付凱林 楊芳 黃敏 黃群東

(航天東方紅衛(wèi)星有限公司，北京 100094)

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視頻衛(wèi)星對地凝視成像姿態(tài)調(diào)整技術(shù)研究

付凱林 楊芳 黃敏 黃群東

(航天東方紅衛(wèi)星有限公司，北京 100094)

針對視頻衛(wèi)星成像時視軸對地面目標(biāo)的指向保持問題、面陣傳感器與目標(biāo)區(qū)域之間的相對運動導(dǎo)致的成像質(zhì)量問題，進(jìn)行視頻衛(wèi)星對地凝視成像姿態(tài)調(diào)整技術(shù)的研究。首先建立使用面陣傳感器的視頻衛(wèi)星對地凝視成像姿態(tài)運動學(xué)模型，分析衛(wèi)星與地面目標(biāo)之間的相對運動過程。然后，以成像質(zhì)量為基本約束條件，提出一種對地面區(qū)域目標(biāo)凝視成像的三軸姿態(tài)機(jī)動規(guī)劃方法。最后，對姿態(tài)機(jī)動規(guī)劃方法進(jìn)行數(shù)值仿真和驗證，依據(jù)仿真結(jié)果，提出面陣凝視成像對衛(wèi)星姿態(tài)控制精度的需求。數(shù)值仿真分析結(jié)果表明，文章提出的面陣凝視成像姿態(tài)機(jī)動規(guī)劃方法是合理可行的，所需的姿態(tài)指向穩(wěn)定度為0.003 (°)/s，偏航軸姿態(tài)穩(wěn)定度為0.069 (°)/s，姿態(tài)指向精度為0.01°。

視頻衛(wèi)星；區(qū)域目標(biāo)；凝視成像；面陣傳感器；姿態(tài)調(diào)整

1 引言

近年來，國內(nèi)外競相發(fā)展以高空間、高光譜和高動態(tài)為標(biāo)志的新型衛(wèi)星遙感對地觀測技術(shù)[1]，而隨著航天器控制技術(shù)、數(shù)字成像技術(shù)和計算機(jī)圖像處理技術(shù)的迅速發(fā)展，一種新型遙感衛(wèi)星——視頻成像衛(wèi)星，成為各國航天遙感領(lǐng)域關(guān)注的熱點。國內(nèi)外已經(jīng)發(fā)射的視頻衛(wèi)星有印尼航天局-柏林工業(yè)大學(xué)衛(wèi)星(LAPAN-TUBSAT)[2]，美國的天空衛(wèi)星-1(Skysat-1)[3]，我國的天拓二號和吉林一號靈巧成像視頻衛(wèi)星等。視頻成像衛(wèi)星與現(xiàn)有的大部分遙感衛(wèi)星的最主要區(qū)別就是輸出視頻數(shù)據(jù)。視頻是視覺上平滑連續(xù)變化的一系列畫面。高分辨率的視頻能夠獲得動態(tài)目標(biāo)的速度和方向，而這些重要信息難以從傳統(tǒng)靜態(tài)圖像中獲得[4]。

