CN105137406A - 天基雷达效能优化方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种天基雷达效能优化方法，包括以下：根据目标区域的纬度带和天基雷达的载荷作用距离确定轨道倾角；根据天基雷达的载荷作用距离和轨道倾角计算轨道高度；根据轨道倾角将多颗天基雷达卫星同轨道面内相位角均布或N个轨道面均布。本发明根据目标区域的纬度带，结合天基雷达的载荷作用距离，可选择0°轨道倾角或非0°轨道倾角，即低倾角轨道，可实现利用相对较少的卫星颗数，实现对目标区域的多次探测和高系统效能，以满足飞机目标的高时间分辨率探测需求。

Description

天基雷达效能优化方法

技术领域

本发明涉及卫星总体设计，具体地，涉及一种天基雷达效能优化方法。

背景技术

天基雷达是主动探测手段，具有雷达站位高，覆盖范围大，定位精度高，下视探测有利于反隐身等优势，填补天基对飞机探测手段的空白。

考虑飞机等目标为运动目标，具有运动速度快、机动能力强的特点，因此天基雷达需要具备较高的系统效能，即利用尽可能少的卫星颗数实现对关注区域的高时间分辨率重访，从而保证对飞机目标的连续探测。

经过对现有技术的检索，发现申请号为201210000464.3，发明名称为天基相控阵雷达空间多目标定轨方法的发明主要解决现有技术对空间弱目标不能有效估计和目标定轨精度低的问题。其过程为：对目标回波数据采用调零保形算法进行处理，运用距离脉冲压缩原理得到距离先验信息，并据此对回波信号进行分段处理；根据目标数将回波信号分段，每段数据为目标信号及其临近单元信号；对各段数据运用和差多波束测角原理实现多目标二维角度估计；基于空间目标跟踪结果和探测星轨道信息，进行坐标转换；采用Laplace型迭代算法实现对空间远近不同目标定轨，并运用最小二乘算法提高定轨精度。本发明能够降低强信号对弱目标的影响，对弱目标参数进行准确估计，可用于空间态势感知、轨道资源管理等实际应用领域。但是此发明不适用速度快机动能力强的目标。

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天基雷达效能优化方法。

根据本发明提供的天基雷达效能优化方法，包括以下步骤：

步骤1：根据目标区域的纬度带和天基雷达的载荷作用距离确定轨道倾角；

步骤2：根据天基雷达的载荷作用距离和轨道倾角计算轨道高度；

步骤3：根据轨道倾角将多颗天基雷达卫星同轨道面内相位角均布或多个轨道面均布。

优选地，在步骤1中，当目标区域在天基雷达的载荷作用距离内时，则轨道倾角为0°；当目标区域在天基雷达的载荷作用距离时，则轨道倾角为目标区域的纬度加上10°～15°。

优选地，在步骤2中，当轨道倾角为0°时，则根据载荷作用距离计算轨道高度h：

$h=\sqrt{l^2+{R_e}^2}-R_e$

其中，l为载荷作用距离，R_e为地球半径；

当轨道倾角不为0°时，则根据载荷作用距离和轨道倾角，计算得到轨道高度：

$2\mathrm{\π}D=2\mathrm{\π}\sqrt{\frac{{(\mathrm{Re}+h)}^3}{\mathrm{\μ}}}/\[1+\frac{3}{2}{J}_2{\left(\frac{\mathrm{Re}}{(\mathrm{Re}+h){(1-e^2)}^2}\right)}^2(3-4{\sin }^{2}i)\]({\mathrm{\ω}}_e+\frac{3J_2}{2}{\left(\frac{\mathrm{Re}}{(\mathrm{Re}+h)(1-e^2)}\right)}^2\sqrt{\frac{\mathrm{\μ}}{{(\mathrm{Re}+h)}^3}}\cos i)M$

其中，R_e为地球半径、μ为地球引力常数、ω_e为地球自转角速度、J₂为地球非球形带谐项、D为轨道回归周期、M为回归圈数、e为偏心率、h为轨道高度、i为轨道倾角。

优选地，在步骤3中，当轨道倾角为0°时，则将多颗天基雷达卫星同轨道面内相位角均布；当轨道倾角不为0°时，将多颗天基雷达卫星多个轨道面均布，即相邻轨道面天基雷达卫星的相位角差值相等。

