发明内容

本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种卫星所使用的面区域扫描观测方法。

本发明的技术解决方案是：

一种卫星所使用的面区域扫描观测方法，该方法的步骤包括：

(1)使卫星的扫描轴(卫星的+X轴)指向扫描区域的起点，扫描区域的起点为扫描区域的四个角中的任一角；

(2)按照第一行行扫描方向进行行扫，第一行行扫描方向是指当扫描区域的起点为扫描区域的左上角时，第一行行扫描方向为由左向右，行扫的纵向行进方向为由上而下；当扫描区域的起点为扫描区域的左下角时，第一行行扫描方向为由左向右，行扫的纵向行进方向为由下而上；当扫描区域的起点为扫描区域的右上角时，第一行行扫描方向为由右向左，行扫的纵向行进方向为由上而下；当扫描区域的起点为扫描区域的右下角时，第一行行扫描方向为由右向左，行扫的纵向行进方向为由下而上；并规定第一行行扫描方向为由左向右时为正方向，第一行行扫描方向为由右向左时为负方向，行扫的纵向行进方向由下而上时为正方向，行扫的纵向行进方向为由上而下时为负方向；

(3)当步骤(2)中的第一行行扫结束后进入调头转向过程，调头转向过程结束后进入到第二行行扫，第二行行扫描方向与第一行行扫描方向相反；

(4)当步骤(3)中的第二行行扫结束后进入调头转向过程，调头转向过程结束后进入到第三行行扫，第三行行扫描方向与第二行行扫描方向相反；

…

直至进入到最后一行行扫；

(5)当步骤(4)中的最后一行行扫结束后，扫描过程结束。

所述的步骤(1)中，扫描区域的起点的目标姿态C_TI0为一设定值；

所述的步骤(2)中，第一行行扫中第一个指向点的横向位置值为T_11r＝0，纵向位置值为T_11l＝0，目标姿态为C_TI11＝C_y(T_11r)·C_z(T_11l)·C_TI0；其中，C_y(T_11r)为卫星绕y轴旋转T_11r弧度的方向余弦阵；C_z(T_11l)为卫星绕z轴旋转T_11l弧度的方向余弦阵；

第一行中第n个指向点的横向位置值为T_1nr＝T_1(n-1)r+ScanDir_1y×ScanSpeed×Δt，纵向位置值为T_1nl＝0，目标姿态为C_TI1n＝C_y(T_1nr)·C_z(T_1nl)·C_TI0；其中，C_y(T_1nr)为卫星绕y轴旋转T_1nr弧度的方向余弦阵；C_z(T_1nl)为卫星绕z轴旋转T_1nl弧度的方向余弦阵；ScanSpeed为行扫速度(设定值)；ScanDir_1y为第一行行扫描方向，当第一行行扫描方向为正方向时，ScanDir_1y＝1，当第一行行扫描方向为负方向时，ScanDir_1y＝-1；Δt为控制周期；设定每个扫描行中共N个扫描点；n＝2,3...N；

所述的步骤(3)，(4)中，当第k行满足ScanDir_ky×T_kNr>ScanLen时，进入第k行调头转向过程的目标姿态计算，其中，ScanDir_ky为第k行行扫的扫描方向；T_kNr为第k行行扫中最后一个指向点的横向位置；定义L为扫描区域总行数，L＝取整(ScanLen/ScanSpace)；k＝1,2...L；

第k行调头转向过程中第一个指向点的横向位置值为D_k1r＝T_kNr+ω_yk1×Δt，纵向位置值为D_k1l＝T_kNl+ω_zk1×Δt，目标姿态为A_TIk1＝C_y(D_k1r)·C_z(D_k1l)·C_TI0；其中，T_kNr为第k行行扫中最后一个指向点的横向位置，T_kNl为第k行行扫中最后一个指向点的纵向位置，C_y(D_k1r)为卫星绕y轴旋转D_k1r弧度的方向余弦阵；C_z(D_k1l)为卫星绕z轴旋转D_k1l弧度的方向余弦阵；

