高涵 白照廣 陸春玲 邸國棟

(航天東方紅衛(wèi)星有限公司，北京 100094)

光學(xué)遙感衛(wèi)星對月定標(biāo)時姿態(tài)機動補償方法

高涵 白照廣 陸春玲 邸國棟

(航天東方紅衛(wèi)星有限公司，北京 100094)

對月定標(biāo)具有不依賴地面定標(biāo)場、不受天氣影響、定標(biāo)效率高等優(yōu)勢，但需要解決對月姿態(tài)控制及成像參數(shù)匹配性設(shè)計問題。文章針對光學(xué)遙感衛(wèi)星推掃成像，提出一種姿態(tài)機動補償方法，用于解決星載相機對月成像過程中積分時間與推掃速度失配的問題，并以一顆太陽同步軌道衛(wèi)星作為分析對象，研究了衛(wèi)星對月成像時的補償角速度，經(jīng)過對姿態(tài)機動補償過程進行仿真分析，結(jié)果表明：使用該方法可以使相機推掃速度與積分時間匹配，達到正常對月成像的目的。

時間延遲積分CCD；對月成像；姿態(tài)機動補償

1 引言

衛(wèi)星發(fā)射前后，為獲取精確的星上遙感器輻射特性和輻射響應(yīng)變化，需要對星上的敏感器件進行輻射定標(biāo)工作。我國遙感衛(wèi)星的在軌定標(biāo)目前仍以地球表面真實景物目標(biāo)為主，精度受大氣環(huán)境影響較大，定標(biāo)頻次較低。利用空間天體進行在軌輻射定標(biāo)可以消除大氣層影響，提高定標(biāo)頻次。在天體定標(biāo)中，對日定標(biāo)有比較廣泛的應(yīng)用；但由于太陽光太強，超出遙感器動態(tài)范圍，需要采用漫射板反射太陽光線，而漫散板長期暴露在宇宙空間輻射中，極易受到污染，引起性能退化，不適于長壽命遙感衛(wèi)星。天體定標(biāo)方法中，對月定標(biāo)成為國際上研究的熱門。

月球是除太陽外所能觀察到的最大的光源，依靠反射太陽而發(fā)光，其光譜特性與太陽光譜的自身吸收、反射有關(guān)，穩(wěn)定性好，且光強一般在遙感器動態(tài)范圍內(nèi)，可將遙感器直接對月成像。采取對月成像的方式，可以對衛(wèi)星大部分光學(xué)遙感儀器定標(biāo)，在獲取標(biāo)準(zhǔn)月球輻照度模型的情況下(如美國的ROLO模型)，利用月球進行絕對輻射定標(biāo)需要精確地計算出觀測角度和天體距離等的影響，并獲取準(zhǔn)確的月球光譜分布，可實現(xiàn)高定標(biāo)精度，適合長壽命遙感衛(wèi)星。

對月定標(biāo)不受大氣影響，在地影區(qū)進行成像，不影響陸地成像，可增加定標(biāo)次數(shù)。將月球作為穩(wěn)定輻射源，定標(biāo)時機的選擇與相機本身參數(shù)和月相有關(guān)，定標(biāo)時間選擇范圍增加，可以提高定標(biāo)頻率和定標(biāo)精度，拓寬定標(biāo)時機的選擇面。

目前，遙感衛(wèi)星對月成像方式為：通過控制衛(wèi)星的初始姿態(tài)角實現(xiàn)相機光軸對月球定向后，利用衛(wèi)星繞地球軌道的運動實現(xiàn)對月絕對定標(biāo)成像，在定標(biāo)過程中，衛(wèi)星整星姿態(tài)不采取修正措施。獲取的月球圖像模糊不清，甚至無法辨識。產(chǎn)生模糊的原因是相機的積分時間與光軸在月球表面的推掃速度失配引起的過采樣[1-4]。過采樣情況下相機光生電荷無法正常讀出，成像調(diào)制傳遞函數(shù)(MTF)將下降，直接造成對月定標(biāo)精度降低。因此過采樣問題是對月定標(biāo)過程須解決的首要難題。

