星上对目标姿态的定标方法和系统技术方案

本发明专利技术提供了一种星上对目标姿态的定标方法和系统，包括：步骤1：根据起始纬度幅角、结束纬度幅角以及卫星标定总时长确定每一个标定点对应的时间；步骤2：根据目标惯性空间位置和卫星的轨道确定初始定标点的惯性姿态；步骤3：根目标半径和卫星与目标的距离计算得到半视场角，进而计算得到不同定标点对应的惯性姿态；步骤4：根据得到的定标过程不同位置处的姿态，通过计算相机视场扫描的控制指令角速度及角加速度，得到卫星定标过程的姿态变化曲线。本发明专利技术通过对目标中心及边界进行扫描，通过对中心及边界共九个点进行定标，提高了定标的准确度；同时本发明专利技术设计了对目标姿态定标的最短路径，提高相机标定效率且降低控制系统成本。提高相机标定效率且降低控制系统成本。提高相机标定效率且降低控制系统成本。

【技术实现步骤摘要】
星上对目标姿态的定标方法和系统


[0001]本专利技术涉及航天器
，具体地，涉及一种星上对目标姿态的定标方法和系统。

技术介绍

[0002]观测卫星在其进入稳态模式后需要对目标星的观测，则首先要对目标姿态进行定标。例如在对太阳观测时，用太阳图像中间部分比较均匀的特点，移动太阳望远镜获得多帧太阳图像。传统的定标方式是利用相机对目标中心进行定点定标，准确度低。本专利技术通过对目标中心及边界进行扫描，通过对中心及边界共九个点进行定标，提高了定标的准确度。同时本专利技术设计了对目标姿态定标的最短路径，提高相机标定效率且降低控制系统成本。
[0003]专利文献CN101708780A公开了一种基于滑模变结构控制器和干扰观测器用于目标姿态跟踪的刚性航天器的控制方法，该方法适用于高精度与高稳定性姿态跟踪控制。专利文献CN102636150A公开了一种利用雅克比椭圆函数计算原理快速得出目标旋转角速度，从而快速确定目标姿态角的方法，但该方法仅适用于空间轴对称刚体目标姿态角的快速确定。专利文献CN1635346公开了一种空间调制型干涉光谱成像仪星上定标方法，采用均匀面光源的光谱曲线产生吸收峰将该光谱曲线与预先获得的光谱曲线比对，得到所需的定标参数，但该方法是一种地面定标方法。专利文献CN1635348公开了一种干涉型超光谱成像仪星上自聚焦镜定标系统，该方法为地面定标方法。专利文献CN1641374公开了一种星上全光路辐射定标方法，包括安装在卫星平台上的高精度光谱辐射亮度计、星载多光谱相机及支架，支架上安装有由电机驱动的漫反射白板，该方法为地面定标方法。然而，目前星上对目标姿态的定标算法未见研究。

