王田野 呂旺 宋效正 信思博 董瑤海 顧強(qiáng)

(1 上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201109)(2 上海航天技術(shù)研究院，上海 201109)

干涉式垂直探測儀(GIIRS)是氣象觀測的重要儀器，其核心組件是邁克爾遜干涉儀，可對大氣的垂直分層進(jìn)行3維觀測，高頻次地獲取地球大氣的3維溫度和濕度的分布和變化，類似于對大氣做CT切片觀測，廣泛用于天氣預(yù)報、氣候和環(huán)境變化預(yù)測[1-2]。為了實現(xiàn)高精度的垂直探測，GIIRS在軌采用凝視成像模式，通過2維掃描鏡指向選定的探測區(qū)域后，以駐留模式對區(qū)域進(jìn)行連續(xù)多幀凝視成像。為了實現(xiàn)高精度探測，GIIRS成像對衛(wèi)星平臺的要求極高：垂直探測期間，要求衛(wèi)星平臺無動力學(xué)干擾，確保遙感數(shù)據(jù)的質(zhì)量；要求GIIRS視線的指向穩(wěn)定，確保駐留期間的多幀圖像的相對位置關(guān)系配準(zhǔn)精確。衛(wèi)星的活動部件往復(fù)運(yùn)動引起的動力學(xué)干擾會對GIIRS的成像產(chǎn)生嚴(yán)重干擾；同時，衛(wèi)星的姿態(tài)抖動、軌道攝動均會引起GIIRS視線指向的變化[3]，導(dǎo)致駐留期間的圖像產(chǎn)生運(yùn)動，對遙感數(shù)據(jù)的定量化應(yīng)用造成重要影響。為了滿足GIIRS的駐留探測需求，要求駐留期間(一般不小于30 s)的視線指向變化不超過1/3像元。以風(fēng)云四號衛(wèi)星的GIIRS為例，GIIRS空間分辨率為56 μrad，即要求駐留期間的視線指向變化不超過18 μrad，而傳統(tǒng)的姿態(tài)控制方法很難保證長時間的視線穩(wěn)定，因此需要探索新的GIIRS視線指向補(bǔ)償方法。

為了解決GIIRS的成像問題，目前多采用圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)(INR)[4-5]技術(shù)。其中，圖像導(dǎo)航(Image Navigation)是指確定圖像中每個像元所對應(yīng)目標(biāo)的絕對地理位置(經(jīng)度、緯度)；圖像配準(zhǔn)(Image Registration)是指保持或確定分別處于相鄰2幅圖像中對應(yīng)像元所對應(yīng)地表目標(biāo)的相對位置關(guān)系。對像元所對應(yīng)目標(biāo)的定位和配準(zhǔn)，合稱“圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)”。圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)系統(tǒng)在軌實時工作，用于補(bǔ)償空間環(huán)境各種長周期和短周期擾動對GIIRS成像的影響，為GIIRS提供近似理想的成像環(huán)境。

圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)技術(shù)的實施途徑包括動力學(xué)補(bǔ)償和圖像運(yùn)動補(bǔ)償2個部分[6]。動力學(xué)補(bǔ)償是利用動量輪組前饋抵消星上活動部件對衛(wèi)星平臺姿態(tài)穩(wěn)定度的影響，保證GIIRS在理想的動力學(xué)環(huán)境下成像；圖像運(yùn)動補(bǔ)償是通過給掃描鏡增加補(bǔ)償量的方式消除星上各類擾動對GIIRS視線的影響[7-8]，使GIIRS在凝視期間的視線指向穩(wěn)定。GIIRS圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)精度要求高，流程復(fù)雜，實現(xiàn)難度很大[9-10]。為了降低在軌應(yīng)用風(fēng)險，需要在地面通過試驗驗證技術(shù)的準(zhǔn)確性。

通過調(diào)研分析，歐洲“第3代氣象衛(wèi)星”(MTG)在研發(fā)時期構(gòu)建了圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)技術(shù)仿真評估系統(tǒng)[11]，利用衛(wèi)星和遙感儀器的幾何特征，引入各項影響圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)性能的因素，以數(shù)學(xué)仿真的方式驗證圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)技術(shù)的有效性。在國內(nèi)，文獻(xiàn)[12]中提出了一種圖像導(dǎo)航與配準(zhǔn)半物理仿真試驗方法，通過構(gòu)建數(shù)管計算機(jī)、有效載荷分系統(tǒng)模擬器、動力學(xué)與姿態(tài)軌道控制模擬器、地面遙測遙控系統(tǒng)和性能驗證評估系統(tǒng)，對圖像導(dǎo)航與配準(zhǔn)技術(shù)方案進(jìn)行了仿真驗證。上述數(shù)學(xué)仿真系統(tǒng)和半物理仿真系統(tǒng)未引入真實的控制對象，且無法對各項誤差因素進(jìn)行精確建模，只能驗證星上圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)技術(shù)流程的正確性，無法對技術(shù)指標(biāo)進(jìn)行定量考核。為此，本文提出了一種全物理仿真成像試驗方法，在地面利用3軸氣浮臺真實模擬GIIRS和衛(wèi)星在軌的動力學(xué)工作環(huán)境[13-14]，并通過GIIRS樣機(jī)和目標(biāo)源系統(tǒng)構(gòu)建成像系統(tǒng)，以成像的方式進(jìn)行高精度定量考核。

