一种卫星非沿迹曲线成像的姿态轨迹规划方法与流程

1.本发明涉及卫星姿态技术领域，具体为一种卫星非沿迹曲线成像的姿态轨迹规划方法。


背景技术：

2.卫星姿态是指卫星星体在轨道上运行所处的空间指向状态。直角坐标系的原点置于星体上，指向地面的z轴反映偏航方向，y轴反映俯仰方向，x轴反映滚动方向，通常采用三轴稳定、自旋稳定、重力梯度稳定等方式保持姿态的稳定。现有的卫星非沿迹曲线成像由于是在卫星姿态敏捷机动过程中沿地面成像条带进行主动推扫成像，所以其卫星的成像模型精准比较低、姿态规划不够准确、跟踪控制比较弱。
3.为解决上述问题，我们提供了一种卫星非沿迹曲线成像的姿态轨迹规划方法，具有卫星的成像模型精准、姿态规划准确、跟踪控制强等优点。


技术实现要素：

4.为实现上述的目的，本发明提供如下技术方案：一种卫星非沿迹曲线成像的姿态轨迹规划方法，该方法由以下步骤组成：
5.s1、根据地面成像点曲线a的位置以及卫星运行的轨道，分别确定卫星对地面成像点的成像时刻t，同时记录成像时刻卫星的星下点位置k；
6.s2、通过成像时刻卫星的星下点位置k对应的卫星在轨位置，获取星下点位置k在轨道坐标系下的数据序列，计算出卫星搭载的光学相机对成像点精确指向时曲线对应的围绕z轴旋转的翻滚角α；
7.s3、通过成像时刻卫星的星下点位置k对应的卫星在轨位置，获取星下点位置k在轨道坐标系下的数据序列，计算出卫星搭载的光学相机对成像点精确指向时曲线对应的围绕x轴旋转的俯仰角β；
8.s4、在根据卫星搭载的光学相机的推扫方向与成像点曲线a所在地面切线的切角方向保持一致的原理，计算出卫星搭载的光学相机对成像点精确指向时曲线对应的围绕y轴旋转的偏航角θ；
9.s5、设定卫星滚转角保持不变，根据地面成像点曲线a成像时相对卫星轨道的三轴旋转角(α，β，θ)，再根据成像时刻卫星的星下点位置k推倒出相对于惯性系的姿态四元数离散序列(k，l，m，n)；
10.s6、设定卫星滚转角保持不变，根据卫星搭载的光学相机的推扫方向与成像点曲线a所在地面切线的切角方向，选取距离地面为d的辅助点，并计算出成像时相对于惯性系的姿态四元数离散序列(k，l，m，n)；
11.s7、然后根据两次成像时刻时间差计算出姿态角速度w，且计算出的角速度w为成像点t时刻的姿态角速度w；
12.s8、以上述成像时相对于惯性系的姿态四元数离散序列(k，l，m，n)以及姿态角速
度w为依据，创建卫星姿态机动能量目标函数q；
13.s9、对上述卫星姿态机动能量目标函数q，采用伪谱法将建立的连续约束化控制问题转化为离散时间约束化控制问题，再通过求解及插值拟合，获得成像点曲线的期望姿态q和姿态角速度w。
14.优选的，所述取地心坐标为初始原点。
15.优选的，所述卫星对地面成像点的成像时刻t1
‑
tn，分别对应星下点位置k1
‑
kn。
16.优选的，所述星下点位置k1
‑
kn分别对应(α1
‑
αn，β1
‑
βn，θ1
‑
θn)。
17.与现有技术相比，本发明提供了一种卫星非沿迹曲线成像的姿态轨迹规划方法，具备以下有益效果：
18.1、该卫星非沿迹曲线成像的姿态轨迹规划方法，通过地面成像点曲线的位置以及卫星运行的轨道和确定卫星对地面成像点的成像时，并利用成像时刻卫星的星下点位置，可以精确的计算出三轴姿态，能够方便的选取地面成像点，提高曲线轨迹的覆盖面积和跟踪质量。
19.2、该卫星非沿迹曲线成像的姿态轨迹规划方法，通过对成像点曲线姿态指向的约束，以及充分考虑外部制约条件的情况下，采用姿态动力学运动方程在基于伪谱法的条件下进行非沿迹曲线成像姿态轨迹的设计，可以有效的得到高精度的姿态角及其角速度，从而实现了提高非沿迹曲线成像姿态轨迹精度的效果。
附图说明
20.图1为本发明整体结构示意图；
21.图2为本发明围绕z轴旋转的基元转换矩阵示意图；
22.图3为本发明围绕x轴旋转的基元转换矩阵示意图；
23.图4为本发明围绕y轴旋转的基元转换矩阵示意图。
具体实施方式