优选地，当轨道倾角为0°时，则目标区域的最大重访时间T_revmax为：

$T_{revmax}=\frac{2\mathrm{\π}}{N(\frac{2\mathrm{\π}}{T_e}-{\mathrm{\ω}}_e)}$

其中，N为天基雷达的卫星数量，T_e为轨道交点周期。

优选地，当轨道倾角不为0°时，将N颗天基雷达卫星采用Walker星座N/N/F构型，其中N为2ⁿ，n为常数(n＝1、2、3……)，即N个轨道面均布，每个轨道面1颗卫星，相邻轨道面卫星相位角相差2πF/N，其中，F为常数(0≤F≤N-1)，当回归圈数为奇数时，F为1；当回归圈数为偶数时，在n＝1时，F为0、在n≠1时，F为2，则目标区域最大重访时间T_revmax为：

$T_{revmax}=\frac{2\mathrm{\π}}{n(\frac{2\mathrm{\π}}{T_e}-{\mathrm{\ω}}_e)}.$

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

本发明根据目标区域的纬度带，结合天基雷达的载荷作用距离，可选择0°轨道倾角或非0°轨道倾角，即低倾角轨道，可实现利用相对较少的卫星颗数，实现对目标区域的多次探测和高系统效能，以满足飞机目标的高时间分辨率探测需求。

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为本发明中目标区域和低倾角轨道星下点位置关系；

图2为本发明中低倾角轨道天基雷达卫星组网示意图；

图3为本发明中0°轨道倾角时轨道高度和载荷作用距离的变化曲线；

图4为本发明中0°轨道倾角时可探测最大纬度带和载荷作用距离的变化曲线；

图5为本发明中0°轨道倾角时1颗天基雷达卫星最大重访时间和载荷作用距离的变化曲线；

图6为本发明的步骤流程图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。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。

本发明所要解决的技术问题是提供一种针对关注区域的天基雷达系统效能优化方法包括以下步骤：

步骤1：根据目标区域的纬度带和天基雷达的载荷作用距离确定轨道倾角；

步骤2：根据天基雷达的载荷作用距离和轨道倾角计算轨道高度；

步骤3：根据轨道倾角将多颗天基雷达卫星同轨道面内相位角均布或多个轨道面均布。

其中，步骤1中，轨道倾角应结合雷达载荷能力适当选择，当雷达作用距离可覆盖关注区域纬度时，选择0°倾角，除此之外，轨道倾角通常需要比关注区域纬度大10°～15°，具体数值由雷达作用距离决定。

其中，步骤2中，如果轨道倾角为0°，可根据载荷作用距离选择轨道高度h，由下式计算：

$h=\sqrt{l^2+{R_e}^2}-R_e$

式中：l为雷达作用距离，R_e为地球平均半径。

如果轨道倾角不为0°，优先选择1天回归轨道，结合雷达作用距离和轨道倾角，计算得到轨道高度，由下式计算：

$2\mathrm{\π}D=2\mathrm{\π}\sqrt{\frac{{(\mathrm{Re}+h)}^3}{\mathrm{\μ}}}/\[1+\frac{3}{2}{J}_2{\left(\frac{\mathrm{Re}}{(\mathrm{Re}+h){(1-e^2)}^2}\right)}^2(3-4{\sin }^{2}i)\]({\mathrm{\ω}}_e+\frac{3J_2}{2}{\left(\frac{\mathrm{Re}}{(\mathrm{Re}+h)(1-e^2)}\right)}^2\sqrt{\frac{\mathrm{\μ}}{{(\mathrm{Re}+h)}^3}}\cos i)M$

式中R_e为地球半径、μ为地球引力常数、ω_e为地球自转角速度、J₂为地球非球形带谐项、D为轨道回归周期、M为回归圈数、e为偏心率、h为轨道高度、i为轨道倾角，由步骤1决定，结合雷达作用距离，选择卫星运行15圈、14圈或13圈，近似1天地面轨迹重复，即D＝1，M＝15、14、13……。

其中，步骤中，如果轨道倾角为0°，通过N颗天基雷达同轨道面内相位角均布，可对纬度Lat范围内关注区域最大重访时间为：

$T_{revmax}=\frac{2\mathrm{\π}}{N(\frac{2\mathrm{\π}}{T_e}-{\mathrm{\ω}}_e)}$

式中T_e为轨道交点周期。

如果轨道倾角不为0°，通过N颗天基雷达采用Walker星座N/N/F构型，其中N为2ⁿ(n＝1、2、3……)，即N个轨道面均布，每个轨道面1颗卫星，相邻轨道面卫星相位角相差2πF/N，其中F为常数(0≤F≤N-1)，当回归圈数为奇数时，F为1；当回归圈数为偶数时，在n＝1时，F为0、在n≠1时，F为2，使得卫星地面轨迹一致，可实现关注区域最大重访时间为：

