一种卫星对月定标的姿态确定方法
【专利摘要】一种卫星对月定标的姿态确定方法，包括以下步骤：利用卫星工具软件初步确定卫星对月定标时间；根据公式确定对月定标具体开始时间、结束时间和相机曝光时间；根据星历获取月球位置参数和卫星轨道要素，根据成像需要，使用速度优选法确定卫星在对月定标各个时刻的卫星姿态。本发明方法利用卫星可测量的轨道要素和星历进行分析计算，得到的结果作为卫星姿态机动输入参数，为卫星平台设计和卫星任务规划提供数据支持。
【专利说明】
一种卫星对月定标的姿态确定方法
技术领域
[0001] 本发明涉及一种辐射定标方法，特别是一种低轨道地球观测卫星对月球绝对辐射 定标方法，属于遥感卫星定标技术领域。
【背景技术】
[0002] 基于星上定标装置与地面定标场的定标是常用的在轨绝对辐射定标方法。星上定 标方式主要有灯定标和太阳漫射板定标，两种方式均受到空间环境干扰，光学特性随时间 衰减等影响，定标精度较低;对地定标受大气干扰，同时对定标时间窗口有严格要求，定标 频次低。采取对月定标的方式，不受大气影响，利用两极成像，不影响陆地成像，可大大增加 定标次数，提高定标效率。将月亮作为稳定辐射源，定标时机的选择与相机本身参数和月相 有关，定标时间选择范围增加，大大提尚了定标频率和定标精度，拓宽了定标时机的选择 面。
[0003] 美国发射的快眼卫星(Rapideye)、地球眼卫星1号(GeoEye-1);法国的SPOT系列卫 星、昴宿星(Pleiades)系列卫星等卫星，均具有对月定标功能，其中Pleiades卫星利用对月 定标结果建立"POLO"模型，使定标精度优于5 %。
[0004] 在对月定标过程中，由于消除了大气影响，时间窗口的选择只与月相、卫星轨道特 性和相机参数相关，月球是相对稳定的辐射源，能够保证卫星寿命周期内辐射特性的稳定 性，适合作为长寿命卫星在轨定标的天体。
[0005] 对月定标中的关键技术难题就是准确确定对月定标时机和对月定标期间卫星的 姿态，根据定标时机和卫星姿态制定完整的对月定标任务规划，保证卫星在轨辐射定标成 功施行。
[0006] 对月定标是综合性工程技术，具体定标时机地选取、定标位置的确定和定标过程 中时刻卫星的姿态问题需要同时考虑，才能完成定标工作。1如何精确确定合理的定标时 机;2卫星机动过程中，如何确定定标时的姿态，如何确定整个定标期间的姿态;3定标过程 中，月球和卫星距离较远，会造成卫星推扫速度和积分时间不匹配，如何让通过卫星的姿态 机动解决这一问题。这些都是卫星对月定标过程中的直接技术难题
[0007] 本发明方法通过对国外定标技术的研究和对实际遥感卫星定标情况的考虑，确定 精确对月定标时机，通过速度优选的方法确定了卫星定标起始时刻姿态，进而求取卫星定 标期间各个时刻姿态，同时通过姿态机动的方式补偿了卫星的推扫角速度，有效解决了对 月定标过程中推扫速度和积分时间不匹配的问题。
【发明内容】
[0008] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种卫星对月定标的姿态 确定方法，卫星对月定标时间选择和姿态机动方案，满足卫星在轨对月定标任务需要。
[0009] 本发明的技术方案是:一种卫星对月绝对定标的姿态确定方法，步骤如下：
[0010] (1)使用STK建立仿真场景模型，模型中包括月球，地球，太阳，卫星和星上传感器； 设置卫星轨道参数、姿态机动能力参数、星上传感器参数和卫星初始姿态；
[0011] (2)根据步骤(1)中的场景特征，初步确定对月定标时间窗口；利用STK设置月相角 在[3°，7° ]时卫星对月球全部可见时间段Tl、T2……Tn，作为初步卫星对月定标时间窗口；
