应的瞬时视场角IF0V和积 分时间不变，按此式
计算得到对月成像所需的卫星本体Υ轴转动角速度ωγ。卫星 姿态需要通过绕自身本体Υ轴W ωy = 〇.06-0.6°/s旋转控制形成W月球为视场中屯、的观测 速高比；
[0030] ③卫星本体巧由转动角速度ω zi的确定方法：
[0031] ω zi为ti时刻卫星本体巧由转动角速度；
[0032] 卫星本体X轴矢量Xi的矢量变化率决定了卫星本体巧由的转动角速度ωζι，在ti时 亥IJ，卫星相对月球的速度矢量Vri在垂直于矢量Zi方向的速度矢量分量Vri(x)为:将速度矢量 Vri绕卫星本体Y轴转左
即得到速度矢量分量Vri(x);
[0033]
[0034] 其中，
为卫星相对月球运动的速度矢量，Xi为ti时刻卫星本体X轴的矢 量;Zi为ti时刻卫星本体Z轴的矢量；
[0035] Qi为ti时刻卫星相对月球运动速度矢量Vri与卫星本体Z轴矢量Zi的夹角，Qi为变化 量，其求解过程如下：
[0036] 在对月绝对定标过程中 ，卫星采用3-1-2的姿态角转序，卫星绕本体Z轴由ti时刻 转动到ti + l时刻时转过的角度为01 + 1，01 + 1=〇31(心1-*〇，卫星绕本体￥轴由*拥刻转动到 ti+1时刻时转过的角度为丫 i+1，丫 i+i= Wy(ti+广ti)，得到卫星本体Z轴矢量变化为：
[0037]
[0038] 卫星绕本体Z轴转过0w=wzi(tw-ti)角度，此旋转对Zi矢量没有影响，因此上式 可简化为
[0039]
[0040] 由此得到卫星在ti+l时刻，卫星本体巧由矢量Zi+l和卫星相对月球速度Vr(i+1)的夹角 为 /\
[0041]
[0042] 卫星在ti+i时刻，卫星本体X轴的矢量：
[0043]
[0044]由矢量Xi和矢量Xi+1的变化率，得到卫星本体巧由矢量在ti时刻的角速度： / .\
[0045]
[0046] 其中，Vri为ti时刻卫星相对月球的速度，Vr(W)为ti+l时刻卫星相对月球的速度。Vsi 为ti时刻卫星在J2000坐标系下的速度，Vmi为ti时刻月球在J2000坐标系下的速度，αι为Vri 与卫星本体Zi轴的夹角，Qi+i为Vr(i+1)与卫星本体Zi+1轴的夹角，ω y为卫星本体巧由转动角速 度ω y 〇
[0047] (5)定标时段内卫星姿态四元素的确定方法：
[004引由步骤(3)得到的卫星初始Ξ轴姿态角四元数q=[qi Q2 Q3 qo]T，结合步骤(4)得 到的Ξ轴姿态角速度ωχ、ωγ和ωζι，得到卫星的姿态四元素运动方程如下：
[0049]
[0050] 根据该运动方程得到定标时段内卫星姿态四元素；
[0051] (6)将步骤(5)得到的卫星姿态四元素，通过地面指令上注给卫星的控制系统，实 现卫星在轨姿态调整。
[0052] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0053] (1)本发明通过卫星绕本体姿态Z轴旋转控制解决了遥感卫星对月绝对定标的横 向像移问题，在高精度的采样数据的基础上，通过算法建模递推得到卫星姿态控制角速度 ω Z1，由此积分得到卫星偏航轴姿态角控制规律；
[0054] (2)实现卫星姿态机动中成像，在姿态调整方法设计时，调整卫星姿态绕自身本体 Υ轴旋转控制形成W月球为视场中屯、的观测速高比的方式，获取采用周期内的精确姿态角 数据，解决了对月绝对定标的纵向像移问题；
[0055] (3)在绝对定标周期内，通过控制仿真工具集的仿真时间步长η，可获取多组采样 点数，作为数学模型的输入，提高建模和仿真精度。
[0056] (4)本发明方法在姿态控制设计时，增加了对月成像定标模式，从两个方面考虑卫 星姿态的修正措施。一方面，通过调整卫星姿态绕自身本体Υ轴旋转控制形成W月球为视场 中屯、的观测速高比；另一方面，根据遥感器的成像原理，通过调整卫星姿态角绕本体Ζ轴旋 转控制消除月球影像在遥感器视场中的像移，获取清晰的月球图像。
【附图说明】
[0057] 图1为本发明方法的流程图；
[005引图2为对月绝对定标姿态确定示意图。
【具体实施方式】
[0059] 本发明方法是提高我国遥感卫星成像质量的重要手段。传统遥感卫星对地成像、 定标时，利用了卫星沿轨道法线方向的角速度形成对地成像、定标所需的速高比。但是对月 成像过程中，一方面，卫星受轨道运行的限制，无法形成W月球为中屯、的观测角速度矢量， 无法实现对月定标;另外一方面，卫星相对月球的速度矢量在不断发生变化，月球影像在遥 感器焦面会产生像移，导致获取的图像质量模糊。
[0060] 我国遥感卫星的在轨成像目前仍W地球表面真实景物目标为主，手段较为单一， 很少利用空间星体运类重要的辅助工具，运对于提高我国遥感卫星成像质量是一个很重要 的手段缺失。本发明提出的遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法，能够实现对月推扫成像， 方法中融合了高精度算法建模、仿真和场景演示验证，克服了现有遥感卫星成像模式的不 足，拓展了卫星的成像任务。月球可W看作是相对稳定的福射源，对月推扫成像不受大气影 响，利用两极成像，不影响陆地成像，可大大增加定标次数，提高定标效率，同时能够保证卫 星寿命周期内福射特性的稳定性。本发明方法是提高我国遥感卫星成像质量的重要手段。 [0061 ] -种遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法，步骤如下：
[0062] (1)在仿真工具中建立月球的模型、卫星的模型和星上传感器的模型，设置卫星姿 态和星上传感器参数使遥感器级数方向与卫星本体X轴重合，遥感器视轴与卫星本体Ζ轴重 合;所述星上传感器采用线阵时间延迟积分CCD传感器(TDICCD);
[0063] (2)当月球为满月、月球影像为圆盘时，且卫星能够观测到月球时为卫星对月成像 的可见时间窗口，在可见时间窗口内选定一段时间作为定标时段(tl-tn)，通过所述仿真工 具获取星上轨道预报数据，W及卫星在J2000坐标系下的速度矢量Vs和月球在J2000坐标系 下的速度矢量Vm;其中，ti为定标的开始时间，tn为定标的结束时间;η为定标时段内的采样 点数;i = (l、2、3........n-l、n);
[0064] (3)根据步骤(1)中建立的Ξ个模型确定卫星对月绝对定标的初始姿态角；
[0065] 根据步骤(2)获取卫星在ti时刻J2000坐标系下的初始速度Vsi和月球在J2000坐标 系下的初始速度Vml，计算得到卫星在tl时刻相对月球的初始速度:Vrl = Vsl-Vml (均为矢量）；