為了獲取高分辨率的視頻，視頻衛(wèi)星通常采用低地球軌道。在成像過程中，衛(wèi)星與地面目標(biāo)之間的相對位置不斷變化，因此衛(wèi)星需要不斷進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動，才能保證視軸始終指向地面目標(biāo)。視頻衛(wèi)星的觀測目標(biāo)通常是地面上一個塊狀區(qū)域目標(biāo)，為了同時連續(xù)觀測全視場內(nèi)發(fā)生的現(xiàn)象，衛(wèi)星需要采用面陣傳感器拍攝視頻。當(dāng)衛(wèi)星斜視成像時，地面區(qū)域在衛(wèi)星傳感器上的投影與衛(wèi)星傳感器之間的相對位置持續(xù)不斷地偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生像移、畸變等成像質(zhì)量問題，并造成拍攝的視頻圖像有效面積缺失，不利于對視頻信息的讀取和分析，因此需要進(jìn)行偏航姿態(tài)調(diào)整，消除地面區(qū)域的像與傳感器之間的旋轉(zhuǎn)。上述兩個問題是視頻成像衛(wèi)星對地凝視成像姿態(tài)調(diào)整中需要解決的關(guān)鍵問題。LAPAN-TUBSAT和天拓二號采用人在回路交互式操作的遠(yuǎn)程操作控制方式[5]，在視頻成像時對衛(wèi)星進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整。Skysat-1采用框架式推掃的方式，并具有3個圖像傳感器和7個自由度運動的能力，經(jīng)過地面處理得到1080P高清視頻。針對視頻衛(wèi)星姿態(tài)控制問題，文獻(xiàn)[6]根據(jù)剛體動力學(xué)導(dǎo)出基于誤差四元數(shù)和誤差角速度的動力學(xué)與運動學(xué)方程，設(shè)計了一種變結(jié)構(gòu)控制律，但是這種控制律穩(wěn)定時間太長，超出了凝視成像時間。文獻(xiàn)[7]研究了利用雙框架控制力矩陀螺(DGCMG)的敏捷小衛(wèi)星對地凝視成像過程中的姿態(tài)跟蹤控制。文獻(xiàn)[8]對基于CCD的視頻衛(wèi)星實現(xiàn)對地凝視成像時的數(shù)學(xué)模型、姿態(tài)跟蹤控制器設(shè)計和全物理仿真進(jìn)行了研究。文獻(xiàn)[9]進(jìn)行了視頻小衛(wèi)星姿態(tài)的快速響應(yīng)初始跟蹤控制技術(shù)以及高精度穩(wěn)定跟蹤技術(shù)研究。但是，上述文獻(xiàn)都沒有計算視頻成像時的偏航姿態(tài)。

針對視頻衛(wèi)星對地凝視成像時的姿態(tài)調(diào)整問題，本文建立了視頻衛(wèi)星對地凝視成像姿態(tài)運動學(xué)模型，推導(dǎo)出衛(wèi)星使用面陣傳感器對地面目標(biāo)凝視成像時的三軸姿態(tài)角和姿態(tài)角速度的計算公式。然后以太陽同步軌道為例，通過Matlab/STK軟件計算和仿真，驗證了凝視成像姿態(tài)機(jī)動規(guī)劃方法的正確性。最后討論分析了視頻成像模式對姿態(tài)控制精度的要求。

2 視頻衛(wèi)星對地凝視成像姿態(tài)運動學(xué)模型

2.1 坐標(biāo)系及模型參數(shù)定義

視頻衛(wèi)星對地面目標(biāo)凝視成像的姿態(tài)運動學(xué)模型如圖1所示，衛(wèi)星沿軌道運行，對地面目標(biāo)區(qū)域進(jìn)行凝視觀測，D為地面區(qū)域中心點。本文模型采用J2000.0地心赤道慣性系Oe-XIYIZI。OS-XOYOZO為軌道坐標(biāo)系，其中OS為衛(wèi)星質(zhì)心，YO軸指向軌道面法線的反方向，ZO軸由衛(wèi)星質(zhì)心指向地心，XO軸與YO、ZO軸構(gòu)成右手系。OS-XbYbZb為衛(wèi)星本體坐標(biāo)系，通常其3個坐標(biāo)軸為衛(wèi)星的慣量主軸。本文采用123轉(zhuǎn)序的歐拉姿態(tài)角從軌道坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換到衛(wèi)星本體坐標(biāo)系[10]，具體的轉(zhuǎn)換步驟如下：先繞XO旋轉(zhuǎn)φ角得到坐標(biāo)系OS-XOY1Z1，再繞Y1軸轉(zhuǎn)動θ角得到坐標(biāo)系OS-X2Y1Zb，最后繞Zb軸轉(zhuǎn)動ψ角得到衛(wèi)星本體坐標(biāo)系OS-XbYbZb，φ、θ、ψ分別為滾動角、俯仰角和偏航角。從地心到衛(wèi)星的矢量為rS，從地心到目標(biāo)點D的矢量為rD，觀測矢量rSD為衛(wèi)星到地面目標(biāo)點D的矢量，也稱光軸矢量。Ve為地面目標(biāo)D點隨地球自轉(zhuǎn)的速度矢量。VS和VD為衛(wèi)星視軸在地面投影點的速度分量，VS是衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動產(chǎn)生速度矢量，是攝影點相對于衛(wèi)星的速度；VD是投影點隨衛(wèi)星軌道運動的牽連速度矢量。