[0012] (3)以步骤(2)中确定的定标时间窗口为基础，精确确定对月定标时间窗口；求取 卫星进入地影区时间tl和进入阳照区时间t2，[tl，t2]即为精确对月定标时间窗口；
[0013] (4)计算t时刻卫星需要补偿的角速度(10，丨￡[丨1，丨2]，具体计算方法如下：
[0014] 求取卫星与月球的距离：
[0015] L = S_(RE+h)sin( ? t+0);
[0016] 其中S为地心到月心的距离，Re为地球平均半径，h为卫星轨道高度，《为角速度，0 是黄白交角；
[0017] 龙取下.星宙标期间在月球衷而的地而梁样间隔GSD:
[0019]其中Rm是月球平均半径;a为卫星侧摆角;p为像元尺寸，f为焦距；
[0020]求取卫星的星下点地速：
[0022] 其中y为地球引力常数，y = 3 ? 986 X 105km3/s2。
[0023] 求取理论积分时间：
[0025]其中GSV是相机的地面采样间隔。
[0026]求取实际推扫速度和补偿速度：
[0029]计算获得补偿角速度大小：
[0031] (5)当地球观测卫星在轨运行时间到达tl时，星上传感器开始对月定标;对月定标 中成像方式分为两种，第一种为先进行滚转机动，再进行俯仰机动，推扫方向与卫星运动方 向相同；第二种为先进行俯仰机动，再进行滚转机动，推扫方向与卫星运动方向相反。当选 择第一种时，卫星补偿角速度大小，当选择第二种时，卫星补偿角速度大 小
[0032] (6)使用STK获取定标期内的月球位置和卫星速度，根据步骤(4)中得到的补偿角 速度d0，采用速度优选法得到定标期内卫星姿态。
[0033] 步骤3)中求取卫星进入地影区时间tl和进入阳照区时间t2的具体计算方法如下：
[0034]首先求得卫星处于地影区的轨道弧度u:
[0037]其中Y是阳光与卫星轨道平面的夹角，umax是太阳光与轨道平面平行时轨道地影 所占的地心角；
[0038]计算处于地影区的时间：
[0041]其中Tc表示卫星处于地影区轨道中点的时刻，则卫星处于地影区的时间为[tl， t2]，即为精确定标时间。
[0042]步骤6)中采用速度优选法得到定标期内卫星姿态的具体方法为：
[0043] 61)选取定标期内每一个时刻卫星指向月球的向量=5卫星本体系中的Z轴与;^重 合，卫星本体系中的X轴和Y轴构成一个平面;令=步长1° 一份，将所有可能的g方向分为360 份；
[0044] 62)获取卫星在定标期间[tl，t2]内t时刻的速度f，则XY平面内与f夹角最小的X 轴即为t时刻最优的卫星本体系X轴；
[0045] 63)通过步骤62)中得到的卫星每一时刻速度向量F⑴，以及卫星每一时刻保证速 度最优的本体X轴指向,通过STK确定卫星光轴指向向量
[0046] 64)将卫星光轴指向|⑴和最优本体X轴指向$⑴由卫星本体系转换到惯性系中；
[0047] 65)以步骤64)中确定的卫星姿态为初始姿态，对月球进行定标;设卫星视场宽度 为2w，月球在视场中宽度d;首先令卫星Z轴在卫星本体系中分别绕X轴和Y轴转动，使卫星视 场边缘与月球边缘相切位置，以此时to为开始定标时刻，to时刻的旋转矩阵为：
[0048] 绕Y轴旋转的旋转矩阵为
[0049] 绕X轴旋转的旋转矩阵为<
[0050] 旋转后z轴在卫星本体系下的指向之j = c;. & > > z%⑴丨旋转后z轴在惯性 系下的指向為4 〇u > ,从而得到to时刻的卫星姿态;其中ClB ( to )为to时刻卫星本 体系到惯性系的转换矩阵；