24.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
25.该卫星非沿迹曲线成像的姿态轨迹规划方法的实施例如下：
26.实施例一：
27.一种卫星非沿迹曲线成像的姿态轨迹规划方法，该方法由以下步骤组成：
28.s1、根据地面成像点曲线a的位置以及卫星运行的轨道，分别确定卫星对地面成像点的成像时刻t，同时记录成像时刻卫星的星下点位置k；
29.s2、通过成像时刻卫星的星下点位置k对应的卫星在轨位置，获取星下点位置k在轨道坐标系下的数据序列，计算出卫星搭载的光学相机对成像点精确指向时曲线对应的围绕z轴旋转的翻滚角α；
30.s3、通过成像时刻卫星的星下点位置k对应的卫星在轨位置，获取星下点位置k在轨道坐标系下的数据序列，计算出卫星搭载的光学相机对成像点精确指向时曲线对应的围
绕x轴旋转的俯仰角β；
31.s4、在根据卫星搭载的光学相机的推扫方向与成像点曲线a所在地面切线的切角方向保持一致的原理，计算出卫星搭载的光学相机对成像点精确指向时曲线对应的围绕y轴旋转的偏航角θ；
32.s5、设定卫星滚转角保持不变，根据地面成像点曲线a成像时相对卫星轨道的三轴旋转角(α，β，θ)，再根据成像时刻卫星的星下点位置k推倒出相对于惯性系的姿态四元数离散序列(k，l，m，n)；
33.s6、设定卫星滚转角保持不变，根据卫星搭载的光学相机的推扫方向与成像点曲线a所在地面切线的切角方向，选取距离地面为d的辅助点，并计算出成像时相对于惯性系的姿态四元数离散序列(k，l，m，n)；
34.s7、然后根据两次成像时刻时间差计算出姿态角速度w，且计算出的角速度w为成像点t时刻的姿态角速度w；
35.s8、以上述成像时相对于惯性系的姿态四元数离散序列(k，l，m，n)以及姿态角速度w为依据，创建卫星姿态机动能量目标函数q；
36.s9、对上述卫星姿态机动能量目标函数q，采用伪谱法将建立的连续约束化控制问题转化为离散时间约束化控制问题，再通过求解及插值拟合，获得成像点曲线的期望姿态q和姿态角速度w。
37.取地心坐标为初始原点。
38.卫星对地面成像点的成像时刻t1
‑
tn，分别对应星下点位置k1
‑
kn。
39.所述星下点位置k1
‑
kn分别对应(α1
‑
αn，β1
‑
βn，θ1
‑
θn)。
40.具体实施步骤：
41.s1、根据地面成像点曲线若干位置ai＝1，2，...，n以及卫星运行的轨道，分别确定卫星对地面成像点的成像时刻ti，同时记录成像时刻卫星的星下点位置ki；
42.s2、根据卫星对地面成像点的成像时刻ti和成像时刻卫星的星下点位置ki，利用空间几何与坐标变化原理，计算出卫星搭载的光学相机对成像点精确指向时曲线对应的围绕z轴旋转的翻滚角αi；
43.s3、根据卫星对地面成像点的成像时刻ti和成像时刻卫星的星下点位置ki，利用空间几何与坐标变化原理，计算出卫星搭载的光学相机对成像点精确指向时曲线对应的围绕x轴旋转的俯仰角βi；
44.s4、在根据卫星搭载的光学相机的推扫方向与成像点曲线ai所在地面切线的切角方向保持一致的原理，计算出卫星搭载的光学相机对成像点精确指向时曲线对应的围绕y轴旋转的偏航角θi；
45.s5、设定卫星滚转角保持不变，根据地面成像点曲线ai成像时相对卫星轨道的三轴旋转角(αi，βi，θi)，再根据成像时刻卫星的星下点位置k推倒出相对于惯性系的姿态四元数离散序列(ki，li，mi，ni)；
46.s6、设定卫星滚转角保持不变，根据卫星搭载的光学相机的推扫方向与成像点曲线ai所在地面切线的切角方向，选取距离地面为di的辅助点，并计算出成像时相对于惯性系的姿态四元数离散序列(ki，li，mi，ni)；
47.s7、利用姿态四元数离散序列(ki，li，mi，ni)和姿态四元数离散序列(ki，li，mi，
ni)，以及两次成像时刻的时间差计算出姿态角速度wi；
48.s8、以上述成像时相对于惯性系的姿态四元数离散序列(ki，li，mi，ni)以及姿态角速度wi为依据，创建卫星姿态机动能量目标函数qi；