1 試驗方法

GIIRS圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)成像試驗的總體思路是：在地面模擬GIIRS受擾動后的動態(tài)成像特性，通過對比分析導(dǎo)航配準(zhǔn)補(bǔ)償功能開啟前后的GIIRS成像效果，驗證圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)技術(shù)的有效性，見圖1。

圖1 試驗總體思路Fig.1 Overall approach for test

1.1 試驗流程

GIIRS圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)包括動力學(xué)補(bǔ)償和圖像運(yùn)動補(bǔ)償，下面分別設(shè)計試驗流程。

1.1.1 動力學(xué)補(bǔ)償試驗

動力學(xué)補(bǔ)償試驗的作用是驗證活動部件擾動的抑制效果。試驗流程為：①建立氣浮狀態(tài)，模擬空間動力學(xué)環(huán)境；②啟動姿態(tài)控制系統(tǒng)，模擬衛(wèi)星3軸穩(wěn)定姿態(tài)控制；③啟動活動部件，采集3軸氣浮臺姿態(tài)穩(wěn)定度數(shù)據(jù)評估活動部件對衛(wèi)星平臺和GIIRS的影響；④開啟動力學(xué)補(bǔ)償功能，驗證動力學(xué)補(bǔ)償效果。

動力學(xué)補(bǔ)償效果的評價依據(jù)為3軸氣浮臺的姿態(tài)穩(wěn)定度。通過對比動力學(xué)補(bǔ)償開啟前后3軸氣浮臺的姿態(tài)穩(wěn)定度變化，評估動力學(xué)補(bǔ)償?shù)挠行浴?/p>

1.1.2 圖像運(yùn)動補(bǔ)償試驗

圖像運(yùn)動補(bǔ)償試驗的作用是驗證GIIRS視線運(yùn)動的抑制效果。試驗流程為：①建立氣浮狀態(tài)，模擬空間動力學(xué)環(huán)境；②啟動姿態(tài)控制系統(tǒng)，模擬衛(wèi)星3軸穩(wěn)定姿態(tài)控制；③啟動姿態(tài)運(yùn)動功能，模擬衛(wèi)星在軌姿態(tài)變化對GIIRS的影響；④開啟圖像運(yùn)動補(bǔ)償功能，驗證動力學(xué)補(bǔ)償效果。

試驗中的姿態(tài)運(yùn)動范圍應(yīng)結(jié)合衛(wèi)星實際的工作模式和控制性能設(shè)計，下面給出一種典型的姿態(tài)運(yùn)動規(guī)律，姿態(tài)指向精度為0.01°，姿態(tài)穩(wěn)定度為0.000 5(°)/s，滾動和俯仰姿態(tài)導(dǎo)引規(guī)律為

(1)

式中：φ和θ分別為滾動角和俯仰角，(°)；t為姿態(tài)運(yùn)動時間，s。

姿態(tài)運(yùn)動曲線見圖2。

圖2 3軸氣浮臺姿態(tài)角曲線Fig.2 Attitude angle curves of three-axis air-bearing platform

圖像運(yùn)動補(bǔ)償試驗設(shè)計了關(guān)閉圖像運(yùn)動補(bǔ)償和開啟圖像運(yùn)動補(bǔ)償2個成像試驗工況，以圖像中的目標(biāo)距離預(yù)期位置的角距偏差作為補(bǔ)償?shù)脑u價指標(biāo)。通過對比圖像運(yùn)動補(bǔ)償開啟前后的目標(biāo)位置偏移誤差評估圖像運(yùn)動補(bǔ)償?shù)挠行浴?/p>