[0066] ①确定卫星本体巧由在J2000坐标系下的初始矢量Zi，即卫星本体Z轴对月定向；
[0067] 在ti时刻，将月球设置为约束目标，设置卫星本体巧由指向月球，运行仿真场景，由 卫星预报生成ti时刻卫星本体巧自矢量幻；
[006引②确定卫星本体X轴在J2000坐标系下的初始矢量Xi;
[0069] 在tl时刻，卫星本体Z轴对月定向的情况下，卫星相对月球的速度矢量Vrl在卫星本 体Z轴方向的速度矢量分量为Vrl(z)，卫星相对月球的速度矢量Vrl在垂直于卫星本体Z轴方 向的速度矢量分量Vrl (X)，如图2所示；
[0070] 根据卫星遥感器成像原理，需要保证TDICCD线阵方向与卫星在ti时刻相对月球的 初始速度矢量分量方向VrW垂直，即保证TDICCD级数方向与卫星在ti时刻相对月球的初始 速度矢量分量方向VrU)-致。因为TDICCD级数方向与卫星本体X轴重合，由此确定Vru)矢量 为卫星本体X轴在J2000坐标系下的矢量方向；其确定算法如下：
[0071] 在tl时刻，卫星本体Z轴对月定向的情况下，卫星相对月球的速度矢量Vrl与卫星本 体Z轴矢量Zi的夹角αι为；
[0072]
[0073] 在tl时刻，卫星相对月球的速度矢量Vrl，运个矢量Vr姐垂直于卫星本体巧由方向的 速度矢量分量VrlW为:将速度矢量Vrl绕卫星本体Y轴转过
即得到速度矢量分量 Vrl(x)：
[0074]
[0075] 由于TDICCD级数方向与卫星在ti时刻相对月球的初始速度矢量分量方向Vr(x) - 致，且TDICCD级数方向与卫星本体X轴重合，因此Xi = Vriu);
[0076] ③根据Zi和Xi双矢量定姿确定卫星初始姿态角
[0077] 卫星在J2000坐标下的Ξ轴矢量确定过程，由卫星本体Z轴矢量Zi和卫星本体X轴 矢量方向Xi叉乘得到，即Υ1 = ΖιΧΧι，其中，Y功卫星本体巧由方向矢量，卫星在J2000坐标系 下的Ξ轴矢量求 出后，同时求出Ξ轴矢量在星体本体坐标下的单位矢量，根据双矢量定姿 得到卫星的初始Ξ轴姿态角四元数q=[qi Q2 Q3 qo]T;
[0078] (4)确定卫星对月成像姿态角速度
[00巧]①卫星本体X轴转动角速度ω X
[0080]为了保证月球在遥感器视场中屯、，对月成像过程中，卫星绕本体X轴转动角速度 "x = 0°/s。
[0081 ]②卫星本体Y轴转动角速度Wy
[0082] 遥感卫星对地成像、定标时，利用了卫星沿轨道法线方向的角速度形成对地成像、 定标所需的速高比。但是对月成像过程中，卫星受轨道运行的限制，无法形成W月球为中屯、 的观测角速度矢量。因此在姿态控制设计时，增加了对月成像定标模式;通过卫星姿态绕自 身本体Y轴旋转控制形成W月球为视场中屯、的观测速高比，完成对月成像、定标。
[0083] 对月成像时遥感器本身物理参数无法改变，一个像元对应的瞬时视场角IF0V和积 分时间不变，按此?
计算得到对月成像所需的卫星本体Υ轴转动角速度ωγ。卫星 姿态需要通过绕自身本体Υ轴W ωy = 〇.06-0.6°/s旋转控制形成W月球为视场中屯、的观测 速高比；
[0084] ③卫星本体巧由转动角速度ωζ，其中，Wzi为ti时刻卫星本体Z轴转动角速度；
[0085] 卫星本体Xi轴矢量变化率决定了卫星本体Zi轴的转动角速度Wzi，在ti时刻，卫星 相对月球的速度矢量Vri，运个矢量在垂直于卫星本体Zi轴方向的速度矢量分量Vri(x)为:将 速度矢量Vri绕卫星本体Y轴转过
即得到速度矢量分量Vri(x);
[0087] 其中：
为卫星相对月球运动的速度矢量，Xi为ti时刻卫星本体X轴的矢 量;Zi为ti时刻卫星本体Z轴的矢量；
[0088] Qi为ti时刻卫星相对月球运动速度矢量Vri与卫星本体Zi轴矢量的夹角，Qi为变化 量，其求解过程如下：
[0089] 在对月绝对定标过程中，卫星采用3-1-2的姿态角转序，卫星绕本体Z轴由ti时刻 转动到ti + l时刻时转过的角度为θ? + ι,θ? + ι= C〇zi(ti + l-ti),卫星绕本体巧由由ti时刻转动到 ti+1时刻时转过的角度为丫 i+1，丫 i+i= Wy(tw-ti)，得到卫星本体Z轴矢量变化为：
[0090]
[0091] 卫星绕本体Z轴转过Θ1+1 = ω Z1 ()角度，此旋转对卫星本体Zi轴矢量没有影 响，因此上式可简化为
[0092]
[009引由此得到卫星在ti+1时亥Ij，卫星本体巧由矢量Zi+1和卫星相对月球速度Vr(i+1)的夹角 为
[0094]
[00巧]卫星在ti+1时刻，卫星本体X轴的矢量：
[0096]
[0097] 由矢量Xi和矢量Xi+i的变化率，得到卫星本体巧由矢量在ti时刻的角速度：
[009引
[0099] 其中，Vri为ti时刻卫星相对月球的速度，Vr(W)为ti+l时刻卫星相对月球的速度。Vsi 为ti时刻卫星在J2000坐标系下的速度，Vmi为ti时刻月球在J2000坐标系下的速度，αι为Vri 与卫星本体Zi轴的夹角，aw为Vr(i+i)与卫星本体Zi+i轴的夹角，ω y为卫星本体巧由转动角速 度ω y。
[0100] (5)对月成像姿态路径规划
[0101] 由步骤(3)得到的卫星初始Ξ轴姿态角四元数q=[qi Q2 Q3 qo]T，结合步骤(4)得 到的Ξ轴姿态角速度ωχ、ωγ和ωζι，得到卫星的姿态四元素运动方程如下：
[0102]
[0103 ] 根据该运动方程得到定标时段内卫星姿态四元素；
[0104] (6)将步骤(5)得到的卫星姿态四元素，通过地面指令上注姿态路径规划数据块给 卫星的控制系统，实现卫星在轨姿态调整。
[010引实施例
[0106] 如图1所示，一种遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法，步骤如下：
[0107] (1)在仿真工具中建立月球、卫星和星上传感器的模型，设置卫星姿态和星上传感 器参数;将遥感器级数方向与卫星本体X轴重合;所述星上传感器采用TDICCD;其中，TDICCD 为线阵时间延迟积分CCD，所述的仿真工具为卫星工具包STK。
[0108] 本步骤中使用了 STK作为仿真工具。首先，新建月球;其次，新建卫星，输入轨道参 数，包括历元时间、半长轴、偏屯、率、轨道倾角、近地点俯角、升交点精度、平近点角。选择地 球的HP0P扰动模型作为卫星轨道的推演模型，并选择EOPvl.l作为地球模型的指向参数。再 来，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，将遥感器级 数方向与卫星本体X轴重合。
