一種遙感衛(wèi)星寬幅無盲區(qū)拼接成像路徑自主規(guī)劃方法研究

唐文國,張國云,朱慶華,許賢峰

(1.上海市空間智能控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,上海 201109; 2.上海航天控制技術(shù)研究所,上海 201109;3.西安衛(wèi)星測控中心，陜西 西安 710043)

一種遙感衛(wèi)星寬幅無盲區(qū)拼接成像路徑自主規(guī)劃方法研究

唐文國1、2,張國云3,朱慶華1、2,許賢峰1、2

(1.上海市空間智能控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,上海 201109; 2.上海航天控制技術(shù)研究所,上海 201109;3.西安衛(wèi)星測控中心，陜西 西安 710043)

為解決低幅寬衛(wèi)星載荷因幅寬小而導(dǎo)致成像覆蓋物面窄、效率低、使用復(fù)雜的缺陷，提出了一種多條帶拼接成像路徑自主規(guī)劃方法。先完成單次側(cè)擺成像規(guī)劃：通過衛(wèi)星、目標(biāo)相對位置關(guān)系判斷成像時機(jī)，規(guī)劃包括姿態(tài)機(jī)動開始時刻、成像開始時刻、成像結(jié)束時刻、滾動目標(biāo)姿態(tài)角，以及可成像總時長的成像時域確定。再進(jìn)行多條帶拼接成像規(guī)劃：由成像開始時刻及姿態(tài)偏置要求確定條帶拼接方向，計算圖像拼接點(diǎn)位置參數(shù)；根據(jù)滿足載荷成像最大允許俯仰姿態(tài)機(jī)動角和姿態(tài)機(jī)動速度，確定相鄰次成像開始時刻衛(wèi)星位置與姿態(tài)機(jī)動開始時間；由成像時刻的軌道位置、前后擺俯仰姿態(tài)角、圖像拼接點(diǎn)位置及側(cè)擺成像偏流角計算相鄰次成像滾動目標(biāo)姿態(tài)；根據(jù)確定的滾動、俯仰目標(biāo)姿態(tài)角和成像位置迭代計算偏流角，確定偏航目標(biāo)姿態(tài)。給出了相應(yīng)的單次側(cè)擺成像路徑和最大面積多條帶拼接成像路徑的自主規(guī)劃計算流程。仿真結(jié)果表明：該方法能根據(jù)衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動能力、軌道參數(shù)及載荷視場角自主完成成像條件分析及路徑規(guī)劃，實(shí)現(xiàn)載荷對目標(biāo)區(qū)域無盲區(qū)最大幅寬成像，提高成像效率及衛(wèi)星在軌任務(wù)自主規(guī)劃執(zhí)行能力。

光學(xué)遙感衛(wèi)星； 寬幅成像； 路徑自主規(guī)劃； 多條帶拼接； 側(cè)擺成像； 目標(biāo)姿態(tài)； 成像開始時刻； 成像結(jié)束時刻

0 引言

遙感載荷在提高圖像分辨率后，成像幅寬一般會相應(yīng)減小，采用多條帶拼接成像的方式可增大成像物面覆蓋率，彌補(bǔ)因幅寬減小導(dǎo)致成像覆蓋面積變小的缺陷，提高衛(wèi)星對特定目標(biāo)區(qū)域的偵測能力。實(shí)現(xiàn)成像條帶無縫拼接需要根據(jù)衛(wèi)星的軌道位置、姿態(tài)機(jī)動能力(最大姿態(tài)機(jī)動角、機(jī)動速度)，以及目標(biāo)區(qū)域位置規(guī)劃計算衛(wèi)星短時間內(nèi)多次姿態(tài)機(jī)動的路徑。傳統(tǒng)采用地面計算再遙控上注的方式耗費(fèi)大量人力物力，由于在軌衛(wèi)星數(shù)量的增加和任務(wù)需求的變化，現(xiàn)有條件已不能滿足要求。同時，因地面遙控站分布有限，在某些時段會出現(xiàn)不滿足將衛(wèi)星控制參數(shù)及時遙控上注的條件。實(shí)現(xiàn)對給定目標(biāo)區(qū)域的多條帶拼接成像路徑自主規(guī)劃計算，可顯著減少地面處理工作量，同時保證滿足成像條件的工作弧段不被遺漏。國內(nèi)外對此進(jìn)行了相關(guān)研究。美國2009年10月6日發(fā)射的WorldView-2衛(wèi)星和法國2011年12月17日發(fā)射的Pleiades 1衛(wèi)星均已利用姿態(tài)機(jī)動實(shí)現(xiàn)多條帶拼接成像，大幅提高了遙感圖像采集效率，但未知其成像路徑自主規(guī)劃的狀況[1-2]。國內(nèi)關(guān)于條帶拼接成像多針對載荷技術(shù)進(jìn)行研究，對衛(wèi)星成像控制路徑計算主要在地面進(jìn)行，且鮮有關(guān)注針對給定區(qū)域無盲區(qū)且成像覆蓋率最大化的目標(biāo)[3]。