1.2 難點(diǎn)和解決途徑

1.2.1 GIIRS力學(xué)環(huán)境模擬

在地面模擬GIIRS在軌力學(xué)環(huán)境的難點(diǎn)主要體現(xiàn)在：①GIIRS和衛(wèi)星的實際工作環(huán)境為零重力、微擾動的空間環(huán)境，在地面要真實模擬出GIIRS和衛(wèi)星在空間環(huán)境下的動力學(xué)特性；②GIIRS在軌的活動部件擾動特性復(fù)雜，要在地面對活動部件的干擾進(jìn)行模擬。

為了解決GIIRS空間環(huán)境的模擬，采用3軸氣浮臺等慣量模擬衛(wèi)星平臺，通過氣浮球軸承的氣體潤滑實現(xiàn)零重力、低摩擦的3軸自由轉(zhuǎn)動。為了模擬活動部件擾動對GIIRS的影響，將2維掃描運(yùn)動機(jī)構(gòu)安裝在3軸氣浮臺上，等效模擬星上活動機(jī)構(gòu)的往復(fù)掃描運(yùn)動，產(chǎn)生的干擾力矩作用在3軸氣浮臺上，真實模擬衛(wèi)星在軌工作期間活動部件運(yùn)動對衛(wèi)星平臺和GIIRS的影響。

1.2.2 圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)效果評估

高精度遙感衛(wèi)星的圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)精度要求高，一般為角秒量級，地面缺少高精度的圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)測量設(shè)備，需要設(shè)計專用的評估方法。為了實現(xiàn)圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)效果評估，本文設(shè)計基于GIIRS成像結(jié)果的導(dǎo)航配準(zhǔn)評估方法，由目標(biāo)源系統(tǒng)(見圖3)和GIIRS樣機(jī)共同實現(xiàn)。其中：目標(biāo)源系統(tǒng)為準(zhǔn)直光源，可模擬無窮遠(yuǎn)處的觀測目標(biāo)；GIIRS樣機(jī)安裝在3軸氣浮臺上，對安裝在地面的目標(biāo)源系統(tǒng)進(jìn)行成像，模擬對地球成像過程。利用GIIRS樣機(jī)的成像結(jié)果，可實現(xiàn)GIIRS的動態(tài)視線高精度測量，用于評估圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)精度。

圖3 目標(biāo)源系統(tǒng)Fig.3 Target source system

1.3 誤差分析

GIIRS圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)全物理仿真成像試驗存在一定的誤差，會影響最終的試驗結(jié)果，下面對主要的誤差因素進(jìn)行分析。

(1)成像系統(tǒng)誤差。成像過程中有多種因素可能引起誤差，包括空氣流動折射、外部振動干擾、目標(biāo)源系統(tǒng)的光學(xué)準(zhǔn)直度誤差、GIIRS樣機(jī)的成像不均勻性等。

(2)圖像處理誤差。為獲取目標(biāo)在圖像中的位置，需要對成像靶標(biāo)中心位置進(jìn)行提取，在提取過程中會引入誤差。

為了驗證成像系統(tǒng)誤差和圖像處理誤差對試驗結(jié)果的影響，可在靜止?fàn)顟B(tài)下進(jìn)行成像，并提取靶標(biāo)圖像的中心點(diǎn)坐標(biāo)(見圖4)。經(jīng)數(shù)據(jù)分析，靜止?fàn)顟B(tài)下的中心點(diǎn)提取坐標(biāo)分布在3.06 μrad為半徑的范圍內(nèi)，即成像誤差和圖像處理誤差的綜合影響為3.06 μrad(3σ)。

圖4 靜止?fàn)顟B(tài)下的成像目標(biāo)軌跡Fig.4 Imaging target trajectory in a static state

(3)時間延遲引起的誤差。圖像運(yùn)動補(bǔ)償需要實時獲取衛(wèi)星姿態(tài)信息進(jìn)行補(bǔ)償量計算，但姿態(tài)確定環(huán)節(jié)存在微小的時間延遲，導(dǎo)致補(bǔ)償滯后，誤差為

E=ω·T

(2)

式中：ω為最大姿態(tài)角速度；T為延時時間。

本文試驗最大姿態(tài)角速度為0.0006 28(°)/s，姿態(tài)角采樣周期為0.1 s，時間延遲最大為1個采樣周期，引起的誤差最大為1.1 μrad。

綜上所述，考慮成像系統(tǒng)誤差、圖像處理誤差和時間延遲誤差，成像試驗引入的最大誤差為4.16 μrad，可滿足導(dǎo)航配準(zhǔn)試驗需求。

2 風(fēng)云四號衛(wèi)星應(yīng)用實例

2.1 試驗系統(tǒng)組成

GIIRS圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)成像試驗系統(tǒng)由3軸氣浮臺、姿態(tài)控制系統(tǒng)和成像系統(tǒng)組成，試驗場景如圖5所示。

