CN103279642A - 无地面控制点的目标定位精度分析方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种无地面控制点的目标定位精度分析方法,包括：步骤1，针对卫星在轨实际情况，分析影响目标定位精度的误差源；步骤2，分别对各误差源建立误差传递模型；步骤3，综合各个误差源的影响值，计算出卫星对目标的定位精度；本发明提供的无地面控制点的目标定位精度分析方法，结合卫星在轨实际分析各个因素对目标定位精度的影响，通过分析影响在轨卫星实际对地面目标成像定位精度的各主要因素，计算出各因素对目标定位精度影响的大小，并通过建立误差传递模型，再根据各因素影响值综合计算图像目标的定位精度，可作为理论分析的参考依据。

Description

无地面控制点的目标定位精度分析方法

技术领域

本发明涉及卫星图像的目标定位技术领域，具体是一种无地面控制点的目标定位精度分析方法。

背景技术

军事侦察卫星图像的目标定位精度直接影响战场打击效果，是战略决策重要的参考依据，是我军天基攻防水平的重要体现。现有的分析方法主要是针对某一项影响定位精度的因素进行误差分析，没有考虑其他在轨因素影响。这种分析方法得到的目标定位精度较差。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种无地面控制点的目标定位精度分析方法。

本发明是通过以下技术方案实现的。

一种无地面控制点的目标定位精度分析方法，包括以下步骤:

步骤1，针对卫星在轨实际情况，分析影响目标定位精度的误差源;

步骤2，分别对各误差源建立误差传递模型;

步骤3，综合各个误差源的影响值，计算出卫星对目标的定位精度;

所述影响目标定位精度的误差源包括:卫星位置误差、敏感轴定向误差、目标高度误差以及时钟误差，其中:

-卫星位置误差，包括:

位置纵向误差ΔI，沿卫星速度向量方向的位移;

位置横向误差ΔC，垂直于卫星轨道平面方向的位移;

位置径向误差ΔR_s，沿星下点方向的位移;

-敏感轴定向误差，包括:

姿态方位角误差Δφ，敏感轴绕星下点的转角误差;

姿态俯仰角误差Aη，星下点与敏感轴的夹角误差;

-目标高度误差ΔR_T，被观测对象的高度的不确定性误差;

-卫星时钟误差ΔT，时机观测时间的不确定性误差。

所述位置纵向误差ΔI的误差传递模型为:

$\left\{\begin{array}{c}{R}_{\mathrm{\ΔI}}=\frac{R_T}{R_S}\mathrm{\Δ}I\cos \mathrm{\θ}\\ \sin \mathrm{\θ}=\sin \mathrm{\λ}\sin \mathrm{\φ}\end{array}\right.;$

所述位置横向误差ΔC的误差传递模型为:

所述位置径向误差ΔR_s的误差传递模型为:

$R_{{\mathrm{\ΔR}}_s}={\mathrm{\ΔR}}_s\frac{\sin \mathrm{\η}}{\sin \mathrm{\ϵ}};$

所述姿态方位角误差Δφ的误差传递模型为:

R_Δφ=ΔφDsinη;

所述姿态俯仰角误差Δη的误差传递模型为:

R_Δη=sin(Δη)×D/sinε;

所述目标高度误差ΔR_T的误差传递模型为:

R_ΔRT=ΔR_T/tanε;

所述卫星时钟误差ΔT的误差传递模型为:

R_ΔT=V_ecos(lat)ΔT，其中，V_ecos(lat)为原目标位置A的自转线速度，lat为目标纬度;

所述卫星对目标的定位精度为：

$R=\sqrt{R_{\mathrm{\ΔI}}^2+R_{\mathrm{\ΔC}}^2+R_{{\mathrm{\ΔR}}_s}^2+R_{\mathrm{\Δ\η}}^2+R_{\mathrm{\Δ\φ}}^2+R_{{\mathrm{\ΔR}}_T}^2+R_{\mathrm{\ΔT}}^2};$

其中，R_T为地心至目标的距离，R_S为地心至卫星的距离，λ为从目标到卫星的地心角，φ为目标相对地迹的方位角，θ、

均为计算过程中的辅助角(记

所在大圆圆心为O_E，

所在小圆圆心为O_A，θ、

均为∠O_AAO_E);η为目标相对地迹的仰角，ε为地平仰角;D为卫星至目标的距离;V_ecos(lat)为原目标位置A的自转线速度，lat为目标纬度。

所述建立位置纵向误差ΔI的误差传递模型包括以下步骤:

步骤2.1.1，在不考虑其它误差因素的情况下，由于卫星位置纵向误差ΔI的存在，导致原目标位置A变成了现目标位置A′，其定位误差为

步骤2.1.2，由已知条件可知

则根据比例关系可以求得星下点轨迹

的长度:其中，S为理论卫星位置，S'为实际卫星位置,

为只考虑纵向误差时的卫星位置偏差;

步骤2.1.3，以垂直于星下点地面轨迹平面的方向看，可得：

其中，

所在大圆圆心为O_E,所在小圆圆心为O_A，在垂直于星下点地面轨迹平面的方向看，两圆心投影重合，R_E为地球半径;

再以卫星的角度看地球，可得:

$O_{A}A=R_E\cos \mathrm{\θ},$ 则有

∠θ=∠O_AAO_E=∠AO_EB，而∠AO_EB=AB/R_E，即

步骤2.1,4，在球面三角形AOB中，由于∠ABO=90°，则由直角球面三角形基本公式可以有sino=sinbsinO，又因为

∠O=∠φ，所以有o=θ，b=λ,O=φ,所以sinθ=sinλsinφ,可得，

所述建立位置横向误差ΔC的误差传递模型包括以下步骤:

步骤2.1.1，在不考虑其它误差因素的情况下，由于卫星位置横向误差ΔC的存在，导致原目标位置A变成了现目标位置A′，其定位误差为

步骤2.1.2，由已知条件可知，

则根据比例关系可以求得星下点轨迹

的长度：其中，S为理论卫星位置，S'为实际卫星位置，

为只考虑横向误差时的卫星位置偏差;

步骤2.1,3，以垂直于星下点地面轨迹平面的方向看，可得:

其中，

所在大圆圆心为O_E，所在小圆圆心为O_A，在垂直于星下点地面轨迹平面的方向看，两圆心投影重合，R_E为地球半径;

再以卫星的角度看地球，可得:

则有

∠θ=∠O_AAO_E=∠AO_EB,而∠AO_EB=AB/R_E，即

步骤2.1.4，在球面三角形AOB中，由于∠ABO=90°，则由直角球面三角形基本公式可以有sino=sinbsinO，又因为

∠O=90°-∠φ，所以有

b=λ，O=π/2-φ，所以

可得:

所述建立位置径向误差ΔR_s的误差传递模型包括以下步骤:

步骤2.3.1，在不考虑其它误差因素的情况下，由于卫星位置径向误差ΔR_S的存在，导致原目标位置A变成了现目标位置A＇，其定位误差为AA';

步骤2.3.2，由三角形相似定律容易得到

即

在ΔA'OS'中，由正弦定理有 $\frac{O{S}^{\′}}{O{A}^{\′}}=\frac{\sin \mathrm{\ϵ}}{\sin \mathrm{\η}},$ 所以有 $\frac{S{S}^{\′}}{A{A}^{\′}}=\frac{\sin \mathrm{\ϵ}}{\sin \mathrm{\η}},$ 可得: $R_{{\mathrm{\ΔR}}_s}=A{A}^{\′}=S{S}^{\′}\frac{\sin \mathrm{\η}}{\sin \mathrm{\ϵ}}={\mathrm{\ΔR}}_s\frac{\sin \mathrm{\η}}{\sin \mathrm{\ϵ}}.$

所述建立姿态方位角误差Δφ的误差传递模型包括以下步骤:

步骤2.4.1，在不考虑其它误差因素的情况下，由于姿态方位角误差Δφ的存在，导致原目标位置A变成了现目标位置A＇，其定位误差为

步骤2.4.2，由此可得

所述建立姿态俯仰角误差Δη的误差传递模型包括以下步骤:

步骤2.5.1，在不考虑其它误差因素的情况下，由于姿态仰角误差Δη的存在，导致原目标位置A变成了现目标位置A＇，其定位误差为AA';

步骤2.5.2，由此可得:R_Δη=AA'=sin(Δη×A'S/sinε=sin（Δη）×D/sinε。

所述建立目标高度误差ΔR_T的误差传递模型包括以下步骤:

步骤2.6.1，在不考虑其它误差因素的情况下，由于目标高度误差ΔR_T的存在，导致原目标位置A变成了现目标位置A′，其定位误差为

步骤2.6.2，由三角关系可得:

所述建立卫星时钟误差ΔT的误差传递模型包括以下步骤:

步骤2.7.1，在不考虑其它误差因素的情况下，由于卫星时钟误差ΔT的存在和地球的固有自转速度，导致原目标位置A变成了现目标位置A′，其定位误差为

步骤2.7.2，地球赤道处的地球自转线速度V_e=464m/s，即O点处的自转线速度为V_e,假设A处的纬度为lat，则A处的自转线速度为V_A=V_ecos(lat)，若时钟误差为ΔT时，可得:

本发明提供的无地面控制点的目标定位精度分析方法，结合卫星在轨实际分析各个因素对目标定位精度的影响，通过分析影响在轨卫星实际对地面目标成像定位精度的各主要因素，计算出各因素对目标定位精度影响的大小，并通过建立误差传递模型，再根据各因素影响值综合计算图像目标的定位精度，可作为理论分析的参考依据。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显:

图1为本发明的目标定位精度示意图;

图2为位置纵向误差引起的目标定位误差示意图;

图3为位置纵向误差引起的目标定位误差计算的第一个辅助图;

图4为位置纵向误差引起的目标定位误差计算的第二个辅助图;

图5为位置纵向误差引起的目标定位误差计算辅助球面三角形;

图6为位置径向误差引起的目标定位误差示意图;

图7为姿态方位角误差引起的目标定位误差示意图;

图8为姿态俯仰角误差引起的目标定位误差示意图;

图9为目标高度误差引起的目标定位误差示意图;

图10为卫星时钟误差引起的目标定位误差示意图。

具体实施方式

下面对本发明的实施例作详细说明:本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。

本实施例提供了一种无地面控制点的目标定位精度分析方法，包括以下步骤:

步骤1，针对卫星在轨实际情况，分析影响目标定位精度的误差源;

步骤2，分别对各误差源建立误差传递模型;

步骤3，综合各个误差源的影响值，计算出卫星对目标的定位精度;

所述影响目标定位精度的误差源包括:卫星位置误差、敏感轴定向误差、目标高度误差以及时钟误差，其中:

-卫星位置误差，包括:

位置纵向误差ΔI，沿卫星速度向量方向的位移;

位置横向误差ΔC，垂直于卫星轨道平面方向的位移;

位置径向误差ΔR_s，沿星下点方向的位移;

-敏感轴定向误差，包括:

姿态方位角误差Δφ，敏感轴绕星下点的转角误差;

姿态俯仰角误差Δη，星下点与敏感轴的夹角误差;

-目标高度误差ΔR_T，被观测对象的高度的不确定性误差;

-卫星时钟误差ΔT，时机观测时间的不确定性误差。

具体为:

1、影响目标定位精度的因素分析

通过对成像过程及数据处理过程的分析，得出以下几项是影响定位精度最为主要的因素，见表1。

表1影响目标定位精度的误差源

表1中，敏感轴定向误差在以星下点为中心点的极坐标内，误差来源于(1)姿态确定误差;(2)仪器安装误差;(3)定位的稳定性或指向控制误差;

2、对各个误差源建立误差传递建模

2.1航天器位置误差

如图1所示，在本实施例中，ε为地平仰角;lat为目标纬度;φ为目标相对地迹的方位角;η为目标相对地迹的仰角;λ为从目标到卫星的地心角;D为卫星至目标的距离;R_T为地心至目标的距离，一般认为R_T≈R_E，R_E为地球半径;R_S为地心至卫星的距离;卫星在空间位置的测量误差会使目标位置在测量坐标系中沿着误差方向进行平移，以下从纵向、横向和径向三个方面分别进行分析。

2.1.1位置纵向误差ΔI

如图2所示，在不考虑其它误差因素的情况下，由于卫星位置纵向误差ΔI的存在，导致原目标位置A变成了现目标位置A＇，其定位误差为

由己知条件知，

则根据比例关系可以求得星下点轨迹

的长度：

以垂直与星下点地面轨迹平面的方向看，见附图3，可得

再以卫星的角度看地球，得到的星下点地面轨迹和目标点轨迹如图4所示，可得，O_AA=R_Ecosθ，代入式(1)则有

∠θ=∠O_AAO_E=∠AO_EB,而∠AO_EB=AB/R_E,即

在球面三角形AOB中，如图5所示，由于∠ABO=90°，则由直角球面三角形基本公式可以有sino=sinbsinO，又因为

∠O=∠φ,所以有o=θ，b=λ，O=φ，所以sinθ=sinλsinφ;