[0051] 66)卫星以相应成像方式对应的补偿角速度对月定标，得到各个时刻^的卫星姿 态，具体为：
[0052] X!(/) = y!(t)xZ1in，
[0053] Y,(1)^Z, ， ..A .A
[0054] ZJ{t)^Cm{t)ZB{t)，
[0055] 之(;n|) = C、i(/)C'(〇 之⑴' cos((^+1 -t)d0) 0 -$in((^+1 ~t)d0)
[0056] CY(t) = 0 1 0 , $in((f?+1 - t)d&) 0 eos((fHl - t)d0) '1 0 0
[0057] ('(〇=0 cos(u-) sin(vr)； 0 -sin(u) cos(rr)
[0058] 其中tt+i表示t的下一时刻，<,(/>) Yt (t)之,⑴表示X、Y、Z轴在惯性系中的指 向，根据三轴指向可以确定卫星姿态，表示在惯性系中的速度向量。
[0059] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0060] (1)本发明将利用月球对星载相机进行绝对辐射定标，不需要额外的地面定标场 地或星上定标机构;利用月球周期特性，卫星可对月多次定标，提高了定标频次；
[0061] (2)本发明采用速度优选法，通过调整卫星姿态的方式，使得补偿角速度最小，可 以很大程度上节约卫星能源，同时保证定标结果满足相机积分时间与推扫速度匹配的要 求；
[0062] (3)本发明利用卫星可测量的轨道要素和星历进行分析计算，得到的结果作为卫 星姿态机动输入参数，为卫星平台设计和卫星任务规划提供数据支持。
【附图说明】
[0063]图1为本发明方法的流程图；
[0064]图2是本发明中定标时机求解示意图(A、B、C全在球面上）；
[0065] 图3是本发明中卫星定标期间在月球表面的GSD求解示意图；
[0066] 图4是本发明中采用推扫方向与速度方向相同的方式成像示意图；
[0067] 图5是本发明中采用推扫方向与速度方向相反的方式成像示意图；
[0068]图6是本发明地球卫星对月球成像的位置与姿态关系示意图；
[0069]图7是本发明相关坐标系不意图；
[0070]图8是本发明证明X、V和Z共面性示意图；
[0071 ]图9是本发明姿态四元数ql计算结果示意图；
[0072] 图10是本发明姿态四元数q2计算结果示意图；
[0073] 图11是本发明姿态四元数q3计算结果示意图；
[0074]图12是本发明姿态四元数q4计算结果示意图；
【具体实施方式】
[0075] -种卫星对月定标的姿态确定方法具体步骤如图1所示，该方法由以下步骤实现： [0076] 1、建立仿真模型
[0077]本步骤中使用了 STK作为仿真工具。打开STK软件，新建卫星，输入轨道参数，包括 历元时间、半长轴、偏心率、轨道倾角、近地点俯角、升交点赤经和平近点角。选择两体模型 作为卫星的轨道模型。在卫星上新建传感器sensor，按照实际TDICXD的视场角对传感器的 视场进行设定。
[0078] 2、初步确定对月定标时间
[0079]已有的地面观测模型R0L0的有效观测范围为[1.55°，97°]，在此范围内的观测结 果均可以用作对月绝对定标。根据已知的Rapideye卫星对月定标的特点，选择月相角[3°， 7° ]作为定标初选角度，在这个范围内月球接近满月，亮度大，月球相对效应影响小，适于进 行绝对定标。