相機(jī)坐標(biāo)系Oc-XcYcZc是由衛(wèi)星本體坐標(biāo)系通過平移和旋轉(zhuǎn)得到，Oc為光學(xué)系統(tǒng)的等效中心點，在相機(jī)坐標(biāo)系中可以直觀地表示物點與像點的位置關(guān)系。為了簡化計算，假設(shè)衛(wèi)星為剛體，相機(jī)光軸與衛(wèi)星本體Zb軸重合。像面坐標(biāo)系Op-XpYp是成像器件平面坐標(biāo)系，如圖2所示。其中，c為攝像機(jī)鏡頭光心與衛(wèi)星質(zhì)心的距離，F(xiàn)S為光學(xué)系統(tǒng)焦距。黃色虛線框表示地面區(qū)域在衛(wèi)星相機(jī)傳感器上的投影。

圖1 對地凝視成像姿態(tài)運動學(xué)模型中的坐標(biāo)系及參數(shù)定義Fig.1 Coordinate and parameters in attitude kinematics model at staring imaging mode

圖2 相機(jī)坐標(biāo)系、像面坐標(biāo)系與衛(wèi)星本體系的關(guān)系Fig.2 Camera coordinate, sensor coordinate and body coordinate of video satellite

2.2 對點目標(biāo)凝視成像的滾動角和俯仰角

衛(wèi)星在慣性坐標(biāo)系中的位置矢量rS_I可由軌道根數(shù)求出。rD_I為目標(biāo)點D在慣性坐標(biāo)系中隨地球自轉(zhuǎn)的位置矢量。根據(jù)圖1的位置關(guān)系求出慣性坐標(biāo)系中的光軸矢量rSD_I=rD_I-rS_I，然后將其轉(zhuǎn)換到軌道坐標(biāo)系，表示為rSD_O=COIrSD_I，其中COI為慣性坐標(biāo)系到軌道坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣。光軸矢量從軌道坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換到本體坐標(biāo)系表示為

(1)

(2)

(3)

式中：rSD_O1、rSD_O2、rSD_O3表示光軸矢量rSD_O在軌道系3個坐標(biāo)軸上的分量。

為了保持視軸始終指向地面目標(biāo)，衛(wèi)星在觀測時要進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動，使相機(jī)攝影點的速度等于地面目標(biāo)點的速度，相機(jī)攝影點指衛(wèi)星視軸在地面的投影點。如圖1所示，凝視成像需要滿足Ve=VS+VD。已知衛(wèi)星軌道角速度ωS和地球自轉(zhuǎn)角速度ωe，容易求出Ve和VD，則衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動產(chǎn)生的攝影點速度為VS=Ve-VD，是攝影點在軌道坐標(biāo)系中的速度。

另一方面，在軌道坐標(biāo)系中，衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動產(chǎn)生的速度等于衛(wèi)星姿態(tài)角速度ωSAT與光軸矢量rSD_O的矢量積。當(dāng)偏航角速度為0時，姿態(tài)機(jī)動產(chǎn)生的速度為

VS=ωSAT×rSD_O=

(4)

將攝影點速度VS帶入式(4)，求得滾動角速度ωx和俯仰角速度ωy。

(5)