條帶拼接成像路徑自主規(guī)劃任務(wù)，就是根據(jù)衛(wèi)星的姿態(tài)機(jī)動能力、準(zhǔn)確的軌道參數(shù)，以及目標(biāo)區(qū)域中心位置，自主完成載荷成像前的衛(wèi)星狀態(tài)設(shè)定，包括衛(wèi)星目標(biāo)姿態(tài)、姿態(tài)機(jī)動開始時刻、成像開始時刻及成像時長等相關(guān)要素確定[4]。最大限度提高多次成像后的地面目標(biāo)區(qū)域覆蓋率或?qū)崿F(xiàn)對特定目標(biāo)區(qū)域的重復(fù)成像，實(shí)現(xiàn)對指定區(qū)域?qū)挿上窦皡^(qū)域內(nèi)無盲點(diǎn)探測的目標(biāo)，解決成像幅寬與圖像分辨率間的矛盾。條帶拼接成像任務(wù)自主規(guī)劃的要點(diǎn)在于根據(jù)相關(guān)約束模型找到任務(wù)可執(zhí)行時空域，確定拼接點(diǎn)位置。其難點(diǎn)在于如何基于有限的星載資源建立合適的遞推模型及方案效益評估模型，保證任務(wù)規(guī)劃的時效性，拼幅間無盲區(qū)及成像效益最優(yōu)[5]。本文采用任務(wù)執(zhí)行條件時空廣域粗搜索和臨近執(zhí)行階段二次精確規(guī)劃計算結(jié)合的方法，解決復(fù)雜計算與星載資源約束間的矛盾，有利于星上自主執(zhí)行。

1 目標(biāo)任務(wù)可執(zhí)行時空域搜索及確定

成像路徑自主規(guī)劃首先需通過位置關(guān)系遞推計算判斷成像時機(jī)，確保任務(wù)規(guī)劃的時效性。其過程為遞推計算目標(biāo)與衛(wèi)星在指定弧段內(nèi)的距離及相應(yīng)的時間點(diǎn)，然后結(jié)合載荷成像幅寬，姿態(tài)機(jī)動能力判斷該時刻是否滿足對目標(biāo)成像的條件，確定任務(wù)可執(zhí)行時空區(qū)間及目標(biāo)姿態(tài)等任務(wù)執(zhí)行相關(guān)技術(shù)參數(shù)[6]。

1.1 變量定義

設(shè)衛(wèi)星距星下點(diǎn)軌道高度為H；衛(wèi)星與地心間的距離為H0；地球平均半徑為Re；衛(wèi)星軌道角速度為ωo；衛(wèi)星本體相對軌道坐標(biāo)系的歐拉姿態(tài)角為φ，θ，ψ；垂直于載荷成像方向的等效視場半角為α0；載荷光軸與衛(wèi)星地心連線矢量的夾角為α；滿足載荷成像要求的最大滾動、俯仰姿態(tài)角分別為φmax，θmax；垂直于載荷成像方向的等效視場半角母線為l1，l2，兩者與載荷光軸的夾角均為α0。

