CN104730506A - 一种合成孔径雷达卫星的全零多普勒姿态导引方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种合成孔径雷达卫星的全零多普勒姿态导引方法。该导引方法采用瞬时航天器轨道信息，可以消除多普勒中心频率对地球自转和卫星轨道椭率在距离向和方位向的耦合，实现合成孔径雷达波束中心回波的多普勒中心频率逼近零赫兹(简称全零多普勒)。采用本发明方法，可以在距离向上按目标距离(简称按目标距离)获取雷达波束的全零多普勒轨迹，成像轨迹在距离向上无移动；或者可以按目标侧视角θ₀(即雷达波束中心与地心矢量夹角)获取雷达波束的全零多普勒轨迹，成像中可实现雷达波束侧视角为θ₀。

Description

一种合成孔径雷达卫星的全零多普勒姿态导引方法

技术领域

本发明属于航天器姿态导引技术领域，涉及一种星载合成孔径雷达卫星的姿态导引方法。

背景技术

合成孔径雷达成像就是利用从回波信号的多普勒频率提取目标场的方位和距离信息，重构目标场的地理信息。而卫星飞行时地球自转、卫星飞行速度变化等非地理信息也会引起多普勒频率变化。卫星姿态导引方法是削弱非地理信息影响、降低成像处理难度和运算量的有效方法和关键技术。

目前的姿态导引方法在建立地球自转和卫星速度对多普勒频率耦合影响的模型时有不同程度的简化，也因此影响所得出的姿态导引模型精度。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种合成孔径雷达卫星的全零多普勒姿态导引方法，该方法对地球自转和卫星速度的多普勒频率耦合未做简化，实现合成孔径雷达回波信号的多普勒中心频率逼近零赫兹。本发明方法提供了按目标距离运行、或按目标侧视角运行的两种工况下的全零多普勒轨迹。

本发明的技术解决方案是：一种合成孔径雷达卫星的全零多普勒姿态导引方法，包括如下步骤：

(1)建立基于合成孔径雷达卫星的参考本体系O-XYZ，O-XYZ为固联于合成孔径雷达的右手系，其中O为卫星质心，Z轴平行于合成孔径雷达波束中心、指向雷达波束发出的方向，X轴垂直于所述合成孔径雷达波束中心，Y轴满足右手坐标系原则；当卫星按零姿态飞行时，O-XYZ坐标系与地心轨道系一致；

(2)在所述参考本体系O-XYZ中，利用123转序欧拉角θ、ψ描述合成孔径雷达卫星的滚动角、俯仰角、偏航角，其中θ、ψ分别表示雷达卫星绕参考本体系X轴、Y轴、Z轴的转动角，且先于θ转动，θ先于ψ转动；建立合成孔径雷达卫星全零多普勒姿态导引模型：

其中，

$v_{s1}=\frac{\sqrt{\mathrm{\μ}(1-e^2)a}}{r}$

$v_{s3}=\frac{-\mathrm{\μ}e\sin f}{r{v}_{s1}}$

a、e、i、u、f、r和ω_o为卫星轨道参数，其中a为卫星运行轨道半长轴、e为卫星运行轨道偏心率、i为卫星运行轨道倾角、u为卫星运行轨道幅角、f为卫星运行轨道真近点角、r为卫星到地心的距离、ω_o为卫星运行轨道角速度、R_e为地球半径，ω_e为地球自转角速度，μ为引力场常数，l为距离向上的目标距离，h为卫星运行轨道高度，当卫星为左侧视飞行时，F_SGN＝+1，当卫星为右侧视飞行时，F_SGN＝-1；

(3)采集t时刻的卫星轨道参数，根据步骤(2)所建立的姿态导引模型计算得到该采样时刻的导引姿态角θ、ψ，并将其作为t时刻卫星的目标导引姿态角输出，实现雷达波束在距离向上按目标距离l运行的全零多普勒轨迹，t为大于0的自然数。

一种合成孔径雷达卫星的全零多普勒姿态导引方法，包括如下步骤：

(1)建立基于合成孔径雷达卫星的参考本体系O-XYZ，O-XYZ为固联于合成孔径雷达的右手系，其中O为卫星质心，Z轴平行于合成孔径雷达波束中心、指向雷达波束发出的方向，X轴垂直于所述合成孔径雷达波束中心，Y轴满足右手坐标系原则；当卫星按零姿态飞行时，O-XYZ坐标系与地心轨道系一致；