圖5 GIIRS圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)成像試驗場景Fig.5 INR (image navigation and registration) test scene for GIIRS

(1)3軸氣浮臺用于模擬衛(wèi)星在軌的慣量特性和零重力微擾動下自由運(yùn)動環(huán)境[14]。采用的3軸氣浮臺承載大于5500 kg，綜合干擾力矩小于0.003 N·m，慣量調(diào)節(jié)能力為3000～7500 kg·m2。

(2)姿態(tài)控制系統(tǒng)包括姿態(tài)測量敏感器、執(zhí)行機(jī)構(gòu)和姿態(tài)控制計算單元。姿態(tài)測量敏感器采用激光陀螺和2臺光電自準(zhǔn)直儀，可模擬衛(wèi)星在軌的陀螺-星敏感器聯(lián)合定姿，姿態(tài)測量精度達(dá)到1″；執(zhí)行機(jī)構(gòu)為3臺反作用飛輪；姿態(tài)控制計算單元為姿軌控計算機(jī)樣機(jī)。姿態(tài)控制系統(tǒng)具備臺體穩(wěn)定控制功能，控制指向精度達(dá)到3角秒，姿態(tài)穩(wěn)定度達(dá)到1×10-4(°)/s。

(3)成像系統(tǒng)包括GIIRS樣機(jī)和目標(biāo)源。其中：GIIRS樣機(jī)與GIIRS的設(shè)計原理相同，具備高精度成像功能，模擬在軌凝視成像過程；同時，GIIRS樣機(jī)的二維掃描機(jī)構(gòu)可模擬活動部件運(yùn)動特性，用于驗證動力學(xué)擾動對GIIRS凝視成像的影響。目標(biāo)源可模擬無窮遠(yuǎn)處星圖等多類型成像目標(biāo)，結(jié)合GIIRS樣機(jī)模擬衛(wèi)星遠(yuǎn)場成像，通過成像結(jié)果評估圖像運(yùn)動補(bǔ)償?shù)男Ч?/p>

2.2 動力學(xué)補(bǔ)償試驗

以風(fēng)云四號衛(wèi)星為例，星上活動部件的運(yùn)動規(guī)律如圖6所示。由于活動部件繞衛(wèi)星俯仰軸轉(zhuǎn)動，干擾力矩主要影響衛(wèi)星的俯仰方向。通過對比動力學(xué)補(bǔ)償開啟前后俯仰軸方向的姿態(tài)穩(wěn)定度變化，評估動力學(xué)補(bǔ)償效果。

圖7為姿態(tài)穩(wěn)定度時域?qū)Ρ?。動力學(xué)補(bǔ)償未開啟時，受到掃描鏡周期性運(yùn)動的影響，姿態(tài)角速度有明顯的周期性振動，姿態(tài)穩(wěn)定度為0.000 183(°)/s；動力學(xué)補(bǔ)償開啟后，有效抵消了活動部件運(yùn)動對平臺的影響，姿態(tài)角速度無明顯周期性的振動，姿態(tài)穩(wěn)定度達(dá)到0.000 093(°)/s。

圖6 活動部件掃描運(yùn)動規(guī)律Fig.6 Scanning rule of moving components

圖7 姿態(tài)穩(wěn)定度時域?qū)Ρ菷ig.7 Comparison of attitude stability in time domain

為了進(jìn)一步分析動力學(xué)補(bǔ)償?shù)男Ч?，對姿態(tài)角速度數(shù)據(jù)進(jìn)行傅里葉變換，在頻域分析試驗結(jié)果。如圖8所示：動力學(xué)補(bǔ)償開啟前，姿態(tài)角速度在東西掃描鏡工作頻段(0.435 Hz)附近的響應(yīng)幅值為7.88×10-5(°)/s；動力學(xué)補(bǔ)償開啟后，姿態(tài)角速度在掃描鏡工作頻段(0.435 Hz)附近的響應(yīng)幅值降至1.51×10-5(°)/s。因此，動力學(xué)補(bǔ)償開啟后，補(bǔ)償了80.8%的響應(yīng)幅值，有效抵消了掃描鏡運(yùn)動對氣浮臺姿態(tài)穩(wěn)定度的周期性影響，表明動力學(xué)補(bǔ)償有效。

圖8 姿態(tài)穩(wěn)定度頻域?qū)Ρ菷ig.8 Comparison of attitude stability in frequency domain