1.2 衛(wèi)星對目標(biāo)點(diǎn)成像時空關(guān)系條件

成像時衛(wèi)星與目標(biāo)點(diǎn)位置關(guān)系如圖1所示。

圖1 成像時衛(wèi)星與目標(biāo)點(diǎn)位置關(guān)系

令衛(wèi)星星下點(diǎn)至目標(biāo)點(diǎn)方向矢量為rkm，載荷成像推掃方向矢量在地心慣性坐標(biāo)系中可表示為rcx，則在僅有滾動姿態(tài)偏置條件下，載荷成像推掃到目標(biāo)點(diǎn)時，目標(biāo)點(diǎn)與星下點(diǎn)位置滿足關(guān)系

(1)

反之，根據(jù)成像時刻目標(biāo)點(diǎn)與衛(wèi)星星下點(diǎn)的位置關(guān)系，不考慮偏流角需求，成像時刻滾動姿態(tài)φ0需滿足關(guān)系

(2)

(3)

1.3 側(cè)擺成像路徑自主規(guī)劃計算流程

若當(dāng)前時刻地心慣性坐標(biāo)系中目標(biāo)中心點(diǎn)D的位置矢量rGm(t0)、衛(wèi)星位置矢量rp(t0)、星下點(diǎn)位置矢量rGk(t0)已知，則根據(jù)載荷視場α0、姿態(tài)機(jī)動能力，對目標(biāo)成像路徑規(guī)劃計算流程如下[4、7]。

a)計算衛(wèi)星星下點(diǎn)至目標(biāo)點(diǎn)方向矢量

(4)

b)計算地心慣性坐標(biāo)系中衛(wèi)星星下點(diǎn)軌跡沿衛(wèi)星飛行方向的矢量

rcx(t0)=Rz(u(t0)+π/2)Rx(i(t0))×

(5)

c)計算衛(wèi)星星下點(diǎn)與目標(biāo)點(diǎn)位置關(guān)系

(6)

d)判斷位置關(guān)系是否滿足成像條件

(7)

式中：βmax為衛(wèi)星最大允許側(cè)擺角；αmax為可容忍的位置關(guān)系確定誤差閾值；u為軌道幅角；i為軌道傾角；Ω為升交點(diǎn)赤經(jīng)；Rx，Rz分別為繞x、z向的方向余弦矩陣。

當(dāng)條件d)不滿足時，遞推1個時間步長之后的衛(wèi)星軌道及目標(biāo)點(diǎn)位置矢量，重復(fù)步驟a)～d)直至在本圈一定弧段內(nèi)找到滿足式(7)的時間t。相應(yīng)βkm(t)即為本圈對目標(biāo)側(cè)擺成像的滾動目標(biāo)姿態(tài)角絕對值。成像路徑規(guī)劃結(jié)果為

a)姿態(tài)機(jī)動開始時刻：tj=tkT-Tj-ΔT1。

b)成像開始時刻：tc=tkT-ΔT1。

c)成像結(jié)束時刻：tm=tkT+ΔT2。

d)滾動目標(biāo)姿態(tài)角

式中：Tj為完成姿態(tài)機(jī)動所需時長；tkT為衛(wèi)星在軌位置滿足式(7)的開始時刻；ΔT1，ΔT2分別為任務(wù)要求相對目標(biāo)中心點(diǎn)之前和之后的成像時間長度，兩者之和為單條帶總成像時長。在多條帶拼接成像過程中，ΔT1，ΔT2取決于成像目標(biāo)區(qū)域長度要求和載荷成像最大允許偏置角，而單條帶無拼接成像時長則與姿態(tài)機(jī)動能力無關(guān)。假定成像需要覆蓋區(qū)域長度為L，則單條帶成像總時長可表示為

(8)

偏航姿態(tài)角ψ0由載荷偏流角控制精度需求決定，滾動側(cè)擺成像時俯仰目標(biāo)姿態(tài)角θ0為0。若在一定弧段內(nèi)找不到滿足條件d)的位置點(diǎn)，則停止本圈搜索，在衛(wèi)星下一圈某弧段擇機(jī)再次開始計算[8]。