[0080]下面分析卫星与月球的可见时间段，选定初选角度后[3°，7°]后，定义月相角为 "太阳一月球一地球"的夹角，具体方法为：使用Vector Geometry Tool功能，定义两向量 Moon-Earth向量和Moon-Sun向量，新建角度Phase_angle，定义该角度起始向量为Moon-Earth向量，终止向量为Moon-Sun向量，选择Properties中Vector，点击Add…，添加 Phase_ angle，让卫星运行，选择月相角处于[3°，7°]时间，使用access功能，得到月相角处于[3°， 7° ]时，所有星月可见时间段Tl，T2……Tn，将这些时间段，作为初选定标时间。
[00811 3、精确确定对月定标时间
[0082]确定初选定标时间后，选择其中一段Ti，求解精确定标时间，在Ti时间段中，求卫 星进入阴影区时间tl和进入阳照区时间t2,具体方法为：
[0083]图2中的椭圆表示卫星轨道，AB和AC都是大圆弧。AB弧对应的地心角为umax，是阳光 和轨道面平行时，轨道地影所占的地心角，AC弧对应的地心角为0，是阳光与轨道面的夹角， Re是地球平均半径，h是轨道高度，u是阳光与轨道面不平行时，轨道地影所占的地心角（地 影弧长的一半）。
[0086]选择定标时间段Ti，选定定标时月相角〇,根据卫星轨道信息和太阳、月球的星历 得到0角，带入计算得到轨道地影所占的地心角u。
[0087]在已经求得u的情况下，需要知道C的位置，才能得到地影区的时间。如图2所示，C 实际就是地影轴与轨道球面交点到轨道的垂点，设地心为0,则0A与0C夹角最小，与地影轴 和轨道面夹角財目同。卫星此时的位置为(A，），对应时刻为Tc，根据卫星轨道周期计算，得 到对应卫星运行时间为
[0089]因此卫星处于地影区的时间区间为
[0090] [Tc_t，Tc+t]
[0091] 即 tl=Tc_t，t2 = Tc+t。
[0092] 4求解补偿角速度
[0093]由于卫星与月球距离较远，星下点移动速度与卫星积分时间不匹配，造成相机过 采样，无法获取正常月球图像，为获取月球正常采样图像，需要在卫星利用姿态机动方式进 行速度补偿，在得到卫星精确定标时间后，计算定标期间，卫星各个时刻需要的补偿角速度 d〇，卫星处于各个定标位置时补偿角速度计算方法：
[0094] (4a)求取卫星与月球的距离：
[0095] L = S_(RE+h)sin( ? t+0);
[0096] 其中S为地心到月心的距离，Re为地球平均半径，h为卫星轨道高度，《为角速度，0 是黄白交角；
[0097] (4b)求解卫星定标期间在月球表面的GSD:
[0098] 如图3,瞬时
，A2A4 = Rm(A2-A〇,求解A2A4的具体方法:Rm是月球
平均半径，单位km; SO = L，是卫星到月心的距离，单位km; L = RM+h，H为卫星到月球表面的距 离，单位km; a为卫星侧摆角，单位度； ，p为像元尺寸，f为焦距。
[0099] 根据正弦定理得到：
[0102] 因此有
[0106]带入公式得到定标期间任意时刻的相机视场分辨率GSD:
[0108]其中Rm是月球平均半径;a为卫星侧摆角;p为像元尺寸，f为焦距；
[0109] (4c)求取卫星的星下点地速：
[0111] 其中y为地球引力常数，y = 3 ? 986 X 105km3/s2。
[0112] (4d)相机的理论积分时间：
[0114] 其中GSV是相机的地面采样间隔。
[0115] (4e)求取实际推扫速度和补偿速度：
[0118] (4f)计算获得补偿角速度大小：
[0120] 其中，v是卫星在轨运行时在月球表面投影线速度，V是与积分时间相匹配的推扫 速度，即卫星实现正常成像需要的推扫速度。