综上所述，由于卫星位置纵向误差ΔI(km)导致的目标定位精度误差为：

2.1.2位置横向误差ΔC

分析方法与位置纵向误差相同，可得:由于卫星位置横向误差ΔC导致的目标定位精度误差为:

2.1.3位置径向误差ΔR_s

如图6所示，在不考虑其它误差因素的情况下，由于卫星位置径向误差ΔR_S的存在，导致原目标位置A变成了现目标位置A＇，其定位误差为AA';

由三角形相似定律容易得到

即

在ΔA'OS'中，由正弦定理有 $\frac{O{S}^{\′}}{O{A}^{\′}}=\frac{\sin \mathrm{\ϵ}}{\sin \mathrm{\η}},$ 所以有 $\frac{S{S}^{\′}}{A{A}^{\′}}=\frac{\sin \mathrm{\ϵ}}{\sin \mathrm{\η}},$ 可得:

$R_{{\mathrm{\ΔR}}_S}={\mathrm{AA}}^{\′}={\mathrm{SS}}^{\′}\frac{\sin \mathrm{\η}}{\sin \mathrm{\ϵ}}={\mathrm{\ΔR}}_s\frac{\sin \mathrm{\η}}{\sin \mathrm{\ϵ}}---\left(4\right).$

2.2敏感轴定向误差

2.2.1姿态方位角误差Δφ

如图7所示，在不考虑其它误差因素的情况下，由于姿态方位角误差Δφ的存在，导致原目标位置A变成了现目标位置A＇，其定位误差为

可得：

所以，由姿态方位角误差Δφ引起的目标定位误差如式(5)所示。

2.2.2姿态俯仰角误差Δη

如图8所示，在不考虑其它误差因素的情况下，由于姿态仰角误差Δη的存在，导致原目标位置A变成了现目标位置A＇，其定位误差为AA';可得:

$R_{\mathrm{\Δ\η}}={\mathrm{AA}}^{\′}=\sin \left(\mathrm{\Δ\η}\right)\×A^{\′}S/\sin \mathrm{\ϵ}=\sin \left(\mathrm{\Δ\η}\right)\×D/\sin ---\left(6\right);$

所以，由姿态俯仰角误差Δη引起的目标定位误差如式(6)所示。

2.3其它误差

2.3.1目标高度误差ΔR_T

如图9所示，在不考虑其它误差因素的情况下，由于目标高度误差ΔR_T的存在，导致原目标位置A变成了现目标位置A’，其定位误差为

由图中三角关系可得:

$R_{{\mathrm{\ΔR}}_T}=\stackrel{\‾}{\mathrm{AA}\′}={\mathrm{\ΔR}}_T/\tan \mathrm{\ϵ}---\left(7\right).$

2.3.2航天器时钟误差ΔT

如图10所示，在不考虑其它误差因素的情况下，由于航天器时钟误差ΔT的存在和地球的固有自转速度，导致原目标位置A变成了现目标位置A＇，其定位误差为

地球赤道处的地球自转线速度V_e=464m/s，即O点处的自转线速度为V_e,假设A处的纬度为lat，则A处的自转线速度为V_A=V_ecos(lat)，若时钟误差为ΔT时，目标定位精度误差为:

3、卫星对目标的定位精度计算

上述7项误差源的误差传递模型各自独立，因此取各误差平方和的平方根(RSS)作为综合定位误差，可得:

$R=\sqrt{R_{\mathrm{\ΔI}}^2+R_{\mathrm{\ΔC}}^2+R_{{\mathrm{\ΔR}}_s}^2+R_{\mathrm{\Δ\η}}^2+R_{\mathrm{\Δ\φ}}^2+R_{{\mathrm{\ΔR}}_T}^2+R_{\mathrm{\ΔT}}^2}---\left(9\right).$

由上述具体描述可知:

步骤1对照表1的各项误差源，根据卫星指标列出各项误差值;

步骤2分别按照公式(1)~(8)计算7项误差源各自引起的目标定位误差;

步骤3按照公式(9)计算卫星目标定位精度分析计算值。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (9)

1.一种无地面控制点的目标定位精度分析方法，其特征在于，包括以下步骤:

步骤1，针对卫星在轨实际情况，分析影响目标定位精度的误差源;

步骤2，分别对各误差源建立误差传递模型;