2 多條帶拼接成像路徑自主規(guī)劃

載荷對目標(biāo)區(qū)域多條帶拼接成像路徑自主規(guī)劃在單次側(cè)擺成像路徑自主規(guī)劃的基礎(chǔ)上完成。根據(jù)側(cè)擺成像路徑自主規(guī)劃計算流程完成單次側(cè)擺成像規(guī)劃后，由成像開始時刻tc及姿態(tài)配置情況確定條帶拼接方向，計算圖像拼接點(diǎn)位置參數(shù)。然后根據(jù)滿足載荷成像最大允許俯仰姿態(tài)機(jī)動角θmax、姿態(tài)機(jī)動速度，確定相鄰次成像開始時刻衛(wèi)星的軌道位置和姿態(tài)機(jī)動開始時間。再根據(jù)成像時刻的軌道位置、前后擺俯仰姿態(tài)角、圖像拼接點(diǎn)位置及側(cè)擺成像偏流角，計算相鄰次成像滾動目標(biāo)姿態(tài)。最后根據(jù)確定的滾動、俯仰目標(biāo)姿態(tài)角及成像位置計算偏流角，確定偏航目標(biāo)姿態(tài)。

2.1 條帶拼接點(diǎn)位置確定

根據(jù)已知的側(cè)擺成像路徑計算條帶拼接點(diǎn)，在條帶邊緣處實(shí)現(xiàn)拼接，可保證拼接物面幅寬最大化。令載荷成像光路矢量l1，l2與衛(wèi)星地心連線的夾角分別為α1，α2；D1，D2為圖像物面面拼接點(diǎn)，如圖2所示。則α1，α2與衛(wèi)星當(dāng)前位置及姿態(tài)滿足關(guān)系

cosα=cosφcosθ；

(9)

cosα1=sinα0(sinψsinθcosφ+

cosψsinφ)+cosα0cosθcosφ；

(10)

cosα2=-sinα0(sinψsinθcosφ+

cosψsinφ)+cosα0cosθcosφ.

(11)

因此，物面拼接點(diǎn)D1，D2與衛(wèi)星的距離分別為

|rD1p|=H0cosα1-

(12)

|rD2p|=H0cosα2-

(13)

圖2 成像時衛(wèi)星位置姿態(tài)與地面物點(diǎn)位置關(guān)系Fig.2 Relation of satellite’s position andattitude with image area

根據(jù)衛(wèi)星位置和姿態(tài)角可求出慣性系中成像光路矢量l1，l2分別為

(14)

(15)

因此，成像時條帶拼接點(diǎn)在地心慣性坐標(biāo)系中的位置矢量rD1，rD2分別為

rD1=|rD1p|l1+rp；

(16)

rD2=|rD2p|l2+rp.

(17)

式中：rp為衛(wèi)星在地心直角慣性坐標(biāo)系中的位置參數(shù)，由軌道參數(shù)求得。

在圖2所示的圖像拼接順序中，兩次成像條帶在地固坐標(biāo)系中實(shí)現(xiàn)無盲區(qū)最大面積拼接，則第一次成像時光路l2對應(yīng)的物點(diǎn)為第二次成像時光路l1對應(yīng)的物點(diǎn)。

2.2 基于拼接點(diǎn)的目標(biāo)姿態(tài)確定

目標(biāo)姿態(tài)確定是在俯仰目標(biāo)姿態(tài)已知，并假定條帶間偏航目標(biāo)姿態(tài)變化量小的條件下按式(18)～(21)求解滾動姿態(tài)，然后根據(jù)滾動、俯仰姿態(tài)及目標(biāo)位置重新計算偏航姿態(tài)[9-10]。若偏航姿態(tài)較側(cè)擺成像偏航姿態(tài)變化大，則需代入新求出的偏航姿態(tài)，重復(fù)式(18)～(21)求解滾動目標(biāo)姿態(tài)[11]。