式中：VS1、VS2為VS在軌道系XO軸和YO軸上的分量。

通過上述計算過程，求出對點目標(biāo)凝視成像時滾動軸和俯仰軸的姿態(tài)角和角速度。

2.3 斜視時傳感器的地面投影

視頻衛(wèi)星的相機(jī)模型可以視為小孔成像[11]。假設(shè)衛(wèi)星采用正方形傳感器，如圖3所示，OG為衛(wèi)星星下點，α為下視角，即衛(wèi)星光軸與當(dāng)?shù)卮咕€之間的夾角。使用共線方程[11]求出傳感器的投影為相機(jī)坐標(biāo)系中的正方形C1C2C3C4。然而由于衛(wèi)星斜視時視軸與地面不是垂直關(guān)系，正方形與地面之間存在二面角，傳感器在地面的投影應(yīng)該是不規(guī)則四邊形G1G2G3G4，兩面之間的交線為EDF。

圖3 斜視時地面投影區(qū)域與共線方程求出的傳感器的像Fig.3 Projection of the sensor imaging at a slant angle determined by collinearity equation

衛(wèi)星視軸與星下點形成的平面為OSDOG。如圖4所示，平面C1C2C3C4和平面OsDOG的交線上有點S1，滿足S1C3平行于EDF，OsS1的延長線與地面的交點為S2，則S2G3平行于EDF。視軸OSD垂直于正方形平面C1C2C3C4，平面C1C2C3C4與四邊形G1G2G3G4之間的二面角為∠S1DS2，交線EDF垂直于視軸星下點平面OSDOG。由幾何關(guān)系知二面角大小等于下視角α。在△OSDC3中，∠OSDC3為直角，由共線方程求出C3在相機(jī)坐標(biāo)系的坐標(biāo)，轉(zhuǎn)換到軌道坐標(biāo)系中，求出角β，OSC3的延長線與地面的交點為點G3，那么從衛(wèi)星到地面投影點G3的距離為|OSG3|=|OSOG|/cosβ。通過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換，得到G3在地面坐標(biāo)系中的坐標(biāo)。同理求出G1、G2、G4的地面坐標(biāo)。

圖4 傳感器的像所在平面與地面之間的二面角Fig.4 Dihedral angle between the projective plane of the sensor and the ground

給定地面目標(biāo)區(qū)域，求斜視觀測時地面區(qū)域在衛(wèi)星傳感器上的像的方法與上述求傳感器在地面區(qū)域投影的方法原理是一樣的，在此不再贅述。

2.4 由像面與目標(biāo)的相對運動求偏航角

采用歐拉角表示的衛(wèi)星姿態(tài)，滾動角φ和俯仰角θ決定了視軸的指向，而偏航角ψ則會影響面陣傳感器對地面目標(biāo)的覆蓋。如圖2所示，當(dāng)衛(wèi)星視軸指向目標(biāo)區(qū)域中心點D，隨著衛(wèi)星和地面之間的相對運動，相機(jī)視場的地面覆蓋范圍將會實時改變，同時地面區(qū)域在衛(wèi)星傳感器上的投影相對于相機(jī)傳感器也產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)。這個“像旋角”就是需要補(bǔ)償?shù)钠浇?。在圖2中，實線矩形方框表示衛(wèi)星的傳感器，虛線方框表示偏航角為零時地面目標(biāo)在傳感器上的投影。已知地面區(qū)域4個頂點的地面坐標(biāo)，在相機(jī)坐標(biāo)系中，使用小孔成像的共線方程[11]求出4個投影點坐標(biāo)，經(jīng)過斜視投影模型修正得到地面區(qū)域在面陣傳感器上的投影范圍。選擇同一邊的中垂線為特征直線，傳感器和地面目標(biāo)投影區(qū)域的兩條特征直線之間的夾角ψ為須補(bǔ)償?shù)钠浇恰?/p>

2.5 坐標(biāo)轉(zhuǎn)換法求偏航角速度

(6)

