一种考虑地球椭率的多轴机动成像卫星偏航姿态控制方法技术

一种考虑地球椭率的多轴机动成像卫星偏航姿态控制方法，既考虑了卫星滚动、俯仰均进行姿态机动的情况，也考虑了光学载荷的光轴与视轴不重合的情况，避免了传统控制方法只能适应卫星侧摆机动，光轴与视轴重合的不足。在地面目标点相对于卫星线速度的获取过程中，将其分解为地球自转引起的线速度、卫星轨道运行速度和由卫星轨道角速度引起的地面目标点相对于卫星的运行速度三部分。在求解卫星光轴指向地面目标点矢量的过程中，考虑实际地球模型的旋转椭球特性，引入坐标变换，保证方法在简便的同时，实现了高精度的偏流角姿态获取。本发明专利技术方法适用于卫星多轴同时机动的情况，满足目前大多数高精度对地成像卫星的使用需求。

【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】，既考虑了卫星滚动、俯仰均进行姿态机动的情况，也考虑了光学载荷的光轴与视轴不重合的情况，避免了传统控制方法只能适应卫星侧摆机动，光轴与视轴重合的不足。在地面目标点相对于卫星线速度的获取过程中，将其分解为地球自转引起的线速度、卫星轨道运行速度和由卫星轨道角速度引起的地面目标点相对于卫星的运行速度三部分。在求解卫星光轴指向地面目标点矢量的过程中，考虑实际地球模型的旋转椭球特性，引入坐标变换，保证方法在简便的同时，实现了高精度的偏流角姿态获取。本专利技术方法适用于卫星多轴同时机动的情况，满足目前大多数高精度对地成像卫星的使用需求。【专利说明】
本专利技术属于卫星姿态控制领域，涉及一种卫星姿态机动过程中的偏航姿态控制方法。
技术介绍
当卫星上的相机对地面目标遥感成像时，由于被摄的目标点和相机之间存在相对运动，造成目标点在相机像平面上所成的像不是静止的，此现象称为像移。像移将导致图像质量退化，分辨率下降，因此必须对像移进行补偿。像移补偿过程涉及到两个概念:偏流角和速高比。偏流角是像移补偿系统移动方向和像移速度方向之间的夹角。对于胶片式遥感卫星，通常采用机械像移补偿方式，偏流角是胶片拉动方向和像移速度方向的夹角。对于TDICXD遥感卫星，采用电子学补偿方法，偏流角是TDICXD列方向和像移速度方向的夹角。通过适当的方式(如卫星姿态偏航控制)旋转像平面，使得像移补偿系统移动方向和像移速度方向重合，这个过程称为偏流角控制。传统偏流角的获取方法一般是简单的将地球视为一个理想球，且仅考虑了卫星具有侧摆姿态时的偏流角计算问题，因此该偏流角获取方法不适用于卫星两轴同时机动的情况。同时，由于未考虑地球椭率的影响，在卫星姿态角较大时，偏流角的计算存在最大超过0.5度的计算误差，已经不能满足目前高精度卫星的控制使用需求。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是:克服现有技术的不足，针对卫星滚动、俯仰同时机动的情况，并考虑光学系统的光轴与视轴不重合的情况，提出了一种高精度的考虑地球椭率的多轴机动成像卫星偏航姿态控制方法。本专利技术的技术解决方案是:，步骤如下:(I)获取卫星的滚动角(^和俯仰角0t，同时获取卫星上搭载的有效载荷光学系统的光轴与视轴之间的夹角Λ θ_，由此得到卫星指向的姿态转移矩阵Cm。， 【权利要求】1.，其特征在于步骤如下: (1)获取卫星的滚动角01和俯仰角Qt，同时获取卫星上搭载的有效载荷光学系统的光轴与视轴之间的夹角Λ θ_，由此得到卫星指向的姿态转移矩阵cm。