杜 寧,王世耀,孟其琛

(上海航天控制技術(shù)研究所,上海201109)

基于四元數(shù)的偏流角跟蹤與條帶拼接成像研究

杜 寧,王世耀,孟其琛

(上海航天控制技術(shù)研究所,上海201109)

根據(jù)小衛(wèi)星星載相機(jī)存在后視角或安裝相機(jī)擺鏡導(dǎo)致相機(jī)實(shí)際光軸無(wú)法與星體主軸平行的狀況，為避免用歐拉角時(shí)的姿態(tài)解算與轉(zhuǎn)序問(wèn)題，提出了一種基于四元數(shù)的衛(wèi)星偏流角跟蹤與條帶拼接成像姿態(tài)控制方法。用四元數(shù)描述衛(wèi)星姿態(tài)，根據(jù)相對(duì)軌道系目標(biāo)四元數(shù)，繞相機(jī)光軸轉(zhuǎn)動(dòng)偏流角，以此作為成像模式目標(biāo)四元數(shù)，實(shí)現(xiàn)繞空間軸的偏流角跟蹤控制。給出了姿態(tài)規(guī)劃算法：固定偏置姿態(tài)確定偏流角跟蹤后的目標(biāo)姿態(tài)和目標(biāo)角速度，用迭代法提高偏流角控制精度，并在姿態(tài)機(jī)動(dòng)過(guò)程開始即進(jìn)行偏流角跟蹤，保證姿態(tài)機(jī)動(dòng)到位和高精度偏流角跟蹤的同時(shí)實(shí)現(xiàn)?；趦?nèi)干擾力矩前饋方法設(shè)計(jì)了姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制律。以同軌雙條帶拼接成像為例，給出了成像控制方法：在對(duì)日或?qū)Φ囟ㄏ蚧A(chǔ)上，計(jì)算偏置目標(biāo)姿態(tài)和目標(biāo)角速度，并調(diào)用姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制算法；姿態(tài)機(jī)動(dòng)到位后，若需當(dāng)軌完成多目標(biāo)姿態(tài)機(jī)動(dòng)，則用姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制算法保持姿態(tài)偏置飛行和偏流角跟蹤控制。數(shù)學(xué)仿真結(jié)果驗(yàn)證了該算法的有效性和高精度。

時(shí)間延遲積分電荷耦合器件(TDI-CCD)相機(jī)； 后視角； 偏流角跟蹤； 條帶拼接成像； 立體成像； 姿態(tài)規(guī)劃； 四元數(shù)； 姿態(tài)機(jī)動(dòng)