[0121] 5选择定标方式
[0122] 卫星对月成像方式有两种:第一种方式如图4，先进行滚转机动，再进行俯仰机动， 推扫方向与卫星运动方向相同；第二种方式如图5，先进行俯仰机动，再进行滚转机动，推扫 方向与卫星运动方向相反。两种机动方式会造成最终对月推扫补偿角速度的差异。在卫星 对月成像时，月球位于卫星轨道面附近，当使用上述两种姿态机动方式将光轴对准月球方 向后，只需要俯仰轴机动即可补偿卫星对月球的推扫速度，计算理论补偿角速度(10:的大 小：
[0126]其中，v是卫星在轨运行时在月球表面投影线速度，V是与积分时间相匹配的推扫 速度，即卫星实现正常成像需要的推扫速度。当卫星卫星补偿角速度大小<
当选择第二种时，卫星补偿角速度大小
；从上式可以看出，采用第一种推扫 方式，在卫星处于赤道附近时补偿速度最小，处于两极附近时补偿速度最大;而采用第二种 方式推扫，在卫星赤道附近时补偿速度最大，处于两极附近时补偿速度最小。利用此规律可 以对精确定标时刻进行选择。
[0127] 6用速度优选法得到定标期内卫星姿态
[0128] 如图6,卫星在对月定标期间每一时刻姿态都在变化，根据步骤4中得到卫星需要 通过姿态机动来补偿推扫速度，从卫星姿态机动能力和能源角度考虑，补偿角速度越小越 好，因此提出速度优选法，通过姿态调整保证卫星任意时刻补偿角速度最小，即通过补偿角 速度最小这一条件优选出卫星定标开始时的姿态。具体实现方式为：
[0129] (6a)选取定标期间每一个时刻卫星指向月球的向量：，卫星本体J与;J重合，=与J 构成一个平面，由于元*元=〇,在xy平面内任何一个向量都可能是=>令：步长1° 一份，将所 有可能的^方向分为360份，下面确定$方向。
[0130] (6b)根据步骤3中补偿速度计算结果可以知道，卫星需要通过姿态机动补偿卫星 推扫速度，补偿速度越小，卫星的姿态机动能力和姿态稳定度越能够满足要求，因此求取卫 星在定标期间[tl，t2]各个时刻的速度为了使得补偿角速度最小，需要速度方向与推扫 方向尽可能同向，因此得到限定因素 x轴指向与速度v夹角e=< 最小，X轴指向可以保 证卫星补偿角速度最小，将此时的X轴指向作为卫星定标开始时的指向。
[0131] ( 6 c )通过（6 b )中速度优选法中得到卫星每一时刻速度向量 P⑷=|>火.）匕(0 6(0^卫星每一时刻保证速度最优的本体X轴指向 =[孓⑷通过卫星仿真工具STK中的星历确定卫星光轴指向向量 2(r,.) = [2T⑷zr (，,.）Z爲)](光轴对月时的指向}。
[0132] (6d)与卫星姿态相关的各个坐标系如图7所示，为了得到卫星在惯性系中的姿态， 将卫星光轴指向和最优本体x轴指向带入卫星的姿态转换矩阵 = en ?,(^) + c12 ?2〇;.) + c13 a^)
[0133] \ b2(t；) = c21?, (t；) + c" a2(t,) + c23 a,(tj) A .，\ A A' b} (t.) = c31?! (tt) + c32 a2 (tt) + c" a3 (tj)
[0134] 其中4(()、4(()、4(()表示乜时刻在惯性系中单位矢量，^(6)、 表示ti时刻本体系中单位矢量，cmn表示姿态矩阵中元素，=.<(7
[0135] (6e)设卫星视场宽度为2w，月球在视场中宽度d，为保证卫星多次定标，选取视场 上(或下)边缘作为第一次定标位置，根据需求调整卫星姿态，定标开始时视场边缘刚好位 于月球边缘。首先令卫星Z轴在卫星本体系中分别绕X轴和Y轴转动，使卫星视场边缘与月球 边缘相切位置，以此时to为开始定标时刻，to时刻的旋转矩阵为： cos(d) 0 -sin(J)