$T_{revmax}=\frac{2\mathrm{\π}}{n(\frac{2\mathrm{\π}}{T_e}-{\mathrm{\ω}}_e)}.$

如图1所示，以中国沿海某目标区域为例，假设雷达作用距离为2500km时，可选择轨道倾角为38°，轨道高度494km，15圈地面轨迹重复轨道，目标区域应在星下点菱形区域的中间位置，2颗卫星采用Walker2/2/1组网构型，可对该目标区域实现每天探测14次以上，最大重访时间小于2小时。

如图2所示，以中国沿海某目标区域为例，假设雷达作用距离为5000km时，可选择倾角为0°，轨道高度1728km，6颗星相位角均布，可对该目标区域实现每天探测66次，最大重访时间为22分钟(不考虑载荷探测时间)。

如图3所示，选择倾角为0°，雷达作用距离和轨道高度的关系，如雷达作用距离为5000km时，对应的轨道高度为1728km。

如图4所示，选择倾角为0°，雷达作用距离和可探测最大纬度的关系，如雷达作用距离为5000km时，对应的可探测最大纬度为38°。

如图5所示，选择倾角为0°，雷达作用距离和1颗星重访时间的关系，如雷达作用距离为5000km时，对应的1颗星重访时间为2.2小时，按照步骤(3)计算公式，6颗星组网时最大重访时间即为22分钟。

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 (6)

1.一种天基雷达效能优化方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1：根据目标区域的纬度带和天基雷达的载荷作用距离确定轨道倾角；

步骤2：根据天基雷达的载荷作用距离和轨道倾角计算轨道高度；

步骤3：根据轨道倾角将多颗天基雷达卫星同轨道面内相位角均布或多个轨道面均布。

2.根据权利要求1所述的天基雷达效能优化方法，其特征在于，在步骤1中，当目标区域在天基雷达的载荷作用距离内时，则轨道倾角为0°；当目标区域在天基雷达的载荷作用距离时，则轨道倾角为目标区域的纬度加上10°～15°。

3.根据权利要求2所述的天基雷达效能优化方法，其特征在于，在步骤2中，当轨道倾角为0°时，则根据载荷作用距离计算轨道高度h：

$h=\sqrt{l^2+{R_e}^2}-R_e$

其中，l为载荷作用距离，R_e为地球半径；

当轨道倾角不为0°时，则根据载荷作用距离和轨道倾角，计算得到轨道高度：

$2\mathrm{\π}D=2\mathrm{\π}\sqrt{\frac{{(\mathrm{Re}+h)}^3}{\mathrm{\μ}}}/\[1+\frac{3}{2}{J}_2{\left(\frac{\mathrm{Re}}{(\mathrm{Re}+h){(1-e^2)}^2}\right)}^2(3-4{\sin }^{2}i)\]({\mathrm{\ω}}_e+\frac{3J_2}{2}{\left(\frac{\mathrm{Re}}{(\mathrm{Re}+h)(1-e^2)}\right)}^2\sqrt{\frac{\mathrm{\μ}}{{(\mathrm{Re}+h)}^3}}\cos i)M$

其中，R_e为地球半径、μ为地球引力常数、ω_e为地球自转角速度、J₂为地球非球形带谐项、D为轨道回归周期、M为回归圈数、e为偏心率、h为轨道高度、i为轨道倾角。

4.根据权利要求3所述的天基雷达效能优化方法，其特征在于，在步骤3中，当轨道倾角为0°时，则将多颗天基雷达卫星同轨道面内相位角均布；当轨道倾角不为0°时，将多颗天基雷达卫星多个轨道面均布，即相邻轨道面天基雷达卫星的相位角差值相等。

5.根据权利要求4所述的天基雷达效能优化方法，其特征在于，当轨道倾角为0°时，则目标区域的最大重访时间T_revmax为：

$T_{revmax}=\frac{2\mathrm{\π}}{N(\frac{2\mathrm{\π}}{T_e}-{\mathrm{\ω}}_e)}$

其中，N为天基雷达的卫星数量，T_e为轨道交点周期。

6.根据权利要求4所述的基雷达效能优化方法，其特征在于，当轨道倾角不为0°时，将N颗天基雷达卫星采用Walker星座N/N/F构型，其中N为2ⁿ，n为常数(n＝1、2、3……)，即N个轨道面均布，每个轨道面1颗卫星，相邻轨道面卫星相位角相差2πF/N，其中，F为常数(0≤F≤N-1)，当回归圈数为奇数时，F为1；当回归圈数为偶数时，在n＝1时，F为0、在n≠1时，F为2，则目标区域最大重访时间T_revmax为：

$T_{revmax}=\frac{2\mathrm{\π}}{n(\frac{2\mathrm{\π}}{T_e}-{\mathrm{\ω}}_e)}.$