0 引言

星載相機(jī)系統(tǒng)在實(shí)現(xiàn)高分辨率的同時(shí)，為降低難度其視場(chǎng)角較小，導(dǎo)致地面覆蓋寬度往往也較小。因此，利用衛(wèi)星高速的姿態(tài)機(jī)動(dòng)能力，快速改變相機(jī)的對(duì)地指向，快速高效地獲取所需的非星下點(diǎn)目標(biāo)遙感數(shù)據(jù)，成為當(dāng)今世界商業(yè)遙感衛(wèi)星的一個(gè)發(fā)展方向。通過(guò)衛(wèi)星平臺(tái)大角度快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)，能使星載相機(jī)實(shí)現(xiàn)同一軌道弧段內(nèi)對(duì)多個(gè)目標(biāo)的成像觀測(cè)，因此可顯著提升相機(jī)載荷的使用效率。利用衛(wèi)星平臺(tái)繞俯仰軸、滾動(dòng)軸的快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)能力，配合相機(jī)推掃成像，可實(shí)現(xiàn)同軌內(nèi)成像幅寬拼接功能，一定程度避免相機(jī)幅寬對(duì)成像幅寬的限制。同樣，衛(wèi)星在姿態(tài)控制穩(wěn)定度具備了相應(yīng)能力后，可采用姿態(tài)機(jī)動(dòng)過(guò)程中的掃描成像方式，大幅提高圖像覆蓋能力。隨著遙感數(shù)據(jù)應(yīng)用的快速發(fā)展，獲取地面目標(biāo)的三維信息成為一種新的市場(chǎng)需求。通過(guò)控制星體俯仰軸的快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)，單臺(tái)相機(jī)也可實(shí)現(xiàn)對(duì)同一地物的短時(shí)間內(nèi)不同角度觀測(cè)，以滿足立體觀測(cè)需求，避免安裝多臺(tái)相機(jī)，能降低衛(wèi)星的經(jīng)濟(jì)成本和研制難度。綜上所述，利用敏捷技術(shù)實(shí)現(xiàn)姿態(tài)的靈活指向，可實(shí)現(xiàn)四種典型工作模式，主要包括同軌多目標(biāo)成像模式、同軌多條帶拼接成像模式、同軌立體成像模式和動(dòng)態(tài)掃描成像模式等[1-3]。文獻(xiàn)[1]僅對(duì)提高相機(jī)使用效率的成像模式進(jìn)行了初步分析；文獻(xiàn)[2-4]僅對(duì)商業(yè)遙感衛(wèi)星成像模式和技術(shù)指標(biāo)進(jìn)行了介紹，上述文獻(xiàn)均未涉及具體的衛(wèi)星姿態(tài)控制算法。文獻(xiàn)[5]對(duì)相機(jī)光軸沿星體Z軸的理想情況，推導(dǎo)了擺動(dòng)成像過(guò)程的粗略歐拉角姿態(tài)；文獻(xiàn)[6-7]介紹了單目標(biāo)姿態(tài)成像過(guò)程的偏流角計(jì)算和補(bǔ)償方法，上述文獻(xiàn)基于歐拉角描述姿態(tài)，偏流角補(bǔ)償精度不高，且不適于復(fù)雜成像模式。文獻(xiàn)[8]單純介紹了偏流角計(jì)算方法，未設(shè)計(jì)偏流角補(bǔ)償；文獻(xiàn)[9-10]介紹了敏捷衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動(dòng)算法，但未涉及偏流角跟蹤問(wèn)題。綜上對(duì)具體的條帶拼接等成像模式，相關(guān)文獻(xiàn)并未給出具體姿態(tài)規(guī)劃與姿態(tài)控制方法。

對(duì)同軌多目標(biāo)成像、同軌多條帶拼接成像或立體成像，就衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)而言，都需解決相機(jī)光軸任意指向時(shí)的偏流角計(jì)算與姿態(tài)規(guī)劃、姿態(tài)快速機(jī)動(dòng)、姿態(tài)偏置后的快速偏流角跟蹤等共性問(wèn)題。其中同軌雙條帶拼接成像最具代表性，在該控制模式基礎(chǔ)上，修改目標(biāo)偏置姿態(tài)和機(jī)動(dòng)起止時(shí)間，即可實(shí)現(xiàn)同軌多目標(biāo)成像和立體成像模式。因此，本文以雙條帶拼接成像為例，對(duì)偏流角跟蹤和姿態(tài)控制方法進(jìn)行了研究，先用四元數(shù)描述偏流角跟蹤問(wèn)題，并基于迭代方法推導(dǎo)了姿態(tài)規(guī)劃算法，基于內(nèi)干擾力矩前饋方法設(shè)計(jì)了姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制律。

1 偏流角控制的四元數(shù)描述

偏流角的定義是目標(biāo)在像平面投影的像移速度矢量與推掃陣列的列向夾角。對(duì)TDI-CCD相機(jī)等以推掃方式工作的有效載荷，為保證其成像清晰，要求衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)通過(guò)姿態(tài)控制實(shí)時(shí)調(diào)整載荷的視軸，使成像目標(biāo)在像平面的移動(dòng)速度矢量方向垂直于推掃陣列。此即為衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)偏流角跟蹤控制(偏航導(dǎo)引)要求。

相機(jī)偏流角與衛(wèi)星軌道、姿態(tài)、角速度，相機(jī)焦距和后視角等參數(shù)相關(guān)。衛(wèi)星在軌飛行過(guò)程中，根據(jù)標(biāo)稱姿態(tài)規(guī)劃出偏流角后，跟蹤該偏流角到位時(shí)，新的姿態(tài)和角速度又將對(duì)應(yīng)新的偏流角。因此，高精度偏流角計(jì)算與控制必須根據(jù)星體軌道和姿態(tài)參數(shù)實(shí)時(shí)計(jì)算，具體計(jì)算方法可參考文獻(xiàn)[8]。