[0109] (1)通过STK仿真，确定了2018年1月1日至1月2日对月定标的可见时间窗口。结合 对月定标的条件，选取2018-1-118:30:00到2018-1-118:30:30为定标时间段。
[0110] 表1可见时刻表
[0111]
[0112] (2)卫星在J2000坐标系下的速度矢量Vs和月球在J2000坐标系下的速度矢量Vm;
[0113] 表2卫星J2000坐标系下的速度
[0114]
Ι???Τ?~(3)根据步骤(1)中建立的Ξ个模型确定卫星对月绝对定标的初始姿态角;
[0118] ①确定卫星本体Ζ轴在J2000坐标系下的初始矢量Zi，即卫星本体Ζ轴对月定向；在 18:30:00时刻，，将月球设置为约束目标，设置卫星本体Z轴指向月球，运行仿真场景，由卫 星预报生成18:30:00时刻卫星本体Z轴矢量Zi;
[0119]
[0120] ②确定卫星本体X轴在J2000坐标系下的初始矢量Xi;
[0121] 在ti时刻，即18 :30:00时刻，卫星本体Z轴对月定向的情况下，卫星相对月球的速 度矢量Vri与卫星本体Z轴矢量Zi的夹角αι为；
[01 2引在tl时刻，卫星相对月球的速度矢量Vrl，运个矢量Vr姐垂直于卫星本体巧由方向的 速度矢量分量VrlU)为:将速度矢量Vrl绕卫星本体Υ轴转过
，即得到速度矢量分量 Vrl(x)：
[0126]
[0127]由于TDICCD级数方向与卫星在ti时刻相对月球的初始速度矢量分量方向Vru) - 致，且TDICCD级数方向与卫星本体X轴重合，
[012引因此
[0129] ③根据Zi和Xi双矢量定姿确定卫星初始姿态角
[0130] 卫星在J2000坐标下的Ξ轴矢量确定过程，由卫星本体Z轴矢量Zi和卫星本体X轴 矢量方向Xi叉乘得到，即Y1 = Zi X Xi;
[0131] Υ1=ΖιΧΧι=[7.2331 0.8603 0.1382]τ
[0132] 其中，Yi为卫星本体Υ轴方向矢量，卫星在J2000坐标系下的Ξ轴矢量求出后，同时 求出Ξ轴矢量在星体本体坐标下的单位矢量，根据双矢量定姿得到卫星的初始Ξ轴姿态角 四元数q=[qi Q2 Q3 qo]T= [-0.5170 -0.1250 -0.0905 0.5084]τ;
[0133] (4)确定卫星对月成像姿态角速度
[0134] ①卫星本体X轴转动角速度ωχ
[0135] 为了保证月球在遥感器视场中屯、，对月成像过程中，卫星绕本体X轴转动角速度 "x=0°/s。
[0136] ②卫星本体Y轴转动角速度cOy
[013 7] 结合星敏动态性能，设置卫星姿态绕自身本体Y轴W ω y = 0.06° /s旋转控制形成 W月球为视场中屯、的观测速高比；
[013引③卫星本体巧由转动角速度ωζ，其中，Wzi为ti时刻卫星本体Z轴转动角速度；
[0139] t2时刻，即18:30:01时刻，卫星在J2000坐标系下的速度矢量
和月球 在J2000坐标系下的速度矢量
[0140] t2时刻，即18:30:01时刻，卫星本体Z轴矢量Z2和卫星相对月球速度Vr2
[0141]
[0142] 取时间步长为1S，（ t2-ti) = 1S，t2时刻，卫星本体巧由矢量Z2
[0143]
[0144] t2时刻，即18:30:01时刻，卫星本体Z轴矢量Z2和卫星相对月球速度Vr2的夹角为
[0145]
[0146] 卫星在t2时刻，即18:30:01时刻，卫星本体X轴的矢量：
[0147]
[0148] 由矢量&和矢量拉的变化率，得到卫星本体Z轴矢量在t2时刻的角速度：
[0149]
[0150] (5)对月成像姿态路径规划
[0151] 由步骤(3)得到的卫星初始Ξ轴姿态角四元数q=[qi Q2 Q3 qo]T，结合步骤(4)得 到的Ξ轴姿态角速度 ωχ? = 〇、ωγ? = 〇.06°/s = 0.0010和 ωζ? = 0.0014 = 0.0802°/s，得到卫 星在t2时刻的姿态四元素：
[0152]
[0153] 同理得到各个标定时段内的姿态四元数，并将所有得到的卫星四元数通过地面指 令上注给卫星的控制系统，实现卫星在轨姿态调整。
【主权项】
1. 一种遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法，其特征在于步骤如下： (1) 建立月球的模型、卫星的模型和星上传感器的模型，并使遥感器级数方向与卫星本 体X轴重合，星上遥感器视轴与卫星本体Z轴重合;所述星上传感器采用线阵时间延迟积分 CCD传感器； (2) 当月球为满月、月球影像为圆盘时，且卫星能够观测到月球时为卫星对月成像的可 见时间窗口，在可见时间窗口内选定U1-U)作为定标时段，在定标时段内获取星上轨道预 报数据，以及卫星在J2000坐标系下的速度矢量Vs和月球在J2000坐标系下的速度矢量Vm，t 时刻时，卫星在J2000坐标系下的速度矢量为V sl，t时刻时，月球在J2000坐标系下的速度矢 量为Vmi;其中，ti为定标的开始时间，tn为定标的结束时间;η为定标时段内的采样点数;i = 1、2、3........n_l、n; (3) 根据步骤（1)中建立的三个模型确定卫星对月绝对定标的初始姿态角q，q的确定方 法如下： ① 确定卫星本体Z轴在J2000坐标系下的初始矢量Z1，即卫星本体Z轴对月定向； 在^时刻，将月球设置为约束目标，设置卫星本体Z轴指向月球，运行仿真场景，由卫星 预报生成ti时刻卫星本体Z轴矢量Zi; ② 确定卫星本体X轴在J2000坐标系下的初始矢量X1; 在七时刻，卫星本体Z轴对月定向的情况下，卫星相对月球的速度矢量Vrl与卫星本体Z 轴矢量Z1的夹角(^为：所述的Vrdl据步骤(2)获取卫星在t时刻J2000坐标系下的初始速度Vsl和月球在J2000 坐标系下的初始速度Vml，计算得到卫星在t时刻相对月球的初始速度:Vrl = Vsl-Vml; 在七时刻，卫星本体Z轴对月定向的情况下，卫星相对月球的速度矢量Vrl在卫星本体Z 轴方向的速度矢量分量为Vrl(Z)，卫星相对月球的速度矢量Vrl在垂直于卫星本体Z轴方向的 速度矢量分量为VrlW，将速度矢量Vrl绕卫星本体Y轴转过即得到速度矢量分量 Vrl(x):由于CCD传感器级数方向与卫星在tl时刻相对月球的初始速度矢量分量方向VrW-致， 且(XD传感器级数方向与卫星本体X轴重合，因此Xl = Vrl(X); ③ 根据ZdPX1双矢量定姿确定卫星初始姿态角q: 卫星在J2000坐标下的三轴矢量确定过程，由卫星本体Z轴矢量Zi和卫星本体X轴矢量方 向Xi叉乘得到，即Yl = Z1XX1，其中，Y1为卫星本体Y轴方向矢量，卫星在J2000坐标系下的三 轴矢量求出后，同时求出三轴矢量在星体本体坐标下的单位矢量，根据双矢量定姿得到卫 星的初始三轴姿态角四元数q=[qi q2 q3 qo]T; (4)确定卫星对月成像姿态角速度，分别为卫星本体X轴转动角速度ωχ、卫星本体Y轴转 动角速度^和卫星本体Z轴转动角速度cozi，其中，cox = 〇°/s，coy = 〇.