2.3 圖像運(yùn)動補(bǔ)償試驗

GIIRS樣機(jī)模擬GIIRS對地球成像，成像靶標(biāo)為星點(diǎn)，圖像光斑位置坐標(biāo)通過重心法求解。

1)關(guān)閉圖像運(yùn)動補(bǔ)償結(jié)果

3軸氣浮臺按式(1)的運(yùn)動規(guī)律進(jìn)行姿態(tài)導(dǎo)引，由GIIRS樣機(jī)遙感圖像中的目標(biāo)點(diǎn)信息提取出的臺體姿態(tài)與氣浮臺姿態(tài)測量信息對比，如圖9所示?？梢钥闯觯簣D像移動軌跡與平臺姿態(tài)角變化趨勢一致，說明圖像移動主要由臺體姿態(tài)運(yùn)動引起，成像誤差不符合隨機(jī)誤差規(guī)律。經(jīng)數(shù)據(jù)統(tǒng)計分析，99.73%的實際成像目標(biāo)點(diǎn)與期望位置的距離在272.025 6 μrad內(nèi)(圖9中圓圈表示)。

圖9 關(guān)閉圖像運(yùn)動補(bǔ)償時的成像目標(biāo)軌跡Fig.9 Imaging target trajectory without IMC (image motion compensation)

2)開啟圖像運(yùn)動補(bǔ)償

開啟圖像運(yùn)動補(bǔ)償后，在圖像運(yùn)動補(bǔ)償?shù)淖饔孟?，GIIRS樣機(jī)遙感圖像中的目標(biāo)并未隨著臺體的姿態(tài)運(yùn)動發(fā)生移動，而是集中在一定區(qū)域范圍內(nèi)(見圖10)。圖11給出了成像誤差分布特征，基本符合正態(tài)分布規(guī)律。采用正態(tài)分布3σ統(tǒng)計公式，得出補(bǔ)償后實際成像目標(biāo)點(diǎn)與期望位置的距離分布在13.782 0 μrad(3σ)內(nèi)(圖10中圓圈表示)。

圖10 開啟圖像運(yùn)動補(bǔ)償后的成像目標(biāo)軌跡Fig.10 Imaging target trajectory with IMC

圖11 開啟圖像運(yùn)動補(bǔ)償后的成像誤差分布特征Fig.11 Imaging error distribution with IMC

3 在軌試驗結(jié)果

為了驗證GIIRS圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)技術(shù)的有效性，風(fēng)云四號衛(wèi)星發(fā)射入軌后開展了專項測試，通過在軌成像數(shù)據(jù)評估GIIRS圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)效果。GIIRS對地凝視成像，30 s內(nèi)對同一區(qū)域連續(xù)成像24幀，圖像質(zhì)量清晰，未受到星上動力學(xué)擾動的影響(見圖12)。通過對多幀圖像進(jìn)行對比分析(見圖13)可知：幀間配準(zhǔn)誤差小于0.12像元(6.7 μrad)，與地面導(dǎo)航配準(zhǔn)成像試驗的結(jié)果相似，表明地面動力學(xué)補(bǔ)償試驗和圖像運(yùn)動補(bǔ)償試驗方法可有效驗證GIIRS圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)技術(shù)。

圖12 GIIRS遙感圖像Fig.12 An image taken by GIIRS

圖13 圖像配準(zhǔn)結(jié)果Fig.13 Results of image registration

4 結(jié)論

為解決GIIRS圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)技術(shù)的地面驗證問題，本文提出了一種全物理仿真成像試驗方法，完成了GIIRS的動力學(xué)補(bǔ)償試驗和圖像運(yùn)動補(bǔ)償試驗，得到結(jié)論如下。

(1)通過對成像試驗誤差分析，考慮GIIRS樣機(jī)成像誤差、圖像處理誤差和時間延時誤差等誤差項的影響，GIIRS成像試驗引入的誤差不超過5 μrad。

(2)成像試驗結(jié)果表明：動力學(xué)補(bǔ)償消除了掃描鏡工作頻段附近80.8%的響應(yīng)幅值，姿態(tài)穩(wěn)定度達(dá)到0.000 093 (°)/s；圖像運(yùn)動補(bǔ)償消除了95%的GIIRS視線指向誤差，圖像配準(zhǔn)精度達(dá)到13.782 0 μrad，均滿足指標(biāo)要求，證明了GIIRS圖像導(dǎo)航配準(zhǔn)技術(shù)的正確性。

(3)風(fēng)云四號衛(wèi)星發(fā)射后，GIIRS凝視成像期間的幀間圖像配準(zhǔn)精度達(dá)到0.12像元(6.3 μrad)。剔除地面成像試驗誤差后，星地結(jié)果基本一致，表明地面成像試驗方法有效，對新技術(shù)的驗證具有重要作用。