技术实现思路

[0004]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种星上对目标姿态的定标方法和系统。
[0005]根据本专利技术提供的星上对目标姿态的定标方法，包括：
[0006]步骤1：根据起始纬度幅角、结束纬度幅角以及卫星标定总时长确定每一个标定点对应的时间；
[0007]步骤2：根据目标惯性空间位置和卫星的轨道确定初始定标点的惯性姿态；
[0008]步骤3：根目标半径和卫星与目标的距离计算得到半视场角，进而计算得到不同定标点对应的惯性姿态；
[0009]步骤4：根据得到的定标过程不同位置处的姿态，通过计算相机视场扫描的控制指令角速度及角加速度，得到卫星定标过程的姿态变化曲线。
[0010]优选的，星上对目标姿态的定标路径为九宫格，星上对目标姿态的定标路径从起始点回到起始点，卫星的每次定标时长如下：
[0011]定标点0(T0)
→
定标点1(T0+1/9T
c
s)
→
定标点2(T0+2/9T
c
s)
→
定标点3(T0+3/
9T
c
s)
→
定标点4(T0+4/9T
c
s)
→
定标点5(T0+5/9T
c
s)
→
定标点6(T0+6/9T
c
s)
→
定标点7(T0+7/9T
c
s)
→
定标点8(T0+8/9T
c
s)
→
定标点0(T0+T
c
s)；
[0012]其中，T0表示定标成像开始时间；T
c
表示定标成像总时长；s为时间单位。
[0013]优选的，计算目标星的半视场角θ0，表达式为：
[0014][0015]其中，L
ab
为卫星与目标星间距；R
b
为目标星半径。
[0016]优选的，采用三次样条插值进行路径规划，表达式为：
[0017][0018]其中，ω
f
为目标角速度；ω0为卫星初始角速度；A
max
卫星最大角加速度；T为当前相对于起动时刻的时间；a
exp
、ω
exp
、S
exp
分别表示姿态机动的角加速度、角速度和姿态角；a0、a1、a2、a3分别表示插值系数；T
f
表示加速段时长。
[0019]优选的，进行定标目标四元数计算，表达式为：
[0020][0021]其中，
△
q为定标四元素；q'
isun
表示目标定标点相对于惯性系的四元数；q
isun
表示定标中心点相对于惯性系的四元数；
[0022]定标四元素为：
[0023]第0点为[1，0，0，0]；
[0024]第1点为
[0025]第2点为
[0026]第3点为
[0027]第4点为
[0028]第5点为
[0029]第6点为
[0030]第7点为
[0031]第8点为
[0032]根据本专利技术提供的星上对目标姿态的定标系统，包括：
[0033]模块M1：根据起始纬度幅角、结束纬度幅角以及卫星标定总时长确定每一个标定点对应的时间；
[0034]模块M2：根据目标惯性空间位置和卫星的轨道确定初始定标点的惯性姿态；
[0035]模块M3：根目标半径和卫星与目标的距离计算得到半视场角，进而计算得到不同定标点对应的惯性姿态；
[0036]模块M4：根据得到的定标过程不同位置处的姿态，通过计算相机视场扫描的控制指令角速度及角加速度，得到卫星定标过程的姿态变化曲线。
[0037]优选的，星上对目标姿态的定标路径为九宫格，星上对目标姿态的定标路径从起始点回到起始点，卫星的每次定标时长如下：
[0038]定标点0(T0)
→
定标点1(T0+1/9T
c
s)
→
定标点2(T0+2/9T
c
s)
→
定标点3(T0+3/9T
c
s)
→
定标点4(T0+4/9T
c
s)
→
定标点5(T0+5/9T
c
s)
→
定标点6(T0+6/9T
c
s)
→
定标点7(T0+7/9T
c
s)
→
定标点8(T0+8/9T
c
s)
→
定标点0(T0+T
c
s)；
[0039]其中，T0表示定标成像开始时间；T
c
表示定标成像总时长；s为时间单位。
[0040]优选的，计算目标星的半视场角θ0，表达式为：
[0041][0042]其中，L
ab
为卫星与目标星间距；R
b
为目标星半径。
[0043]优选的，采用三次样条插值进行路径规划，表达式为：
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种星上对目标姿态的定标方法，其特征在于，包括：步骤1：根据起始纬度幅角、结束纬度幅角以及卫星标定总时长确定每一个标定点对应的时间；步骤2：根据目标惯性空间位置和卫星的轨道确定初始定标点的惯性姿态；步骤3：根目标半径和卫星与目标的距离计算得到半视场角，进而计算得到不同定标点对应的惯性姿态；步骤4：根据得到的定标过程不同位置处的姿态，通过计算相机视场扫描的控制指令角速度及角加速度，得到卫星定标过程的姿态变化曲线。2.根据权利要求1所述的星上对目标姿态的定标方法，其特征在于，星上对目标姿态的定标路径为九宫格，星上对目标姿态的定标路径从起始点回到起始点，卫星的每次定标时长如下：定标点0(T0)
→
定标点1(T0+1/9T
c
s)
→
定标点2(T0+2/9T
c
s)
→
定标点3(T0+3/9T
c
s)
→
定标点4(T0+4/9T
c
s)
→
定标点5(T0+5/9T
c
s)
→
定标点6(T0+6/9T
c
s)
→
定标点7(T0+7/9T
c
s)
→
定标点8(T0+8/9T
c
s)
→
定标点0(T0+T
c
s)；其中，T0表示定标成像开始时间；T
c
表示定标成像总时长；s为时间单位。3.根据权利要求1所述的星上对目标姿态的定标方法，其特征在于，计算目标星的半视场角θ0，表达式为：其中，L
ab
为卫星与目标星间距；R
b
为目标星半径。4.根据权利要求1所述的星上对目标姿态的定标方法，其特征在于，采用三次样条插值进行路径规划，表达式为：其中，ω
f
为目标角速度；ω0为卫星初始角速度；A
max
卫星最大角加速度；T为当前相对于起动时刻的时间；a
exp
、ω
exp
、S
exp
分别表示姿态机动的角加速度、角速度和姿态角；a0、a1、a2、a3分别表示插值系数；T
f
表示加速段时长。5.根据权利要求1所述的星上对目标姿态的定标方法，其特征在于，进行定标目标四元数计算，表达式为：
其中，
△
q为定标四元素；q'
isun
表示目标定标点相对于惯性系的四元数；q
isun
表示定标中心点相对于惯性系的四元数；定标四元素为：第0点为[1，0，0，0]；第1点为第2点为第3点为第4点为第5点为第6点为第7点为第8点为6.一种星上对目标...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈建新，张健，尤伟，林荣峰，程朝阳，柳明星，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：