星载微波遥感仪器变形的在轨补偿方法与流程

本发明涉及遥感仪器建模方法技术领域，具体涉及一种星载微波遥感仪器变形的在轨补偿方法。

背景技术：

图像定位配准是影响卫星遥感图像产品质量的关键指标，直接反映了遥感图像信息与目标之间的空间对应关系。对遥感卫星业务图像产品定位的定量应用有着重要作用，如对区域复杂情况的精确定位，准确跟踪恶劣天气以及生成云图动画等。

卫星轨道和姿态漂移、卫星热变形、仪器伺服误差、姿态控制系统噪声、动力学内部作用等误差源使得仪器视线偏离标称方向，导致图像像素与地理位置的对应关系产生偏差。卫星的轨道位置变化可由地面站测定后进行补偿或校正；姿态指向变化可由星上姿态敏感器精确测量后进行补偿或校正。而热环境、力学环境等因素引起的卫星平台、仪器在轨变形机理复杂，因此各国静止轨道遥感卫星制造商均针对遥感仪器的光路特性设计相应的补偿方案，包括美国的goes系列卫星、俄罗斯的electro-l、日本的himawari-8、欧洲的mtg、中国的fy-4卫星等。goes-i～m系列卫星的inr系统采用的图像运动补偿系统方案是：地面应用系统每天上注未来1天内卫星轨道、姿态和热变形漂移参数，星上计算机根据上注参数和扫描反射机构二维转角实时计算图像配准补偿信号并发送给扫描镜的控制环路。图像运动补偿算法根据卫星长周期轨道递推参数和仪器内部变形预报模型，代入当前扫描镜的扫描角和步进角位置，计算补偿量。goes-nop系列卫星图像导航与配准方面有较大改进，采用了基于imager和星敏感器的“参数化系统误差校正方法”，用于消除卫星图像的畸变和系统偏差。该方法将卫星遥感仪器观测恒星的数据、观测地标的数据、地面测距信息引入轨道姿态确定系统(oads)，用迭代的方式获取确定系数，而后代入星上的补偿系统进行计算。我国的fy-4光学星通过在轨成像补偿，实现了几十微弧级别的图像定位配准精度，达到世界领先水平。

但上述卫星有效载荷中均没有微波遥感载荷，我国在研的静止轨道微波遥感卫星是全球首颗静止轨道微波遥感卫星，是未来全球气象预报体系的重要组成部分，其中主载荷是微波探测仪。由于静止轨道微波探测频段向高频扩展，为满足空间分辨率要求，其天线反射面口径远大于常规天线口径，受限于火箭整流罩尺寸，需要将天线先折叠起来，入轨后再展开完成部署。展开动作可能造成微波各反射面的相对角度和位置偏离标称值。其次，卫星在轨运行时，展开机构的挠性振动导致反射面的角度和位置偏离标称值。与光学遥感卫星不同的是，微波遥感天线反射面不仅由平面反射面还由曲面反射面构成。平面反射面的位移不改变光路反射方向，因此光学遥感星不需要对反射面位移误差建模。而曲面反射面位移直接导致光路方向变化，进而改变对地观测视向量指向，因此在微波遥感卫星光路建模中，不可忽略反射面位移误差。最后，相比于光学遥感卫星，静止轨道微波遥感卫星反射面数量更多，视向量经过多重反射后才进入成像系统，光路更加复杂。

综上各种因素可知，当前考虑仪器变形的卫星图像定位配准研究多面向光学遥感仪器，而微波遥感仪器比光学遥感仪器的光路建模更加复杂，具有一定特殊性。为实现微波遥感仪器的高精度图像定位配准，需根据微波遥感仪器的结构特性，设计相应的在轨补偿方法。

经检索：吕旺的博士学位论文《静止气象卫星成像导航配准研究》(2017年)以风云四号辐射成像仪作为研究对象，进行了图像导航配准研究。针对由热环境、应力等因素引起的遥感仪器在轨变形问题，提出双模型建模方法。用物理模型详细描述机械变形对视向量的影响，用等效模型作为补偿算法。但该方法仅对带平面镜扫描反射成像的光学遥感仪器有效。

rwhvanbezooijen等人在《proceedingsofthespie》(2016)发表的文章《imagenavigationandregistrationforthegeostationarylightningmapper(glm)》，提出了利用海岸线识别与匹配技术，辨识闪电成像仪的变形，同时考虑卫星姿态、轨道位置等多种影响因素，将像素映射到实际地理经纬度的方法。但是该方法不能实现在轨补偿。