当第k行调头转向过程中第一个指向点的横向速度ω_yk1满足ScanDir_ky×ω_yk1<ScanSpeed时，ω_yk1＝ScanDir_ky×a_{y_ScanTurn}×Δt，其中，当调头转向过程中卫星的横向转向时间大于等于调头转向过程中卫星的纵向转向时间时，a_{y_ScanTurn}＝a_{y_ScanTurnMax}，a_{y_ScanTurnMax}为一设定值，当调头转向过程中卫星的横向转向时间小于调头转向过程中卫星的纵向转向时间时，a_{y_ScanTurn}＝ScanSpeed/T_z，其中，a_{z_ScanTurnMax}为一设定值；ScanDir_ky为第k行行扫描方向；ScanSpace为行扫描间隔；当第一个指向点的横向速度ω_yk1满足ScanDir_ky×ω_yk1≥ScanSpeed时，ω_yk1＝ScanDir_ky×ScanSpeed；

当调头转向过程中卫星由第k行转向至第k+1行时的纵向总时长T_ScanTurn满足ScanTurnCounter×Δt<T_ScanTurn时，ω_zk1＝a_{z_ScanTurn}×Δt；其中，当调头转向过程中卫星的横向转向时间大于等于调头转向过程中卫星的纵向转向时间时，T_ScanTurn＝ScanSpeed/a_{y_ScanTurnMax}，a_{y_ScanTurnMax}为一设定值，当调头转向过程中卫星的横向转向时间小于调头转向过程中卫星的纵向转向时间时，a_{z_ScanTurn}＝a_{z_ScanTurnMax}，a_{z_ScanTurnMax}为一设定值；ScanTurnCounter为调头过程计数器，记录了调头过程中已经历的指向点的个数；当调头转向过程中卫星由第k行转向至第k+1行时的纵向总时长T_ScanTurn满足ScanTurnCounter×Δt≥T_ScanTurn时，ω_zk1＝-a_{z_ScanTurn}×Δt；

所述的步骤(3)，(4)中，第k行调头转向过程中第m个指向点的横向位置值为D_kmr＝D_k(m-1)r+ω_ykm×Δt，纵向位置值为D_kml＝D_k(m-1)l+ω_zkm×Δt，目标姿态为A_TIkm＝C_y(D_kmr)·C_z(D_kml)·C_TI0；其中，C_y(D_kmr)为卫星绕y轴旋转D_kmr弧度的方向余弦阵；C_z(D_kml)为卫星绕z轴旋转D_kml弧度的方向余弦阵；设定调头转向过程中共M个指向点；m＝2,3...M；

当第k行第m个指向点的横向速度ω_ykm满足ScanDir_ky×ω_ykm<ScanSpeed时，ω_ykm＝ω_yk(m-1)+ScanDir_ky×a_{y_ScanTurn}×Δt，其中，当调头转向过程中卫星的横向转向时间大于等于调头转向过程中卫星的纵向转向时间时，a_{y_ScanTurn}＝a_{y_ScanTurnMax}，a_{y_ScanTurnMax}为一设定值，当调头转向过程中卫星的横向转向时间小于调头转向过程中卫星的纵向转向时间时，a_{y_ScanTurn}＝ScanSpeed/T_z，其中，a_{z_ScanTurnMax}为一设定值；当第k行第m个指向点的横向速度ω_ykm满足ScanDir_ky×ω_ykm≥ScanSpeed时，ω_ykm＝ω_yk(m-1)+ScanDir_ky×ScanSpeed；

当调头转向过程中卫星由第k行转向至第k+1行时的纵向总时长T_ScanTurn满足ScanTurnCounter×Δt<T_ScanTurn时，ω_zkm＝ω_zk(m-1)+a_{z_ScanTurn}×Δt；其中，当调头转向过程中卫星的横向转向时间大于等于调头转向过程中卫星的纵向转向时间时，T_ScanTurn＝ScanSpeed/a_{y_ScanTurnMax}，a_{y_ScanTurnMax}为一设定值，当调头转向过程中卫星的横向转向时间小于调头转向过程中卫星的纵向转向时间时，a_{z_ScanTurn}＝a_{z_ScanTurnMax}，a_{z_ScanTurnMax}为一设定值；当调头转向过程中卫星由第k行转向至第k+1行时的纵向总时长T_ScanTurn满足ScanTurnCounter×Δt≥T_ScanTurn时，ω_zkm＝ω_zk(m-1)-a_{z_ScanTurn}×Δt；

