一种基于图像控制点的遥感卫星星敏感器安装标定方法与流程

1.本发明属于航空航天技术领域，特别是涉及一种基于图像控制点的遥感卫星星敏感器安装标定方法。


背景技术：

2.对于光学遥感卫星而言，姿态确定精度和控制精度对其任务成败和数据质量至关重要，而其中星敏感器作为目前使用最广、精度最高的姿态确定传感器，在卫星姿控系统中的地位无可替代，可以说星敏感器的输出精度很大程度上决定了卫星的姿态控制与测量精度，进一步影响成像质量。然而在实际工程中，星敏感器的实际输出误差主项往往并非其自身测量噪声，而是因基座加工公差、结构变形、震动冲击等因素导致的安装误差。这些误差中有常值项如基座加工公差，也有时变项如结构热变形，因此即便是星敏感器已进行地面安装标定，仍旧有必要在轨持续标定，以维持其精度水平。而对于研发生产周期短、结构过于紧凑而无法在地面充分标定的小微卫星，星敏感器安装矩阵的在轨标定更为必要。
3.目前国内外对于星敏感器安装标定的方案多为地面标定，在轨标定方式由于缺少更为精确的绝对姿态输入，安装标定结果往往很难达到星敏本身输出精度水平，最终实际定姿精度远低于星敏的真实潜力。