通過上述建模和推導(dǎo)計算，得出在成像過程中的任意時刻，視頻成像衛(wèi)星對地面區(qū)域目標(biāo)凝視成像的三軸姿態(tài)角和姿態(tài)角速度。

3 仿真分析

3.1 仿真條件

地球視為圓球體，平均半徑Re=6371 km。初始時刻為協(xié)調(diào)世界時(UTC)2015年11月16日04:07:30，該時刻的格林尼治恒星時角為5 876.8°。觀測時間為100 s，即從07:30到09:10。選擇高度為H=650 km的典型太陽同步軌道，表1是視頻成像衛(wèi)星的軌道參數(shù)。

表1 衛(wèi)星的軌道參數(shù)

選取我國2015年“8·12”特大火災(zāi)爆炸事故地點天津市塘沽區(qū)為地面目標(biāo)，地理經(jīng)緯度為(117.646 9°E，39.021 1°N)。地面目標(biāo)的海拔高度假設(shè)為0，觀測區(qū)域為正方形，邊長為10 km，方位角為0°，即兩邊分別平行于當(dāng)?shù)厮矫婺媳焙蜄|西方向。

光學(xué)遙感器等效焦距FS=6 m；傳感器為正方形，邊長B=0.107 m，對應(yīng)的視場角為ρ=1.017°，兩邊分別與衛(wèi)星本體的Xb軸和Yb軸平行。

3.2 凝視成像的仿真驗證

基于式(1)～(6)編寫Matlab程序，計算對目標(biāo)塘沽地區(qū)凝視成像的三軸姿態(tài)角和姿態(tài)角速度，進(jìn)行凝視成像姿態(tài)運動過程的仿真驗證。計算結(jié)果如圖5所示。

圖5 凝視成像過程中的三軸姿態(tài)角和姿態(tài)角速度變化Fig.5 3-axis attitude angle and attitude angular velocity curve in the progress of staring imaging

視頻衛(wèi)星對塘沽地區(qū)凝視成像觀測過程中，三軸姿態(tài)角和姿態(tài)角速度均平滑變化，滾動角由-14.817°變?yōu)?11.953°，俯仰角由27.727°變?yōu)?25.958°，偏航角由-0.165°變?yōu)?14.008°。俯仰角的變化幅度較大，原因是衛(wèi)星從觀測目標(biāo)上方飛過時，地面目標(biāo)相對于衛(wèi)星飛行方向會向后移動，衛(wèi)星的視軸指向也會不斷向后移動，而滾動和偏航方向的相對運動速度較小，仿真過程中俯仰角速度最大值為0.605 (°)/s，滿足衛(wèi)星的姿態(tài)機(jī)動能力限制。

圖6為使用Matlab軟件計算凝視成像過程中的下視角，即衛(wèi)星視軸與當(dāng)?shù)卮咕€的夾角，最大值為31.159°，滿足小于45°的衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動能力的限制。

圖6 凝視成像過程中的衛(wèi)星下視角變化Fig.6 Depression angle curve in the progress of staring imaging

圖7是使用Matlab軟件計算的凝視成像某一時刻的傳感器像面和地面區(qū)域的物像關(guān)系。圖7(a)為地面目標(biāo)在衛(wèi)星傳感器上的投影，其中藍(lán)色實線表示傳感器像面，黑色虛線表示地面目標(biāo)在傳感器上的投影；圖7(b)為傳感器在地面目標(biāo)區(qū)域上的投影，其中藍(lán)色實線表示地面目標(biāo)區(qū)域，黑色虛線表示傳感器在地面目標(biāo)區(qū)域上的投影?？梢钥闯鲂l(wèi)星傳感器視場能夠完全覆蓋地面目標(biāo)區(qū)域，表明按照第2節(jié)面陣凝視成像姿態(tài)運動學(xué)模型姿態(tài)機(jī)動規(guī)劃算法，能夠準(zhǔn)確地對地面目標(biāo)區(qū)域凝視成像，且能準(zhǔn)確進(jìn)行物像關(guān)系計算。

