GEO衛星圖像定位配準技術及仿真驗證研究

許海玉 王皓 沈毅力 邊志強 錢勇

(上海衛星工程研究所， 上海 200240)

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GEO衛星圖像定位配準技術及仿真驗證研究

許海玉 王皓 沈毅力 邊志強 錢勇

(上海衛星工程研究所， 上海 200240)

介紹了圖像定位與配準基本原理，建立了補償量數學模型，運用實時仿真系統代替有效載荷掃描輻射計、大氣垂直探測儀及姿軌控等相關分系統模擬了衛星在軌工作狀況，對圖像定位與配準技術進行了仿真驗證研究，結果表明：該驗證方法合理有效，可為圖像定位配準系統設計及在軌應用提供參考依據。

圖像定位與配準；動態補償；力矩補償；實時仿真系統

1 引言

隨著航天遙感對地觀測技術的不斷發展，遙感衛星獲取圖像的分辨率越來越高，其應用也越來越廣泛，為了滿足我國第二代地球靜止軌道氣象衛星觀測能力更高的需求，我國第二代地球靜止軌道氣象衛星將首次采用圖像定位與配準(Image Navigation and Registration，INR)技術，以高精度確定氣象云圖中每個像素的地理位置，為精確預報天氣奠定基礎。

在軌進行圖像定位與配準技術的功能與任務是：通過載荷掃描鏡轉角增加補償量的方式，以消除由衛星姿態、軌道及熱變形帶來的光軸指向偏差；并且進行前饋力矩補償，以抵消由載荷運動對平臺穩定性帶來的影響。在美國，類似技術已經成功應用于地球靜止環境業務衛星(Geostationara Operational Environmental Satellite，GOES)系列中，并得到了很好的效果。在歐洲，第三代氣象衛星(Meteosat Third Generation，MTG)系列也在開發高精度在軌圖像定位與配準技術[1-3]。

對于衛星圖像定位與配準的研究，文獻[4]提出基于預估模型的補償方法，能夠減小掃描鏡運動對掃描鏡光軸指向的影響，提高掃描鏡的成像質量。文獻[5]針對兩自由度掃描鏡圖像運動補償問題，在衛星姿態估計信息的基礎上，給出了一種姿態運動補償算法。文獻[6-7]定義了掃描角、步進角和固定網格，分析了軌道運動和結構熱變形對靜止軌道氣象衛星成像的影響，并分別給出了圖像運動補償模型。但上述文獻對三種運動補償算法的流程，補償時序的正確性缺少聯合仿真驗證的研究，為此本文應用實時運動補償模型，搭建了一套仿真驗證系統，模擬了衛星在軌工作情況，對運動補償算法進行了仿真驗證。

2 圖像定位與配準技術基本原理

在軌引起遙感衛星圖像定位配準偏差的主要因素有：安裝誤差、發射振動變形、熱變形、軌道、姿態和時鐘誤差等原因。其中，安裝誤差和發射振動變形是一個常值偏差，可在衛星發射入軌后對其進行標定并一次性修正；時鐘誤差是一個隨機量，需要通過提高星上時統精度，降低其對圖像定位配準的影響來避免；而軌道變化、姿態運動和熱變形都是動態變化的，必須通過實時補償進行修正。如果能夠精確確定衛星平臺的姿態、軌道，并能夠準確測量遙感儀器的熱變形規律，則可通過星載計算機計算補償角度增量，并驅動衛星有效載荷遙感儀器的二維掃描鏡進行星上實時動態補償，從而實現遙感圖像在軌定位與配準，獲得高精度圖像信息[8]。其中由星載計算機計算得出的二維掃描鏡轉角增量定義為INR補償量。

3 補償量模型

3.1 坐標系定義

地心慣性坐標系OeXiYiZi：坐標原點Oe為地球質心，Xi軸指向J2000.0平春分點在瞬時赤道面上的投影，Zi軸垂直于瞬時赤道面指向北極，Yi軸與Xi軸、Zi軸構成右手直角坐標系。

軌道坐標系OcXoYoZo：坐標原點Oc為衛星的質心，Zo軸指向地心，Yo軸為衛星瞬時軌道面的負法向，Xo軸與Yo軸、Zo軸構成右手直角坐標系，如圖1所示。

衛星本體坐標系OcXbYbZb：坐標原點Oc為衛星的質心，Xb軸、Yb軸、Zb軸為衛星的3個幾何軸，衛星標稱位置時與軌道坐標系重合如圖1所示。

定點地球固連坐標系OeXlYlZl：Oe原點位于地心；Xl軸位于赤道平面內，指向衛星標稱定點位置，Zl軸垂直赤道平面指向北極；Yl軸與Xl，Zl軸構成右手直角坐標系[6]。