〇6-〇.6°/s，Qzi确定 方法如下： 卫星本体X轴矢量Xi的矢量变化率决定了卫星本体Z轴的转动角速度cozi，在ti时刻，卫 星相对月球的速度矢量Vri在垂直于矢量Zi方向的速度矢量分量为Vriw，将速度矢量V ri绕 卫星本体Y轴转id1即得到速度矢量分量Vri(X);其中，为卫星相对月球运动的速度矢量，Xi为ti时刻卫星本体X轴的矢量;Zi 为ti时刻卫星本体z轴的矢量； Cti为ti时刻卫星相对月球运动速度矢量Vri与卫星本体Z轴矢量Zi的夹角，Cti为变化量， 其求解过程如下： 卫星采用3-1-2的姿态角转序，卫星绕本体Z轴由ti时刻转动到ti+1时刻时转过的角度为 0i+1，0i+1= c〇zi(ti+1-ti)，卫星绕本体Y轴由ti时刻转动到ti+1时刻时转过的角度为y i+1， γ i+1 = ω y(ti+i-ti)，得至Ij卫星本体Z轴矢量变化为：卫星绕本体Z轴转过0i+1 = ω zi(ti+i-ti)角度，此旋转对Zi矢量没有影响，得到：由此得到卫星在ti+1时刻，卫星本体Z轴矢量Zi+1和卫星相对月球速度Vr(i+1)的夹角为：卫星在ti+i时刻，卫星本体X轴的矢量：由矢量Xi和矢量Xi+ι的变化率，得到卫星本体Z轴矢量在ti时刻的角速度：其中，Vri为ti时刻卫星相对月球的速度，Vr(i+1)为ti+1时刻卫星相对月球的速度;VsAti 时刻卫星在J2000坐标系下的速度，Vmi为ti时刻月球在J2000坐标系下的速度，CtAvrl与卫 星本体Z 1轴的夹角，ai+1Svr(i+1)与卫星本体Z i+1轴的夹角； (5) 定标时段内卫星姿态四元素的确定方法： 由步骤(3)得到的卫星初始三轴姿态角四元数q=[qi q2 q3 qo]T，结合步骤(4)得到的 三轴姿态角速度ω χ、ω JP ω zi，得到卫星的姿态四元素运动方程如下：根据该运动方程得到定标时段内卫星姿态四元素； (6) 将步骤(5)得到的卫星姿态四元素，通过地面指令上注给卫星的控制系统，实现卫 星在轨姿态调整。
【专利摘要】本发明涉及一种遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法，属于对月成像技术领域。本发明通过卫星绕本体姿态Z轴旋转控制解决了遥感卫星对月绝对定标的横向像移问题，在高精度的采样数据的基础上，通过算法建模递推得到卫星姿态控制角速度，由此积分得到卫星偏航轴姿态角控制规律；实现卫星姿态机动中成像，在姿态调整方法设计时，调整卫星姿态绕自身本体Y轴旋转控制形成以月球为视场中心的观测速高比的方式，获取采用周期内的精确姿态角数据，解决了对月绝对定标的纵向像移问题；在绝对定标周期内，通过控制仿真工具集的仿真时间步长n，可获取多组采样点数，作为数学模型的输入，提高建模和仿真精度。
【IPC分类】G01C21/24
【公开号】CN105486315
【申请号】CN201510844315
【发明人】黄群东, 于灵慧, 谭田, 高涵
【申请人】航天东方红卫星有限公司
【公开日】2016年4月13日
【申请日】2015年11月26日
【技术领域】
[0001] 本发明设及一种遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法，属于对月成像技术领域。
【背景技术】
[0002] 我国遥感卫星的在轨定标目前仍W地球表面真实景物目标为主，手段较为单一， 很少利用空间星体运类重要的辅助工具，运对于提高我国遥感卫星成像质量是一个很重要 的手段缺失。在天体定标中，对日定标有比较广泛的应用。但由于太阳光太强，一般超过遥 感器动态范围甚至耐受能力，遥感器不能直接对日，需要采用漫射板反射太阳光线，而漫散 板长期暴露在宇宙空间福射中，随着寿命在退化，且易受污染，对长寿命遥感卫星不是一个 最佳选择的方案。天体定标方法中，对月定标成为国际上研究和使用的热口。
[0003] 月球是除太阳外我们所能观察到的最大的光源，依靠反射太阳而发光，其光谱特 性与太阳光谱的自身吸收、反射有关，稳定性好，且光强一般在遥感器动态范围内，可将遥 感器直接对月成像。采取对月成像的方式，可W进行绝对定标方式，可W对卫星大部分遥感 仪器定标，在获取标准月球福照度模型的情况下，利用月球进行绝对福射定标需要精确的 计算出观测角度和天体距离等的影响，并获取准确的月球光谱分布，可实现高定标精度，适 合长寿命遥感卫星。
[0004] 对月绝对定标需要标准的月球福照度模型，由于月球表面具有稳定的福射特性， 月球福照度模型一旦建立，就可W应用于任何时间的月球观测对比，对于不同时间、不同探 测器的观察结果可W使用同一观测模型，运样就可W将所有对月观测目标的定标情况加 W 联系，得到较准确的定标结果。
[0005] 采取对月绝对定标的方式，不受大气影响，利用两极成像，不影响陆地成像，可大 大增加定标次数，提高定标效率。将月球作为稳定福射源，定标时机的选择与相机本身参数 和月相有关，定标时间选择范围增加，大大提局了定标频率和定标精度，拓宽了定标时机的 选择面。另外，月球可W看作是相对稳定的福射源，能够保证卫星寿命周期内福射特性的稳 定性，适合作为在轨定标的天体。
[0006] 目前国内遥感卫星对月成像方式为:通过控制卫星的初始姿态角实现对月球惯性 定向后，利用卫星绕地球轨道的运动实现对月绝对定标成像，在绝对定标的过程中，卫星整 星姿态不采取修正措施。此类成像方式没有考虑遥感器的成像原理，获取的月球图像模糊 不清，甚至无法辨识。
【发明内容】
[0007] 本发明所要解决的技术问题是:克服现有技术的不足，提供一种遥感卫星对月绝 对定标姿态调整方法。
[000引本发明的技术解决方案是：
[0009] -种遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法，步骤如下：
