CN103760562A - 一种机载圆迹合成孔径雷达航线的获取方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种机载圆迹合成孔径雷达航线的获取方法，包括步骤如下：根据圆迹合成孔径雷达待观测场景的大小、位置及场景平均高程，以及合成孔径雷达收发天线波束宽度、俯仰向波束中心入射角、方位向波束宽度和载机平台平均速度，获得圆形航迹的圆心位置、航迹半径、载机的飞行高度、载机横滚角；根据俯仰向波束中心入射角和载机横滚角计算合成孔径雷达收发天线俯仰向安装角；在圆形航迹的圆心位置和载机姿态上加入误差，仿真计算全方位观测的波束照射区域；对波束照射区域是否包含于待观测场景区进行判断；对包含于待观测场景区的波束照射区域进行计算，获取圆形航迹所需的八个控制点坐标及八个控制点坐标切入和切出圆形轨迹时的直线航迹。

Description

一种机载圆迹合成孔径雷达航线的获取方法

技术领域

本发明涉及雷达信号处理领域，尤其涉及一种机载圆迹合成孔径雷达(SAR)航迹设计方法。

背景技术

圆迹合成孔径雷达(Circular SAR，CSAR)是20世纪90年代提出的一种SAR工作模式，其通过SAR平台在空中作圆轨迹运动，并控制波束使波束中心始终指向同一场景中心，来实现对目标区域进行360°全方位观测。与传统直线SAR相比，圆迹SAR对目标的观测具有更大的相干积累角，能够实现更高的分辨率；且不同于传统直线SAR斜平面成像几何，圆迹SAR具有对场景区进行三维重建的能力；此外，圆迹SAR的全方位观测能够有效减小常规SAR固有的阴影现象，并且对于获取目标随方位角变化的后向散射信息具有重要意义。

2004年开始，法宇航、瑞典国防研究院、德宇航以及中科院电子所等研究机构相继利用机载试验平台开展了圆迹SAR飞行试验。2011年7月，德国宇航局(DLR)在IGARSS会议上首次展示了利用E-SAR机载系统获取的360°全方位高分辨圆迹SAR图像(L波段全极化)。2011年8月，中科院电子所微波成像技术国家级重点实验室利用自主研制的机载SAR系统，开展了国内首次圆迹SAR飞行试验，成功获取了P波段全极化360°全方位高分辨圆迹SAR图像。试验结果初步展示了圆迹SAR在高精度测绘、灾害评估和精细资源管理等领域的应用潜力。

鉴于机载圆迹SAR和传统直线SAR观测几何的不同，机载圆迹SAR的航迹设计也有别于直线SAR。直线SAR主要由俯仰向波束宽度决定测绘区宽度，测绘区长度则随着飞行轨迹的增长而变长。圆迹SAR中，要实现对场景的全方位观测，除了需要确定圆形轨迹的半径和高度等位置因素，又要考虑实际飞行时无法形成一个完整闭合圆轨迹，同时载机的姿态也需要精确控制。载机在转弯时对载机姿态要求较高，而姿态又会影响到波束指向，最终影响圆迹SAR波束照射区，严重时不能获得场景的全方位观测数据，无法验证和发挥圆迹SAR在获取目标随方位角变化的后向散射信息的能力，也无法使场景的圆迹SAR图像达到最佳分辨率。由于国内机载圆迹SAR实验开展还不够深入，目前还未见针对机载圆迹SAR进行航迹设计的文献。

发明内容

(一)要解决的技术问题

为了解决现有机载圆迹SAR飞行轨迹难以闭合、全方位360°照射区域较小的问题，本发明的目的是提供一种机载圆迹SAR航迹设计方法。

(二)技术方案

为达到上述目的，本发明提供一种机载圆迹合成孔径雷达航线的获取方法的步骤如下：

步骤S1：根据圆迹合成孔径雷达待观测场景的大小、位置及场景平均高程，以及合成孔径雷达收发天线波束宽度、俯仰向波束中心入射角、方位向波束宽度和载机平台平均速度，获得圆形航迹的圆心位置、航迹半径、载机的飞行高度、载机横滚角；