技术实现要素：

4.为解决目前星敏感器在轨安装标定存在的精度水平低的问题，本发明提供一种基于图像控制点的遥感卫星星敏感器安装标定方法，该方法属于一种适用于面/线阵推扫遥感卫星的基于光学载荷成像的定姿传感器安装矩阵在轨标定方法，通过识别提取原始图像中一些控制点的地理位置，结合卫星成像期间的时间、导航和星敏感器输出值，以最小二乘法得到星敏感器安装矩阵的最优估计，进一步提高了星敏感器在轨安装标定的精度。
5.为实现上述目的，本发明采取如下的技术方案：
6.一种基于图像控制点的遥感卫星星敏感器安装标定方法，包括以下步骤：
7.步骤一：在遥感卫星原始图像中选取存在精度较高图像控制点的行，提取各个图像控制点对应的像素点的位置、行号，并根据各个图像控制点识别获得对应地面位置纬经高[lat
i lon
i hi]，，其中i＝[1,2,
…
,n]且n≥2；
[0008]
步骤二：将各个所述像素点的对应地面位置纬经高[lat
i lon
i hi]，转为wgs84系下坐标r
tar84_i
，并将坐标r
tar84_i
与遥感卫星当时位置坐标r
sat_84
相减，得到wgs84系下目标矢量：
[0009]rsat2tar84_i
＝r
tar84_i-r
sat_84
ꢀꢀ
(1)
[0010]
步骤三：结合所述行号对应的时刻将目标矢量r
sat2tar84_i
转到j2000系，得到j2000系下目标矢量r
sat2tar2000_i
,，此时星敏输出用方向余弦阵表示为dcm
sen
，则在星敏测量系下目标矢量为：
[0011]rsat2tar_sen_i
＝dcm
sen
*r
sat2tar2000_i,
ꢀꢀ
(2)
[0012]
步骤四：由相机内外方位元素计算所述像素点在相机本体坐标系下目标矢量r
sat2tar_body_i
,，计算公式如下：
[0013][0014]
其中dcm
cam2body
为考虑相机内外方位元素在内的像素指向到星体系转换矩阵，k
pixel_i
为第i个图像控制点对应的像素点坐标，l
pixel
为像元尺寸，f为焦距；
[0015]
步骤五：任意选取步骤三中得到的两个不平行的目标矢量，分别为r
sat2tar_sen_i
和r
sat2tar_sen_j
，建立星敏测量系下三个正交单位向量：
[0016][0017]
任意选取步骤四中得到的两个不平行的目标矢量，分别为r
sat2tar_body_i
和r
sat2tar_body_j
，建立相机本体坐标系下三个正交单位向量：
[0018][0019]
步骤六：根据步骤五中星敏测量系下和相机本体坐标系下三个正交单位向量，计算得到星敏测量系到相机本体坐标系方向余弦阵，即为星敏感器安装矩阵：
[0020]
dcm
sen2body
＝mat
body_ijt
*mat
sen_ij
ꢀꢀ
(6)
[0021]
步骤七：当n＝2时，对所述星敏感器安装矩阵直接求解，得到星敏感器安装矩阵的在轨标定结果；
[0022]
当n＞2时，利用最小二乘法对所述星敏感器安装矩阵进行最优求解，得到星敏感器安装矩阵的最优估计。
[0023]
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
[0024]
本发明所提出的基于图像控制点的遥感卫星星敏感器安装标定方法，能够实现卫星定姿系统在轨标定，并持续监控其安装情况在轨变化，有效提高定姿系统精度与可靠性，且该方法原理简单，易于实现，适于工程实际应用。
附图说明
[0025]
图1为本发明所述的一种基于图像控制点的遥感卫星星敏感器安装标定方法的流程图。
具体实施方式
[0026]
下面将结合附图及较佳实施例对本发明的技术方案进行详细描述。
[0027]
本发明的目的在于提供一种适用于面/线阵推扫遥感卫星的基于光学载荷成像的定姿传感器安装矩阵在轨标定方法，通过识别提取原始图像中一些控制点的地理位置，结合卫星成像期间的时间、导航和星敏感器输出值计算出星敏感器安装矩阵的最优估计，其基本原理为：
[0028]
根据双矢定姿原理，只需已知两个不共线的向量在两个坐标系下的表示，就可以计算得到两个坐标系之间的相对关系。对于面阵成像卫星而言，只需要在一帧图像中得到两个或更多的控制点，就可以确定该瞬间卫星姿态，并结合该时刻传感器输出计算安装矩阵。但是线阵成像卫星在一个成像瞬间只会获取一行图像，由于控制点稀疏，一行中很难正好有多个控制点，因此确定瞬时姿态难度很大。由于传感器安装矩阵本质上是测量系到卫星本体系的相对关系，此相对关系由星体结构决定，在整体机动成像的单刚体卫星上可以视作恒定不变，与时间和整星姿态无关，因此可以将矢量放到测量系和星体系下考虑——通过识别控制点纬经高和当时卫星导航数据，可以得到当时卫星到控制点的惯性系下矢量，而当时的星敏输出本质上就是从惯性系到测量系的旋转矩阵，因此可以求得星敏测量系下目标方向矢量；另外由相机内外方标定结果可以得到该控制点对应像元视轴在星体系下矢量。每得到一个控制点就可以得出如上所述两个矢量(本质上是同一个矢量在两个坐标系下表示)，因此只需要得到两个控制点，就可以计算出本体系与测量系的相对关系。若点数多于两个，则可以按照最小二乘法求出安装矩阵的最优估计。
[0029]
本发明通过以下技术方案实现这种用于遥感卫星的星敏感器安装在轨标定方法，该方法适用于整星机动成像的面阵推扫遥感卫星或者线阵推扫遥感卫星的星敏感器，其具体包括以下步骤：
[0030]
步骤一：在遥感卫星对地成像任务中选择图像控制点密集、无云、成像质量好并且未经过拼接镶嵌的原始图像中，选取存在精度较高图像控制点的行，优选地，图像控制点最好位于图像两侧以提高观测基线，然后提取各个图像控制点对应的像素点的位置、行号，并根据各个图像控制点识别获得对应地面位置纬经高[lat
i lon
i hi]，，其中i＝[1,2,
…
,n]且n≥2。
[0031]
在辅助数据中提取图像行号对应时间t、卫星当时位置坐标r
sat84
、星敏输出q
sen