(2)在所述参考本体系O-XYZ中，利用123转序欧拉角θ、ψ描述合成孔径雷达卫星的滚动角、俯仰角、偏航角，其中θ、ψ分别表示雷达卫星绕参考本体系X轴、Y轴、Z轴的转动角，且先于θ转动，θ先于ψ转动；建立合成孔径雷达卫星全零多普勒姿态导引模型：

其中，

$v_{s1}=\frac{\sqrt{\mathrm{\μ}(1-e^2)a}}{r}$

$v_{s3}=\frac{-\mathrm{\μ}e\sin f}{r{v}_{s1}}$

a、e、i、u、f、r和ω_o为卫星轨道参数，其中a为卫星运行轨道半长轴、e为卫星运行轨道偏心率、i为卫星运行轨道倾角、u为卫星运行轨道幅角、f为卫星运行轨道真近点角、r为卫星到地心的距离、ω_o为卫星运行轨道角速度、R_e为地球半径、ω_e为地球自转角速度、μ为引力场常数；当卫星为左侧视飞行时，F_SGN＝+1，当卫星为右侧视飞行时，F_SGN＝-1；θ₀为雷达波束中心的目标侧视角；

(3)采集t时刻卫星轨道参数，根据步骤(2)建立的全零多普勒姿态导引模型，计算得到t时刻卫星的理论导引姿态角θ、ψ；判断是否大于σ，若不大于，直接将理论导引姿态角θ、ψ作为t时刻卫星的目标导引姿态角输出；否则，令计算t时刻卫星的理论导引姿态角θ、ψ，直到时停止，并将此时计算的理论导引姿态角θ、ψ作为t时刻卫星的目标导引姿态角输出，实现雷达波束按目标侧视角θ₀运行的全零多普勒轨迹，其中σ是雷达侧视角的容许误差，t为大于0的自然数。

本发明与现有技术相比的好处是：

本发明在建立模型时未进行简化，模型更精确，利用本发明模型进行解算并驱动卫星的运行，可使雷达回波多普勒中心频率更接近于零赫兹。本发明方法适用于雷达工作的两种工况(按目标距离运行或按目标侧视角运行)。

附图说明

图1为本发明提出的按目标距离的合成孔径雷达卫星全零多普勒姿态导引方法流程图；

图2为本发明提出的按目标侧视角的合成孔径雷达卫星全零多普勒姿态导引方法流程图；

图3是参考本体系O-XYZ以及距离向示意图；

图4(a)为卫星左侧视飞行示意图，图4(b)为卫星右侧视飞行示意图。

具体实施方式

本发明提出了一种合成孔径雷达卫星的高精度全零多普勒姿态导引方法，该方法对地球自转和卫星速度的多普勒频率耦合未做简化，在本发明的全零多普勒模型输出的导引姿态下，可以消除多普勒中心频率对地球自转和卫星轨道椭率在距离向和方位向的耦合，实现合成孔径雷达波束中心回波的多普勒中心频率逼近零赫兹(以下简称全零多普勒)。本发明方法适用于雷达工作的两种工况(按目标距离运行或按目标侧视角运行)。采用本发明方法，可以在距离向上按目标距离(以下简称按目标距离)获取雷达波束的全零多普勒轨迹，成像轨迹在距离向上无移动；或者可以按目标侧视角θ₀(即雷达波束中心与地心矢量夹角)获取雷达波束的全零多普勒轨迹，成像中可实现雷达波束侧视角为θ₀。

为了实现本发明方法，首先要建立参考本体系O-XYZ，如图3所示，O-XYZ为固联于合成孔径雷达的右手系，其中O为卫星质心，Z轴平行于合成孔径雷达波束中心、指向雷达波束发出的方向。X轴垂直于所述合成孔径雷达波束中心，Y轴满足右手坐标系原则。当卫星按零姿态飞行时，O-XYZ坐标系与地心轨道系一致。在参考本体系O-XYZ下，利用123转序欧拉角θ、ψ描述合成孔径雷达卫星的三个姿态角(滚动角、俯仰角、偏航角)，其中θ、ψ分别表示雷达卫星绕本体系X轴、Y轴、Z轴的转动角，且先于θ转动，θ先于ψ转动(用123转序欧拉角θ,ψ描述参考本体系相对于地心轨道系的姿态转换矩阵)。