步骤S2：根据俯仰向波束中心入射角和载机横滚角计算合成孔径雷达收发天线俯仰向安装角θ；

步骤S3：在圆形航迹的圆心位置和载机姿态上加入误差，仿真计算全方位观测的波束照射区域；对波束照射区域是否包含于待观测场景区进行判断，如果波束照射区域包含于待观测场景区，则执行步骤S4；如果波束照射区域不包含于待观测场景区，则执行步骤S1；

步骤S4：对包含于待观测场景区的波束照射区域进行计算，获取圆形航迹所需的八个控制点坐标及八个控制点坐标切入和切出圆形轨迹时的直线航迹。

(三)有益效果

本发明针对圆迹SAR圆形轨迹不易闭合、全方位360°照射区域较小的缺点，提出一种机载圆迹合成孔径雷达航迹设计方法，有利于实现圆迹合成孔径雷达按照闭合圆轨迹飞行的目标，保证圆迹合成孔径雷达能够完整获取观测场景目标的全方位后向散射特性信息。

本发明提出了利用控制点及时矫正航迹的方法，同时通过仿真计算圆迹SAR360°照射区域，确定飞行半径和高度，本发明能够解决机载圆迹SAR飞行轨迹难以闭合的问题，从而保证圆迹SAR能够完整获得待观测场景的全方位后向散射特性，为后续圆迹SAR成像和目标特性分析提供数据支持。

附图说明

图1是本发明中机载圆迹SAR航迹设计方法的总流程图

图2是本发明的圆迹SAR观测几何示意图；

图3是本发明的圆迹SAR波束照射区示意图；

图4是本发明中圆形航迹控制点设计的示意图；

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明作进一步的详细说明。

如图1示出本发明中一种机载圆迹合成孔径雷达航迹设计方法的总流程图，该方法具体实现步骤如下：

步骤S1：根据圆迹合成孔径雷达待观测场景的大小、位置及场景平均高程，以及合成孔径雷达收发天线波束宽度、俯仰向波束中心入射角、方位向波束宽度和载机平台平均速度，计算圆形航迹的圆心位置、航迹半径、载机的飞行高度和载机横滚角。

如图2为本发明的圆迹SAR观测几何示意图，图2中示出Z为垂直向上的坐标轴，代表高度向坐标，z=0高度为零的平面，假设测绘场景为一中心坐标为O，航迹半径R，圆形航迹的圆心O′，俯仰向波束中心入射角为α，收发天线的俯仰向波束宽度为θ，载机的飞行高度H，待观测场景的半径为r的圆形区域，待观测场景的平均高程为h，圆形航迹的圆心O′设计在O点正上方H-h处，z=0。为了使俯仰向波束能够覆盖测绘区，载机的飞行高度H和航迹半径R必须满足：

R=(H-h)*tanα

$H\≥\frac{r}{\tan \mathrm{\α}-\tan (\mathrm{\α}-\frac{\mathrm{\θ}}{2})}+h$

通常情况下俯仰向天线波束要比方位向波束要宽，若方位向波束宽度为β，则H和R要满足：

$H\≥\frac{r*\cos \mathrm{\α}}{\tan \left(\frac{\mathrm{\β}}{2}\right)}+h$

因此载机高度H和飞行航迹半径R要满足以上俯仰向和方位向波束限制条件。上述公式给出了H和R的下限，它们的上限由雷达发射功率、信噪比等因素决定。

由于圆迹合成孔径雷达不同于直线合成孔径雷达，需要使载机一直处于转弯状态，因此载机需要调整横滚角以达到需要的飞行航迹半径，若载机的平均速度为v，则转弯时瞬时载机横滚角γ需满足以下条件：

$\mathrm{\γ}=\arctan \left(\frac{v^2}{\mathrm{Rg}}\right)$

通常情况下载机横滚角γ应小于45°，因此飞行航迹半径R应满足：

$R\≥\frac{v^2}{g}$

其中g为重力加速度。

在满足本步骤内所有不等式的范围内选定一组R和H作为初步设计的圆形轨迹半径和飞行高度。

步骤S2：根据俯仰向波束中心入射角和载机横滚角计算合成孔径雷达收发天线俯仰向安装角θ。载机在转弯飞行时机身有一定程度的横滚角，由于雷达是侧视，波束中心会随着横滚角的变化而变化，为了使波束中心始终指向场景中心，在天线安装时要补偿该角度，即在俯仰向使天线与机身平面法线的夹角为θ，其中：