對拼接點(diǎn)成像時刻衛(wèi)星至圖像拼接點(diǎn)的方向矢量

(18)

根據(jù)圖像拼接順序可確定載荷光路矢量。當(dāng)?shù)诙纬上駰l帶在第一次成像條帶的右側(cè)時，即滾動目標(biāo)姿態(tài)需要增大，由圖2可知：光路l1對應(yīng)衛(wèi)星至拼接D2的光路矢量，即lPD2(t)，否則，光路l2對應(yīng)衛(wèi)星至拼接點(diǎn)D1的光路矢量，即lPD1(t)，可同時計算出衛(wèi)星至兩可能拼接點(diǎn)的方向矢量后，再根據(jù)拼接方向選擇。成像光路矢量在軌道坐標(biāo)系中可表示為

Rz(u(t))Rx(i)Rz(Ω)lPD(t)；

(19)

(20)

式(20)中：若l1為對拼接點(diǎn)的成像光路，則αl為α0；若l2為對拼接點(diǎn)的成像光路，則αl為-α0。首次迭代計算時，ψ為相鄰條帶成像時的偏航姿態(tài)角。

則待拼接條帶的滾動目標(biāo)姿態(tài)角(1-2-3轉(zhuǎn)序)為

(21)

2.3 條帶拼接成像開始時刻及時長確定

顯然，在多條帶拼接成像過程中，如各成像條帶長度保持一致，像面條帶長度就與衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動速度及俯仰機(jī)動角θmax有關(guān)。根據(jù)圖2所示姿態(tài)位置關(guān)系，成像時長ΔT與衛(wèi)星軌道及姿態(tài)角關(guān)系可表示為

(22)

側(cè)擺角φ0由目標(biāo)位置和載荷有效視場決定。顯然，前后擺角度越大，可成像時間就越長。

2.4 最大面積多條帶拼接成像路徑自主規(guī)劃流程

多條帶拼接成像路徑規(guī)劃是基于側(cè)擺成像路徑規(guī)劃的，即先完成側(cè)擺成像的路徑規(guī)劃，再根據(jù)側(cè)擺成像路徑參數(shù)規(guī)劃前側(cè)擺(一定的滾動姿態(tài)和正的俯仰姿態(tài)偏置)成像和側(cè)回擺(一定的滾動姿態(tài)和負(fù)的俯仰姿態(tài)偏置)成像路徑參數(shù)。自主規(guī)劃計算流程如下。

a)根據(jù)側(cè)擺成像路徑自主規(guī)劃計算流程完成側(cè)擺成像路徑規(guī)劃，確定側(cè)擺成像姿態(tài)機(jī)動開始時刻tj0，成像開始時刻tc0，成像結(jié)束時刻tm0，姿態(tài)偏置角φ0，ψ0，而θ0取0。

b)單條帶成像時長確定

c)各拼接條帶成像時間確定

(a)前側(cè)擺成像條帶：姿態(tài)機(jī)動開始時刻tj1=tc0-2Tj-ΔT；成像開始時刻tc1=tc0-ΔT-Tj；成像結(jié)束時刻tm1=tc0-Tj。

(b)側(cè)回擺成像條帶：姿態(tài)機(jī)動開始時刻tj2=tc0+ΔT；成像開始時刻tc2=tc0+ΔT+Tj；成像結(jié)束時刻tm2=tc0-2ΔT-Tj。

