遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法

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。

主权项

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(t₁‑t_n)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V_s和月球在J2000坐标系下的速度矢量V_m，t₁时刻时，卫星在J2000坐标系下的速度矢量为V_s1，t₁时刻时，月球在J2000坐标系下的速度矢量为V_m1；其中，t₁为定标的开始时间，t_n为定标的结束时间；n为定标时段内的采样点数；i＝1、2、3........n‑1、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t₁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t₁时刻卫星本体Z轴矢量Z₁；②确定卫星本体X轴在J2000坐标系下的初始矢量X₁；在t₁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V_r1与卫星本体Z轴矢量Z₁的夹角α₁为：${\alpha }_1=arccos\left(\frac{V_{r1}·Z_1}{\left|V_{r1}\right|\left|Z_1\right|}\right)$所述的V_r1根据步骤(2)获取卫星在t₁时刻J2000坐标系下的初始速度V_s1和月球在J2000坐标系下的初始速度V_m1，计算得到卫星在t₁时刻相对月球的初始速度：V_r1＝V_s1‑V_m1；在t₁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V_r1在卫星本体Z轴方向的速度矢量分量为V_r1(z)，卫星相对月球的速度矢量V_r1在垂直于卫星本体Z轴方向的速度矢量分量为V_r1(x)，将速度矢量V_r1绕卫星本体Y轴转过即得到速度矢量分量V_r1(x)：$V_{r1\left(x\right)}=\left[\begin{array}{ccc}cos(\frac{\pi }{2}-{\alpha }_1)& 0& -sin(\frac{\pi }{2}-{\alpha }_1)\\ 0& 1& 0\\ sin(\frac{\pi }{2}-{\alpha }_1)& 0& \cos (\frac{\pi }{2}-{\alpha }_1)\end{array}\right]·V_{r1}$由于CCD传感器级数方向与卫星在t₁时刻相对月球的初始速度矢量分量方向V_r(x)一致，且CCD传感器级数方向与卫星本体X轴重合，因此X₁＝V_r1(x)；③根据Z₁和X₁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Z₁和卫星本体X轴矢量方向X₁叉乘得到，即Y1＝Z₁×X₁，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＝[q₁ q₂ q₃ q₀]^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ω_x、卫星本体Y轴转动角速度ω_y和卫星本体Z轴转动角速度ω_zi，其中，ω_x＝0°/s，ω_y＝0.06‑0.6°/s，ω_zi确定方法如下：卫星本体X轴矢量X_i的矢量变化率决定了卫星本体Z轴的转动角速度ω_zi，在t_i时刻，卫星相对月球的速度矢量V_ri在垂直于矢量Z_i方向的速度矢量分量为V_ri(x)，将速度矢量V_ri绕卫星本体Y轴转过即得到速度矢量分量V_ri(x)；$X_i=V_{ri\left(x\right)}=\left[\begin{array}{ccc}cos(\frac{\pi }{2}-{\alpha }_i)& 0& -sin(\frac{\pi }{2}-{\alpha }_i)\\ 0& 1& 0\\ sin(\frac{\pi }{2}-{\alpha }_i)& 0& \cos (\frac{\pi }{2}-{\alpha }_i)\end{array}\right]·V_{ri}$其中，$V_{ri}=\left[\begin{array}{c}{V}_{rix}\\ V_{riy}\\ V_{riz}\end{array}\right]$为卫星相对月球运动的速度矢量，X_i为t_i时刻卫星本体X轴的矢量；Z_i为t_i时刻卫星本体z轴的矢量；α_i为t_i时刻卫星相对月球运动速度矢量V_ri与卫星本体Z轴矢量Z_i的夹角，α_i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t_i时刻转动到t_i+1时刻时转过的角度为θ_i+1，θ_i+1＝ω_zi(t_i+1‑t_i)，卫星绕本体Y轴由t_i时刻转动到t_i+1时刻时转过的角度为γ_i+1，γ_i+1＝ω_y(t_i+1‑t_i)，得到卫星本体Z轴矢量变化为：$Z_{i+1}=\left[\begin{array}{ccc}\cos \left({\omega }_y\right(t_{i+1}-t_i\left)\right)& 0& -\sin \left({\omega }_y\right(t_{i+1}-t_i\left)\right)\\ 0& 1& 0\\ \sin \left({\omega }_y\right(t_{i+1}-t_i\left)\right)& 0& \cos \left({\omega }_y\right(t_{i+1}-t_i\left)\right)\end{array}\right]\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{cos\theta }}_{i+1}& {\mathrm{sin\theta }}_{i+1}& 0\\ -{\mathrm{sin\theta }}_{i+1}& {\mathrm{cos\theta }}_{i+1}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]Z_i$卫星绕本体Z轴转过θ_i+1＝ω_zi(t_i+1‑t_i)角度，此旋转对Z_i矢量没有影响，得到：$Z_{i+1}=\left[\begin{array}{ccc}\cos \left({\omega }_y\right(t_{i+1}-t_i\left)\right)& 0& -\sin \left({\omega }_y\right(t_{i+1}-t_i\left)\right)\\ 0& 1& 0\\ \sin \left({\omega }_y\right(t_{i+1}-t_i\left)\right)& 0& \cos \left({\omega }_y\right(t_{i+1}-t_i\left)\right)\end{array}\right]Z_i$由此得到卫星在t_i+1时刻，卫星本体Z轴矢量Z_i+1和卫星相对月球速度V_r(i+1)的夹角为：${\alpha }_{i+1}=arccos\left(\frac{\left(V_{r(i+1)}\right)·Z_{i+1}}{\left|\left(V_{r(i+1)}\right)\right|\left|Z_{i+1}\right|}\right)$卫星在t_i+1时刻，卫星本体X轴的矢量：$X_{i+1}=\left[\begin{array}{ccc}cos(\frac{\pi }{2}-{\alpha }_{i+1})& 0& -sin(\frac{\pi }{2}-{\alpha }_{i+1})\\ 0& 1& 0\\ sin(\frac{\pi }{2}-{\alpha }_{i+1})& 0& \cos (\frac{\pi }{2}-{\alpha }_{i+1})\end{array}\right]·V_{r(i+1)}$由矢量X_i和矢量X_i+1的变化率，得到卫星本体Z轴矢量在t_i时刻的角速度：${\omega }_{zi}=\frac{\arccos \left(\frac{\left(X_i\right)·\left(X_{i+1}\right)}{\left|\left(X_i\right)\right|\left|\left(X_{i+1}\right)\right|}\right)}{(t_{i+1}-t_i)}$其中，V_ri为t_i时刻卫星相对月球的速度，V_r(i+1)为t_i+1时刻卫星相对月球的速度；V_si为t_i时刻卫星在J2000坐标系下的速度，V_mi为t_i时刻月球在J2000坐标系下的速度，α₁为V_r1与卫星本体Z₁轴的夹角，α_i+1为V_r(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＝[q₁ q₂ q₃ q₀]^T，结合步骤(4)得到的三轴姿态角速度ω_x、ω_y和ω_zi，得到卫星的姿态四元素运动方程如下：$\left[\begin{array}{c}\stackrel{·}{q_{1(i+1)}}\\ \stackrel{·}{q_{2(i+1)}}\\ \stackrel{·}{q_{3(i+1)}}\\ \stackrel{·}{q_{0(i+1)}}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{cccc}0& {\omega }_{zi}& -{\omega }_y& {\omega }_x\\ -{\omega }_{zi}& 0& {\omega }_x& {\omega }_y\\ {\omega }_y& -{\omega }_x& 0& {\omega }_{zi}\\ -{\omega }_x& -{\omega }_y& -{\omega }_{zi}& 0\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{q}_1\\ q_2\\ q_3\\ q_0\end{array}\right]$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。