时段内卫星姿态四元素；
[0052] (6)将步骤(5)得到的卫星姿态四元素，通过地面指令上注给卫星的控制系统，实 现卫星在轨姿态调整。
[0053] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0054] (1)本发明通过卫星绕本体姿态Ζ轴旋转控制解决了遥感卫星对月相对定标的像 移问题，在高精度的采样数据的基础上，通过算法建模递推得到卫星姿态控制角速度ωΖ1， 由此积分得到卫星偏航轴姿态角控制规律；
[0055] (2)实现卫星姿态机动中成像，在姿态调整方法设计时，调整卫星姿态绕自身本体 Υ轴旋转控制形成W月球为视场中屯、的观测速高比的方式，获取采用周期内的精确姿态角 数据，解决了对月相对定标的像移问题；
[0056] (3)在相对定标周期内，通过控制仿真工具集的仿真时间步长η，可获取多组采样 点数，作为数学模型的输入，提高建模和仿真精度。
[0057] (4)本发明方法在姿态控制设计时，增加了对月成像定标模式，从两个方面考虑卫 星姿态的修正措施。一方面，通过调整卫星姿态绕自身本体Υ轴旋转控制形成W月球为视场 中屯、的观测速高比；另一方面，根据遥感器的成像原理，通过调整卫星姿态角绕本体Ζ轴旋 转控制消除月球影像在遥感器视场中的像移，获取清晰的月球图像。
【附图说明】
[0058] 图1为本发明方法的流程图；
[0059]图2为对月相对定标姿态确定示意图。
【具体实施方式】
[0060] -种遥感卫星对月相对定标姿态调整方法，步骤如下：
[0061] (1)在仿真工具中建立月球的模型、卫星的模型和星上传感器的模型，设置卫星姿 态和星上传感器参数使遥感器级数方向与卫星本体X轴重合，遥感器视轴与卫星本体Z轴重 合;所述星上传感器采用线阵时间延迟积分CCD传感器(TDICCD);
[0062] (2)当月球为满月、月球影像为圆盘时，且卫星能够观测到月球时为卫星对月成像 的可见时间窗口，在可见时间窗口内选定一段时间作为定标时段(tl-tn)，通过所述仿真工 具获取星上轨道预报数据，W及卫星在J2000坐标系下的速度矢量Vs和月球在J2000坐标系 下的速度矢量Vm;其中，tl为定标的开始时间，tn为定标的结束时间;η为定标时段内的采样 点数;i= (l、2、3........n-l、n);
[0063] (3)根据步骤(1)中建立的Ξ个模型确定卫星对月相对定标的初始姿态角；
[0064]根据步骤(2)获取卫星在tl时刻J2000坐标系下的初始速度Vsi和月球在J2000坐标 系下的初始速度Vml，计算得到卫星在tl时刻相对月球的初始速度:Vrl=Vsl-Vml;
[0065] ①确定卫星本体巧由在J2000坐标系下的初始矢量Zi，即卫星本体Z轴对月定向；
[0066] 在tl时刻，将月球设置为约束目标，设置卫星本体巧由指向月球，运行仿真场景，由 卫星预报生成tl时刻卫星本体巧自矢量幻；
[0067] ①确定卫星本体-Y轴在J2000坐标系下的初始矢量-Yi;
[0068] 在tl时刻，卫星本体Z轴对月定向的情况下，卫星相对月球的速度矢量Vrl在卫星本 体Z轴方向的速度矢量分量为Vrl(z)，卫星相对月球的速度矢量Vrl在垂直于卫星本体Z轴方 向的速度矢量分量Vrl(-y)，如图2所示；
[0069]在tl时刻，卫星本体Z轴对月定向的情况下，卫星相对月球的速度矢量Vrl与卫星本 体Z轴矢量Zi的夹角αι为；
[0070]
[00川在t拥刻，卫星相对月球的速度矢量Vrl，运个矢量Vr姐垂直于卫星本体巧由方向的 速度矢量分量Vrl(-y)为:将速度矢量Vrl绕卫星本体X轴转过
即得到速度矢量分量 Vrl(-y)：
[0072]
[0073] 根据步骤（1)遥感器的安装设置，相对定标卫星本体-Υ轴矢量和Vrl(-y)-致，因此- Yl = Vrl(-y)；
[0074]
[0075] ②双矢量定姿确定卫星初始姿态角
[0076] 卫星在J2000坐标下的；轴矢量确定过程，由卫星本体巧由矢量Zi和卫星本体-Y轴 矢量方向-Yi，再由ZiX(-Yi)确定卫星本体X轴方向矢量Xi，卫星在J2000坐标系下的矢量求 出后，同时求出Ξ轴矢量在星体本体坐标下的单位矢量。根据双矢量定姿得到卫星的初始 Ξ轴姿态角四元数q=[qiQ2Q3qo]T。