专利号cn104764443a的发明专利《一种光学遥感卫星严密成像几何模型构建方法》介绍了一种利用卫星相机内外方位元素构建光学遥感卫星影像的的严密成像几何模型的方法。但该方法不适用于微波遥感仪器。

张过、祝彦敏、费文波、李德仁在《测绘通报》第五期(2009年)的文章《高分辨sar-gec影像严密成像几何模型及其应用研究》中，提出了构建sar影像gec产品严密成像几何模型的方法。但是该方法简化了仪器内部畸变的建模，无法充分描述扫描式微波成像仪器的变形机理。

因此，有必要设计一种能够根据微波遥感仪器的结构特性，实现微波遥感仪器的高精度图像定位配准的星载微波遥感仪器变形的在轨补偿方法。

技术实现要素：

针对现有技术的缺陷，本发明的目的是提供星载微波遥感仪器变形的在轨补偿方法，本发明能够根据微波遥感仪器的结构特性，实现微波遥感仪器的高精度图像定位配准。

本发明涉及一种星载微波遥感仪器变形的在轨补偿方法，将仪器光路模型中的参数分为变形参数、旋转扫描角和其它结构参数，光路模型输出仪器指向探测目标的视向量簇。

进一步地，所述仪器指向探测目标的视向量簇，是从馈源出射波束-3db包络渐近面上等间隔的波束边界视线矢量和波束中心视向量，经天线各反射面反射作用后，最终从主反射面出射的视线单位向量的集合。

进一步地，在各变形误差均为小量的前提下，视向量偏差近似为各变形误差造成的视向量偏差的线性叠加。

进一步地，通过x指向角敏感度矩阵来表示从变形量到视向量x指向角偏差的函数关系，通过y指向角敏感度矩阵来表示从变形量到视向量y指向角偏差的函数关系，如下所示：

式中ε表示x指向角偏差向量(y指向角偏差向量)，s表示x指向角(y指向角)敏感度矩阵，p表示视向量x指向角(y指向角)偏差向量，pk表示x指向角(y指向角)敏感度向量。

进一步地，所述视向量偏差，包括x指向角偏差和y指向角偏差，视向量x指向角(y指向角)偏差是实际视向量x指向角(y指向角)与标称视向量x指向角(y指向角)的差值，视向量x指向角(y指向角)定义为视向量与卫星本体系yz面(xz面)的夹角，当视向量沿+x(+y)轴方向时，x指向角为正。

进一步地，所述x指向角偏差向量(y指向角偏差向量)，以傅立叶级数系数为坐标，将x指向角偏差曲线(y指向角偏差曲线)映射为以傅立叶级数的基函数为基的多维空间中的一个向量，称为x指向角偏差向量(y指向角偏差向量)；

所述x指向角偏差曲线(y指向角偏差曲线)，是指向探测目标的中心视向量在卫星本体坐标系下的x指向角偏差值(y指向角偏差值)随旋转扫描角的变化曲线。

进一步地，所述x指向角(y指向角)敏感度矩阵，x指向角(y指向角)敏感度矩阵由各变形参数的x指向角(y指向角)敏感度向量构成，x指向角(y指向角)敏感度矩阵的每一列表示相应变形参数的x指向角(y指向角)敏感度向量，每一行表示各变形参数的x指向角(y指向角)敏感度在x指向角(y指向角)敏感度空间其中一个轴的投影。

进一步地，所述x指向角敏感度向量(y指向角敏感度向量)，以傅立叶级数系数为坐标，将x指向角敏感度曲线(y指向角敏感度曲线)映射为以傅立叶级数的基函数为基的多维空间(称为敏感度空间)中的一个向量，称为x指向角敏感度向量(y指向角敏感度向量)；

所述x指向角敏感度曲线(y指向角敏感度曲线)，定义为某一变形参数为非零小量，而其它变形参数均为零的情况下，指向探测目标的中心视向量在卫星本体坐标系下的x指向角偏差值(y指向角偏差值)与该变形参数的比值随旋转扫描角的变化曲线。

