一种基于成像几何反演的星敏感器在轨定姿误差获取方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及一种在轨星敏感器定姿误差的获取方法，可用于星敏感器在轨定姿精 度的评估，对空间新技术试验任务进行试验、考核与评价。
【背景技术】
[0002] 通常，卫星的星敏感器在发射前，会通过地面定标或者实验室精密设备对其内参 数进行校准，W保证其高精度的姿态测量。星敏感器安装到卫星本体后，也会对其相对于卫 星平台的安置角度进行精确测量，W获取姿态安装矩阵。但是，由于发射过程的冲击，W及 卫星发射后太空环境的剧烈变化，星敏感器的内部参数、安置角度等会产生轻微的偏差。运 些参数的偏差，会导致星敏感器测量并转换得到的卫星姿态偏差进一步放大，并最终导致 其他有效载荷的地面应用(如几何定位等)产生一定的误差。
[0003] 但是，由于星敏感器是目前卫星上所有部件中测量精度最高的姿态测量装置，所 W整星无法再为星敏感器提供更高测量精度的参考标准，而且整星的轨道测量精度误差较 大，误差受多种因素影响，不确定性也较大。因此，星敏感器的实际精度的指标在轨考核方 法仅能依靠星敏感器自身的四元数进行一定时间内的方差稳定性考核。
[0004] 研究表明，经过考核校正的星敏感器可有效为消除卫星平台和传感器系统的主要 系统误差及部分偶然误差提供依据，从而大大改善了多种因素引起的卫星影像几何突变。 而我国目前还没有针对高分辨率在轨卫星利用的第Ξ方在轨数据对星敏感器进行考核评 价的先例。现有的考核评价工作还没有实现第Ξ方在轨星敏感器姿态考核测量，即独立于 星敏感器使用本体产生的数据进行自我考核评价方法。
【发明内容】
[000引本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于成像几何反演 的高精度星敏感器在轨定姿精度的获取方法，利用已知的全色波段原始影像、地面控制点、 成像时刻数据和星敏感器直接测量的姿态值，通过建立严格的成像模型、四元数内插和星 敏感器安置矩阵转换，分别获得卫星的姿态矩阵，之后通过比较，得到卫星姿态误差矩阵， 然后进行修正，从而得到精确的卫星平台瞬时姿态，并依此和星敏感器的测量姿态进行比 较，最终评定星敏感器的精度。
[0006] 本发明的技术解决方案是:一种基于成像几何反演的星敏感器在轨定姿误差获取 方法，包括如下步骤：
[0007] (1)在卫星平台上搭载星敏感器和光学相机；
[0008] (2)选取标志性的人工或者自然地物作为地面控制点；
[0009] (3)利用所述的光学相机对所述的地面控制点成像，获得包含有地面控制点像点 的全色波段影像；
[0010] (4)获取全色波段影像上地面控制点的像点在地球固定地面参考坐标系下的摄影 光线A
[0011](5)根据步骤(4)的摄影光线w及光学相机的安置矩阵，获取卫星平台的姿 态矩巧
[0012] (6)利用星敏感器直接测量的卫星平台姿态四元数qW及星敏感器的安置矩阵Ms， 计算得到卫星平台的姿态矩阵Mb=qMs;
[001引（7)根据步骤(5)得到的Μα和步骤(6)得到的Mb,根据关系式Ma=MMb计算得到星敏 感器的在轨定姿误差M。
[0014]所述的地面控制点的分辨率精度优于光学相机获取影像地面分辨率的1/18,高程 精度优于光学相机获取影像地面分辨率的1/6。
[001引所述的
其中Q为空间固定惯性坐标系到地球固定地面参考坐标系的旋转矩阵，M(q)为卫星本体坐 标系到空间固定惯性坐标系CIS的旋转矩阵，Φχ，恥分别为光学相机CCD上地面控制点像点对 应的像元沿轨道方向的指向角和垂直于轨道方向的指向角。
[0016] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0017] (1)现有的几何定标工作只是基于最小二乘和基于成像几何模型分析的方法进行 了外定向，对相机和卫星平台之间的静态几何参数进行了定标，而相机内方位W及轨道姿 态等动态参数的定标工作并未开展。而本发明方法利用已知的全色波段影像、地面控制点 和成像时刻数据，通过建立严格的成像模型，得到卫星的姿态矩阵，并与由星敏感器直接测 量的姿态数据得到的卫星姿态矩阵进行对比，从而实现了从相机内方位W及轨道姿态等动 态参数的定标，实现了对星敏感器的性能进行考核评价；