Ail為定點地球固連坐標系到慣性坐標系的坐標轉換矩陣；Aoi為慣性坐標系到衛星軌道坐標系的坐標轉換矩陣；Abo為衛星軌道坐標系到本體坐標系的坐標轉換矩陣[9]。

圖1 圖像定位與配準補償量示意圖Fig.1 Compensation of the INR

3.2 姿態運動補償建模

姿態運動補償的功能是通過掃描鏡的轉角來補償衛星姿態運動所引起的掃描鏡光軸指向偏差，當衛星姿態角為零，有效載荷二維掃描鏡轉角分別為α0、β0時，有效載荷二維掃描鏡光軸矢量P0在軌道系中表示為

(1)

(2)

式中：θ、φ、ψ為衛星三軸姿態角。

進行泰勒級數展開，當衛星姿態為小角度偏差時，可忽略高階小量[4]，得補償量模型：

(3)

3.3 軌道運動補償模型

軌道運動補償是指衛星在一個非標稱軌道位置上，通過對掃描鏡的掃描角度補償，實現光軸對地球標稱網格的掃描[6]。

衛星在定點固連坐標系下的實際位置矢量Rf可以表示為

Rf=ApAsAnr

(4)

式中：r為慣性系下衛星實際位置矢量為已知量，An為歲差和章動變換矩陣，Ap為極移變換矩陣，對應2015年1月1日12：00，An、Ap取值為

As為衛星恒星時角加定點位置旋轉矩陣，

(5)

式中：λ為恒星時角，衛星定點于東經105°。在定點固連坐標系下由圖 1可得的矢量關系：

ρ=h0w0-(Rf-r0)

(6)

式中：r0為衛星標稱定點位置矢量，h0、w0分別為衛星二維掃描鏡光軸對應地面遙感點的視線距離和視線單位矢量，M0為w0與地球表面的交點，點M0位置矢量為R0，可表示為R0=r0+h0w0，且點M0滿足地球標準橢球體表面方程：

(7)

式中：X、Y、Z為M0的三軸坐標，ae為地球標準橢球體的赤道半徑，e為地球標準橢球體的第一偏心率[6,10]。

衛星在標稱位置二維掃描鏡轉角分別為α0、β0所對應的地面成像點為M0，軌道運動補償到標稱網格點，衛星在實際位置二維掃描鏡轉角分別為α、β時所對應的地面成像點也是M0，即有關系式：

(8)

3.4 熱變形運動補償建模

熱變形運動補償主要用于補償衛星平臺和有效載荷儀器內部掃描鏡的熱變形所致的有效載荷視軸指向變化，當光線進入有效載荷遮光罩后，經二維掃描鏡兩次反射，進入探測器成像，為便于描述，如圖2所示光路可逆，光線從探測器發出，經過兩次掃描鏡反射，圖像定位與配準是基于探測器中心矢量rc進行，應用6個等效失配角參數建立熱變形運動補償模型[7]。

圖2 有效載荷掃描鏡成像光路Fig.2 Optical path of payload scan mirror

(9)

4 仿真驗證系統組成及原理

4.1 仿真系統組成

仿真驗證系統由5個部分組成：①數管計算機及圖像定位與配準協處理器；②有效載荷分系統模擬器；③動力學與姿軌控模擬器；④地面遙測遙控系統；⑤性能驗證評估系統。

1)數管計算機及圖像定位與配準協處理器

圖像定位與配準軟件采用Ada語言程序編寫算法，運行在圖像定位與配準協處理器當中。數管計算機運行數管軟件負責接收地面上注的有效載荷工作指令及初始化參數設置。圖像定位與配準協處理器與數管計算機采用共享緩存的方式，進行信息的讀寫。

2)有效載荷分系統模擬器

3)動力學與姿軌控模擬器

動力學與姿軌控模擬器采用Hisim實時仿真系統，其主要功能是實時計算衛星姿態參數、軌道參數，作為圖像定位與配準的姿態運動補償，軌道運動補償的輸入條件；同時接收數管計算機的校時信號、有效載荷掃描鏡換向信號及有效載荷掃描鏡的實測轉角，進行前饋力矩補償。

4)地面遙測遙控系統

通過地面遙測遙控系統上注有效載荷工作指令，圖像定位與配準分系統所需要的初始化參數設置，并通過地面遙測遙控系統監控數管計算機工作狀態。

5)性能驗證評估系統

對該聯合仿真系統的數據完整性、有效性作出判斷。

4.2 系統原理及框圖

在系統運行期間，以數管計算機晶振時間為基準，通過1553B總線向有效載荷模擬器、動力學與姿軌控模擬器發送校時信號，校時信號頻率為1 Hz，遠程終端收到校時信號后與本地時間進行比較，如果時間差大于1 ms，則接受數管計算機校時，修改本地時間，這樣確保了系統各單機之間的時間差小于1 ms，消除了由時鐘誤差帶來的圖像定位誤差。系統架構如圖3 所示。

