本发明涉及一种轨道运动补偿方法，具体地，涉及一种静止卫星成像导航与配准的轨道运动补偿方法。
背景技术：
在数值天气预报中，需要定位区域性复杂天气，跟踪恶劣天气发展趋势并生成云图动画。这需要图像对应的绝对地理位置定位准确，相邻图像的相对位置关系配准精确。成像导航配准精度关系到天气诊断、云图分析、灾害监测应用的目标识别，以及风矢量等定量遥感产品的处理精度。但卫星平台和遥感仪器受到空间力学环境、热环境变化等因素的影响，卫星会存在轨道漂移和姿态指向偏差，仪器会产生几何变形，影响遥感图像的定位与配准精度。卫星成像导航与配准技术可解决此类问题：卫星对遥感仪器的二维扫描机构进行实时角度增量补偿，将仪器观测点在地表的移动轨迹引导至预设路径，从而实现成像导航，使遥感图像配准到地球标称网格1(图2所示)，地球标称网格1在地球圆盘2上，静止遥感卫星3产生仪器视线4，静止遥感卫星3可以沿着地球静止轨道5移动。
当前各国采用三轴稳定姿控方式的静止气象卫星主要包括：已经发射入轨的有美国的静止业务环境卫星(geostationaryoperationalenvironmentalsatellite，缩写为goes)的goes-i～m系列、goes-nop系列卫星、俄罗斯的electro-l、日本的himawari-8。待发射的有美国的goes-r卫星、欧洲的第三代气象卫星(meteosatthirdgeneration，缩写为mtg)、中国的风云四号(fy-4)卫星。以上卫星均对仪器指向精度提出了较高要求，主要体现在图像导航与配准指标。文献[1](jlfiorellojr,ihoh,kakelly,etal.goesi/mimagenavigationandregistration[r].1989)指出了美国gose-i～m卫星的仪器视线指向误差源，包括轨道和姿态漂移、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。ahmedkamel等人在文献[2](jlfiorellojr,ihoh,kakelly,etal.goesi/mimagenavigationandregistration[r].1989)中介绍了goes-i～m系列卫星的inr系统采用的图像运动补偿系统(imcs)方案：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(imc)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，带入当前扫描镜的扫描角az和步进角el位置，计算补偿量δaz和δel。goes-nop系列卫星图像导航与配准方面有较大改进，文献[3](ahmedkamel,jonathansheffield,menlopark.imagenavigationandregistrationaccuracyimprovementusingparametricsystematicerrorcorrection.us.pat.no.20080114546a1,filednov15.2006)基于imager和星敏感器开发了“参数化系统误差校正方法”(parametricsystematicerrorcorrection，缩写为parsec)，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(orbitandattitudedeterminationsystem，缩写为oads)，用迭代的方式获取确定系数，而后带入星上的补偿系统进行计算。
美国在图像导航与配准方面的研究资料表明，在静止气象卫星的工程应用中，分析了仪器视线指向的主要影响因素但未根据误差的不同类型进行分类；采用了综合的补偿模型，将所有测量信息引入算法，输出综合补偿量。没有专门针对轨道漂移影响设计专项补偿方法。
技术实现要素：
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种静止卫星成像导航与配准的轨道运动补偿方法，其所成图像与卫星在标称定点位置所生成的地球标称网格图像一致，误差控制在指标范围内，有利于降低系统研发难度并提高工程可实现性。
根据本发明的一个方面，提供一种静止卫星成像导航与配准的轨道运动补偿方法，包括以下步骤：
步骤一，根据遥感仪器的扫描反射机构光路模型，写出当卫星处于标称定点位置时，预设的扫描镜转角对应地球椭球上的期望目标点坐标的表达式；
步骤二，计算当卫星处于漂移后轨道位置时，指向地面期望目标点时所需要的扫描镜转角；
步骤三，用需要的扫描镜转角减去预设的扫描镜转角得到轨道运动补偿量。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：所成图像与卫星在标称定点位置所生成的地球标称网格图像一致，误差控制在指标范围内，有利于降低系统研发难度并提高工程可实现性。
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为静止卫星成像导航与配准的轨道运动补偿方法的流程图。
图2为静止遥感卫星对地球标称网格成像示意图。
图3为卫星成像仪内部扫描反射光路示意图。
图4为卫星轨道漂移对成像目标位置的影响示意图(卫星处于标称定点位置)。
图5为卫星轨道漂移对成像目标位置的影响示意图(卫星实际位置存在轨道漂移)。
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。
如图1至图5所示，本发明静止卫星成像导航与配准的轨道运动补偿方法，包括以下步骤：
步骤一，根据遥感仪器的扫描反射机构光路模型，写出当卫星处于标称定点位置时，预设的扫描镜转角对应地球椭球上的期望目标点坐标的表达式；
步骤二，计算当卫星处于漂移后轨道位置时，指向地面期望目标点时所需要的扫描镜转角；
步骤三，用需要的扫描镜转角减去预设的扫描镜转角得到轨道运动补偿量。
实施例
本实施例涉及一种静止卫星成像导航与配准的轨道运动补偿方法。
一，地面期望目标点位置坐标计算
根据卫星成像仪光路特性，在不考虑仪器热变形和卫星姿态偏差的情况下，当东西镜6转角为ε，南北镜7转角为η时，卫星成像仪8出射视线单位矢量在地固系的分量为如下式(1)：
其中，ls0为出射视线单位矢量，afr为卫星姿态参考坐标系到地固系的坐标转换矩阵，是当前时间和静止卫星定点地理经度的函数，px、py、pz分别代表ls0矢量在地固系下的三个分量。
将卫星成像仪视线上任意点在地固系中的坐标reg用空间直线方程描述为如下式(2)：
ke为未知数，代表仪器到目标点的视线长度标量。
将地球表面考虑为椭球，则地固系下卫星表面任意点满足方程如下式(3)：
x，y，z分别为卫星表面目标点在地固系下位置的三个分量。
其中，地球半长轴ae＝6378.137，地球半短轴be＝6356.75231424518，根据地球wgs84椭球模型确定，xoy面为赤道面。将式(2)带入式(3)可建立关于视线长度ke的一元二次方程如下式(4)：
易求解得到ke，即为卫星成像仪到地面期望目标的距离，带入式(2)可得到地面期望目标点在地固系下的坐标reg。
二，计算卫星轨道漂移后指向期望目标点时所需的扫描镜转角
当前卫星实际位置为re1可根据卫星轨道参数得出，则当前实际卫星指向地面目标的矢量在地固系分量如下式(5)：
r1g＝reg-re1(5)
r1g为指向地面目标的矢量。
将r1g转化为地固系下的实际视线单位矢量ls2，带入式(1)可得到以实际转角为变量的方程组如下式(6)：
afr是姿态参考系到地固系的坐标转换矩阵，上标t表示该矩阵的转置。
易求解卫星轨道漂移后指向期望目标点时所需的扫描镜转角ε′和η′。
三，计算轨道运动补偿量
卫星轨道漂移后指向期望目标点时所需的扫描镜转角减去预设扫描镜转角即为补偿量如下式(7)：
本发明所成图像与卫星在标称定点位置所生成的地球标称网格图像一致，误差控制在指标范围内，有利于降低系统研发难度并提高工程可实现性。
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形或修改，这并不影响本发明的实质内容。