[0010] (1)建立月球的模型、卫星的模型和星上传感器的模型，并使遥感器级数方向与卫 星本体X轴重合，星上遥感器视轴与卫星本体z轴重合;所述星上传感器采用线阵时间延迟 积分CCD传感器；
[0011] (2)当月球为满月、月球影像为圆盘时，且卫星能够观测到月球时为卫星对月成像 的可见时间窗口，在可见时间窗口内选定(ti-tn)作为定标时段，在定标时段内获取星上轨 道预报数据，W及卫星在J2000坐标系下的速度矢量Vs和月球在J2000坐标系下的速度矢量 Vm，ti时刻时，卫星在J2000坐标系下的速度矢量为Vsi，ti时刻时，月球在J2000坐标系下的速 度矢量为Vml;其中，tl为定标的开始时间，tn为定标的结束时间；η为定标时段内的采样点 数;i = l、2、3........n-l、n;
[0012] (3)根据步骤（1)中建立的Ξ个模型确定卫星对月绝对定标的初始姿态角q，q的确 定方法如下：
[0013] ①确定卫星本体巧由在J2000坐标系下的初始矢量Zi，即卫星本体Z轴对月定向；
[0014] 在tl时刻，将月球设置为约束目标，设置卫星本体Z轴指向月球，运行仿真场景，由 卫星预报生成tl时刻卫星本体巧自矢量幻；
[0015] ②确定卫星本体X轴在J2000坐标系下的初始矢量Xi;
[0016] 在tl时刻，卫星本体Z轴对月定向的情况下，卫星相对月球的速度矢量Vrl与卫星本 体Z轴矢量Zi的夹角αι为；
[0017]
[001引所述的Vri根据步骤(2)获取卫星在tl时刻J2000坐标系下的初始速度Vsi和月球在 J2000坐标系下的初始速度Vml，计算得到卫星在tl时刻相对月球的初始速度:Vrl = Vsl-Vml; [0019]在tl时刻，卫星本体巧由对月定向的情况下，卫星相对月球的速度矢量Vr迪卫星本 体Z轴方向的速度矢量分量为Vrl(z)，卫星相对月球的速度矢量Vrl在垂直于卫星本体Z轴方 向的速度矢量分量VrlU)。将速度矢量Vrl绕卫星本体Y轴转过
即得到速度矢量分 量Vrl(x):
[0020]
[0021] 由于CCD传感器级数方向与卫星在tl时刻相对月球的初始速度矢量分量方向Vru) 一致，且CCD传感器级数方向与卫星本体X轴重合，因此Xi = Vri (X);
[0022] ③根据Zi和Xi双矢量定姿确定卫星初始姿态角q:
[0023] 卫星在J2000坐标下的Ξ轴矢量确定过程，由卫星本体Z轴矢量Zi和卫星本体X轴 矢量方向Xi叉乘得到，即Υ1 = ΖιΧΧι，其中，Y功卫星本体巧由方向矢量，卫星在J2000坐标系 下的Ξ轴矢量求出后，同时求出Ξ轴矢量在星体本体坐标下的单位矢量，根据双矢量定姿 得到卫星的初始Ξ轴姿态角四元数q=[qi Q2 Q3 qo]T;
[0024] (4)确定卫星对月成像姿态角速度，分别为卫星本体X轴转动角速度ωχ、卫星本体 Υ轴转动角速度ω y和卫星本体巧由转动角速度ω zi，确定方法如下：
[0025] ①卫星本体X轴转动角速度ωχ的确定方法：
[0026] 为了保证月球在遥感器视场中屯、，对月成像过程中，卫星绕本体X轴转动角速度 "x=0°/s。
[0027] ②卫星本体Y轴转动角速度ωγ的确定方法为：
[0028] 遥感卫星对地成像、定标时，利用了卫星沿轨道法线方向的角速度形成对地成像、 定标所需的速高比。但是对月成像过程中，卫星受轨道运行的限制，无法形成W月球为中屯、 的观测角速度矢量。因此在姿态控制设计时，增加了对月成像定标模式;通过卫星姿态绕自 身本体Υ轴旋转控制形成W月球为视场中屯、的观测速高比，完成对月成像、定标。
[0029] 对月成像时遥感器本身物理参数无法改变，一个像元对应的瞬时视场角IF0V和积 分时间不变，按此式
计算得到对月成像所需的卫星本体Υ轴转动角速度ωγ。卫星 姿态需要通过绕自身本体Υ轴W ωy = 〇.06-0.6°/s旋转控制形成W月球为视场中屯、的观测 速高比；
[0030] ③卫星本体巧由转动角速度ω zi的确定方法：
[0031] ω zi为ti时刻卫星本体巧由转动角速度；
[0032] 卫星本体X轴矢量Xi的矢量变化率决定了卫星本体巧由的转动角速度ωζι，在ti时 亥IJ，卫星相对月球的速度矢量Vri在垂直于矢量Zi方向的速度矢量分量Vri(x)为:将速度矢量 Vri绕卫星本体Y轴转左
即得到速度矢量分量Vri(x);
[0033]
[0034] 其中，
为卫星相对月球运动的速度矢量，Xi为ti时刻卫星本体X轴的矢 量;Zi为ti时刻卫星本体Z轴的矢量；
[0035] Qi为ti时刻卫星相对月球运动速度矢量Vri与卫星本体Z轴矢量Zi的夹角，Qi为变化 量，其求解过程如下：
[0036] 在对月绝对定标过程中 ，卫星采用3-1-2的姿态角转序，卫星绕本体Z轴由ti时刻 转动到ti + l时刻时转过的角度为01 + 1，01 + 1=〇31(心1-*〇，卫星绕本体￥轴由*拥刻转动到 ti+1时刻时转过的角度为丫 i+1，丫 i+i= Wy(ti+广ti)，得到卫星本体Z轴矢量变化为：
[0037]
[0038] 卫星绕本体Z轴转过0w=wzi(tw-ti)角度，此旋转对Zi矢量没有影响，因此上式 可简化为
[0039]
[0040] 由此得到卫星在ti+l时刻，卫星本体巧由矢量Zi+l和卫星相对月球速度Vr(i+1)的夹角 为 /\
[0041]
[0042] 卫星在ti+i时刻，卫星本体X轴的矢量：
[0043]
[0044]由矢量Xi和矢量Xi+1的变化率，得到卫星本体巧由矢量在ti时刻的角速度： / .\
[0045]
[0046] 其中，Vri为ti时刻卫星相对月球的速度，Vr(W)为ti+l时刻卫星相对月球的速度。Vsi 为ti时刻卫星在J2000坐标系下的速度，Vmi为ti时刻月球在J2000坐标系下的速度，αι为Vri 与卫星本体Zi轴的夹角，Qi+i为Vr(i+1)与卫星本体Zi+1轴的夹角，ω y为卫星本体巧由转动角速 度ω y 〇
[0047] (5)定标时段内卫星姿态四元素的确定方法：
[004引由步骤(3)得到的卫星初始Ξ轴姿态角四元数q=[qi Q2 Q3 qo]T，结合步骤(4)得 到的Ξ轴姿态角速度ωχ、ωγ和ωζι，得到卫星的姿态四元素运动方程如下：
[0049]
[0050] 根据该运动方程得到定标时段内卫星姿态四元素；
[0051] (6)将步骤(5)得到的卫星姿态四元素，通过地面指令上注给卫星的控制系统，实 现卫星在轨姿态调整。
[0052] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0053] (1)本发明通过卫星绕本体姿态Z轴旋转控制解决了遥感卫星对月绝对定标的横 向像移问题，在高精度的采样数据的基础上，通过算法建模递推得到卫星姿态控制角速度 ω Z1，由此积分得到卫星偏航轴姿态角控制规律；