[0136] 绕Y轴旋转的旋转矩阵为CV(U= () 1 〇 ； sin(t/) 0 cos(<i) -1 0 0
[0137] 绕X轴旋转的旋转矩阵为Cv(/H)= 0 cos(h) sin(w)； 0 -sin(u) cos(tvj
[0138] 旋转后Z轴在卫星本体系下的指向j '旋转后Z轴在惯性 系下的指向'从而得到to时刻的卫星姿态;其中CIB(tQ)为to时刻卫星本 体系到惯性系的转换矩阵；
[0139] (6f)图8中X^XiOXs平面（即X0Y平面）内不与VZ共面的任意一个向量，X2是该平面 内与Z、V共面的向量，由几何关系可以得到0002,因此得到最优速度与Z、V共面，在绕Y轴 转动过程中此性质不发生变化。当i>〇时，根据补偿角速度设置卫星转动矩阵，以相应成像 方式对应的补偿角速度对月定标，得到各个时刻^的卫星姿态，具体为：
[0140] a；,(/)-F,(/)xZ/(/),
[0141] F/(/) = Z.(/)x|K(/),
[0142] Zl(t) = Cm{t)Z,At),
[0143]之此丨) 〇〇8((/;! | -t)d0) 0 - sin((/,! | - /
[0144] Cr(t) = 0 1 0 ， _sin(^+i -t)d0) 0 cos((^+1 -t)d0) _ ~\ 0 0
[0145] Cx(t)- 0 cos(\i) sin(u)； 0 -sin(u) cos(u')
[0146] 其中tt+i表示t的下一时刻，}$(；〇>之(0表示X、Y、Z轴在惯性系中的指 向，根据三轴指向可以确定卫星姿态，A(/)表示在惯性系中的速度向量。
[0147] 实施例
[0148] 给定卫星轨道高度H = 645km、地球半径Re = 6378km、偏心率=0、轨道倾角= 97.9708度、近地点俯角=0度、升交点经度= 337.752度、平近点角=0度；月球半径Rm = 1737km、开普勒常数y = 3.986 X 105km3/s2、相机焦距f = 2.85m、相机视场8.6°、卫星线阵CCD 相机中每个像元的大小P = 8.75mi。使用文中方法求取卫星对月可见时间段
[0150] 选取2018-6-27 18:34:52--2018-6-27 19:40:07时段作为定标初选时间段，月 相角5.4°时，卫星处于地影区，根据公式（1)(2)(3)(4)求取卫星处于地影区的具体时间得 到 ti=18:50:19，t2 = 19:21:21;
[0151] 选择正向推扫方式，经过本发明的步骤3、4和5得到卫星对月定标期间的姿态四元 数数据如图8~图11，结果表示使用本专利方法可以得到使卫星实现对月绝对定标的姿态 数据。
[0152] 本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。
【主权项】
1. 一种卫星对月绝对定标的姿态确定方法，其特征在于步骤如下： (1) 使用STK建立仿真场景模型，模型中包括月球，地球，太阳，卫星和星上传感器;设置 卫星轨道参数、姿态机动能力参数、星上传感器参数和卫星初始姿态； (2) 根据步骤（1)中的场景特征，初步确定对月定标时间窗口；利用STK设置月相角在 [3°，7° ]时卫星对月球全部可见时间段T1、T2……Τη，作为初步卫星对月定标时间窗口； (3) 以步骤(2)中确定的定标时间窗口为基础，精确确定对月定标时间窗口；求取卫星 进入地影区时间tl和进入阳照区时间t2，[tl，t2]即为精确对月定标时间窗口； (4) 