(若成像行转移中心时间与导航时间、星敏采样时间不一致，可对位置/星敏输出进行插值，所有数据均对齐到成像时刻)。
[0032]
步骤二：将各个像素点的对应地面位置纬经高[lat
i lon
i hi]，转为wgs84系下坐标r
tar84_i
，并将坐标r
tar84_i
,与遥感卫星当时位置坐标r
sat_84
相减，得到wgs84系下目标矢量：
[0033]rsat2tar84_i
＝r
tar84_i-r
sat_84
ꢀꢀ
(1)
[0034]
步骤三：结合行号对应的时刻t将wgs84系下目标矢量r
sat2tar84_i
转到j2000系，得到j2000系下目标矢量r
sat2tar2000_i
,，此时星敏输出用方向余弦阵表示为dcm
sen
，则在星敏测量系下目标矢量为：
[0035]rsat2tar_sen_i
＝dcm
sen
*r
sat2tar2000_i
,
ꢀꢀ
(2)
[0036]
步骤四：由相机内外方位元素计算像素点在相机本体坐标系下矢量r
sat2tar_body_i
，计算公式如下：
[0037][0038]
其中dcm
cam2body
为考虑相机安装和焦面移轴等相机内外方位元素在内的像素指向到星体系转换矩阵，k
pixel_i
为第i个控制点对应的像素点坐标(即从主点开始计，此像素点的位置编号)，l
pixel
为像元尺寸，f为焦距。
[0039]
接下来，根据如上步骤三和步骤四，任意取两个不平行目标矢量(即两个不重合控制点)，分别在相机本体坐标系和星敏测量系下的表示(矢量间夹角越大越好)，将其单位化后由双矢定姿即可确定卫星当前姿态。
[0040]
步骤五：任意选取步骤三中得到的两个不平行的目标矢量，分别为r
sat2tar_sen_i
和r
sat2tar_sen_j
，建立星敏测量系下三个正交单位向量：
[0041][0042]
任意选取步骤四中得到的两个不平行的目标矢量，分别为r
sat2tar_body_i
和r
sat2tar_body_j
，建立相机本体坐标系下三个正交单位向量：
[0043][0044]
在本步骤中，任意选取的步骤三或者步骤四中的两个目标矢量可以是同一时刻的矢量，也可以是不同时刻的两个矢量，即本发明中的遥感卫星原始图像不需要所有像素点拍摄于同一时间，矢量对使用无需时间对齐。
[0045]
步骤六：根据步骤五中星敏测量系下三个正交单位向量和相机本体坐标系下三个正交单位向量，计算得到星敏测量系到相机本体坐标系方向余弦阵：
[0046]
dcm
sen2body
＝mat
body_ijt
*mat
sen_ij
ꢀꢀ
(6)
[0047]
此方向余弦阵即为星敏感器安装矩阵。
[0048]
步骤七：当n＝2时，对星敏感器安装矩阵直接求解，得到星敏感器安装矩阵的在轨标定结果；
[0049]
当n＞2时，星敏测量系下目标矢量和相机本体坐标系下目标矢量的数量分别超过两个，此时利用最小二乘法对星敏感器安装矩阵进行最优求解，得到星敏感器安装矩阵的最优估计，以减小标定随机误差。
[0050]
星敏感器安装矩阵可将批量的星敏测量系下矢量转换到相机本体坐标系下：
[0051][0052]
显然，只需要有两个不平行矢量，则矩阵mat
sen_ij
满秩，上述方程可以解出dcm
sen2body
。
[0053]
若矢量多于两个(即n＞2)则为超约束方程组，将式(7)中待求安装矩阵知向量表示作dcm
sen2body
＝x，星敏测量系下矢量则为系数矩阵[mat
sen_ij mat
sen_kw ...]
t
＝a，相机本体坐标系下向量表示为[mat
body_ij mat
body_kw ...]
t
＝b，则公式(7)可以表示为简单的线性方程组：
[0054]
a*x＝b
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(8)
[0055]
求上述线性方程组最优解，即令最小，即：
[0056][0057]
即：
[0058]
x＝(a
t
a)-1atbꢀꢀ
(10)
[0059]
因此可得，在获得多组控制点数据时，星敏感器安装矩阵的最优估计为：
[0060][0061]
由于用同一个定姿四元数标定，两星敏之间相对安装也可以保持一致，不会存在星敏切换后定姿四元数剧变的情况，不需要再做相对安装标定。
[0062]
本发明所提出的基于图像控制点的遥感卫星星敏感器安装标定方法，能够实现卫星定姿系统在轨标定，并持续监控其安装情况在轨变化，有效提高定姿系统精度与可靠性，且该方法原理简单，易于实现，适于工程实际应用。
[0063]
为了进一步验证本发明所提方法的有效性，下面结合实际的星敏感器在轨安装标定实验对本发明的技术效果进行进一步说明。在本实验中，以“吉林一号”星座高分03d系列卫星作为所用遥感卫星。
[0064]“吉林一号”星座高分03d系列卫星于2021年7月3日在太原发射中心成功发射入轨，该卫星为亚米分辨率光学遥感卫星，采用整星机动线阵推扫成像，整星结构紧凑刚性较好，可视为单刚体，且配有两台星敏感器，适合进行在轨安装标定实验。
[0065]
选择“吉林一号”高分03d01卫星7组成像数据，每组识别10个左右控制点，以上述方式分别计算两台星敏感器的安装矩阵的最优估计，结果如下：
[0066]
表1星敏感器1安装标定结果
[0067][0068][0069]
表2星敏感器2安装标定结果
[0070][0071]
由表1和表2可见，采用线阵推扫图像控制点标定策略可以有效得到星敏实际安装矩阵，且标定结果较稳定，标定误差3σ值小于0.2
°
且实际标定过程中误差主要集中于绕相机视轴旋转方向，对图像定位精度影响较小，载荷视轴方向安装标定精度小于0.05
°
，相比无标定有明显提升。
[0072]
以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
[0073]
以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。