敏捷卫星成像沿任意方向推扫速度失配时的姿态补偿方法

摘要

敏捷卫星成像沿任意方向推扫速度失配时的姿态补偿方法，针对传统的成像模式(卫星对地指向固定)中姿态补偿方法的局限性(仅考虑了地球自转而带来的偏流作用)，通过对卫星沿任意方向进行推扫姿态对地指向不断变化的成像模式(即星下点速度与相机推扫速度失配的情况，此时姿态对地指向不断变化)下的偏流角产生原因进行分析，从轨道运动、地球自转和相机推扫速度三个方面考虑成像的偏流作用，根据轨道姿态参数并结合偏流角的基本定义，得到了该模式下的偏流角计算公式，在此基础上结合TDICCD成像的基本原理和偏航控制原理给出了卫星姿态补偿方法，可以满足敏捷卫星沿任意方向进行推扫的成像需求。

主权项

1.敏捷卫星成像沿任意方向推扫速度失配时的姿态补偿方法，其特征在于：对于卫星在顺行轨道绕本体坐标系的偏航轴向东侧转动η角后沿任意方向推扫时：①当V_p2＝|V_D′sin η-V_de sin(η-i)|＝V_D′sinη-V_de sin(η-i)时，卫星应绕卫星本体坐标系的偏航轴进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系偏航轴的正方向相反，偏航角控制量β由下式得到：$\beta =\arctan \frac{|\Omega (R_e+h)\cos b\sin \eta -{\omega }_e(R_e+h)\cos {\delta }_D\sin (\eta -i)|}{\frac{H{\omega }_{\eta }}{{\cos }^2\alpha }-\Omega (R_e+h)\cos b\cos \eta +{\omega }_e(R_e+h)\cos {\delta }_D\cos (\eta -i)}$②当V_p2＝|V_D′sin η-V_de sin(η-i)|＝-V_D′sin η+V_de sin(η-i)时，卫星应绕卫星本体坐标系的偏航轴进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系偏航轴的正方向相同，偏航角控制量β由下式得到：$\beta =\arctan \frac{|\Omega (R_e+h)\cos b\sin \eta -{\omega }_e(R_e+h)\cos {\delta }_D\sin (\eta -i)|}{\frac{H{\omega }_{\eta }}{{\cos }^2\alpha }-\Omega (R_e+h)\cos b\cos \eta +{\omega }_e(R_e+h)\cos {\delta }_D\cos (\eta -i)}$其中，V_p2为由于卫星轨道星下点速度与相机推扫速度失配而导致的偏流横向速度，V_D′为成像目标点由于轨道运动而产生的相对于卫星的速度，V_de为成像目标点随地球自转的线速度，i为卫星轨道倾角，Ω为卫星运行角速度，η为卫星推扫方向与轨道运动方向的夹角，α为卫星推扫角，h为目标高度，ω_e为地球自转角速度，R_e为地球半径，H为卫星离地面的高度，ω_η为卫星与轨道运动方向成η角进行推扫时的角速度，b为以地球半径度量时地心角OO_eT对应的弧长，O为星下点，O_e为地心，T为侧摆点，D点为成像目标点，δ_D为反向推扫成像目标点的纬度，δ_D＝arcsin(sinδ_ocosc±cosδ_osinccosi)，δ_O为星下点纬度，c为以地球半径度量时地心角OO_eD对应的弧长，当成像目标纬度高于星下点纬度时取“+”，当成像目标纬度低于星下点纬度时取“-”；对于卫星在顺行轨道绕本体坐标系的偏航轴向西侧转动η角后沿任意方向推扫时，卫星应绕卫星本体坐标系的偏航轴进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系偏航轴的正方向相同，偏航角控制量β由下式得到：对于卫星在逆行轨道绕本体坐标系的偏航轴向东侧转动η角后沿任意方向推扫时：①当V_p2＝|V_D′sin(180°-η)-V_de sin(η-i)|＝V_D′sin(180°-η)-V_de sin(η-i)时，卫星应绕卫星本体坐标系的偏航轴进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系偏航轴的正方向相同，偏航角控制量β由下式得到：$\beta =\arctan \frac{|\Omega (R_e+h)\cos b\sin \eta -{\omega }_e(R_e+h)\cos {\delta }_D\sin (\eta -i)|}{\frac{H{\omega }_{\eta }}{{\cos }^2\alpha }-\Omega (R_e+h)\cos b\cos \eta +{\omega }_e(R_e+h)\cos {\delta }_D\cos (\eta -i)}$②当V_p2＝|V_D′sin(180°-η)-V_de sin(η-i)|＝-V_D′sin(180°-η)+V_de sin(η-i)时，卫星应绕卫星本体坐标系的偏航轴进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系偏航轴的正方向相反，偏航角控制量β由下式得到：$\beta =\arctan \frac{|\Omega (R_e+h)\cos b\sin \eta -{\omega }_e(R_e+h)\cos {\delta }_D\sin (\eta -i)|}{\frac{H{\omega }_{\eta }}{{\cos }^2\alpha }-\Omega (R_e+h)\cos b\cos \eta +{\omega }_e(R_e+h)\cos {\delta }_D\cos (\eta -i)}$对于卫星在逆行轨道绕本体坐标系的偏航轴向西侧转动η角后沿任意方向推扫时，卫星应绕卫星本体坐标系的偏航轴进行偏航控制，其中偏航角速度方向与卫星本体坐标系偏航轴的正方向相反，偏航角控制量β由下式得到：$\beta =\arctan \frac{\Omega (R_e+h)\cos b\sin \eta -{\omega }_e(R_e+h)\cos {\delta }_D\sin (\eta +i)}{\frac{H{\omega }_{\eta }}{{\cos }^2\alpha }-\Omega (R_e+h)\cos b\cos \eta +{\omega }_e(R_e+h)\cos {\delta }_D\cos (\eta +i)}$卫星本体坐标系中，原点在卫星质心上，X、Y、Z三轴为卫星的惯量主轴，其中X轴为滚动轴，Y轴为俯仰轴，Z轴为偏航轴。