目前，解決過采樣問題有兩種方法：第一種針對早期的線陣CCD相機，采用地面數(shù)據(jù)處理的方式還原畸變圖像[5]；第二種針對高精度的TDICCD相機，采用技術(shù)或設(shè)備使得相機積分時間寬幅可調(diào)。文獻[6]中的中分辨率光譜成像儀(MODIS)遙感器就是采用地面數(shù)據(jù)處理的方式還原畸變圖像；文獻[7]敘述了我國風(fēng)云二號衛(wèi)星利用月球進行內(nèi)黑體定標(biāo)的過程，星上可見光-紅外自旋掃描輻射計(VISSR)遙感器與MODIS類似，也通過地面數(shù)據(jù)處理對畸變圖像進行配準(zhǔn)補償；文獻[8]中的昴宿星(Pleiades)衛(wèi)星，使用TDICCD相機對月成像，該相機具有較大的積分時間可調(diào)范圍(0.3～3 ms)。上述兩種方法適用性單一，且存在一定缺陷或難度：采用地面處理的方式只能還原普通線陣CCD相機的畸變圖像，會造成圖像精度降低，影響定標(biāo)精度，且該方法對于TDICCD相機并不適用；增加積分時間可調(diào)范圍的方法可以有效解決TDICCD相機對月定標(biāo)的過采樣問題，但需要兼顧曝光量的飽和值與相機信噪比的關(guān)系，對設(shè)備的性能要求較高，同時該方法不能夠用于普通線陣CCD相機。

本文針對上述問題，提出采用姿態(tài)機動補償TDICCD相機推掃速度的方法，在不額外增加儀器、不改變原有掃描行周期的情況下，僅通過對衛(wèi)星姿態(tài)角速度的控制增加衛(wèi)星推掃速度，使得推掃速度與積分時間匹配，完成對月定標(biāo)工作。此方法不但可以用于TDICCD相機，對于普通線陣CCD相機同樣適用。

2 衛(wèi)星姿態(tài)機動補償方法

2.1 成像方式分析與補償角速度分析

衛(wèi)星對月成像過程中，相機光軸需要對月球慣性定向，進而對月球推掃成像。TDICCD相機成像時需要沿積分方向推掃[9]。由于衛(wèi)星距月球較遠，衛(wèi)星對月成像時間很短，在成像過程中可以假設(shè)月球靜止，同時令衛(wèi)星的偏航角始終保持為零。根據(jù)上述特性及分析結(jié)果，提出兩種成像方式：第一，衛(wèi)星先進行滾轉(zhuǎn)機動，相機光軸由指向地面轉(zhuǎn)到指向空間，再通過俯仰機動，令光軸對月球定向，見圖1，此時相機光軸推掃方向與衛(wèi)星沿軌道運動方向相同；第二，衛(wèi)星先進行俯仰機動，相機光軸由指向地面轉(zhuǎn)到指向空間，再進行滾轉(zhuǎn)機動，使光軸對準(zhǔn)月球，見圖2，此時相機光軸推掃方向與衛(wèi)星沿軌道運動方向相反。兩種機動方式中，相機推掃成像方向與衛(wèi)星沿軌道運動方向的差異會引起對月推掃補償角速度的差異。

圖1 采用第一種方式成像(推掃方向與運動方向相同)Fig.1 Lunar imaging using the first method (scanning direction is the same as motion direction)

圖2 采用第二種方式成像(推掃方向與 運動方向相反)Fig.2 Lunar imaging using the second method (scanning direction is opposite to motion direction)