d)拼接條帶目標(biāo)姿態(tài)確定

(a)根據(jù)條帶拼接點(diǎn)位置確定計算側(cè)擺成像給出的拼接點(diǎn)rD1(tc0)，rD2(tc0)位置。

(b)計算對拼接點(diǎn)成像時拼接點(diǎn)位置rD1(tc1)，rD2(tc1)，rD1(tc2)，rD2(tc2)。

(c)根據(jù)條帶拼接方向確定拼接點(diǎn)，按式(19)～(21)計算公式確定拼接成像滾動目標(biāo)姿態(tài)φ1，φ2。

由此確定前側(cè)擺成像目標(biāo)姿態(tài)角(φ1，θmax)，側(cè)回擺成像目標(biāo)姿態(tài)角(φ1，-θmax)。

(d)根據(jù)偏流角要求計算偏航目標(biāo)姿態(tài)ψk[12]。

3 仿真

以3條帶拼接成像路徑規(guī)劃為例。假定載荷光軸沿衛(wèi)星偏航軸對地安裝，3次成像姿態(tài)路徑依次為前側(cè)擺、側(cè)擺和側(cè)回擺的方式。設(shè)仿真條件為：衛(wèi)星軌道參數(shù)，北京時間2014年3月7日10：27：9，半長軸7 500km，軌道傾角100°，偏心率0，升交點(diǎn)赤經(jīng)187°，軌道幅角145°；姿態(tài)機(jī)動能力，滾動、俯仰姿態(tài)機(jī)動角度最大±40°，姿態(tài)機(jī)動速度40 (°)/50s；載荷，星下點(diǎn)成像幅寬200km；目標(biāo)點(diǎn)中心位置，經(jīng)度121°，緯度28°。不考慮偏流角姿態(tài)需求，設(shè)定偏航姿態(tài)-3.7°，自主規(guī)劃計算結(jié)果如下。

a)第一種路徑規(guī)劃方案

首次成像開始時間10：27：49，目標(biāo)姿態(tài)角為滾動-13.349°，俯仰40°；第二次成像開始時間10：30：37，滾動、俯仰目標(biāo)姿態(tài)均為0°；第三次開始成像時間10：33：25，滾動姿態(tài)角13.326°，俯仰姿態(tài)-40°。

b)第二種路徑規(guī)劃方案

首次開始成像時間為13：27：49，目標(biāo)姿態(tài)角滾動7.421°，俯仰40°；第二次開始成像時間13：30：37，滾動、俯仰目標(biāo)姿態(tài)為0°；第三次開始成像時間13：33：25，滾動目標(biāo)姿態(tài)為-7.412°，俯仰-40°。

根據(jù)以上路徑規(guī)劃結(jié)果，拼接成像效果分別如圖3、4所示。圖中：紅色實(shí)線為載荷光軸景物點(diǎn)地面軌跡；藍(lán)色陰影區(qū)域?yàn)槌上裎锩妗?/p>

圖3 第一種路徑規(guī)劃拼接成像效果圖Fig.3 The first kind of image mosaic method’s effect

圖4 第二種路徑拼接成像效果圖Fig.4 The second kind of image mosaic method’s effect

仿真結(jié)果表明：成像路徑自主規(guī)劃計算方案能實(shí)現(xiàn)拼接點(diǎn)附近的最大幅寬無盲區(qū)覆蓋。因目標(biāo)點(diǎn)與衛(wèi)星相對關(guān)系為時變，故條帶拼接順序不同，則相應(yīng)的姿態(tài)偏置角各異。在遠(yuǎn)離拼接點(diǎn)時，第一種仿真結(jié)果出現(xiàn)了狹小重疊區(qū)域，第二種仿真結(jié)果出現(xiàn)了狹小盲區(qū)。因此，在成像姿態(tài)路徑規(guī)劃過程中，需要根據(jù)目標(biāo)區(qū)域位置及成像方向適當(dāng)調(diào)整滾動目標(biāo)姿態(tài)，并根據(jù)調(diào)整后的滾動、俯仰目標(biāo)姿態(tài)計算偏航目標(biāo)姿態(tài)，保證載荷清晰成像對偏流角控制精度要求。