步骤3，综合各个误差源的影响值，计算出卫星对目标的定位精度;

所述影响目标定位精度的误差源包括:卫星位置误差、敏感轴定向误差、目标高度误差以及时钟误差，其中:

-卫星位置误差，包括:

位置纵向误差ΔI，沿卫星速度向量方向的位移;

位置横向误差ΔC，垂直于卫星轨道平面方向的位移;

位置径向误差ΔR_s，沿星下点方向的位移;

-敏感轴定向误差，包括:

姿态方位角误差Δφ，敏感轴绕星下点的转角误差;

姿态俯仰角误差Δη，星下点与敏感轴的夹角误差;

-目标高度误差ΔR_T，被观测对象的高度的不确定性误差;

-卫星时钟误差ΔT，时机观测时间的不确定性误差。

2.根据权利要求1所述的无地面控制点的目标定位精度分析方法，其特征在于，所述位置纵向误差ΔI的误差传递模型为:

$\left\{\begin{array}{c}{R}_{\mathrm{\ΔI}}=\frac{R_T}{R_S}\mathrm{\Δ}I\cos \mathrm{\θ}\\ \sin \mathrm{\θ}=\sin \mathrm{\λ}\sin \mathrm{\φ}\end{array}\right.;$

所述位置横向误差ΔC的误差传递模型为:

所述位置径向误差ΔR_s的误差传递模型为:

$R_{{\mathrm{\ΔR}}_s}={\mathrm{\ΔR}}_s\frac{\sin \mathrm{\η}}{\sin \mathrm{\ϵ}};$

所述姿态方位角误差Δφ的误差传递模型为

$R_{\mathrm{\Δ\φ}}=\mathrm{\Δ\φ}D\sin \mathrm{\η};$

所述姿态俯仰角误差Δη的误差传递模型为：

$R_{\mathrm{\Δ\η}}=\sin \left(\mathrm{\Δ\η}\right)\×D/\sin \mathrm{\ϵ};$

所述目标高度误差ΔR_T的误差传递模型为:

$R_{{\mathrm{\ΔR}}_T}={\mathrm{\ΔR}}_T/\tan \mathrm{\ϵ};$

所述卫星时钟误差ΔT的误差传递模型为：

$R_{\mathrm{\ΔT}}=V_e\mathrm{vos}\left(\mathrm{lat}\right)\mathrm{\ΔT};$

所述卫星对目标的定位精度为:

$R=\sqrt{R_{\mathrm{\ΔI}}^2+R_{\mathrm{\ΔC}}^2+R_{{\mathrm{\ΔR}}_s}^2+R_{\mathrm{\Δ\η}}^2+R_{\mathrm{\Δ\φ}}^2+R_{{\mathrm{\ΔR}}_T}^2+R_{\mathrm{\ΔT}}^2};$

其中，R_T为地心至目标的距离，R_S为地心至卫星的距离，λ为从目标到卫星的地心角，φ为目标相对地迹的方位角，θ、

均为计算过程中的辅助角，记所在大圆圆，心为O_E，

所在小圆圆心为O_A，θ、

均为∠O_AAO_E;η为目标相对地迹的仰角，ε为地平仰角;D为卫星至目标的距离;V_ecos(lat)为原目标位置A的自转线速度，lat为目标纬度。

3.根据权利要求2所述的无地面控制点的目标定位精度分析方法，其特征在于，所述建立位置纵向误差ΔI的误差传递模型包括以下步骤:

步骤2.1.1，在不考虑其它误差因素的情况下，由于卫星位置纵向误差ΔI的存在，导致原目标位置A变成了现目标位置A＇，其定位误差为

步骤2.1.2，由己知条件可知，

则根据比例关系可以求得星下点轨迹

的长度:

其中，S为理论卫星位置，S'为实际卫星位置，

为只考虑纵向误差时的卫星位置偏差;

步骤2.1.3，以垂直于星下点地面轨迹平面的方向看，可得:

其中，

所在大圆圆心为O_E,

所在小圆圆心为O_A，在垂直于星下点地面轨迹平面的方向看，两圆心投影重合，R_E为地球半径;

再以卫星的角度看地球，可得:

O_AA=R_Ecosθ，则有

∠θ=∠O_AAO_E=∠AO_EB，而∠AO_EB=AB/R_E，即

步骤2.1.4,在球面三角形AOB中，由于∠ABO=90°,则由直角球面三角形基本公式可以有sino=sinbsinO，又因为

∠O=∠φ,所以有o=θ，b=λ，O=φ，所以sinθ=sinλsinφ，可得，

4.根据权利要求2所述的无地面控制点的目标定位精度分析方法，其特征在于，所述建立位置横向误差ΔC的误差传递模型包括以下步骤:

步骤2.2.1，在不考虑其它误差因素的情况下，由于卫星位置横向误差ΔC的存在，导致原目标位置A变成了现目标位置A＇，其定位误差为

步骤2.2.2，由已知条件可知，

则根据比例关系可以求得星下点轨迹

的长度：

其中，S为理论卫星位置，S'为实际卫星位置，为只考虑横向误差时的卫星位置偏差;

步骤2.2.3，以垂直于星下点地面轨迹平面的方向看，可得

其中，

所在大圆圆心为O_E，

所在小圆圆心为O_A，在垂直于星下点地面轨迹平面的方向看，两圆心投影重合，R_E为地球半径;

再以卫星的角度看地球，可得:

则有

∠θ=∠O_AAO_E=∠AO_EB，而∠AO_EB=AB/R_E，即

步骤2.2.4，在球面三角形AOB中，由于∠ABO=90°，则由直角球面三角形基本公式可以有sino=sinbsinO，又因为

∠O=90°-∠φ，所以有

b=λ，0=π/2-φ，所以

可得：

5.根据权利要求2所述的无地面控制点的目标定位精度分析方法，其特征在于，所述建立位置径向误差ΔR_s的误差传递模型包括以下步骤:

步骤2.3.1，在不考虑其它误差因素的情况下，由于卫星位置径向误差ΔR_S的存在，导致原目标位置A变成了现目标位置A＇,其定位误差为AA';

步骤2.3.2，由三角形相似定律容易得到即

在ΔA'OS'中，由正弦定理有 $\frac{O{S}^{\′}}{O{A}^{\′}}=\frac{\sin \mathrm{\ϵ}}{\sin \mathrm{\η}},$ 所以有 $\frac{S{S}^{\′}}{A{A}^{\′}}=\frac{\sin \mathrm{\ϵ}}{\sin \mathrm{\η}},$ 可得: $R_{{\mathrm{\ΔR}}_s}=A{A}^{\′}=S{S}^{\′}\frac{\sin \mathrm{\η}}{\sin \mathrm{\ϵ}}=\mathrm{\Δ}{R}_s\frac{\sin \mathrm{\η}}{\sin \mathrm{\ϵ}}.$

6.根据权利要求2所述的无地面控制点的目标定位精度分析方法，其特征在于，所述建立姿态方位角误差Δφ的误差传递模型包括以下步骤:

步骤2.4.1，在不考虑其它误差因素的情况下，由于姿态方位角误差Δφ的存在，导致原目标位置A变成了现目标位置A＇，其定位误差为

步骤2.4.2，由此可得

7.根据权利要求2所述的无地面控制点的目标定位精度分析方法，其特征在于，所述建立姿态俯仰角误差Δη的误差传递模型包括以下步骤:

步骤2.5.1，在不考虑其它误差因素的情况下，由于姿态仰角误差Δη的存在，导致原目标位置A变成了现目标位置A＇，其定位误差为AA';

步骤2.5.2，由此可得:R_Δη=AA'二sin(Δη×A'S/sinε=sin（Δη)×D/sinε。

8.根据权利要求2所述的无地面控制点的目标定位精度分析方法，其特征在于，所述建立目标高度误差ΔR_T的误差传递模型包括以下步骤:

步骤2.6.1，在不考虑其它误差因素的情况下，由于目标高度误差ΔR_T的存在，导致原目标位置A变成了现目标位置A＇，其定位误差为

步骤2.6.2，由三角关系可得:

9.根据权利要求2所述的无地面控制点的目标定位精度分析方法，其特征在于，所述建立卫星时钟误差ΔT的误差传递模型包括以下步骤:

步骤2.7.1，在不考虑其它误差因素的情况下，由于卫星时钟误差ΔT的存在和地球的固有自转速度，导致原目标位置A变成了现目标位置A＇，其定位误差为

步骤2.7.2，地球赤道处的地球自转线速度V_e=464m/s，即0点处的自转线速度为V_e假设A处的纬度为lat，则A处的自转线速度为V_A二V_ecos(lat)，若时钟误差为ΔT时，可得:

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