使用兩種不同的成像方式，衛(wèi)星繞地球運動實現(xiàn)對月成像，成像方向與對地成像相同，與衛(wèi)星滾動軸同向，與俯仰軸垂直，如圖3所示，此時衛(wèi)星視軸推掃速度過慢，景物不能按正確的行周期進入下一級敏感單元，引起多幀圖景的重疊覆蓋，即過采樣情況；如果保證偏航角不變，對衛(wèi)星施加俯仰機動，如圖4所示進行俯仰機動補償后，衛(wèi)星推掃速度加快，景物可以依次進入下一級敏感單元，即利用衛(wèi)星繞俯仰軸的姿態(tài)機動達到補償推掃速度的目的，令相機積分時間與光軸在月球表面的推掃速度匹配，從而解決過采樣問題。

使用姿態(tài)機動的方法對推掃速度進行補償時，須要計算補償角速度和成像時刻衛(wèi)星姿態(tài)角，補償角速度通過衛(wèi)星軌道參數(shù)和成像參數(shù)計算；成像時刻姿態(tài)角須要建立衛(wèi)星姿態(tài)運動學(xué)模型求取，因此要根據(jù)衛(wèi)星本身的成像特性對補償情況進行分析計算。首先計算衛(wèi)星軌道參數(shù)和成像參數(shù)[10]。

衛(wèi)星的星下點地速為

(1)

地面采樣距離為

(2)

積分時間為

(3)

式中：Vn是星下點地速，R=6 371.004 km，a是軌道半長軸，μ為地球引力常數(shù)，DGSD為地面采樣距離，H為軌道高度，d為像元尺寸，f′為相機焦距。

由于衛(wèi)星和月球距離較遠，忽略衛(wèi)星在軌運動時衛(wèi)星和月球間的距離變化，取衛(wèi)星處于地月連線附近時衛(wèi)星和月表之間的距離作為定標(biāo)時的距離，根據(jù)衛(wèi)星成像參數(shù)與軌道參數(shù)，計算得到補償俯仰角速度為

(4)

式中：S表示地月距離，Rm為月球半徑，V是與積分時間相匹配的推掃速度，v是衛(wèi)星在軌運行時光軸在月球表面的投影線速度。當(dāng)衛(wèi)星采用第一種方式對月成像時，式(4)中取減號；采用第二種方式對月成像時，式(4)中取加號。

圖3 姿態(tài)機動補償前衛(wèi)星對月成像圖示Fig.3 Lunar imaging without the attitude maneuver compensation

圖4 姿態(tài)機動補償后衛(wèi)星對月成像圖示Fig.4 Lunar imaging with the attitude maneuver compensation

2.2 衛(wèi)星姿態(tài)運動學(xué)建模

已知衛(wèi)星的補償角速度，根據(jù)衛(wèi)星對月成像方式建立衛(wèi)星姿態(tài)運動學(xué)模型，求取衛(wèi)星對月定標(biāo)各個時刻的姿態(tài)，選取不同時刻的姿態(tài)進行機動補償。建立如圖5中成像幾何模型，引入如下坐標(biāo)系。

(1)地心慣性坐標(biāo)系Oi-XiYiZi：即地心赤道慣性系，其原點O在地心，Xi軸指向春分點，Zi軸垂直于赤道面指向北極，Yi軸由右手法則確定。

(2)衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系Oo-XoYoZo：也稱為相對運動坐標(biāo)系，其原點Oo在航天器質(zhì)心，Xo軸指向航天器前進方向，Zo由航天器質(zhì)心指向地心，Yo軸垂直于Xo和Zo構(gòu)成的軌道平面，按右手法則確定。

(3)衛(wèi)星本體坐標(biāo)系Ob-XbYbZb：原點Ob在衛(wèi)星質(zhì)心，Xb，Yb，Zb三個坐標(biāo)軸固定在航天器本體上，三個坐標(biāo)軸和星體主慣量軸一致。

下面是三個坐標(biāo)系之間相互轉(zhuǎn)換關(guān)系：

(5)