[0054] (2)实现卫星姿态机动中成像，在姿态调整方法设计时，调整卫星姿态绕自身本体 Υ轴旋转控制形成W月球为视场中屯、的观测速高比的方式，获取采用周期内的精确姿态角 数据，解决了对月绝对定标的纵向像移问题；
[0055] (3)在绝对定标周期内，通过控制仿真工具集的仿真时间步长η，可获取多组采样 点数，作为数学模型的输入，提高建模和仿真精度。
[0056] (4)本发明方法在姿态控制设计时，增加了对月成像定标模式，从两个方面考虑卫 星姿态的修正措施。一方面，通过调整卫星姿态绕自身本体Υ轴旋转控制形成W月球为视场 中屯、的观测速高比；另一方面，根据遥感器的成像原理，通过调整卫星姿态角绕本体Ζ轴旋 转控制消除月球影像在遥感器视场中的像移，获取清晰的月球图像。
【附图说明】
[0057] 图1为本发明方法的流程图；
[005引图2为对月绝对定标姿态确定示意图。
【具体实施方式】
[0059] 本发明方法是提高我国遥感卫星成像质量的重要手段。传统遥感卫星对地成像、 定标时，利用了卫星沿轨道法线方向的角速度形成对地成像、定标所需的速高比。但是对月 成像过程中，一方面，卫星受轨道运行的限制，无法形成W月球为中屯、的观测角速度矢量， 无法实现对月定标;另外一方面，卫星相对月球的速度矢量在不断发生变化，月球影像在遥 感器焦面会产生像移，导致获取的图像质量模糊。
[0060] 我国遥感卫星的在轨成像目前仍W地球表面真实景物目标为主，手段较为单一， 很少利用空间星体运类重要的辅助工具，运对于提高我国遥感卫星成像质量是一个很重要 的手段缺失。本发明提出的遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法，能够实现对月推扫成像， 方法中融合了高精度算法建模、仿真和场景演示验证，克服了现有遥感卫星成像模式的不 足，拓展了卫星的成像任务。月球可W看作是相对稳定的福射源，对月推扫成像不受大气影 响，利用两极成像，不影响陆地成像，可大大增加定标次数，提高定标效率，同时能够保证卫 星寿命周期内福射特性的稳定性。本发明方法是提高我国遥感卫星成像质量的重要手段。 [0061 ] -种遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法，步骤如下：
[0062] (1)在仿真工具中建立月球的模型、卫星的模型和星上传感器的模型，设置卫星姿 态和星上传感器参数使遥感器级数方向与卫星本体X轴重合，遥感器视轴与卫星本体Ζ轴重 合;所述星上传感器采用线阵时间延迟积分CCD传感器(TDICCD);
[0063] (2)当月球为满月、月球影像为圆盘时，且卫星能够观测到月球时为卫星对月成像 的可见时间窗口，在可见时间窗口内选定一段时间作为定标时段(tl-tn)，通过所述仿真工 具获取星上轨道预报数据，W及卫星在J2000坐标系下的速度矢量Vs和月球在J2000坐标系 下的速度矢量Vm;其中，ti为定标的开始时间，tn为定标的结束时间;η为定标时段内的采样 点数;i = (l、2、3........n-l、n);
[0064] (3)根据步骤(1)中建立的Ξ个模型确定卫星对月绝对定标的初始姿态角；
[0065] 根据步骤(2)获取卫星在ti时刻J2000坐标系下的初始速度Vsi和月球在J2000坐标 系下的初始速度Vml，计算得到卫星在tl时刻相对月球的初始速度:Vrl = Vsl-Vml (均为矢量）；
[0066] ①确定卫星本体巧由在J2000坐标系下的初始矢量Zi，即卫星本体Z轴对月定向；
[0067] 在ti时刻，将月球设置为约束目标，设置卫星本体巧由指向月球，运行仿真场景，由 卫星预报生成ti时刻卫星本体巧自矢量幻；
[006引②确定卫星本体X轴在J2000坐标系下的初始矢量Xi;
[0069] 在tl时刻，卫星本体Z轴对月定向的情况下，卫星相对月球的速度矢量Vrl在卫星本 体Z轴方向的速度矢量分量为Vrl(z)，卫星相对月球的速度矢量Vrl在垂直于卫星本体Z轴方 向的速度矢量分量Vrl (X)，如图2所示；
[0070] 根据卫星遥感器成像原理，需要保证TDICCD线阵方向与卫星在ti时刻相对月球的 初始速度矢量分量方向VrW垂直，即保证TDICCD级数方向与卫星在ti时刻相对月球的初始 速度矢量分量方向VrU)-致。因为TDICCD级数方向与卫星本体X轴重合，由此确定Vru)矢量 为卫星本体X轴在J2000坐标系下的矢量方向；其确定算法如下：
[0071] 在tl时刻，卫星本体Z轴对月定向的情况下，卫星相对月球的速度矢量Vrl与卫星本 体Z轴矢量Zi的夹角αι为；
[0072]
[0073] 在tl时刻，卫星相对月球的速度矢量Vrl，运个矢量Vr姐垂直于卫星本体巧由方向的 速度矢量分量VrlW为:将速度矢量Vrl绕卫星本体Y轴转过
即得到速度矢量分量 Vrl(x)：
[0074]
[0075] 由于TDICCD级数方向与卫星在ti时刻相对月球的初始速度矢量分量方向Vr(x) - 致，且TDICCD级数方向与卫星本体X轴重合，因此Xi = Vriu);
[0076] ③根据Zi和Xi双矢量定姿确定卫星初始姿态角
[0077] 卫星在J2000坐标下的Ξ轴矢量确定过程，由卫星本体Z轴矢量Zi和卫星本体X轴 矢量方向Xi叉乘得到，即Υ1 = ΖιΧΧι，其中，Y功卫星本体巧由方向矢量，卫星在J2000坐标系 下的Ξ轴矢量求 出后，同时求出Ξ轴矢量在星体本体坐标下的单位矢量，根据双矢量定姿 得到卫星的初始Ξ轴姿态角四元数q=[qi Q2 Q3 qo]T;
[0078] (4)确定卫星对月成像姿态角速度
[00巧]①卫星本体X轴转动角速度ω X
[0080]为了保证月球在遥感器视场中屯、，对月成像过程中，卫星绕本体X轴转动角速度 "x = 0°/s。
[0081 ]②卫星本体Y轴转动角速度Wy
[0082] 遥感卫星对地成像、定标时，利用了卫星沿轨道法线方向的角速度形成对地成像、 定标所需的速高比。但是对月成像过程中，卫星受轨道运行的限制，无法形成W月球为中屯、 的观测角速度矢量。因此在姿态控制设计时，增加了对月成像定标模式;通过卫星姿态绕自 身本体Y轴旋转控制形成W月球为视场中屯、的观测速高比，完成对月成像、定标。
[0083] 对月成像时遥感器本身物理参数无法改变，一个像元对应的瞬时视场角IF0V和积 分时间不变，按此?