进一步地，根据x指向角敏感度矩阵和y指向角敏感度矩阵，结合补偿控制自由度约束，构建补偿矩阵，通过数值优化方法求解相应的补偿量，

所述k1,k2是加权系数，δ是补偿控制量，t是补偿矩阵，所述补偿矩阵，形式如下：

本发明的星载微波遥感仪器变形的在轨补偿方法，包括如下步骤：步骤1，几何标定方法解算视向量在卫星本体坐标系下x指向角偏差曲线、y指向角偏差曲线；

步骤2，通过多阶傅立叶级数拟合x指向角偏差曲线、y指向角偏差曲线，解算x指向角偏差向量、y指向角偏差向量；

步骤3，通过仪器的光路模型，解算各变形误差参数相应的x指向角敏感度曲线和y指向角敏感度曲线；

步骤4，通过多阶傅立叶级数拟合各变形参数的x指向角敏感度曲线和y指向角敏感度曲线，解算各变形参数相应的x指向角敏感度向量、y指向角敏感度向量；

步骤5，根据敏感度向量，构建敏感度矩阵；

步骤6，通过敏感度分析，剔除低敏感度变形参数，根据在轨补偿控制运动自由度约束，构建补偿矩阵；

步骤7，根据补偿矩阵、x指向角偏差向量、y指向角偏差向量，通过数值优化方法求解相应的补偿量。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明的星载微波遥感仪器变形的在轨补偿方法，适用于含有旋转抛物面反射面、旋转双曲面反射面、平面反射面以及旋转轴系等多种机构的微波遥感仪器，能够用于求解常见星载微波遥感仪器变形的在轨补偿量；

2、本发明的星载微波遥感仪器变形的在轨补偿方法，计算方法简单，计算结果准确，能够应用在多种星载微波遥感仪器上，通用性强，适用范围广；

3、本发明的星载微波遥感仪器变形的在轨补偿方法，针对由热环境、应力等因素引起的遥感仪器在轨变形问题，详细描述机械变形对视向量的影响，该方法对多种星载微波遥感仪器均有效；

4、本发明的星载微波遥感仪器变形的在轨补偿方法，充分展示了星载微波遥感仪器变形的变形机理，并且针对该变形能够实现在轨补偿。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明的星载微波遥感仪器变形的在轨补偿方法流程图；

图2为本发明的馈源和出射波束示意图；

图3为某星载微波遥感仪器内部光路示意图；

图4为某星载微波遥感仪器存在光路组件变形时的视向量方向图；

图5为某星载微波遥感仪器中心视向量x指向角偏差曲线和y指向角偏差曲线示意图；

图6为某星载微波遥感仪器视向量关于某变形参数的x指向角偏差敏感度曲线和y指向角偏差敏感度曲线；

图7为某星载微波遥感仪器刚体变形在轨补偿前后的视向量方向对比图；

图8为某星载微波遥感仪器存在某位移变形时的波束在卫星本体系的指向示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对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。

实施例

本实施例中，本发明的星载微波遥感仪器变形的在轨补偿方法，包括如下步骤：

步骤1，几何标定方法解算视向量在卫星本体坐标系下x指向角偏差曲线、y指向角偏差曲线；

步骤2，通过多阶傅立叶级数拟合x指向角偏差曲线、y指向角偏差曲线，解算x指向角偏差向量、y指向角偏差向量；

步骤3，通过仪器的光路模型，解算各变形误差参数相应的x指向角敏感度曲线和y指向角敏感度曲线；

步骤4，通过多阶傅立叶级数拟合各变形参数的x指向角敏感度曲线和y指向角敏感度曲线，解算各变形参数相应的x指向角敏感度向量、y指向角敏感度向量；

步骤5，根据敏感度向量，构建敏感度矩阵；

步骤6，通过敏感度分析，剔除低敏感度变形参数，根据在轨补偿控制运动自由度约束，构建补偿矩阵；

步骤7，根据补偿矩阵、x指向角偏差向量、y指向角偏差向量，通过数值优化方法求解相应的补偿量。

接下来对本发明进行详细的描述。

本发明的目的是提供星载微波遥感仪器变形的在轨补偿方法，本发明能够根据微波遥感仪器的结构特性，实现微波遥感仪器的高精度图像定位配准。

如图1至图6所示，本发明一较佳实施例的某星载微波遥感仪器光路变形的在轨补偿方法，包括如下步骤：

步骤1，几何标定方法解算中心视向量在卫星本体坐标系下x指向角偏差曲线、y指向角偏差曲线。

根据遥感图像，采用几何标定方法，解得中心视向量在卫星本体系下x指向角偏差曲线和y指向角偏差曲线如图5散点图所示。

步骤2，通过多阶傅立叶级数拟合x指向角偏差曲线、y指向角偏差曲线，解算x指向角偏差向量、y指向角偏差向量。

采用二阶傅立叶级数拟合x指向角偏差曲线和y指向角偏差曲线，结果如图5曲线所示。相应地，x指向角偏差向量px、y指向角偏差向量py为：

步骤3，通过仪器的光路模型，解算各变形误差参数相应的x指向角敏感度曲线和y指向角敏感度曲线。

以主反射面绕自身固连坐标系的x轴旋转的角度变形参数为例，令(ε为非零小量)，其它变形参数为零，代入仪器的光路模型解得的x指向角敏感度曲线和y指向角敏感度曲线如图6实线所示。