式中：Cbo表示衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系到衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換關(guān)系，Coi表示慣性系到衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換關(guān)系。R為地球半徑，H為衛(wèi)星軌道高度，i0為軌道傾角，u表示緯度幅角，u=w+f，w為近地點幅角，f為真近點角，其中Ω為衛(wèi)星軌道的升交點赤經(jīng)；ψ，φ，θ表示成像時偏航、俯仰和滾轉(zhuǎn)角。

圖5 對月成像幾何模型Fig.5 Lunar imaging geometric model

預(yù)先給定衛(wèi)星每次成像的起始時間，計算衛(wèi)星每次成像開始時的姿態(tài)角，方法如下：在地心慣性坐標(biāo)系Oi-XiYiZi中，根據(jù)衛(wèi)星軌道和月球星歷確定每次成像的成像衛(wèi)星與月球之間的位置矢量p，p即衛(wèi)星本體坐標(biāo)系Zb的指向，將慣性坐標(biāo)系中的位置矢量p轉(zhuǎn)換到衛(wèi)星本體坐標(biāo)系Ob-XbYbZb中，在三軸進行投影得到p=[p1p2p3]T。

月球星歷采用JPL星歷表，JPL星歷表是由美國噴氣推進實驗室(JPL)依據(jù)最新確定的天文常數(shù)和天體運動理論計算的各大行星、太陽、地球及月球的相對位置、速度、黃經(jīng)章動和月球物理天平動及其變率的數(shù)值[11]。根據(jù)角度關(guān)系求得任意成像開始時刻的衛(wèi)星姿態(tài)角如下。

(6)

(7)

ψ=0°

(8)

3 仿真分析

圖6 姿態(tài)機動補償建模與仿真流程圖Fig.6 Flow chart of modeling and simulation for attitude maneuver compensation

3.1 衛(wèi)星補償角速度仿真分析

為了驗證姿態(tài)補償效果，仿真過程中使用Matlab軟件和STK軟件，通過Matlab軟件獲取仿真數(shù)據(jù)，并進行數(shù)據(jù)分析；利用Matlab軟件控制STK軟件進行交互，直觀觀察補償過程。設(shè)衛(wèi)星軌道高度為650 km，TDICCD相機像元尺寸d=8.75 um，焦距f′=2850 mm。根據(jù)式(1)～(3)計算得到，衛(wèi)星星下點地速為Vn=6.845 km/s，地面像元投影尺寸DGSD=2 m，積分時間Tint=0.289ms。仿真結(jié)果中x軸和y軸分別為衛(wèi)星運行時間和衛(wèi)星與月球距離，衛(wèi)星從南極到北極半圈軌道的運行時間0～3000s，衛(wèi)星與月球距離按照星歷輸入。

通過圖7～圖10可以看出：

(1)衛(wèi)星在無補償?shù)那闆r下，各個時刻光軸在月球表面投影線速度隨星月距離和衛(wèi)星運行時間的變化而變化，設(shè)沿衛(wèi)星運動方向推掃時速度為正，該數(shù)值-37.2km/s～442.7km/s，見圖7。產(chǎn)生負值的原因是由于黃白交角的存在。

(2)如圖8和圖9所示，衛(wèi)星采用兩種不同的成像方式時， 補償角速度從兩極到赤道的變化規(guī)律正好相反，在赤道和兩極附近分別取得最大或最小值，因此在進行任務(wù)規(guī)劃時，可以根據(jù)該變化規(guī)律選擇補償角速度最小的位置進行定標(biāo)，從而節(jié)省機動時間。兩種成像方式下，衛(wèi)星的補償角速度變化范圍分別為0.505 1(°)/s～0.667 5(°)/s(第一種)和0.557 2(°)/s～0.728 8(°)/s(第二種)，從補償角速度的大小來考慮，第一種成像方式需要的補償角速度較小，對姿態(tài)控制要求較低，更適合進行對月成像工作。

