光学遥感卫星精密敏捷成像控制技术综述

从控制的角度综述了多功能、高质量成像需求下,超稳定、超精确、超敏捷高分辨率光学遥感卫星精密敏捷控制的关键技术和研究进展。以卫星成像与姿态控制系统性能的关系为基础,从姿态机动能力与多功能成像、姿态确定精度与成像质量和姿态控制精度与成像质量三个方面论述了精密敏捷控制技术对光学遥感卫星成像的重要性。在此基础上,结合光学遥感卫星姿态控制系统的组成及原理,分析了影响姿态控制精度和姿态机动能力的主要因素,对高精度姿态确定、精密姿态控制和敏捷姿态控制三个关键技术方向进行了讨论和总结。最后,综合当前技术的发展趋势,围绕一体化成像控制的设计思想展望了精密敏捷控制技术未来的发展趋势,为实现高分辨率光学遥感卫星多功能、高质量成像控制提供了理论依据和工程参考。

空间目标轨道外热流计算及辐射特性研究

本文针对空间目标受到的太阳辐射、地球辐射、地球反照辐射,采用蒙特卡洛(Monte Carlo)法,基于非结构四面体网格编写了仿真程序,并对计算结果进行了对比验证。进一步地,对太阳同步轨道卫星受到的轨道外热流,采用带帆板的网格对有无遮挡情况下各表面受到的轨道外热流进行了分析。结果显示,在对地模式下考虑遮挡后,−Y表面平均热流值降低了53.79 W/m^(2),+Y−Z侧帆板表面平均热流值降低了32.05 W/m^(2)。结合表面材料属性,分析了各表面的温度特性,并结合帆板温度的在轨遥测数据,验证了计算的准确性。最后,计算了两种模式下各方向的红外辐射强度。结果表明,不同观测模式下各表面受热流的影响不同,对地模式下各表面温度随时间变化较大,而对日模式下各表面热流较为稳定。两种模式下,太阳能帆板的温度较高,辐射强度较大,具有明显的红外特征,便于开展红外观测。

低轨光学卫星相控阵数传期间太阳光规避方法

为防止低轨光学卫星相控阵数传任务过程中相机进光而对传感器造成损伤,提出了一种相控阵数传任务期间的太阳光姿态规避方法。首先,计算出地心固连坐标系中卫星指向太阳的向量与卫星指向地面数传站的向量,并建立两向量所在平面的单位法向量。其次,以单位法向量为旋转轴使卫星指向地面数传站的向量以相控阵最大离轴角进行旋转,旋转后的向量即为卫星在地心固连坐标系下的太阳光规避向量。然后,通过太阳光规避向量、地心固联坐标系中卫星的位置及地心固联坐标系到轨道坐标系的转换矩阵,规划卫星在轨道坐标系下的太阳光规避姿态并计算出相控阵指向角。最后,在吉林一号高分02D星上进行了仿真分析和在轨试验。仿真结果表明,在相控阵最大波束角为60°的情况下,卫星使用太阳光姿态规避方法进行数传后,在12月份内相机与太阳光夹角在90°以下的概率由传统凝视姿态数传方法的44.1%降低为2.1%。吉林一号高分02D星在轨试验结果表明,近似相同条件下的两次数传任务在使用太阳光姿态规避方法进行数传后,相机与太阳光的夹角由传统凝视姿态的31.3°~152.1°提升为96.3°~180°,验证了太阳光姿态规避方法可在数传任务期间有效规避太阳光,保证了低轨光学卫星相机在轨的安全性和可靠性。

光学卫星等比降地速的地影区主动推扫姿态规划

针对光学推扫卫星在地影区进行夜间推扫成像时,卫星相机成像区域地速过快导致传感器积分时间不足而难以获取高质量夜间影像的情况,设计了一种卫星等比降地速主动推扫的姿态规划方法。首先,根据卫星推扫成像任务的机动时间、成像起始时刻与降速比例等参数计算出卫星等比降地速成像时的等效轨道初始位置;其次,根据卫星等效轨道初始位置与卫星侧摆角,通过轨道递推计算出卫星光轴实时指向的地面目标点坐标;然后,根据卫星实际的轨道位置与姿态解算出卫星指向地面目标点的实时期望姿态;最后,基于吉林一号高分04A卫星的参数对所设计方法进行数值仿真与在轨试验,结果表明了所提出的方法具有可行性与有效性。

低轨光学卫星同轨立体成像姿态规划与控制方法

为了提高低轨光学卫星同轨立体成像中多次成像对目标区域指向精度,从而获取更大的重叠覆盖面积,即立体像对有效面积。首先,设计了一种采用地球椭球模型,并考虑地球自转以及卫星滚动方向机动的同轨双视/三视立体成像姿态规划方法。其次,为了缩减机动时间,以提高卫星单次成像可拍摄的区域长度,考虑执行机构力矩与角动量约束,设计了一种路径规划快速机动控制算法(Path planning Fast Maneuver Control,PFMC),即基于旋转轴不变约束的三轴机动的最短路径和角加速度连续路径规划以及结合角加速度前馈与内外环控制的快速机动算法。最后,以“吉林一号”卫星参数进行数学仿真,控制精度优于0.02°,稳定度优于0.001(°)/s,成像时长不低于10 s。在轨测试期间,获得了乌鲁木齐市的立体像对与数字表面模型,有效覆盖面积大于1600 km2,双视成像的重叠率超过97%,验证了同轨双视立体成像规划与控制方法的可行性和有效性。

无陀螺姿态估计方法仿真分析

针对不使用陀螺或陀螺失效情况下卫星姿态确定的问题,提出了用滤波估计的方法构造一个“伪陀螺”进行姿态确定的方法。以星敏测量信息和飞轮转速信息为输入量,以偏差四元数、偏差角速度、偏差干扰力矩为状态变量设计了误差姿态估计方程,结合扩展卡尔曼滤波实现了高精度的无陀螺姿态确定。通过仿真验证了该方法的有效性。在此基础上分析了影响姿态估计精度的各个因素。结果表明,飞轮安装误差、星体转动惯量误差主要影响动态跟踪过程;星敏噪声、飞轮噪声影响稳态过程,尤其飞轮对估计精度的影响大,无陀螺姿态估计方法可以在卫星上应用,但要严格控制飞轮指标。

一种矢量信息重构的最优双矢量定姿算法

针对低轨小卫星双矢量定姿算法存在主矢量不对称的问题,对双矢量进行了重构,将不同双矢量改进算法通过线性变换统一表达。提出了一种矢量信息重构的最优双矢量算法,通过求解2个矢量的沃赫拜(Wahba)代价函数,得到了最优姿态矩阵对应的参数。该参数由矢量观测噪声和参考矢量夹角构成,通过动态调节可获得任意时刻最小二乘意义下的最优姿态。通过实际卫星动力学仿真,算法求解的三轴姿态角均方根误差分别为3.09,3.07和2.98°,具有较高的解算精度。