…

所述的步骤(3)，(4)中，当ScanTurnCounter×Δt≥T_ScanTurn×2时，第k行调头转向过程结束，转入第k+1行行扫。第k+1行行扫的扫描方向为ScanDir_(k+1)y＝-ScanDir_ky；

第k+1行行扫中第一个指向点的横向位置值为T_(k+1)1r＝D_kMr，纵向位置值为T_(k+1)1l＝ScanDir_z×ScanSpace+D_kMl，目标姿态为C_TI(k+1)1＝C_y(T_(k+1)1r)·C_z(T_(k+1)1l)·C_TI0；其中，C_y(T_(k+1)1r)为卫星绕y轴旋转T_(k+1)1r弧度的方向余弦阵；C_z(T_(k+1)1l)为卫星绕z轴旋转T_(k+1)1l弧度的方向余弦阵；D_kMr为第k行调头转向过程中最后一个指向点的横向位置；D_kMl为第k行调头转向过程中最后一个指向点的纵向位置；

第k+1行行扫中第n个指向点的横向位置值为T_(k+1)nr＝T_(k+1)(n-1)r+ScanDir_(k+1)y×ScanSpeed×Δt，纵向位置值为T_(k+1)nl＝ScanDir_z×ScanSpace+D_kMl，目标姿态为C_TI(k+1)n＝C_y(T_(k+1)nr)·C_z(T_(k+1)nl)·C_TI0；其中，C_y(T_(k+1)nr)为卫星绕y轴旋转T_(k+1)nr弧度的方向余弦阵；C_z(T_(k+1)nl)为卫星绕z轴旋转T_(k+1)nl弧度的方向余弦阵；

…

所述的步骤(5)中，当n＝N且k＝L时，当前指向点为扫描区域的最后一个指向点，计算完最后指向点的目标姿态，扫描过程结束。

在每个控制周期都对扫描观测的目标姿态进行计算，然后控制星体的姿态矩阵C_BI与C_TI重合，就能完成整个扫描区域扫描观测的任务。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)扫描观测相对于定点观测，解决了一次性获取局部区域(天区)的整体数据的难题。可以做到观测数据的点面结合：即采用快速粗扫(最大行扫速度，最大扫描间隔)得到某一天区的初步资料，待对大数据进行分析研究后，可以针对性地对其中的某小部分再进行细扫(最小行扫速度，最小扫描间隔)，以获取更加详细的观测资料。这种方法对于星云等范围较大的天体目标是获取目标源一次性整体资料的不二选择。

(2)无需地面介入，在已知待扫描区域的方位和大小后，可由任意姿态转到所需的扫描姿态，按照预定的扫描速度，扫描间隔进行指向控制，实现整个区域的扫描观测，在轨可操作性强；

(3)对扫描过程中的调头换行操作实现轨迹规划，减少了控制超调，使得整个扫描过程平滑稳定，控制精度高；

(4)对整个扫描区域实现了自动轨迹规划，能够预先确定扫描过程的总时长，算法简便可靠，方便易行，该方法已在慧眼卫星上频繁使用。

(5)本发明涉及一种卫星所使用的面区域扫描观测方法，属于惯性空间动态成像技术领域。本发明通过卫星绕本体两个主轴进行有控制的转动，解决了慧眼卫星对局部扫描区域扫描的观测任务要求。本发明通过进行路径规划，令星体+X轴(扫描轴)指向某惯性空间位置，控制星体绕Y轴匀速转动形成行扫描，当行扫描结束时再绕星体Z轴旋转进行换行，逐行连续扫描直至覆盖整个所需观测的天区。在本发明中，包含了行扫描，调头转向过程等一系列操作步骤，针对每个步骤均设计有不同的目标姿态算法，能够按照不同扫描速度，行距，扫描区域大小和位置等信息进行动态规划，根据给定的扫描区域起点位置，就可自主完成一个观测区域的扫描任务，从而一次性地获取该区域的整体观测信息。