(3)姿態(tài)機動補償前后光軸在月表投影線速度存在較大差異，見圖10，黑色和白色曲面分別代表姿態(tài)機動補償前后衛(wèi)星遙感器光軸在月表投影線速度隨星月距離和時間的變化關(guān)系，補償后的線速度從3 726.9km/s～4 389.6km/s，是補償前線速度-37.2km/s～442.7km/s的近10倍。

圖7 衛(wèi)星無補償時光軸在月表投影線速度 隨星月距離和時間變化關(guān)系示意圖Fig.7 Projection linear speed of optical axis on moon versus time and the distance between satellite and the moon without compensation

圖8 采用第一種成像方式的補償角速度 隨星月距離和時間變化關(guān)系示意圖Fig.8 Compensation angular velocity for lunar imaging versus time and the distance between satellite and the moon using the first imaging method

圖9 采用第二種成像方式的補償角速度隨 星月距離和時間變化關(guān)系示意圖Fig.9 Compensation angular velocity for lunar imaging versus time and the distance between satellite and the moon using the second imaging method

圖10 補償前后衛(wèi)星遙感器光軸在月表投影線 速度隨星月距離和時間變化關(guān)系的對比圖Fig.10 Comparison of projection linear speed of optical axis on moon versus time and distance between satellite and the moon before and after compensation

3.2 補償過程姿態(tài)角仿真分析

按照月球接近滿月時，選取仿真時刻2018-03-29T10：11：30.000，分別采用兩種成像方式成像，下面是采用兩種成像方式成像時，姿態(tài)機動補償前后衛(wèi)星姿態(tài)角變化情況。

從圖11～圖14可以看出：

(1)對月成像過程時間較短，整個過程用時約1 s，因此設(shè)月球在定標(biāo)期間位置保持相對靜止符合實際情況，在對月定標(biāo)過程中預(yù)設(shè)偏航角保持不變，始終為0°，成像過程中只補償俯仰角，因此滾動角也不發(fā)生變化。

(2)衛(wèi)星采用第一種成像方式，未補償前在成像時間內(nèi)，俯仰角10.51°～10.56°(見圖11)，衛(wèi)星視場從月球邊緣向中心沿積分方向推掃0.054°，補償后俯仰角10.51°～10.01°(見圖12)，衛(wèi)星視場從月球邊緣向中心沿積分方向推掃0.52°；采用第二種成像方式，未補償前在成像時間內(nèi)，俯仰角168.99°～168.94°(見圖13)，衛(wèi)星逆積分方向推掃0.051°，補償后俯仰角從168.99(°)/s～169.51(°)/s(見圖14)，衛(wèi)星沿積分方向推掃0.53°；在不采用姿態(tài)機動補償?shù)那闆r下，第二種成像方式根本無法成像。

(3)采用第一種成像方式時，衛(wèi)星定標(biāo)時姿態(tài)角為[0° 10.51° 174.34°]，采用第二種成像方式時為[0° 168.45° 20.18°]，從達到預(yù)定姿態(tài)角的總機動角度來考慮，應(yīng)選取總機動角度較小的第一種成像方式，而從補償角度考慮也應(yīng)該選擇補償角速度較小的第一種成像方式。

圖11 采用第一種成像方式未進行姿態(tài)機動 補償時的姿態(tài)角變化Fig.11 Changes of attitude angle versus time using the first imaging method without attitude maneuver compensation

圖12 采用第一種成像方式進行姿態(tài)機動 補償后的姿態(tài)角變化Fig.12 Changes of attitude angle versus time using the first imaging method with attitude maneuver compensation

圖13 采用第二種成像方式未進行姿態(tài)機動 補償時的姿態(tài)角變化Fig.13 Changes of attitude angle versus time using the second imaging method without attitude maneuver compensation

圖14 采用第二種成像方式進行姿態(tài)機動 補償后的姿態(tài)角變化Fig.14 Changes of attitude angle versus time using the second imaging method with attitude maneuver compensation