49.s9、对上述卫星姿态机动能量目标函数qi，采用伪谱法将建立的连续约束化控制问题转化为离散时间约束化控制问题，再通过求解及插值拟合，获得成像点曲线的期望姿态qi和姿态角速度wi。
50.实施例二：
51.详情请参照图1
‑
4，
52.s1、根据地面成像点曲线若干位置ai＝1，2，...，n的成像，依据欲成像地面曲线条带在三维空间中的球面曲线方程，可以计算在目标点ti处的切向量和法平面，该法平面与卫星的星下点轨迹交于点ki。定义卫星在轨运行时，其星下点为pi的时刻为相机对地面目标点targeti的成像时刻，记为ti。
53.s2、通常相机光轴指向与卫星本体坐标系z轴重合，以对地面目标点t3成像为例。对地成像期间，在星体坐标系下假设影像中心像方单位矢量为相机光轴一直稳定对准地面目标t3，即始终与卫星指向地面目标的矢量重合，有如下关系：
54.围绕z轴旋转的翻滚角α3:
[0055][0056]
围绕x轴旋转的俯仰角β3：
[0057][0058]
围绕y轴旋转的偏航角θ3：
[0059][0060]
其中卫星坐标系的单位向量v3与切向量t3的关系如下：
[0061]
t3＝r
·
[r(α3)
·
r(β3)
·
r(θ3)]
‑1·
v3
[0062]
设v为v3从本体系转到轨道系下的单位矢量，整理可得：
[0063][0064]
s3、根据地面成像点曲线a3成像时相对卫星轨道的三轴旋转角(α3，β3，θ3)，再根
据成像时刻卫星的星下点位置k推倒出相对于惯性系的姿态四元数离散序列(k3，l3，m3，n3)，i＝1，2，...，n。
[0065]
s4、根据卫星搭载的光学相机的推扫方向与成像点曲线a3所在地面切线的切角方向，选取距离地面为d3的辅助点，并计算出成像时相对于惯性系的姿态四元数离散序列(k3，l3，m3，n3)。
[0066]
s5、利用姿态四元数离散序列(k3，l3，m3，n3)和姿态四元数离散序列(k3，l3，m3，n3)，以及两次成像时刻的时间差计算出姿态角速度w3。
[0067]
s6、创建卫星姿态机动能量目标函数q3，设t0为成像开始时间，tn表示成像结束时间，u(t)表示控制力矩，构建卫星姿态机动能量目标函数：
[0068][0069]
进而计算出目标函数q3的约束化控制问题：
[0070][0071]
s8、采用伪谱法将建立的连续约束化控制问题转化为离散时间约束化控制问题，再通过求解及插值拟合，获得成像点曲线的期望姿态q3和姿态角速度w3，同理可求出qi和wi，其中i＝0、1、2、3
…
n，此时可以完成非沿迹轨道曲线成像的期望姿态q和姿态角速度w的规划。
[0072]
实施例三：
[0073]
以卫星某条非沿迹曲线成像点为列，设其姿态机动角速度最大值1
°
/s，卫星在初始时刻下的轨道参数信息如下表：
[0074]
序号参数数值1卫星尺寸5
×
2.1m2卫星质量700kg3偏心率04轨道倾角98.45
°
5轨道半长轴6987.25km6近地点幅角07真近点角1.6
°
[0075]
此时地面非沿迹曲线成像点的经纬度如下表：
[0076]
序号成像点经度维度1成像点1154.581
°‑
7.261
°
2成像点2153.985
°‑
6.945
°
3成像点3149.591
°‑
7.159
°
4成像点4150.895
°‑
6.986
°
5成像点5151.594
°‑
7.531
°
6成像点6152.697
°‑
6.589
°
[0077]
此时三轴姿态角速度如下表：
[0078][0079][0080]
此时惯性系下的姿态四元素数如下表：
[0081][0082]
参照三轴姿态角速度表和惯性系下的姿态四元素数表可以得出非沿迹曲线成像过程中的三轴姿态角速度和惯性系下的姿态四元素数均在变化，可以为卫星非沿迹曲线成像提供三轴姿态信息重要的参考信息，为姿态轨迹规划提供重要的依据。
[0083]
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。