计算得到对月成像所需的卫星本体Υ轴转动角速度ωγ。卫星 姿态需要通过绕自身本体Υ轴W ωy = 〇.06-0.6°/s旋转控制形成W月球为视场中屯、的观测 速高比；
[0084] ③卫星本体巧由转动角速度ωζ，其中，Wzi为ti时刻卫星本体Z轴转动角速度；
[0085] 卫星本体Xi轴矢量变化率决定了卫星本体Zi轴的转动角速度Wzi，在ti时刻，卫星 相对月球的速度矢量Vri，运个矢量在垂直于卫星本体Zi轴方向的速度矢量分量Vri(x)为:将 速度矢量Vri绕卫星本体Y轴转过
即得到速度矢量分量Vri(x);
[0087] 其中：
为卫星相对月球运动的速度矢量，Xi为ti时刻卫星本体X轴的矢 量;Zi为ti时刻卫星本体Z轴的矢量；
[0088] Qi为ti时刻卫星相对月球运动速度矢量Vri与卫星本体Zi轴矢量的夹角，Qi为变化 量，其求解过程如下：
[0089] 在对月绝对定标过程中，卫星采用3-1-2的姿态角转序，卫星绕本体Z轴由ti时刻 转动到ti + l时刻时转过的角度为θ? + ι,θ? + ι= C〇zi(ti + l-ti),卫星绕本体巧由由ti时刻转动到 ti+1时刻时转过的角度为丫 i+1，丫 i+i= Wy(tw-ti)，得到卫星本体Z轴矢量变化为：
[0090]
[0091] 卫星绕本体Z轴转过Θ1+1 = ω Z1 ()角度，此旋转对卫星本体Zi轴矢量没有影 响，因此上式可简化为
[0092]
[009引由此得到卫星在ti+1时亥Ij，卫星本体巧由矢量Zi+1和卫星相对月球速度Vr(i+1)的夹角 为
[0094]
[00巧]卫星在ti+1时刻，卫星本体X轴的矢量：
[0096]
[0097] 由矢量Xi和矢量Xi+i的变化率，得到卫星本体巧由矢量在ti时刻的角速度：
[009引
[0099] 其中，Vri为ti时刻卫星相对月球的速度，Vr(W)为ti+l时刻卫星相对月球的速度。Vsi 为ti时刻卫星在J2000坐标系下的速度，Vmi为ti时刻月球在J2000坐标系下的速度，αι为Vri 与卫星本体Zi轴的夹角，aw为Vr(i+i)与卫星本体Zi+i轴的夹角，ω y为卫星本体巧由转动角速 度ω y。
[0100] (5)对月成像姿态路径规划
[0101] 由步骤(3)得到的卫星初始Ξ轴姿态角四元数q=[qi Q2 Q3 qo]T，结合步骤(4)得 到的Ξ轴姿态角速度ωχ、ωγ和ωζι，得到卫星的姿态四元素运动方程如下：
[0102]
[0103 ] 根据该运动方程得到定标时段内卫星姿态四元素；
[0104] (6)将步骤(5)得到的卫星姿态四元素，通过地面指令上注姿态路径规划数据块给 卫星的控制系统，实现卫星在轨姿态调整。
[010引实施例
[0106] 如图1所示，一种遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法，步骤如下：
[0107] (1)在仿真工具中建立月球、卫星和星上传感器的模型，设置卫星姿态和星上传感 器参数;将遥感器级数方向与卫星本体X轴重合;所述星上传感器采用TDICCD;其中，TDICCD 为线阵时间延迟积分CCD，所述的仿真工具为卫星工具包STK。
[0108] 本步骤中使用了 STK作为仿真工具。首先，新建月球;其次，新建卫星，输入轨道参 数，包括历元时间、半长轴、偏屯、率、轨道倾角、近地点俯角、升交点精度、平近点角。选择地 球的HP0P扰动模型作为卫星轨道的推演模型，并选择EOPvl.l作为地球模型的指向参数。再 来，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，将遥感器级 数方向与卫星本体X轴重合。
[0109] (1)通过STK仿真，确定了2018年1月1日至1月2日对月定标的可见时间窗口。结合 对月定标的条件，选取2018-1-118:30:00到2018-1-118:30:30为定标时间段。
[0110] 表1可见时刻表
[0111]
[0112] (2)卫星在J2000坐标系下的速度矢量Vs和月球在J2000坐标系下的速度矢量Vm;
[0113] 表2卫星J2000坐标系下的速度
[0114]
Ι???Τ?~(3)根据步骤(1)中建立的Ξ个模型确定卫星对月绝对定标的初始姿态角;
[0118] ①确定卫星本体Ζ轴在J2000坐标系下的初始矢量Zi，即卫星本体Ζ轴对月定向；在 18:30:00时刻，，将月球设置为约束目标，设置卫星本体Z轴指向月球，运行仿真场景，由卫 星预报生成18:30:00时刻卫星本体Z轴矢量Zi;
[0119]
[0120] ②确定卫星本体X轴在J2000坐标系下的初始矢量Xi;
[0121] 在ti时刻，即18 :30:00时刻，卫星本体Z轴对月定向的情况下，卫星相对月球的速 度矢量Vri与卫星本体Z轴矢量Zi的夹角αι为；
[01 2引在tl时刻，卫星相对月球的速度矢量Vrl，运个矢量Vr姐垂直于卫星本体巧由方向的 速度矢量分量VrlU)为:将速度矢量Vrl绕卫星本体Υ轴转过
，即得到速度矢量分量 Vrl(x)：
[0126]
[0127]由于TDICCD级数方向与卫星在ti时刻相对月球的初始速度矢量分量方向Vru) - 致，且TDICCD级数方向与卫星本体X轴重合，
[012引因此
[0129] ③根据Zi和Xi双矢量定姿确定卫星初始姿态角
[0130] 卫星在J2000坐标下的Ξ轴矢量确定过程，由卫星本体Z轴矢量Zi和卫星本体X轴 矢量方向Xi叉乘得到，即Y1 = Zi X Xi;
[0131] Υ1=ΖιΧΧι=[7.2331 0.8603 0.1382]τ
[0132] 其中，Yi为卫星本体Υ轴方向矢量，卫星在J2000坐标系下的Ξ轴矢量求出后，同时 求出Ξ轴矢量在星体本体坐标下的单位矢量，根据双矢量定姿得到卫星的初始Ξ轴姿态角 四元数q=[qi Q2 Q3 qo]T= [-0.5170 -0.1250 -0.0905 0.5084]τ;
[0133] (4)确定卫星对月成像姿态角速度
[0134] ①卫星本体X轴转动角速度ωχ
[0135] 为了保证月球在遥感器视场中屯、，对月成像过程中，卫星绕本体X轴转动角速度 "x=0°/s。
[0136] ②卫星本体Y轴转动角速度cOy
[013 7] 结合星敏动态性能，设置卫星姿态绕自身本体Y轴W ω y = 0.06° /s旋转控制形成 W月球为视场中屯、的观测速高比；
[013引③卫星本体巧由转动角速度ωζ，其中，Wzi为ti时刻卫星本体Z轴转动角速度；
[0139] t2时刻，即18:30:01时刻，卫星在J2000坐标系下的速度矢量
和月球 在J2000坐标系下的速度矢量
[0140] t2时刻，即18:30:01时刻，卫星本体Z轴矢量Z2和卫星相对月球速度Vr2
[0141]
[0142] 取时间步长为1S，（ t2-ti) = 1S，t2时刻，卫星本体巧由矢量Z2
[0143]
[0144] t2时刻，即18:30:01时刻，卫星本体Z轴矢量Z2和卫星相对月球速度Vr2的夹角为