3.3 衛(wèi)星場景仿真

為了更好地模擬真實遙感衛(wèi)星成像特點，在STK中建立仿真場景，選擇650 km太陽同步軌道衛(wèi)星(見圖15)，選取一般國內(nèi)遙感衛(wèi)星可見光成像時間較好的10:30作為降交點地方時，星上安裝一臺CCD相機，衛(wèi)星具有側(cè)擺能力，視場角為8.6°，焦距2850 mm，選取滿月時刻進行對月定標(biāo)仿真，選取仿真時刻為2018-03-29T10:11:30.000。將3.1節(jié)和3.2節(jié)中計算結(jié)果作為衛(wèi)星姿態(tài)輸入?yún)?shù)；采用第一種成像方式時，衛(wèi)星成像時刻姿態(tài)角為[0° 10.51° 174.34°]，補償俯仰角速度為dθ1=0.546 1(°)/s；采用第二種成像方式時，衛(wèi)星姿態(tài)角為[0° 168.45° 20.18°]，補償俯仰角速度為dθ2=0.694 5(°)/s。

圖15 650 km太陽同步軌道衛(wèi)星對月定標(biāo)仿真過程Fig.15 Simulation scenario of satellite lunar calibration in 650km SSO

仿真結(jié)果顯示：衛(wèi)星按照上述兩種方式對月成像，成像時間分別為t1=0.805 5 s和t2=0.803 8s，與理論計算值的標(biāo)準(zhǔn)推掃時間t=0.804 6s的偏差分別為0.11%和0.10%，可以達到正常成像的理論推掃速度，誤差主要來源于月球邊緣確定誤差和軟件本身舍入誤差。

4 結(jié)束語

對月定標(biāo)以其高精度、高頻次和簡單易行的特點，將成為新一代衛(wèi)星在軌定標(biāo)的重要方式。為解決對月定標(biāo)過程中積分時間與推掃速度相失配問題，本文提出了姿態(tài)機動補償方法，在不額外增加儀器、不改變原有掃描行周期的情況下，解決上述問題。針對兩種不同的對月成像方式使用姿態(tài)機動補償方法，最后對該補償方法進行了仿真驗證，仿真結(jié)果顯示：在兩種成像方式下，該姿態(tài)機動補償方法都可以實現(xiàn)推掃速度的補償，使TDICCD相機達到正常對月成像的推掃速度，解決過采樣問題，由于該方法具有不改變原有行周期的特性，因此也適用于積分時間固定的普通線陣CCD相機；該方法僅依靠衛(wèi)星姿態(tài)機動實現(xiàn)補償，比較容易做到，因此可用于各種軌道高度上的光學(xué)遙感衛(wèi)星的對月定標(biāo)工作，提高定標(biāo)頻次和定標(biāo)精度。仿真結(jié)果中得到的兩種成像方式的補償特點和補償角速度隨時間和星月距離變化的規(guī)律，可以用于定標(biāo)任務(wù)總體規(guī)劃以及定標(biāo)具體時機的確定，對衛(wèi)星總體設(shè)計和任務(wù)規(guī)劃具有參考意義。

)

[1] 陳福春,陳桂林,王淦泉.衛(wèi)星遙感儀器的可見光星上定標(biāo)[J].海洋科學(xué)進展，2004，22(z1)：34-38

ChenFuchun，ChenGuilin，WangGanquan.On-orbitvisiblecalibrationforsatelliteremotesensinginstrument[J].AdvancesinMarineScience，2004，22(z1)：34-38 (inChinese)

[2]朱興鴻,王瑞,白照廣.遙感衛(wèi)星全視場成像質(zhì)量仿真方法研究[J].航天器工程，2013，22(6)：11-17

ZhuXinghong，WangRui，BaiZhaoguang.Simulationmethodanalysisonfull-viewimagingqualityforremotesensingsatellite[J].SpacecraftEngineering，2013，22(6)：11-17 (inChinese)