θ=α+γ

步骤S3：在圆形航迹的圆心位置和载机姿态上加入误差，仿真计算全方位观测的波束照射区域；对波束照射区域是否包含于待观测场景区进行判断，如果波束照射区域包含于待观测场景区，则执行步骤S4；如果波束照射区域不包含于待观测场景区，则执行步骤S1；在航迹位置和载机姿态上加入误差，仿真计算360°波束照射区。

当载机的飞行半径和高度满足步骤S1的要求，天线安装角满足步骤S2的要求后，理想情况下雷达波束中心能够360°持续指向场景中心，达到全方位观测。实际飞行时由于空气阻力、飞行员手动操作和平台控制精度等原因，载机的位置会偏离理想标准圆航迹，载机姿态在偏航角、俯仰角和横滚角三个角度上与理想姿态也不同。为了检验航迹设计的鲁棒性，在载机理想位置和姿态上加入误差，然后通过仿真计算波束照射范围，选取被波束360°全方位照射的场景。

所述仿真计算全方位观测的波束照射区域的包括以下几个步骤：

步骤S31：在步骤S1中计算的理想圆形航迹和载机姿态上加入误差，作为实际飞行时载机位置和姿态的仿真参数；如图3所示为本发明的圆迹SAR波束照射区示意图，加上误差后的载机位坐标为(E_{px_e}，E_{py_e}，E_{pz_e})，加入误差后的载机姿态为：加入误差后的偏航角

在大地水平面坐标系下沿X轴方向为0°，沿Y轴方向为90°；加入误差后的俯仰角为p_e，向上为正，向下为负；加入误差后的横滚角为γ_e。XYZ为分别指向东、北、天三个方向的直角坐标系，X₁Y₁Z₁为XYZ坐标系绕Z轴顺时针旋转后的坐标系，X₂Y₂Z₂为X₁Y₁Z₁坐标系绕X1轴顺时针旋转p_e后的坐标系，X_bY_bZ_b为X₂Y₂Z₂坐标系绕Y₂轴顺时针旋转γ_e后的坐标系。

步骤S32：计算圆迹合成孔径雷达在方位向每个采样点进行一次信号收发时天线波束的椭圆照射区域；获取所述椭圆照射区域的步骤如下：如图3所示为本发明的圆迹SAR波束照射区示意图，以圆迹合成孔径雷达的方位向为载机沿圆形航迹的行进方向，以波束中心在场景平面的投影点坐标(xpc,ypc)为原点，以俯仰向波束内侧和外侧在场景平面的投影点A和C的坐标(xp_in，yp_in)和(xp_out，yp_out)、以方位向波束前侧和后侧B和D的在场景平面的投影点坐标(xp_front，yp_front)和(xp_back,yp_back)为四个顶点，以最小二乘法为准则进行拟合，得到波束的椭圆照射区域。

如图3所示，计算波束中心在场景平面的投影点坐标(xpc,ypc)：

其中Z_Pe是加上误差后载机高度到地面平均高程的距离，所述距离Z_Pe=E_{pz_e}-h，E_{pz_e}为加入误差后的载机位置坐标点。

计算俯仰向波束内侧和外侧在场景平面投影点A和C的坐标(xp_in，yp_in)和xp_out，yp_out)：

计算方位向波束前侧和后侧在场景平面投影点B和D的坐标(xp_front,yp_front)和(xp_back，yp_back)：

步骤S33：如图3所示，取所述椭圆拟合波束的照射区域的交集作为可被圆迹合成孔径雷达360°全方位照射的区域。

步骤S34：若360°全方位观测区域包含于待观测区域，则保持步骤S1中计算的理想圆形航迹和载机姿态参数不变。若360°全方位观测区域未包含于待观测区域，则增大飞行高度H和圆形航迹半径R，重复步骤S1至步骤S3。