相機(jī)成像坐標(biāo)系如圖1所示。圖中：C系為相機(jī)坐標(biāo)系；P系為像面坐標(biāo)系。偏流角計(jì)算原理如圖2所示。圖2中：Ret為從地心指向目標(biāo)T的矢量；Res為從地心指向衛(wèi)星質(zhì)心Os的矢量；Rst為從衛(wèi)星質(zhì)心Os指向目標(biāo)T的矢量；Rct為從C系原點(diǎn)指向目標(biāo)T的矢量；Rpi為像平面系中像點(diǎn)位置。

圖1 相機(jī)成像坐標(biāo)系Fig.1 Imaging coordinate system of camera

圖2 偏流角計(jì)算原理Fig.2 Calculation of drift angle

(1)

式中：H為相機(jī)至地面成像點(diǎn)的距離；Abo為衛(wèi)星軌道系至本體系轉(zhuǎn)換矩陣；Aoi為慣性系至軌道系轉(zhuǎn)換矩陣。偏流角

(2)

以往常見的衛(wèi)星相機(jī)光軸沿本體系Z軸，且不含擺鏡，姿軌控修正偏流角，僅需繞本體系Z軸姿態(tài)偏置一定角度，該角度同偏流角即可，如圖3所示。因此，相關(guān)領(lǐng)域的研究常用依次旋轉(zhuǎn)三軸歐拉角的方式描述偏流角控制問(wèn)題[4-5]。適于小衛(wèi)星的相機(jī)，因尺寸與重量受約束，多采用離軸多次反射方法增大相機(jī)焦距，常見星載相機(jī)多存在一個(gè)后視角，即實(shí)際光軸不再沿相機(jī)和星體主軸，而是與星體+Z軸存在一固定夾角。此外，部分星載相機(jī)配置了相機(jī)擺鏡，隨著擺鏡的運(yùn)動(dòng)，相當(dāng)于2倍相機(jī)光軸角度變化。因此，星載相機(jī)的通用狀況是實(shí)際光軸無(wú)法與星體主軸平行。姿軌控系統(tǒng)修正偏流角時(shí)，應(yīng)繞瞬時(shí)的相機(jī)視場(chǎng)光軸方向偏置一定角度，此角度同偏流角。此時(shí)，衛(wèi)星相當(dāng)于繞空間軸姿態(tài)偏置，三軸姿態(tài)可能都有分量，如圖3所示。此外，條帶拼接等工作模式需要衛(wèi)星平臺(tái)通過(guò)任意目標(biāo)的姿態(tài)機(jī)動(dòng)調(diào)整相機(jī)光軸指向，在此基礎(chǔ)上的偏流角跟蹤控制將更為復(fù)雜。此時(shí)，若繼續(xù)采用三軸歐拉角依次旋轉(zhuǎn)的方式描述姿態(tài)控制問(wèn)題，將帶來(lái)姿態(tài)解算及轉(zhuǎn)序問(wèn)題，且姿態(tài)控制流程復(fù)雜。

圖3 離軸相機(jī)后視角Fig.3 Rear-view angle of off-axis camera

針對(duì)上述情況，本文不再使用歐拉角，而是采用四元數(shù)描述偏流角跟蹤控制問(wèn)題。根據(jù)偏流角計(jì)算對(duì)應(yīng)的基準(zhǔn)姿態(tài)、相機(jī)偏流角和相機(jī)后視角，用四元數(shù)描述衛(wèi)星目標(biāo)姿態(tài)。具體為：在相對(duì)軌道系目標(biāo)四元數(shù)qor0基礎(chǔ)上，繞相機(jī)光軸轉(zhuǎn)動(dòng)偏流角β，以此作為成像模式目標(biāo)四元數(shù)qor，有

(3)

式中：e為相機(jī)光軸單位矢量在衛(wèi)星本體的分量，對(duì)后視角為θ，不含擺鏡的相機(jī)

(4)

用四元數(shù)描述偏流角跟蹤控制，避免了導(dǎo)引過(guò)程中目標(biāo)姿態(tài)的任意性產(chǎn)生的控制轉(zhuǎn)序問(wèn)題，可在平臺(tái)以任意姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)繞空間軸的偏流角跟蹤控制。

2 條帶拼接成像的姿態(tài)基準(zhǔn)

以相機(jī)光軸接近星體+Z軸、1-2-3姿態(tài)轉(zhuǎn)序?yàn)槔捎谛l(wèi)星前向飛行，典型的雙條帶拼接成像應(yīng)由左前視(正滾動(dòng)、正俯仰姿態(tài))推掃成像+右后視(負(fù)滾動(dòng)、負(fù)俯仰姿態(tài))推掃成像實(shí)現(xiàn)，如圖4所示。因衛(wèi)星滾動(dòng)或俯仰姿態(tài)偏置能增加成像幅寬，故雙條帶拼接成像寬度將明顯大于相機(jī)星下點(diǎn)幅寬的2倍。