然后應(yīng)用STK軟件建立場景，按照3.1節(jié)的參數(shù)建立衛(wèi)星、傳感器和地面模型。將Matlab軟件計算出的衛(wèi)星三軸姿態(tài)角設(shè)置為衛(wèi)星成像姿態(tài)，對姿態(tài)參數(shù)進(jìn)行仿真驗證，如圖8和圖9所示。

圖7 凝視成像過程中傳感器像面和地面區(qū)域之間的物像關(guān)系Fig.7 Projective relationship between the sensor and the ground target during the progress of staring imaging

圖8 STK仿真對天津塘沽地區(qū)凝視成像Fig.8 Simulation of staring imaging at Tanggu

圖9 凝視成像過程中衛(wèi)星視場在地面投影區(qū)域的變化Fig.9 Change of the projection of the sensor on the ground in the progress of staring imaging

通過STK軟件驗證凝視成像過程，衛(wèi)星在選定的時間段內(nèi)，保持視軸始終指向地面目標(biāo)，并且進(jìn)行偏航調(diào)整，保證地面觀測區(qū)域沒有旋轉(zhuǎn)，滿足預(yù)定的凝視成像任務(wù)需求，表明本文的姿態(tài)機(jī)動規(guī)劃方法是正確的，能夠?qū)崿F(xiàn)面陣傳感器凝視成像。

3.3 姿態(tài)穩(wěn)定度和姿態(tài)指向精度分析

視頻成像模式實質(zhì)上是衛(wèi)星在姿態(tài)機(jī)動中成像，因此與傳統(tǒng)非機(jī)動中成像的姿態(tài)穩(wěn)定度、姿態(tài)指向精度的概念不同。本文定義指向穩(wěn)定度來表示姿態(tài)機(jī)動過程中滾動軸和俯仰軸的穩(wěn)定度。指向穩(wěn)定度是衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動導(dǎo)致視軸指向改變時，姿態(tài)角沿規(guī)劃軌跡變化過程中單位時間內(nèi)的最大偏差。偏航角的姿態(tài)穩(wěn)定度和衛(wèi)星的姿態(tài)指向精度由面陣傳感器的特點決定。下面依據(jù)3.1節(jié)的參數(shù)和3.2節(jié)的仿真結(jié)果，討論視頻衛(wèi)星成像時的姿態(tài)穩(wěn)定度和姿態(tài)指向精度指標(biāo)需求。

1) 滾動軸和俯仰軸的指向穩(wěn)定度分析

視頻成像模式要求所拍攝的視頻具有連續(xù)性，否則很難判定視場內(nèi)物體的運動情況，因此視頻中相鄰兩幀圖像的重疊率越高越好。而視頻的幀頻越高，對指向穩(wěn)定度要求就越高。對于拍攝30幀/秒的視頻，每幀圖像的成像時間ΔT約為33 ms，考慮需要留出數(shù)據(jù)傳輸時間，設(shè)傳感器的最大積分時間Tint為10ms。為保證在視頻模式下的成像質(zhì)量，在積分時間Tint內(nèi)的累積像移偏差不超過0.3個像元，由此可以計算得到滾動軸和俯仰軸的姿態(tài)指向穩(wěn)定度要求為

(7)

式中：Tint為傳感器積分時間，Tint=10 ms；LGSD為地面采樣距離，中心像元處LGSD=1.3 m。

2) 偏航角的姿態(tài)穩(wěn)定度

偏航角的穩(wěn)定度對像面造成旋轉(zhuǎn)的影響，即產(chǎn)生“像旋角”。越是遠(yuǎn)離像面中心的像點，受到偏航角的影響越大。因此通過計算正方形像的頂點所允許的最大偏航角誤差，來確定需要的偏航角姿態(tài)控制精度。

把像元視為緊密排列的正方形，頂點處的像元受到偏航角的影響最大。如圖10，B為正方形面陣傳感器的邊長，b為一個像元的尺寸，N為面陣傳感器的一列像元數(shù)，一個像元的面積為