[0145]
[0146] 卫星在t2时刻，即18:30:01时刻，卫星本体X轴的矢量：
[0147]
[0148] 由矢量&和矢量拉的变化率，得到卫星本体Z轴矢量在t2时刻的角速度：
[0149]
[0150] (5)对月成像姿态路径规划
[0151] 由步骤(3)得到的卫星初始Ξ轴姿态角四元数q=[qi Q2 Q3 qo]T，结合步骤(4)得 到的Ξ轴姿态角速度 ωχ? = 〇、ωγ? = 〇.06°/s = 0.0010和 ωζ? = 0.0014 = 0.0802°/s，得到卫 星在t2时刻的姿态四元素：
[0152]
[0153] 同理得到各个标定时段内的姿态四元数，并将所有得到的卫星四元数通过地面指 令上注给卫星的控制系统，实现卫星在轨姿态调整。
【主权项】
1. 一种遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法，其特征在于步骤如下： (1) 建立月球的模型、卫星的模型和星上传感器的模型，并使遥感器级数方向与卫星本 体X轴重合，星上遥感器视轴与卫星本体Z轴重合;所述星上传感器采用线阵时间延迟积分 CCD传感器； (2) 当月球为满月、月球影像为圆盘时，且卫星能够观测到月球时为卫星对月成像的可 见时间窗口，在可见时间窗口内选定U1-U)作为定标时段，在定标时段内获取星上轨道预 报数据，以及卫星在J2000坐标系下的速度矢量Vs和月球在J2000坐标系下的速度矢量Vm，t 时刻时，卫星在J2000坐标系下的速度矢量为V sl，t时刻时，月球在J2000坐标系下的速度矢 量为Vmi;其中，ti为定标的开始时间，tn为定标的结束时间;η为定标时段内的采样点数;i = 1、2、3........n_l、n; (3) 根据步骤（1)中建立的三个模型确定卫星对月绝对定标的初始姿态角q，q的确定方 法如下： ① 确定卫星本体Z轴在J2000坐标系下的初始矢量Z1，即卫星本体Z轴对月定向； 在^时刻，将月球设置为约束目标，设置卫星本体Z轴指向月球，运行仿真场景，由卫星 预报生成ti时刻卫星本体Z轴矢量Zi; ② 确定卫星本体X轴在J2000坐标系下的初始矢量X1; 在七时刻，卫星本体Z轴对月定向的情况下，卫星相对月球的速度矢量Vrl与卫星本体Z 轴矢量Z1的夹角(^为：所述的Vrdl据步骤(2)获取卫星在t时刻J2000坐标系下的初始速度Vsl和月球在J2000 坐标系下的初始速度Vml，计算得到卫星在t时刻相对月球的初始速度:Vrl = Vsl-Vml; 在七时刻，卫星本体Z轴对月定向的情况下，卫星相对月球的速度矢量Vrl在卫星本体Z 轴方向的速度矢量分量为Vrl(Z)，卫星相对月球的速度矢量Vrl在垂直于卫星本体Z轴方向的 速度矢量分量为VrlW，将速度矢量Vrl绕卫星本体Y轴转过即得到速度矢量分量 Vrl(x):由于CCD传感器级数方向与卫星在tl时刻相对月球的初始速度矢量分量方向VrW-致， 且(XD传感器级数方向与卫星本体X轴重合，因此Xl = Vrl(X); ③ 根据ZdPX1双矢量定姿确定卫星初始姿态角q: 卫星在J2000坐标下的三轴矢量确定过程，由卫星本体Z轴矢量Zi和卫星本体X轴矢量方 向Xi叉乘得到，即Yl = Z1XX1，其中，Y1为卫星本体Y轴方向矢量，卫星在J2000坐标系下的三 轴矢量求出后，同时求出三轴矢量在星体本体坐标下的单位矢量，根据双矢量定姿得到卫 星的初始三轴姿态角四元数q=[qi q2 q3 qo]T; (4)确定卫星对月成像姿态角速度，分别为卫星本体X轴转动角速度ωχ、卫星本体Y轴转 动角速度^和卫星本体Z轴转动角速度cozi，其中，cox = 〇°/s，coy = 〇.〇6-〇.6°/s，Qzi确定 方法如下： 卫星本体X轴矢量Xi的矢量变化率决定了卫星本体Z轴的转动角速度cozi，在ti时刻，卫 星相对月球的速度矢量Vri在垂直于矢量Zi方向的速度矢量分量为Vriw，将速度矢量V ri绕 卫星本体Y轴转id1即得到速度矢量分量Vri(X);其中，为卫星相对月球运动的速度矢量，Xi为ti时刻卫星本体X轴的矢量;Zi 为ti时刻卫星本体z轴的矢量； Cti为ti时刻卫星相对月球运动速度矢量Vri与卫星本体Z轴矢量Zi的夹角，Cti为变化量， 其求解过程如下： 卫星采用3-1-2的姿态角转序，卫星绕本体Z轴由ti时刻转动到ti+1时刻时转过的角度为 0i+1，0i+1= c〇zi(ti+1-ti)，卫星绕本体Y轴由ti时刻转动到ti+1时刻时转过的角度为y i+1， γ i+1 = ω y(ti+i-ti)，得至Ij卫星本体Z轴矢量变化为：卫星绕本体Z轴转过0i+1 = ω zi(ti+i-ti)角度，此旋转对Zi矢量没有影响，得到：由此得到卫星在ti+1时刻，卫星本体Z轴矢量Zi+1和卫星相对月球速度Vr(i+1)的夹角为：卫星在ti+i时刻，卫星本体X轴的矢量：由矢量Xi和矢量Xi+ι的变化率，得到卫星本体Z轴矢量在ti时刻的角速度：其中，Vri为ti时刻卫星相对月球的速度，Vr(i+1)为ti+1时刻卫星相对月球的速度;VsAti 时刻卫星在J2000坐标系下的速度，Vmi为ti时刻月球在J2000坐标系下的速度，CtAvrl与卫 星本体Z 1轴的夹角，ai+1Svr(i+1)与卫星本体Z i+1轴的夹角； (5) 定标时段内卫星姿态四元素的确定方法： 由步骤(3)得到的卫星初始三轴姿态角四元数q=[qi q2 q3 qo]T，结合步骤(4)得到的 三轴姿态角速度ω χ、ω JP ω zi，得到卫星的姿态四元素运动方程如下：根据该运动方程得到定标时段内卫星姿态四元素； (6) 将步骤(5)得到的卫星姿态四元素，通过地面指令上注给卫星的控制系统，实现卫 星在轨姿态调整。
【专利摘要】本发明涉及一种遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法，属于对月成像技术领域。本发明通过卫星绕本体姿态Z轴旋转控制解决了遥感卫星对月绝对定标的横向像移问题，在高精度的采样数据的基础上，通过算法建模递推得到卫星姿态控制角速度，由此积分得到卫星偏航轴姿态角控制规律；实现卫星姿态机动中成像，在姿态调整方法设计时，调整卫星姿态绕自身本体Y轴旋转控制形成以月球为视场中心的观测速高比的方式，获取采用周期内的精确姿态角数据，解决了对月绝对定标的纵向像移问题；在绝对定标周期内，通过控制仿真工具集的仿真时间步长n，可获取多组采样点数，作为数学模型的输入，提高建模和仿真精度。
【IPC分类】G01C21/24
【公开号】CN105486315
【申请号】CN201510844315
【发明人】黄群东, 于灵慧, 谭田, 高涵
【申请人】航天东方红卫星有限公司
【公开日】2016年4月13日
【申请日】2015年11月26日
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