[3]樊超,李英才,易紅偉.速高比對TDICCD相機的影響分析[J].兵工學(xué)報，2007，28(7)：817-821

FanChao，LiYingcai，YiHongwei.Influenceofvelocity-heightratioofsatelliteontheTDICCDcamera[J].ActaArmamentarii，2007，28(7)：817-821 (inChinese)

[4]JiaguWu，ZZHF.RestorationofTDIcameraimageswithmotiondistortionandblur[J].OpticsandLaserTechnology，2010，42(8)：1198-1203

[5]JoeSteyn，GeorgeTyc，KeithBeckett，etal.Rapideyeconstellationrelativeradiometricaccuracymeasurementusinglunarimages[C]//Sensors，Systems，andNext-GenerationSatellitesXIII.Bellingham：SPIE，2009：74740Y1-12

[6]SunJunqiang，XiongXiaoxiong，WilliamLBarnes,etal.MODISreflectivesolarbandson-orbitlunarcalibration[C]//IEEETransactionsonGeoscienceandRemoteSensing.NewYork:IEEE,2007:2383-2393

[7]LLebegue.UsingExoticguidanceforpleiades-hrimagequalitycalibration[C]//The21stISPRS.ChristianHeipke,Germany:ISPRS,2008:13-18

[8]郭強，陳博洋，張勇,等.風(fēng)云二號衛(wèi)星在軌輻射定標(biāo)技術(shù)進展[J].氣象科技進展,2013(6):6-12

GuoQiang，ChenBoyang，ZhangYong,etal.Progressinon-orbitradiometriccalibrationtechnologyforFengyun-2satellite[J].AdvancesinMeteorologicalScienceandTechnology,2013(6):6-12 (inChinese)

[9]楊秉新.TDICCD在航天遙感器中的應(yīng)用[J].航天返回與遙感,1997，18(3)：15-18

YangBingxin.ApplicationsofTDICCDinspaceremotesensors[J].SpacecraftRecovery&RemoteSensing，1997，18(3)：15-18 (inChinese)

[10] 任建岳,何斌,王家騏,等.航天光學(xué)遙感器像移速度矢計算數(shù)學(xué)模型[J].光學(xué)學(xué)報,2004，24(12):1585-1589

Ren Jianyue,He Bin,Wang Jiaqi，et al.Space optical remote sensor image motion velocity vector computational modeling[J].Acta Optica Sinica，2004，24(12):1585-1589 (in Chinese)

[11]馬高峰,魯強,鄭勇.JPL行星/月球星歷[C]//中國宇航學(xué)會深空探測技術(shù)專業(yè)委員會第一屆會議.北京：北京空間飛行器總體設(shè)計部,2005:395-401

Ma Gaofeng,Lu Qiang，Zheng Yong.Ephemeris of moon and planet by JPL[C]//The 1stConference for Deep Space Exploration Technology Committee of Chinese Society of Astronautics.Beijing:Beijing Institute of Spacecraft System Engineering,2005:395-401 (in Chinese)

(編輯：李多)

Attitude Maneuver Compensation Method on Lunar Imaging for Optical Remote Sensing Satellite

GAO Han BAI Zhaoguang LU Chunling DI Guodong

(DFH Satellite Co., Ltd.，Beijing 100094，China)

On-orbit lunar calibration takes advantage of not relying on calibration field or weather and is more effective. But attitude control and imaging parameters matching design problem should be solved. An attitude maneuver compensation method is proposed for the optical remote sensing satellite to solve the mismatch of integral time and scanning rate when the TDICCD camera carries out the lunar imaging task. And a sun-synchronous orbit remote sensing satellite is taken as an example for analysis. The satellite’s compensation angular velocity which enables the regular imaging is calculated and verified by the simulation software. The simulation method shows that the method proposed in this article can be used to match integral time and scanning rate and obtain valid lunar images.

TDICCD；lunar imaging；attitude maneuver compensation

2015-11-17；

2016-03-27

高涵，男，碩士研究生，研究方向為航天器總體設(shè)計。Email：m18600208173@163.com。

V412.4

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2016.04.002