[0018] (2)由于星敏感器实际精度指标在轨考核存在较大困难，包括星敏感器是卫星上 所有部件中测量精度最高的姿态测量装置，整星无法为星敏感器提供更高测量精度的参考 基准，另外整星轨道测量精度较大、误差模型未知。本发明方法使用一种精度高于或相当于 星敏感器、且独立于目前星敏感器使用本体产生的数据进行自我评价的第Ξ方在轨星敏感 器姿态考核测量方法，方法较前者简便；
[0019] (3)本发明的基于成像几何反演的星敏感器在轨定姿误差获取方法，提出了一种 独立于现有星敏感器精度评定标准的新体系，并获得评价的精度误差，从而为星敏感器的 考核评价提供有力证据，同时，为我国解决卫星长寿命的关键技术瓶颈，提升国产卫星的技 术水平能力提供了有力支撑。
【附图说明】
[0020] 图1为本发明方法的流程框图；
[0021] 图2为本发明传感器严格成像模型的构建方法流程图。
【具体实施方式】
[0022] 本发明中，W卫星安装的星敏感器为考核评价对象。依据该卫星上搭载的光学相 机及其安装矩阵，实现对星敏感器误差的测量。
[0023] 如图1所示，为本发明方法的实现流程图。本发明方法的整体流程包括:利用已知 的全色波段影像、地面控制点和成像时刻数据，通过建立严格成像模型，可获得相机的瞬时 指向姿态，再根据相机的安置矩阵，换算为卫星的姿态矩阵Μα;同时，利用星敏感器直接测 量的姿态值，通过四元数内插和星敏感器安置矩阵转换，同样可得到卫星的姿态矩阵Mb,通 过比较，可W得到卫星姿态误差矩阵Merrnr。在确定了卫星的姿态误差矩阵Merrnr后，就可W 对相机计算得到的卫星平台瞬时姿态Μα进行修正，从而得到精确的卫星平台瞬时姿态，并 依此和星敏感器的测量姿态进行比较，最终评定星敏感器的精度。
[0024] 下面对各主要步骤进行详细的说明：
[0025] 在说明步骤之前，先对坐标系进行定义，如下所示：
[0026] 星敏感器坐标系:星敏感器坐标系的坐标原点为CCD光学系统光屯、，X轴和Υ轴分别 平行于矩形CCD阵列的横向扫描方向和纵向扫描方向，Ζ轴垂直于扫描平面，与星敏感器的 光轴方向重合。
[0027] 轨道坐标系：用W描述卫星在运行轨道上的空间位置，其原点位于卫星的质屯、，Ζ 轴方向由地屯、指向卫星质屯、，X轴垂直于由Ζ轴和瞬时速度矢量构成的轨道平面，Υ轴按照右 手法则确定，指向卫星前进方向为正。
[0028] 卫星本体坐标系：其原点位于卫星的质屯、，把卫星的Ξ个主惯量轴分别作为X轴、Υ 轴和Ζ轴。其中，沿着卫星横轴的作为X轴，沿着卫星纵轴而且指向卫星飞行方向的作为Υ轴， Ζ轴按照右手法则来确定，该坐标系一般用来测量和描述卫星的飞行姿态。
[0029] 相机坐标系:相机中多个CCD传感器像元排列成一条直线并位于同一焦平面，每一 条直线可W建立一个线阵传感器坐标系（即相机坐标系）。其原点在线阵投影中屯、，X轴为沿 扫描线方向，Υ轴为沿飞行方向，Ζ轴按照右手法则确定。
[0030] 空间固定惯性坐标系，简称CIS,常用来描述卫星的运动，其原点为地球质屯、，Ζ轴 指向天球的北极，X轴指向春分点，Y轴按照右手法则确定。
[0031] 地球固定地面参考坐标系，简称CTS，常用于描述观测站的位置和卫星监测结果。 其原点在地球质屯、，Z轴指向地球的北极，X轴指向格林尼治子午线与地球赤道交点，Y轴按 照右手法则确定。
[0032] S1:利用已知的PAN(全色波段)影像、地面控制点和成像时刻数据，通过建立严格 成像模型，可获得相机的瞬时指向姿态，再根据相机的安置矩阵，换算为卫星的姿态矩阵 Μα;
[0033] 本发明中所使用的相机为卫星上搭载的光学相机，全色谱段，为线阵CCD相机。星 敏感器和相机都是固联在卫星平台上，全色影像数据来源于包含地面控制点的全色波段影 像。关于全色波段影像的定义，其中全色是指全部可见光波段0.38~0.76μπι，全色波段影像 为运一波段范围的混合影像，一般为灰度影像。
[0034] 选择和确定合适的地面控制点是关键，地面控制点布设主要考虑数量、分布及精 度要求，由于地面控制点的布设及维护的工作量巨大，因此控制点的选取应W满足传感器 的目标需求为准。卫星获取的影像分