如图1所示为本发明提出的雷达波束按目标距离运行的合成孔径雷达卫星全零多普勒姿态导引方法流程图，具体内容如下：

(1.1)建立参考本体系O-XYZ。

(1.2)建立按目标距离运行的合成孔径雷达卫星的全零多普勒姿态导引模型：

其中，

$v_{s1}=\frac{\sqrt{\mathrm{\μ}(1-e^2)a}}{r}$

$v_{s3}=\frac{-\mathrm{\μ}e\sin f}{r{v}_{s1}}$

a,e,i,u,f,r,ω_o为卫星瞬时轨道参数，分别为半长轴、偏心率、倾角、幅角、真近点角、地心距离、轨道角速度，R_e为地球半径，ω_e为地球自转角速度，μ为引力场常数。l为距离向上的目标距离(见图3)，h为卫星运行轨道高度，当卫星为左侧视飞行时，F_SGN＝+1，当卫星为右侧视飞行时，F_SGN＝-1。卫星左侧视飞行示意图如图4(a)所示，卫星右侧视飞行示意图如图4(b)所示。

(1.3)采集t时刻的卫星轨道参数，根据步骤(1.2)所建立的姿态导引模型计算得到卫星运行过程中该采样时刻的导引姿态角θ、ψ，并将其作为t时刻卫星的目标导引姿态角输出，实现成像轨迹按目标距离l运行的全零多普勒轨迹，t为大于0的自然数。

如图2所示为本发明提出的雷达波束按目标侧视角θ₀运行的全零多普勒姿态导引方法流程图，具体内容如下：

(2.1)建立参考本体系O-XYZ。

(2.2)建立合成孔径雷达波束按目标侧视角θ₀运行的全零多普勒姿态导引模型：

$v_{s1}=\frac{\sqrt{\mathrm{\μ}(1-e^2)a}}{r}$

$v_{s3}=\frac{-\mathrm{\μ}e\sin f}{r{v}_{s1}}$

其中，θ₀为雷达波束的目标侧视角。a、e、i、u、f、r和ω_o为卫星轨道参数，其中a为卫星运行轨道半长轴、e为卫星运行轨道偏心率、i为卫星运行轨道倾角、u为卫星运行轨道幅角、f为卫星运行轨道真近点角、r为卫星到地心的距离、ω_o为卫星运行轨道角速度、R_e为地球半径、ω_e为地球自转角速度、μ为引力场常数；当卫星为左侧视飞行时，F_SGN＝+1，当卫星为右侧视飞行时，F_SGN＝-1；

(2.3)采集t时刻卫星轨道参数，根据步骤(2.2)建立的全零多普勒姿态导引模型，计算得到t时刻卫星的理论导引姿态角θ、ψ，进入步骤(2.4)，t为大于0的自然数；

(2.4)判断是否大于σ，若不大于，则进入步骤(2.6)；否则进入步骤(2.5)；其中σ是雷达侧视角的容许误差(即侧视角精度)；

(2.5)令根据t时刻卫星轨道参数，计算t时刻卫星的理论导引姿态角θ、ψ，执行步骤(2.4)；

(2.6)将此时计算的导引姿态角θ、ψ作为t时刻卫星的目标导引姿态角输出，实现雷达波束按目标侧视角θ₀运行的全零多普勒轨迹。

实施例

工况1：实现卫星的右侧视按目标距离运行，距离向上的目标距离(成像中心到星下点轨迹的距离)为470km。卫星的轨道高度h为1008km。

(1)建立坐标系O-XYZ。

(2)采集t时刻的卫星轨道参数，作为输入。依照步骤(1.2)中的姿态导引模型，计算出t时刻的导引姿态角θ,ψ，将其作为t时刻卫星的目标导引姿态角输出。

在每一时刻，按照上述步骤得到当前时刻的目标导引姿态角，从而实现卫星按目标距离470km右侧视运行。

工况2：实现卫星的右侧视按目标侧视角运行，目标侧视角θ₀为15°，侧视角精度σ＝0.001°。

(1)建立坐标系O-XYZ，且

(2)采集t时刻的卫星轨道参数，作为输入。依照步骤(2.2)中的姿态导引模型，计算出t时刻的理论导引姿态角θ,ψ。

(3)判断是否大于0.001°。若不大于，则进入步骤(5)；否则，进入步骤(4)；

(4)令计算t时刻的理论导引姿态角θ,ψ，执行步骤(3)；

(5)将此时计算得到的理论导引姿态角θ、ψ作为t时刻卫星的目标导引姿态角输出，用于驱动卫星的运行。

在每一时刻，按照上述步骤得到当前时刻的目标导引姿态角，从而实现卫星按目标侧视角15°右侧视运行。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (2)

