遥感载荷地理定位视线起点确定方法和系统技术方案

本发明专利技术提供了一种遥感载荷地理定位视线起点确定方法和系统，包括：步骤1，确定载荷视线起点在卫星本体系下的位置；步骤2，确定遥感载荷探测时刻精准时间；步骤3，获取载荷探测时刻附近的卫星轨道坐标系下的三轴姿态；步骤4，插值得到载荷探测时刻的卫星姿态；步骤5，获取载荷探测时刻附近的卫星GPS系统确定的卫星位置；步骤6，计算历元天球坐标系的卫星位置；步骤7，计算载荷探测时刻卫星质心在历元天球坐标系精准位置、速度；步骤8，计算载荷探测时刻卫星质心在地球固连坐标系精准位置；步骤9，计算载荷探测时刻视线起点在地球固连坐标系精准位置。本发明专利技术方法鲁棒性强，可普遍应用于遥感载荷地理定位视线起点的精确确定。感载荷地理定位视线起点的精确确定。感载荷地理定位视线起点的精确确定。

【技术实现步骤摘要】
遥感载荷地理定位视线起点确定方法和系统


[0001]本专利技术涉及地理定位
，具体地，涉及一种遥感载荷地理定位视线起点确定方法和系统。

技术介绍

[0002]无论是何种类型的遥感卫星，其载荷数据的定位都非常重要，在对遥感载荷进行地理定位时需要确定其探测或观测视线，包括视线方向与视线起点。
[0003]高精度的视线确定是遥感载荷进行地理定位的重要保障。随着遥感载荷应用对地理定位精度要求的提升，其视线起点的确定精度要求也随之提升，现有的视线起点一般以插值得到的卫星质心作为视线起点，其起点可能包含米级～百米级误差。
[0004]文献1(Mash Nishihama et.al.MODIS Level 1A Earth Location:Algorithm Theoretical Basis Document Version 3.0，1997)给出的视线起点通过对卫星质心位置插值获取。文献2(叶君度，基于恒星测量的载荷视线确定方法研究，国防科学技术大学硕士论文，2014)与文献3(范斌，空间目标监视系统载荷视线确定技术研究，国防科本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种遥感载荷地理定位视线起点确定方法，其特征在于，包括：步骤1：根据载荷在卫星本体系下的安装位置，确定载荷视线起点在卫星本体系下的位置；步骤2：根据载荷星上内部授时系统信息，确定遥感载荷探测时刻精准时间；步骤3：获取载荷探测时刻精准时间附近的卫星姿态轨道控制系统确定的卫星轨道坐标系下的三轴姿态欧拉角；步骤4：根据载荷探测时刻精准时间附近的三轴姿态欧拉角，插值得到载荷探测时刻的卫星三轴姿态欧拉角；步骤5：获取载荷探测时刻精准时间附近的卫星GPS系统确定的卫星位置；步骤6：计算载荷探测时刻精准时间附近历元天球坐标系的卫星位置；步骤7：计算载荷探测时刻卫星质心在历元天球坐标系精准位置、速度；步骤8：计算载荷探测时刻卫星质心在地球固连坐标系精准位置；步骤9：计算载荷探测时刻地理定位视线起点在地球固连坐标系精准位置。2.根据权利要求1所述的遥感载荷地理定位视线起点确定方法，其特征在于，步骤5中卫星GPS系统确定的卫星位置依次为其中，t1,t2,
…
,t
k
为位置对应的时间；k为位置样本总数；遥感载荷探测时刻精准时间t
m
满足t1‑
t
y
≤t
m
≤t
k
+t
y
，t
y
为轨道外推时间阈值；步骤6中历元天球坐标系的卫星位置的计算公式为：其中，i＝1,2,
…
,k，T
ecr2eci
(t
i
)为t
i
时刻地球固连坐标系至历元天球坐标系的转换矩阵；T
ecr2eci
(t
i
)是由t
i
时刻岁差、章动、地球自转与极移确定的矩阵；将地球固连坐标系中的位置分别转换至历元天球坐标系，得到载荷探测时刻精准时间附近历元天球坐标系的卫星位置3.根据权利要求1所述的遥感载荷地理定位视线起点确定方法，其特征在于，所述步骤7包括：步骤7.1：根据历元天球坐标系的卫星位置采用最小二乘法结合轨道动力学递推模型确定卫星在历元天球坐标系中的精密轨道；步骤7.2：根据精密轨道计算t
m
时刻卫星质心的位置与速度4.根据权利要求1所述的遥感载荷地理定位视线起点确定方法，其特征在于，所述步骤8中卫星质心在地球固连坐标系精准位置的计算公式为：其中，T
eci2ecr
(t
m
)为t
m
时刻历元天球坐标系至地球固连坐标系的转换矩阵，T
eci2ecr
(t
m
)等于t
m
时刻地球固连坐标系至历元天球坐标系的转换矩阵T
ecr2eci
(t
m
)的转置。5.根据权利要求1所述的遥感载荷地理定位视线起点确定方法，其特征在于，步骤1中
载荷视线起点在卫星本体系下的位置为步骤4中得到的t
m
时刻的卫星三轴姿态欧拉角分别为偏航ψ、滚动角φ，俯仰角θ；则步骤9中载荷探测时刻地理定位视线起点在地球固连坐标系精准位置通过如下方法计算：其中，T
sc2orb
(t
m
)为卫星本体系至卫星轨道系的转换矩阵，T
sc2orb
(t
m
)满足：T
orb2eci
(t
m
)为卫星轨道系至历元天球坐标系的转换矩阵，T
orb2eci
(t
m
)满足：其中，为星下点方向，为星下点方向，为负角动量矢量方向，为负角动量矢量方向，为圆周速度矢量方向，T
eci2ecr
(t
m
)为t
m
时刻历元天球坐标系至地球固连坐标系的转换矩阵...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭玲玲，汪少林，王鑫，刘波，金云飞，代海山，杨春燕，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：