圖4 雙條帶拼接成像Fig.4 Dual stripmap stitching imaging

以衛(wèi)星軌道高度500 km、相機(jī)視場(chǎng)角34°為例，在星體三軸對(duì)地定向控制模式下，相機(jī)視場(chǎng)對(duì)應(yīng)星下點(diǎn)成像幅寬約300 km。由于衛(wèi)星滾動(dòng)或俯仰姿態(tài)偏置能增加成像幅寬，為實(shí)現(xiàn)幅寬900 km拼接成像，可采用前視成像+后視成像模式。以前視姿態(tài)和后視姿態(tài)分別為[20.2° 37° 0°]，[-20.2° -37° 0°]為例，為保證推掃成像距離，要求控制星體在60 s內(nèi)由前視姿態(tài)機(jī)動(dòng)至后視姿態(tài)并穩(wěn)定。

在衛(wèi)星對(duì)地或?qū)θ辗€(wěn)定控制的基礎(chǔ)上，均可直接通過(guò)姿態(tài)機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)至對(duì)地左前視推掃成像模式，在該模式下跟蹤偏流角；左前視成像完成后，自主姿態(tài)機(jī)動(dòng)至右后視推掃成像模式，并在成像完成后，自主返回穩(wěn)定對(duì)地或?qū)θ斩ㄏ蚩刂颇Ｊ健?/p>

基于四元數(shù)的姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制算法，可用于對(duì)日定向轉(zhuǎn)成像目標(biāo)姿態(tài)的機(jī)動(dòng)，也可用于左前視姿態(tài)與右后視姿態(tài)間的姿態(tài)機(jī)動(dòng)。調(diào)用姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制算法，只需在測(cè)量星體當(dāng)前的相對(duì)軌道系姿態(tài)qob和角速度ωob基礎(chǔ)上，明確目標(biāo)姿態(tài)qor和目標(biāo)角速度ωor即可。

以左前視成像為例，對(duì)應(yīng)滾動(dòng)姿態(tài)φA和俯仰姿態(tài)θA滿足

(5)

結(jié)合實(shí)時(shí)的軌道信息，該標(biāo)稱姿態(tài)qorA0將對(duì)應(yīng)標(biāo)稱偏流角βA0。根據(jù)偏流角跟蹤控制原理，應(yīng)在目標(biāo)姿態(tài)基礎(chǔ)上，繞相機(jī)光軸轉(zhuǎn)過(guò)偏流角，以此作為成像模式目標(biāo)姿態(tài)qorA，有

(6)

式中：e為相機(jī)光軸單位矢量在衛(wèi)星本體的分量。

需注意：在轉(zhuǎn)過(guò)標(biāo)稱偏流角后，星體新的姿態(tài)將對(duì)應(yīng)新的偏流角，雖然此時(shí)偏流角實(shí)時(shí)計(jì)算結(jié)果已為小量，但對(duì)高精度偏流角控制，該誤差不可忽略。

為進(jìn)一步提高偏流角控制精度，采用迭代方法，每個(gè)控制周期重新計(jì)算目標(biāo)姿態(tài)和目標(biāo)姿態(tài)對(duì)應(yīng)的偏流角，并在下一控制周期的目標(biāo)姿態(tài)中轉(zhuǎn)過(guò)該偏流角，直至最終目標(biāo)姿態(tài)和角速度對(duì)應(yīng)的偏流角接近0，即實(shí)現(xiàn)高精度偏流角控制。

目標(biāo)姿態(tài)

(7)

對(duì)目標(biāo)姿態(tài)微分可得目標(biāo)角速度

(8)

式中：T為計(jì)算機(jī)控制周期；k為當(dāng)前控制周期，k-1為前一控制周期。

右后視目標(biāo)姿態(tài)的計(jì)算方法與左前視目標(biāo)姿態(tài)計(jì)算一致。

至此，給出了固定偏置姿態(tài)考慮偏流角跟蹤后的目標(biāo)姿態(tài)和目標(biāo)角速度。因在目標(biāo)姿態(tài)的計(jì)算過(guò)程中始終考慮了偏流角跟蹤，故在姿態(tài)機(jī)動(dòng)過(guò)程開始即已進(jìn)行偏流角跟蹤，保證了姿態(tài)機(jī)動(dòng)到位的同時(shí)，高精度偏流角跟蹤也已實(shí)現(xiàn)。