其它变形参数的x指向角敏感度曲线和y指向角敏感度曲线求解同理。

步骤4，通过多阶傅立叶级数拟合各变形参数的x指向角敏感度曲线和y指向角敏感度曲线，解算各变形参数相应的x指向角敏感度向量、y指向角敏感度向量。

以主反射面绕自身固连坐标系的x轴旋转的角度变形参数为例，采用如下所示二阶傅立叶级数:

f(x)＝a+bcos(wx)+csin(wx)+dcos(2wx)+esin(2wx)

拟合光路模型解算得到的x指向角敏感度曲线和y指向角敏感度曲线，得到拟合结果曲线如图6虚线所示。

以x指向角敏感度曲线为例，二阶傅立叶级数拟合结果的各项系数如下表所示：

表1的x指向角偏差随旋转扫描叫角变化曲线的傅立叶级数拟合结果

相应地，的x指向角敏感度向量为：

其它变形参数的x指向角敏感度向量和y指向角敏感度向量求解过程同理。

步骤5，根据敏感度向量，构建敏感度矩阵。

将本实例中星载微波遥感仪器的21个变形参数的x指向角敏感度向量px从左到右排列，得到x指向角敏感度矩阵sx，该矩阵为5×21阶矩阵。

将本实例中星载微波遥感仪器的21个变形参数的y指向角敏感度向量py从左到右排列，得到y指向角敏感度矩阵sy，该矩阵为5×21阶矩阵。

步骤6，通过敏感度分析，剔除低敏感度变形参数，根据在轨补偿控制运动自由度约束，构建补偿矩阵。

比较各变形参数的最大敏感度分析，剔除低敏感度的变形参数。最终得到x指向角敏感度较高的变形参数δθf,δθe,δθd,δffx,δeex,δccz,δaaz共7个；y指向角敏感度较高的变形参数为δffy,δeey,δccz,δaay共7个。

在本实例中的在轨补偿控制，只允许对主反射面、第一副反射面和第二副反射面进行操作。即补偿控制变量限制为以下：主反射面的五个自由度θf,xf,yf,zf；第一副反射面的五个自由度θe,xe,ye,ze；和第二副反的五个自由度θd,xd,yd,zd。

结合敏感度分析结果和补偿控制运动自由度约束，可得x指向角偏差在轨补偿控制量优选θf,θe,θd,xf,xe,xd中的任意几个；y指向角偏差在轨补偿控制量优选yf,ye中的任意几个。最终选择补偿控制量为取θf,θe,θd,相应地，补偿矩阵t为：

步骤7，根据补偿矩阵、偏差向量，通过数值优化方法求解相应的补偿量。

将t,p代入，求解以下优化问题获得补偿量δ：

本实例选取k1＝1,k1＝5，解得：

δ＝[-0.23380.13330.02900.00010.03830.0747]^t

因此通过星上助动器分别给予θf,θe,θd,补偿量-0.2338°、0.1333°、0.0290°、0.0001°、0.0383°、0.0747°，即可修正指向中心视向量的x指向角偏差和y指向角偏差，修正前后的波束地面足迹如图8所示。

综上所述，本发明的星载微波遥感仪器变形的在轨补偿方法，适用于含有旋转抛物面反射面、旋转双曲面反射面、平面反射面以及旋转轴系等多种机构的微波遥感仪器，能够用于求解常见星载微波遥感仪器变形的在轨补偿量；计算方法简单，计算结果准确，能够应用在多种星载微波遥感仪器上，通用性强，适用范围广；针对由热环境、应力等因素引起的遥感仪器在轨变形问题，详细描述机械变形对视向量的影响，该方法对多种星载微波遥感仪器均有效；充分展示了星载微波遥感仪器变形的变形机理，并且针对该变形能够实现在轨补偿。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。