圖像定位與配準分系統收到載荷工作指令后，每5 ms為一個節拍實時計算補償量，通過RS422串口發送給有效載荷模擬器。

本研究將提取到的mtDNA通過微量分光光度計檢測，濃度為860.3 ng/μL，A260/A280值為1.96，A260/A230值為2.08，表明無RNA、蛋白質和離子污染。吸取2 μL提取的mtDNA原液，加入18 μL純水稀釋10倍，以10 ng和30 ng λDNA為對照，電泳檢測結果顯示條帶清晰，表明無RNA污染和蛋白質殘留現象(圖3)。進一步使用EcoRⅠ對mtDNA進行酶切，電泳檢測結果顯示總基因組帶型成彌散狀，酶切后的mtDNA帶型分布均勻(圖4)。說明本研究提取到的大豆mtDNA濃度高、質量好。

有效載荷模擬器在收到載荷的工作指令后，按照工作指令，實時計算掃描鏡的理論轉角，同時接收圖像定位與配準分系統的補償量，將理論轉角與補償量疊加后通過內部傳遞函數模擬驅動機構執行，得到有效載荷掃描鏡的實測轉角。有效載荷模擬器將補償量和實測轉角數據存儲到上位機中，作為性能評估系統的輸入條件。

動力學與姿軌控模擬器每64 ms更新一次衛星姿態參數，每16 s更新一次軌道參數，通過1553B總線發送給數管計算機；有效載荷模擬器通過RS422串口將掃描鏡實測轉角發送給動力學與姿軌控模擬器，動力學與姿軌控模擬器根據有效載荷工作指令實時計算出補償力矩，進行前饋力矩補償。

性能驗證評估系統根據有效載荷模擬器輸出的實測轉角、補償量，動力學與姿軌控計算機模擬器輸出的動力學姿態、軌道遞推參數，結合預設的熱變形參數對光軸指向精度進行評估，對前饋力矩補償效果進行評估。

5 補償算法驗證

系統參數初始化設置：INR處理器計算周期為5 ms，通信波特率921.6 kbit/s；有效載荷模擬器仿真步長5 ms；動力學與姿軌控模擬器仿真步長1 ms。

姿態：三軸慣性姿態角速度初值為[0.0002,-0.0040,-0.0003](單位：(°)/s)；三軸姿態歐拉角初值為[0.01,0.006,-0.007](單位：°)。

軌道：軌道角速度為7.292×10-5rad/s;衛星東漂移0.001 rad;衛星北漂移0.001 rad；偏心率0.001;軌道傾角0.001 035 rad。

有效載荷南北維和東西維掃描鏡慣量分別為0.2 kgm2,0.06 kgm2。

其結果如圖 4至圖 9所示。

在姿態運動補償模型中，進行了姿態小角度量化，若姿態角偏大將有較大計算誤差；補償量最大為1190 μrad，光軸在地球全圓盤外，補償量模型無解，應用時補償量保持上一拍定值不變，如圖7中所示。前饋力矩補償中的補償力矩以均值大小進行補償，將會產生力矩殘差，有效載荷的二維掃描鏡分別沿衛星的滾動和偏航軸進行步進和掃描，產生力矩的殘差將會引起衛星滾動和偏航角速度周期波動，其頻率與有效載荷二維掃描鏡步進和掃描頻率相同，如圖8所示。

圖4 歐拉姿態角變化曲線Fig.4 Curve of Eular angle change

圖5 慣性角速度變化曲線Fig.5 Curve of inertial angular velocity change

圖6 補償量Fig.6 Compensation

圖7 補償量放大曲線Fig.7 Curve of compensation scale-up

圖8 干擾力矩和前饋補償力矩曲線Fig.8 Disturbance torque and feedforward torque

圖9 干擾力矩和前饋補償力矩放大曲線Fig.9 Scale-up curve of disturbance torque and feedforward torque

6 結束語

本文在圖像定位與配準原理與補償量模型的基礎上，提出了一種對圖像定位與配準技術進行仿真驗證的方法，構造了一套圖像定位與配準實時仿真系統，驗證了圖像定位與配準在軌動態補償整星信息流的匹配性、算法模型的正確性、指標的可實現性，考查了系統軟件的可靠性、穩定性。為系統的設計開發及完善提供了參考依據，此外,該仿真驗證研究也可用于衛星在軌運行期間的故障判定和反演。

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(編輯：李多)

Study on GEO Satellite Image Navigation & Registration Technology and Simulation Verification

XU Haiyu WANG Hao SHEN Yili BIAN Zhiqiang QIAN Yong

(Shanghai Institute of Satellite Engineering, Shanghai 200240, China)

In this paper, the basic theory of image navigation and registration is introduced, and the compensation mathematical model is founded. Satellite on-board working condition is simulated by the real-time simulation system, and image navigation and registration technology was validated based on co-simulation. The results show that the design of the real-time simulation system is logical, and the system can give a reference for design and on-board use of the INR.

image navigation and registration; dynamical compensation; torque compensation; real-time simulation system

2015-04-20；

2015-05-10

許海玉，男，工程師，從事衛星圖像定位配準設計工作。Email：xuecantiandi@163.com。

V414

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2015.04.015