步骤S4：对包含于待观测场景区的波束照射区域进行计算，获取圆形航迹所需的八个控制点坐标及八个控制点坐标切入和切出圆形轨迹时的直线航迹。如图4所示为本发明中圆形航迹控制点设计的示意图，图4中从点1到点11是进行一次圆形合成孔径雷达飞行的航迹示意图，N代表北方向。为了使飞行员能够按照预先设计的圆形轨迹进行飞行，避免飞行轨迹不闭合的情况，通常是首先在圆轨迹上设置4个或者8个控制点，平均分割圆弧，计算这些控制点的坐标并提供给飞行员。选取任意一个控制点作为切入点，飞行员沿着与圆轨迹相切于切入点的直线飞行一段距离，当到达切入点时开始转弯并朝下一个控制点以弧线飞行，这样有利于及时纠正飞行轨迹，同时切入点也是切出点，是最后一个控制点，当飞完整个圆形轨迹后飞行员仍以直线切出，如此即完成一次圆轨迹飞行和数据采集，以便进行下一个圆迹或直线合成孔径雷达飞行任务。

以上所述，仅为本发明中的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉该技术的人在本发明所揭露的技术范围内，可理解想到的变换或替换，都应涵盖在本发明的包含范围之内。

Claims (10)

1.一种机载圆迹合成孔径雷达航线的获取方法，其特征在于，该方法包括步骤如下：

步骤S1：根据圆迹合成孔径雷达待观测场景的大小、位置及场景平均高程，以及合成孔径雷达收发天线波束宽度、俯仰向波束中心入射角、方位向波束宽度和载机平台平均速度，获得圆形航迹的圆心位置、航迹半径、载机的飞行高度、载机横滚角；

步骤S2：根据俯仰向波束中心入射角和载机横滚角计算合成孔径雷达收发天线俯仰向安装角；

步骤S3：在圆形航迹的圆心位置和载机姿态上加入误差，仿真计算全方位观测的波束照射区域；对波束照射区域是否包含于待观测场景区进行判断，如果波束照射区域包含于待观测场景区，则执行步骤S4；如果波束照射区域不包含于待观测场景区，则执行步骤S1；

步骤S4：对包含于待观测场景区的波束照射区域进行计算，获取圆形航迹所需的八个控制点坐标及八个控制点坐标切入和切出圆形轨迹时的直线航迹。

2.根据权利要求1所述的机载圆迹合成孔径雷达航线设计的方法，其特征在于，所述载机的飞行高度满足以下条件：

$H\≥\frac{r}{\tan \mathrm{\α}-\tan (\mathrm{\α}-\frac{\mathrm{\θ}}{2})}+h$

其中H为载机的飞行高度，r为待观测场景的半径，h为待观测场景的平均高程，α为俯仰向波束中心入射角，θ为收发天线的俯仰向波束宽度。

3.根据权利要求1所述的机载圆迹合成孔径雷达航线设计的方法，其特征在于，所述航迹半径满足以下条件R＝(H-h)*tanα，R为航迹半径，H为载机的飞行高度，h为待观测场景的平均高程，α为俯仰向波束中心入射角。

4.根据权利要求1所述的机载圆迹合成孔径雷达航线设计的方法，其特征在于，由于圆迹合成孔径雷达不同于直线合成孔径雷达，需要使载机一直处于转弯状态，因此载机需要调整横滚角以达到需要的飞行航迹半径，所以载机横滚角需满足以下条件：

$\mathrm{\γ}=\arctan \left(\frac{v^2}{\mathrm{Rg}}\right)$

当载机横滚角γ小于45°时，飞行航迹半径满足以下条件：

$R\≥\frac{v^2}{g}$

其中γ为载机横滚角，R为航迹半径，g重力加速度，v为载机的平均速度。

5.根据权利要求1所述的机载圆迹合成孔径雷达航线设计的方法，其特征在于，所述仿真计算全方位观测的波束照射区域的步骤包括：

步骤S31：在理想圆形航迹和载机姿态上加入误差，作为实际飞行时载机位置和姿态的仿真参数；加入误差后的载机姿态包括：加入误差后的俯仰角、加入误差后的偏航角和加入误差后的载机横滚角；