3 姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制算法

為提高滾動(dòng)姿態(tài)機(jī)動(dòng)過(guò)程中的動(dòng)態(tài)特性，可引入陀螺角速度信息；為實(shí)現(xiàn)任意姿態(tài)最短路徑機(jī)動(dòng)，以星體當(dāng)前姿態(tài)與目標(biāo)姿態(tài)偏差四元數(shù)作為姿態(tài)控制基準(zhǔn)；進(jìn)而以飛輪作為姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)，設(shè)計(jì)PD控制規(guī)律，機(jī)動(dòng)過(guò)程對(duì)內(nèi)干擾力矩進(jìn)行前饋。

qrb=(qor)-1?qob；

(9)

(10)

衛(wèi)星姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程

(11)

式中：I為星體轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；h為飛輪角動(dòng)量；Mc，Md分別為控制力矩和環(huán)境干擾力矩。式(11)可變?yōu)?/p>

(12)

(13)

式中：qe為偏差四元數(shù)qrb的矢量部分；Kp為比例系數(shù)；Kd微分系數(shù)。

根據(jù)Lyapunov穩(wěn)定性原理，設(shè)計(jì)的控制器對(duì)誤差四元數(shù)和誤差角速度來(lái)說(shuō)是漸近穩(wěn)定的[9-10]。具體控制過(guò)程為：在對(duì)日或?qū)Φ囟ㄏ蚧A(chǔ)上，計(jì)算偏置目標(biāo)姿態(tài)和目標(biāo)角速度，以此調(diào)用姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制算法；在姿態(tài)機(jī)動(dòng)到位后，若需當(dāng)軌完成多目標(biāo)姿態(tài)機(jī)動(dòng)(如雙條帶成像模式)，則保持姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制算法進(jìn)行姿態(tài)偏置飛行和偏流角跟蹤控制。

4 數(shù)學(xué)仿真

對(duì)相機(jī)載荷雙條帶拼接成像模式進(jìn)行仿真，該模式包含了姿態(tài)機(jī)動(dòng)和偏置成像控制。設(shè)衛(wèi)星軌道高度483 km，軌道傾角30.5°；相機(jī)視場(chǎng)角34°，后視角8°，CCD尺寸3.510-6m；前后視目標(biāo)姿態(tài)分別為[20.2° 37° 0°]，[-20.2° -37° 0°]；星敏三軸測(cè)量噪聲[24″ 24″ 24″](3σ)；陀螺零偏3 (°)/h，陀螺隨機(jī)游走系數(shù)0.005 (°)/h0.5；星體慣量[I1I2…I9](此處：I1=154 kg·m2，I2=1.6 kg·m2，I3=-2.7 kg·m2，I4=1.6 kg·m2，I5=153 kg·m2，I6=0.16 kg·m2，I7=-2.7 kg·m2，I8=0.16 kg·m2，I9=123 kg·m2)；飛輪最大角動(dòng)量11 N·m·s，最大力矩1 N·m；機(jī)動(dòng)過(guò)程限制星體最大角速度3 (°)/s。仿真中取初始姿態(tài)和角速度均為零，仿真開始即進(jìn)行左前視姿態(tài)機(jī)動(dòng)并跟蹤偏流角，100 s時(shí)開始由左前視轉(zhuǎn)至右后視姿態(tài)機(jī)動(dòng)，機(jī)動(dòng)到位后跟蹤偏流角，仿真所得相對(duì)軌道系三軸姿態(tài)角、三軸姿態(tài)控制誤差、相對(duì)軌道系三軸角速度、三軸角速度控制誤差、偏流角規(guī)劃誤差、相機(jī)中心點(diǎn)實(shí)際偏流角，以及地面成像點(diǎn)經(jīng)緯度分別如圖5～11所示。

圖5 相對(duì)軌道系三軸姿態(tài)角Fig.5 Three-axis attitude angle relative toorbit reference frame