4 結(jié)束語

本文對一種遙感衛(wèi)星寬幅無盲區(qū)拼接成像路徑的自主規(guī)劃方法進(jìn)行了研究。采用多條帶拼接成像路徑規(guī)劃算法能根據(jù)載荷視場范圍、衛(wèi)星軌道參數(shù)及姿態(tài)機(jī)動能力自主完成對給定目標(biāo)區(qū)域?qū)嵤┏上竦闹噶罹幣牛ńo出各成像條帶對應(yīng)的目標(biāo)姿態(tài)角、姿態(tài)機(jī)動開始時間、成像開始時間等要素。仿真結(jié)果表明：該算法能實(shí)現(xiàn)遙感載荷對目標(biāo)區(qū)域無縫隙寬幅拼接成像，彌補(bǔ)高分辨率載荷幅寬減小導(dǎo)致像面橫向覆蓋寬度減小的缺陷，提高衛(wèi)星對指定目標(biāo)區(qū)域的偵測能力。該算法同樣可完成對目標(biāo)區(qū)域的單圈多次重復(fù)成像路徑自主規(guī)劃，為實(shí)現(xiàn)區(qū)域內(nèi)目標(biāo)動態(tài)特性識別提供條件。規(guī)劃計算過程僅需用戶輸入目標(biāo)中心區(qū)域的經(jīng)緯度位置及拼接要求即可，無需用戶獲知軌道位置、姿態(tài)機(jī)動能力等衛(wèi)星相關(guān)參數(shù)，顯著降低了地面操作的復(fù)雜程度。本文的多條帶拼接成像路徑規(guī)劃基于拼接點(diǎn)位置預(yù)估，對

于動態(tài)推掃成像，即載荷成像時衛(wèi)星繞俯仰軸以多倍軌道角速度進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動的成像路徑規(guī)劃，還需引入物面推掃速度變量。顯然，推掃速度不一樣，成像時間區(qū)間和偏航軸目標(biāo)姿態(tài)均不一致。本文主要闡述單星多條帶拼接成像任務(wù)自主規(guī)劃問題，后續(xù)將展開對多星協(xié)同多條帶拼接成像任務(wù)規(guī)劃，動態(tài)多任務(wù)規(guī)劃等方面的問題研究。

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An Auto Route Programming Method Research for Satellite’s Multi-Bar Image Mosaic Technology with Biggest Breadth and No Blind Area to Target

TANG Wen-guo1, 2, ZHANG Guo-yun3, ZHU Qing-hua1, 2, XU Xian-feng1, 2

(1. Shanghai Key Laboratory of Aerospace Intelligent Control Technology, Shanghai 201109, China;2. Shanghai Institute of Spaceflight Control Technology, Shanghai 201109, China;3. Xi’an Satellite Control Center, Xi’an 710043, Shannxi, China)

To solve the low size of detected area, low work efficiency and complicacy in operation of space camera with narrow field of view, an auto route programming method for satellite’s multi-bar image mosaic technology was studied in this paper. The first step was auto route programming a single side-sway imaging. The imaging route which included maneuvering start time, imaging start time, imaging end time, roll angle and single bar imaging time was programmed through judging position relationship of target area and satellite. The second step was multi-bar image mosaic programming. The mosaic direction was decided by imaging start time and attitude. The position parameters of image mosaic point were calculated. The satellite position and maneuvering start time of the next imaging were determined by the maximum allowable pitch angle and attitude maneuvering velocity. The roll angle of the next imaging was computed through orbit position, pitch angle of front and back sway, position of image mosaic point and side-sway drift angle. The drift angle was calculated according to the roll angle, pitch angle and imaging position. The yaw angle was set. The relative auto programming flowcharts of the single side-sway imaging route and multi-bar image mosaic imaging route with the biggest breadth and no blind area to target were given. The simulation results show that the multi-bar image mosaic technology proposed can accomplish the analysis of image condition and route programming by spin and maintenance of satellite attitude at the right point in right time. The arithmetic achieves programming automatically for imaging route having the biggest breadth with no blind area based on evaluation of the relative position of the satellite and target when the load’s field of view and the satellite’s slew ability are considered.

Optical remote satellite; Wide regional imaging; Auto route programming; Multi-bar image mosaic; Side-sway imaging; Target attitude; Imaging start time; Imaging end time

1006-1630(2016)06-0061-06

2016-04-30：

2016-06-10

唐文國(1979—)，男，高級工程師，主要研究方向?yàn)楹教炱鲗?dǎo)航、制導(dǎo)與控制。

V448.21

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2016.06.008