1.一种合成孔径雷达卫星的全零多普勒姿态导引方法，其特征在于包括如下步骤：

(1)建立基于合成孔径雷达卫星的参考本体系O-XYZ，O-XYZ为固联于合成孔径雷达的右手系，其中O为卫星质心，Z轴平行于合成孔径雷达波束中心、指向雷达波束发出的方向，X轴垂直于所述合成孔径雷达波束中心，Y轴满足右手坐标系原则；当卫星按零姿态飞行时，O-XYZ坐标系与地心轨道系一致；

(2)在所述参考本体系O-XYZ中，利用123转序欧拉角θ、ψ描述合成孔径雷达卫星的滚动角、俯仰角、偏航角，其中θ、ψ分别表示雷达卫星绕参考本体系X轴、Y轴、Z轴的转动角，且先于θ转动，θ先于ψ转动；建立合成孔径雷达卫星全零多普勒姿态导引模型：

其中，

$v_{s1}=\frac{\sqrt{\mathrm{\μ}(1-e^2)a}}{r}$

$v_{s3}=\frac{-\mathrm{\μ}e\sin f}{{\mathrm{rv}}_{s1}}$

a、e、i、u、f、r和ω_o为卫星轨道参数，其中a为卫星运行轨道半长轴、e为卫星运行轨道偏心率、i为卫星运行轨道倾角、u为卫星运行轨道幅角、f为卫星运行轨道真近点角、r为卫星到地心的距离、ω_o为卫星运行轨道角速度、R_e为地球半径，ω_e为地球自转角速度，μ为引力场常数，l为距离向上的目标距离，h为卫星运行轨道高度，当卫星为左侧视飞行时，F_SGN＝+1，当卫星为右侧视飞行时，F_SGN＝-1；

(3)采集t时刻的卫星轨道参数，根据步骤(2)所建立的姿态导引模型计算得到该采样时刻的导引姿态角θ、ψ，并将其作为t时刻卫星的目标导引姿态角输出，实现雷达波束在距离向上按目标距离l运行的全零多普勒轨迹，t为大于0的自然数。

2.一种合成孔径雷达卫星的全零多普勒姿态导引方法，其特征在于包括如下步骤：

(1)建立基于合成孔径雷达卫星的参考本体系O-XYZ，O-XYZ为固联于合成孔径雷达的右手系，其中O为卫星质心，Z轴平行于合成孔径雷达波束中心、指向雷达波束发出的方向，X轴垂直于所述合成孔径雷达波束中心，Y轴满足右手坐标系原则；当卫星按零姿态飞行时，O-XYZ坐标系与地心轨道系一致；

(2)在所述参考本体系O-XYZ中，利用123转序欧拉角θ、ψ描述合成孔径雷达卫星的滚动角、俯仰角、偏航角，其中θ、ψ分别表示雷达卫星绕参考本体系X轴、Y轴、Z轴的转动角，且先于θ转动，θ先于ψ转动；建立合成孔径雷达卫星全零多普勒姿态导引模型：

其中，

$v_{s1}=\frac{\sqrt{\mathrm{\μ}(1-e^2)a}}{r}$

$v_{s3}=\frac{-\mathrm{\μ}e\sin f}{{\mathrm{rv}}_{s1}}$

a、e、i、u、f、r和ω_o为卫星轨道参数，其中a为卫星运行轨道半长轴、e为卫星运行轨道偏心率、i为卫星运行轨道倾角、u为卫星运行轨道幅角、f为卫星运行轨道真近点角、r为卫星到地心的距离、ω_o为卫星运行轨道角速度、R_e为地球半径、ω_e为地球自转角速度、μ为引力场常数；当卫星为左侧视飞行时，F_SGN＝+1，当卫星为右侧视飞行时，F_SGN＝-1；θ₀为雷达波束中心的目标侧视角；

(3)采集t时刻卫星轨道参数，根据步骤(2)建立的全零多普勒姿态导引模型，计算得到t时刻卫星的理论导引姿态角θ、ψ；判断是否大于σ，若不大于，直接将理论导引姿态角θ、ψ作为t时刻卫星的目标导引姿态角输出；否则，令计算t时刻卫星的理论导引姿态角θ、ψ，直到时停止，并将此时计算的理论导引姿态角θ、ψ作为t时刻卫星的目标导引姿态角输出，实现雷达波束按目标侧视角θ₀运行的全零多普勒轨迹，其中σ是雷达侧视角的容许误差，t为大于0的自然数。