(8)

(9)

若要求相鄰兩幀圖像像元偏移的面積不超過0.3個像元，那么重疊區(qū)域的面積不小于0.7個像元面積，即

S2≥0.7S1

(10)

由于B=N×b，將式(8)、(9)帶入式(10)，消去B和b，則Δζ只與像元數(shù)N的大小有關(guān)。

(11)

圖10 偏航角誤差導(dǎo)致的像移Fig.10 Image motion caused by the error of the yaw angle

式(11)為Δζ的最大值，取N=8192，求得Δζ=0.002 3°。那么偏航角的姿態(tài)穩(wěn)定度為

(12)

式中：ΔT為每幀圖像的成像時間，幀頻為30 幀/秒時ΔT=33ms。

因此拍攝30幀/秒的視頻，偏航角的誤差需要小于0.069 (°)/s，才能保證所有像元的偏航像移小于0.3個像元。

3) 姿態(tài)指向精度分析

雖然對于面陣成像來說，姿態(tài)指向精度不會影響成像質(zhì)量，但會使光學(xué)遙感器的視軸發(fā)生偏移。本文以多幀之間的重疊率不低于99%為要求，姿態(tài)指向控制精度的需求為

(13)

式中：ρ=1.017°為光學(xué)系統(tǒng)的視場角。

4 結(jié)束語

本文對視頻衛(wèi)星對地凝視成像模式進(jìn)行了研究，分析了視頻衛(wèi)星對地面區(qū)域目標(biāo)凝視成像時的姿態(tài)運動，以成像質(zhì)量為基本約束條件，提出面陣傳感器對地面目標(biāo)凝視成像的姿態(tài)機(jī)動規(guī)劃方法，通過衛(wèi)星與地面目標(biāo)之間的相對運動計算衛(wèi)星的三軸姿態(tài)參數(shù)的變化，對太陽同步軌道上視頻衛(wèi)星凝視成像姿態(tài)運動過程進(jìn)行仿真分析，驗證了姿態(tài)機(jī)動規(guī)劃方法的正確性和有效性，并據(jù)此討論面陣凝視成像對衛(wèi)星姿態(tài)控制精度的需求。后續(xù)需要繼續(xù)研究視頻衛(wèi)星凝視成像時的姿態(tài)控制律的設(shè)計問題。本文的研究結(jié)果可為視頻衛(wèi)星對地凝視成像模式的設(shè)計及其姿態(tài)控制方案的設(shè)計提供參考。

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(編輯：李多)

Research on Attitude Guidance Technology for Video Satellite Staring Imaging on Ground Targets

FU Kailin YANG Fang HUANG Min HUANG Qundong

(DFH Satellite Co., Ltd., Beijing 100094，China)

The video imaging observation mode requires the video satellite to stare at area targets on the ground. The relative motion between the array sensor on video satellite and the area target results in complex imaging quality problem. Firstly, an attitude kinematics model at staring imaging mode of video satellite using an array sensor is established, and the relative motion between the video satellite and the ground target is analyzed. Secondly, a kind of attitude maneuver planning method of staring imaging onto ground area target is put forward, with imaging quality as the basic constraint conditions. At last, the method is verified by numerical simulation. And on the basis of numerical simulation, the demand of attitude control accuracy for staring imaging mode of video satellite with an plane array sensor is discussed. The interpretation of result indicates that the method above mentioned is reasonable and effective. To satisfy the demand of staring imaging, the attitude directing stability should be 0.003°/s, the attitude stability of yaw axis should be 0.069°/s, and the attitude directing precision should be 0.01°.

video imaging satellite; area target; staring imaging; array sensor; attitude maneuver

2016-04-15；

2017-02-23

付凱林，男，碩士，從事航天器姿態(tài)軌道控制總體設(shè)計研究。Email：Franklin_Wy@163.com。

V443.5

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.02.008