步骤S32：计算圆迹合成孔径雷达在方位向每个采样点进行一次信号收发时天线波束的椭圆照射区域；

步骤S33：取所述椭圆拟合波束的照射区域的交集作为圆迹合成孔径雷达360°全方位照射的区域；

步骤S34：若360°全方位观测区域包含于待观测区域中，则保持理想圆形航迹和载机姿态参数不变，若360°全方位观测区域未包含于待观测区域，则增大载机的飞行高度H，重复步骤S31至步骤S33。

6.根据权利要求5所述的机载圆迹合成孔径雷达航线设计的方法，其特征在于，获取所述椭圆照射区域的步骤如下：以圆迹合成孔径雷达的方位向为载机沿圆形航迹的行进方向，以波束中心在场景平面的投影点坐标(xpc,ypc)为原点，以俯仰向波束内侧和外侧在场景平面的投影点坐标(xp_in，yp_in)和(xp_out,yp_out)、以方位向波束前侧和后侧在场景平面的投影点坐标(xp_front，yp_front)和(xp_back,yp_back)为四个顶点，以最小二乘法为准则进行拟合，得到波束的椭圆照射区域。

7.根据权利要求6所述的机载圆迹合成孔径雷达航线设计的方法，其特征在于，计算波束中心在场景平面的投影点坐标(xpc,ypc)表示如下：

其中加入误差后的载机位置坐标为(E_{px_e}，E_{py_e}，E_{pz_e})，Z_Pe是加上误差后载机高度到地面平均高程的距离，所述距离Z_Pe=E_{pz_e}-h，E_{pz_e}为加入误差后的载机位置坐标点，h为待观测场景的平均高程，α为俯仰向波束中心入射角；γ为载机横滚角，p_e为加入误差后的俯仰角，

为加入误差后的偏航角。

8.根据权利要求6所述的机载圆迹合成孔径雷达航线设计的方法，其特征在于，计算俯仰向波束内侧和外侧在场景平面投影点坐标(xp_in，yp_in)和(xp_out，yp_out)：

其中加入误差后的载机位置坐标为(E_{px_e}，E_{py_e}，E_{pz_e})，Z_Pe是加上误差后载机高度到地面平均高程的距离，所述距离Z_Pe=E_{pz_e}-h，E_{pz_e}为加入误差后的载机位置坐标点，h为待观测场景的平均高程，α为俯仰向波束中心入射角；γ_e为加入误差后的载机横滚角，θ为收发天线的俯仰向波束宽度，p_e为加入误差后的俯仰角，

为加入误差后的偏航角。

9.根据权利要求6所述的机载圆迹合成孔径雷达航线设计的方法，其特征在于，计算方位向波束前侧和后侧在场景平面投影点坐标(xp_fron，yp_front)和(x_pback，yp_back)：

其中加入误差后的载机位置坐标为(E_{px_e}，E_{py_e}，E_{pz_e})，Z_Pe是加上误差后载机高度到地面平均高程的距离，所述距离Z_Pe=E_{pz_e}-h，E_{pz_e}为加入误差后的载机位置坐标点，h为待观测场景的平均高程，α为俯仰向波束中心入射角；γ_e为加入误差后的载机横滚角，p_e为加入误差后的俯仰角，

为加入误差后的偏航角。

10.根据权利要求1所述的机载圆迹合成孔径雷达航线设计的方法，其特征在于，在所述圆形航迹上设置控制点是首先在圆形航迹上设置八个控制点，平均分割圆弧，计算并提供八个控制点的坐标；选取任意一个控制点作为切入点，并沿着与圆轨迹相切于切入点的直线飞行一段距离，当到达切入点时开始转弯并朝下一个控制点以弧线飞行，同时切入点也是切出点，是最后一个控制点，当飞完整个圆形轨迹后飞行员仍以直线切出，如此即完成一次圆轨迹飞行和数据采集。

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