圖6 三軸姿態(tài)控制誤差Fig.6 Control error of three-axis attitude angle

圖7 相對(duì)軌道系三軸角速度Fig.7 Three-axial angular relative to orbit reference frame

圖8 三軸角速度控制誤差Fig.8 Control error of three-axial angular

圖9 偏流角規(guī)劃誤差Fig.9 Error of drift angle planning

圖10 相機(jī)中心點(diǎn)實(shí)際偏流角Fig.10 Real drift angle at core point of camera

圖11 地面成像點(diǎn)經(jīng)緯度Fig.11 Latitude and longitude at earth imaging point

由仿真結(jié)果可知：通過(guò)姿態(tài)機(jī)動(dòng)和偏置成像控制能當(dāng)軌實(shí)現(xiàn)雙條帶成像，拼接后成像寬度大于900 km，公共成像距離大于300 km；由左前視轉(zhuǎn)至右后視姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)間小于60 s；推掃成像過(guò)程姿態(tài)控制誤差峰峰值小于0.03°，角速度控制誤差峰峰值小于0.002 (°)/s；前視和后視推掃成像過(guò)程中，相機(jī)中心點(diǎn)偏流角規(guī)劃精度優(yōu)于0.001°；由于姿態(tài)測(cè)量噪聲引起了星體角速度誤差，造成以動(dòng)力學(xué)軌道和姿態(tài)參數(shù)解算的實(shí)際偏流角誤差明顯大于規(guī)劃誤差，在本文仿真條件下該誤差峰峰值小于0.1°。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文用四元數(shù)描述星載相機(jī)偏流角控制問(wèn)題，設(shè)計(jì)了大角度快速機(jī)動(dòng)和機(jī)動(dòng)到位后快速跟蹤偏流角控制算法，給出了姿態(tài)基準(zhǔn)描述方法和姿態(tài)控制算法，實(shí)現(xiàn)了高精度雙條帶拼接成像控制。該方法能適應(yīng)相機(jī)含后視角或含擺鏡等通用載荷，并只需通過(guò)目標(biāo)姿態(tài)設(shè)定，同樣適于同軌多目標(biāo)成像、立體成像等工作模式。該法通過(guò)多拍連續(xù)迭代算法提高了偏流角控制精度和軟件運(yùn)行效率。數(shù)學(xué)仿真結(jié)果驗(yàn)證了算法的有效性和高精度。與歐拉角描述偏流角跟蹤方法相比，本文算法簡(jiǎn)單、精度高。后續(xù)將對(duì)衛(wèi)星擺動(dòng)過(guò)程成像控制進(jìn)行研究。

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Study on Drift Angle Tracking and Multistrip Mapping Stitching Imaging Based on Quaternion

DU Ning, WANG Shi-yao, MENG Qi-chen

(Shanghai Institute of Spaceflight Control Technology, Shanghai 201109, China)

According to optical axis of camera deviating from the body axis of satellite caused by the rear-view angle of spaceborne camera or tilt mirror setting for small satellite, a method of drift angle tracking and multistrip stitching imaging attitude control based on quaternion was proposed in this paper, which could avoid the attitude computation and rotation sequence problems using Euler angle. The satellite attitude was described by quaternion. According to the target quaternion of relative orbit coordinate system, it rotated the drift angle around optical axis of camera which was served as the target quaternion for imaging. The drift angle tracking around space axis was implemented. The attitude planning algorithm was given. The target attitude and angular velocity after the drift angle tracked were determined when the offset attitude was fixed. The control accuracy of the drift angle was improved by iteration method. The attitude maneuvering and high precision drift tracking were implemented at the same time by tracking the drift angle while maneuvering. The attitude maneuver control algorithm was designed based on inner disturbance moment forward feedback. The imaging control method was given for the example of same orbit dual stripmap imaging. The offset target attitude and angular velocity were calculated based on orientation to the sun or the earth. The attitude maneuver control algorithm was used. After maneuvering finished, the attitude maneuver control algorithm would be used for keeping offset flying and drift angle tracking if it need multitarget maneuver in one orbit. The numerical simulation results proved effectiveness and high precision of the algorithm proposed.

Time delay and integration charge-coupled device (TDI-CCD) camera; Rear-view angle; Drift angle control; Multistrip mapping stitching imaging; Stereo imaging; Attitude planning; Quaternion; Attitude maneuver

1006-1630(2016)06-0031-07

2016-06-16；

2016-07-22

杜 寧(1985—)，男，碩士，主要研究方向?yàn)樾l(wèi)星GNC分系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

V448.21

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2016.06.004