[0077](4)确定对月相对定标姿态角速度
[0078] ①卫星本体X轴转动角速度ωX
[0079] 小卫星对地相对定标时，利用了卫星沿轨道法线方向的角速度形成对地相对定标 所需的速高比。但是对月相对定标过程中，卫星受轨道运行的限制，无法形成W月球为中屯、 的观测角速度矢量。因此在姿态控制设计时，增加了对月相对定标模式;通过卫星姿态绕自 身本体X轴旋转控制形成W月球为视场中屯、的观测速高比，完成对月相对定标。
[0080]对月相对定标时遥感器本身物理参数无法改变，一个像元对应的瞬时视场角IF0V 和积分时间不变，按此式
计算得到对月相对定标所需的姿态机动角速度。卫星姿 态需要通过绕自身本体X轴Κωχ= 〇.06-0.6%旋转控制形成W月球为视场中屯、的观测速 局比。
[0081 ]②卫星本体Υ轴转动角速度Wy
[0082] 为了保证月球在遥感器视场中屯、，对月相对定标过程中，卫星绕本体Y轴转动角速 度Wy=0°/S。
[0083] ③卫星本体巧由转动角速度ωζ，其中，Wzi为ti时刻卫星本体Z轴转动角速度；
[0084] 卫星本体-Yi轴矢量变化率决定了卫星本体Zi轴的转动角速度Wzi，在ti时刻，卫星 相对月球的速度矢量Vri，运个矢量在垂直于卫星本体Zi轴方向的速度矢量分量Vrl(-y)为:将 速度矢量Vrl绕卫星本体X轴转过
，即得到速度矢量分量Vrl(-y)
[0085]即矢量分量方向为
[0086]
[0087] 其中
为卫星相对月球运动的速度矢量，-Yi为ti时刻卫星本体-Υ轴的 矢量;Zi为ti时刻卫星本体Ζ轴的矢量；
[0088]Qi为ti时刻卫星相对月球运动速度矢量Vri与卫星本体Zi轴矢量的夹角，Qi为变化 量，其求解过程如下：
[0089] 在对月相对定标过程中，卫星采用3-1-2的姿态角转序，卫星绕本体Z轴由ti时刻 转动到ti+l时刻时转过的角度为0i+l，0i+i=C〇zi(ti+l-ti)，卫星绕本体X轴由ti时刻转动到 ti+1时刻时转过的角度为丫i+1，丫i+l=Wx(ti+l-ti)角度，得到卫星本体Z轴矢量变化为
[0090]
[0091]卫星绕本体Z轴转过Θ1+1=ωZ1()角度，此旋转对卫星本体Zi轴矢量没有影 响，因此上式可简化为
[0092]
[009引由此得到卫星在ti+1时刻，卫星本体巧由矢量Zi+1和卫星相对月球速度Vr(i+1)的夹角 为
[0094]
[0095] 卫星在ti+i时刻，卫星本体-Yi+i轴的矢量方向
[0096]
[0097]由矢量-Yi和矢量-Yw的变化率，得到卫星本体巧由矢量的角速度 [009引
[0099] 其中，Vri为ti时刻卫星相对月球的速度，Vr(W)为ti+l时刻卫星相对月球的速度。Vsi 为ti时刻卫星在J2000坐标系下的速度，Vmi为ti时刻月球在J2000坐标系下的速度，αι为Vri 与卫星本体Zi轴的夹角，Qi+i为Vr(i+1)与卫星本体Zi+1轴的夹角，ω y为卫星本体巧由转动角速 度ωy〇
[0100] (5)对月推扫成像姿态路径规划
[0101] 由步骤(3)得到的卫星初始Ξ轴姿态角四元数q=[qiQ2Q3qo]T，结合步骤
[0102] (4)得到的Ξ轴姿态角速度ωχ、ωγ和ωζι，得到姿态四元素运动方程如下
[0103]
[0104]根据该运动方程得到定标时段内卫星姿态四元素；
[0105] (6)将步骤(5)得到的卫星姿态四元素，通过地面指令上注姿态路径规划数据块给 卫星的控制系统，实现卫星在轨姿态调整。
[0106]实施例
[0107] (1)通过STK仿真，确定了2018年1月1日至1月2日对月定标的可见时间窗口。结合 对月定标的条件，选取2018-1-118:30:00到2018-1-118:30:30为定标时间段。
[010引表1可见时刻表
[0109]
[0110] (2)卫星在J2000坐标系下的速度矢量Vs和月球在J2000坐标系下的速度矢量Vm;
[0111] 表2卫星J2000坐标系下的速度
[0112]
W]~(3)根据步骤(1)中建立的Ξ个模型确定卫星对月绝对定标的初始姿态角; '
[0118]①确定卫星本体Z轴在J2000坐标系下的初始矢量Zi，即卫星本体Z轴对月定向；在 18:30:00时刻，将月球设置为约束目标，设置卫星本体巧由指向月球，运行仿真场景，由卫星