计算t时刻卫星需要补偿的角速度(10 4^[丨1，丨2]，具体计算方法如下： 求取卫星与月球的距离： L = S-(RE+h)sin( ω t+β)； 其中S为地心到月心的距离，Re为地球平均半径，h为卫星轨道高度，ω为角速度，β是黄 白交角； 求取卫星定标期间在月球表面的地面采样间隔GSD:其中Rm是月球平均半径;α为卫星侧摆角;ρ为像元尺寸，f为焦距； 求取卫星的星下点地速：其中μ为地球引力常数，μ = 3 · 986 X 105km3/s2; 求取理论积分时间：其中GSD'是相机的地面采样间隔； 求取实际推扫速度和补偿速度： ν= ω L；计算获得补偿角速度大小-(5) 当地球观测卫星在轨运行时间到达tl时，星上传感器开始对月定标;对月定标中成 像方式分为两种，第一种为先进行滚转机动，再进行俯仰机动，推扫方向与卫星运动方向相 同；第二种为先进行俯仰机动，再进行滚转机动，推扫方向与卫星运动方向相反；当选择第 一种时，卫星补偿角速度大小，当选择第二种时，卫星补偿角速度大小 :(6)使用STK获取定标期内的月球位置和卫星速度，根据步骤(4)中得到的补偿角速度d0，采用速度优选法得到定标期内卫星姿态。2. 根据权利要求1所述的一种卫星对月绝对定标的姿态确定方法，其特征在于:步骤3) 中求取卫星进入地影区时间tl和进入阳照区时间t2的具体计算方法如下： 首先求得卫星处于地影区的轨道弧度u:其中γ是阳光与卫星轨道平面的夹角，umax是太阳光与轨道平面平行时轨道地影所占 的地心角； 计算处于地影区的时间：其中Tc表示卫星处于地影区轨道中点的时刻，则卫星处于地影区的时间为[tl，t2]，即 为精确定标时间。3. 根据权利要求1所述的一种卫星对月绝对定标的姿态确定方法，其特征在于:步骤6) 中采用速度优选法得到定标期内卫星姿态的具体方法为： 61) 选取定标期内每一个时刻卫星指向月球的向量??，卫星本体系中的Z轴与=重合，卫 星本体系中的X轴和Υ轴构成一个平面;令;^步长1° 一份，将所有可能的=方向分为360份； 62) 获取卫星在定标期间[11，t2]内t时刻的速度f ,则ΧΥ平面内与f夹角最小的X轴即 为t时刻最优的卫星本体系X轴； 63) 通过步骤62)中得到的卫星每一时刻速度向量p(/)，以及卫星每一时刻保证速度最 优的本体X轴指向,通过STK确定卫星光轴指向向量^ 64) 将卫星光轴指向^⑴和最优本体X轴指向由卫星本体系转换到惯性系中； 65) 以步骤64)中确定的卫星姿态为初始姿态，对月球进行定标;设卫星视场宽度为2w， 月球在视场中宽度d;首先令卫星Z轴在卫星本体系中分别绕X轴和Y轴转动，使卫星视场边 缘与月球边缘相切位置，以此时to为开始定标时刻，to时刻的旋转矩阵为：绕X轴旋转的旋转矩阵为旋转后Z轴在卫星本体系下的指向之彳/j = q 丨/^ζ?^⑴?旋转后Z轴在惯性系下 的指向& % > = C；#。> >，从而得到tQ时刻的卫星姿态;其中ClB (tQ)为tQ时刻卫星本体系 到惯性系的转换矩阵； 66)卫星以相应成像方式对应的补偿角速度对月定标，得到各个时刻^的卫星姿态，具 体为：其中tt+1表示t的下一时刻，乂1 ⑴表示X、Y、Z轴在惯性系中的指向，根据 三轴指向可以确定卫星姿态，丨V/;)表示在惯性系中的速度向量。
【文档编号】G01C25/00GK105928525SQ201610262304
【公开日】2016年9月7日
【申请日】2016年4月25日
【发明人】高涵, 白照广, 陆春玲, 黄群东
【申请人】航天东方红卫星有限公司