， 【文档编号】G05D1/08GK103941740SQ201410151646【公开日】2014年7月23日 申请日期:2014年4月15日 优先权日:2014年4月15日 【专利技术者】雷拥军, 田科丰, 宗红, 王淑一, 姚宁, 刘洁, 李明群, 朱琦, 李晶心, 何海锋, 曹荣向 申请人:北京控制工程研究所本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种考虑地球椭率的多轴机动成像卫星偏航姿态控制方法，其特征在于步骤如下：（1）获取卫星的滚动角φt和俯仰角θt，同时获取卫星上搭载的有效载荷光学系统的光轴与视轴之间的夹角Δθopt，由此得到卫星指向的姿态转移矩阵Cmo，Cmo=cos(θt+Δθopt)sin(θt+Δθopt)sin(φt)-sin(θt+Δθopt)cos(φt)0cos(φt)sin(φt)sin(θt+Δθopt)-cos(θt+Δθopt)sin(φt)cos(θt+Δθopt)cos(φt),]]>所述的有效载荷光学系统的光轴与卫星本体坐标系的偏航轴重合；（2）根据卫星的轨道根数，获取轨道坐标系下卫星运行速度的前向分量径向分量由此得到姿态机动坐标系下卫星的运行速度Vsm=Cmo·vs1o0vs3o;]]>其中μ为地球引力常数，a为卫星轨道半长轴，r为卫星的地心距，e为卫星轨道偏心率，f为真近点角；所述轨道坐标系OOXOYOZO的原点OO在卫星的质心，卫星的轨道平面是坐标平面，由质心指向地心的坐标轴是ZO轴，XO轴在轨道平面上与ZO轴垂直，指向卫星速度方向，YO轴与XO轴、ZO轴组成右手正交坐标系；所述姿态机动坐标系OMXMYMZM的原点OM在卫星的质心，坐标轴按照轨道坐标系先绕XO旋转φt角度，得到新的坐标系OO1XO1YO1ZO1，再绕新的坐标系的YO1轴旋转θt+Δθopt角度得到；（3）定义新的惯性坐标系I'，所述I'中的坐标(X',Y',Z')与J2000惯性坐标系I中的坐标(X,Y,Z)满足关系式X′Y′Z′=CI′IXYZ]]>其中，CI′I=10001000K,]]>K=1.0033633486；（4）计算获得在新的惯性坐标系I'下，所述光轴的矢量在J2000惯性坐标系I下的表达形式其中为J2000惯性坐标系到轨道坐标系的姿态转换矩阵的转置，s=sin(θt+Δθopt)-cos(θt+Δθopt)sin(φt)cos(θt+Δθopt)cos(φt)]]>为所述视轴在姿态机动坐标系下的单位矢量，I′rs＝CI′I·Irs，Re为地球半径，rsI=xsIysIzsI=rcos(Ω)cos(u)-sin(Ω)cos(i)sin(u)sin(Ω)cos(u)+cos(Ω)cos(i)sin(u)sin(i)sin(u),]]>Ω为卫星轨道的升交点赤经，u为卫星轨道幅角，i为卫星轨道倾角，|·|表示取模，sin2γ'm=1‑cos2γ'm；m=Cmo0ω00×00|rZbI|;]]>其中，ω0表示卫星轨道角速度的大小；（6）获取由于地球自转引起的卫星指向地面目标点的线速度在姿态机动坐标系下的分量mVem=CmO·COI·IVem，其中ωe表示地球自转角速度的大小；（7）根据步骤（2）、步骤（5）、步骤（6）的结果，计算得到卫星指向地面目标点相对于卫星的线速度在姿态机动坐标系下的表达形式mVes=mVem‑mVs+mVos；（8）根据步骤（7）的结果，计算得到所述有效载荷成像时的偏流角ψp，m(2)cosΔθopt·Vesm(1)+sinΔθopt·Vesm(3)),]]>式中括号中的数字表示选取矢量中的第几个元素参与计算；（9）利用步骤（8）得到的偏流角ψp对卫星的偏航轴进行姿态控制。...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：雷拥军，田科丰，宗红，王淑一，姚宁，刘洁，李明群，朱琦，李晶心，何海锋，曹荣向，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11