CN105372625A - 一种星载无源定位的仿真方法和验证方法 - Google Patents

一种星载无源定位的仿真方法和验证方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种星载无源定位的仿真方法和验证方法，该方法包括：建立星载无源定位的仿真场景，所述仿真场景中包括：仿真地球、仿真卫星和仿真地面辐射源；建立由仿真卫星指向仿真地面辐射源的示向线；分析各个时刻示向线在大地坐标系中的位置和方向；对于每个时刻，将该时刻的示向线与仿真地球表面的交点的位置作为仿真定位结果。在本发明提供的技术方案中，仿真卫星是对实际卫星的仿真，仿真地面辐射源是对实际地面辐射源的仿真，因此示向线的位置和方向能够反映实际地面辐射源向实际卫星发射的辐射波的位置和方向。该仿真定位过程为星载无源定位提供了一个较为理想的理论参考，对于星载无源定位技术的分析、研究、测试等都具有重要的意义。

Description

一种星载无源定位的仿真方法和验证方法
技术领域
本发明涉及航天领域，尤其涉及一种星载无源定位的仿真方法和验证方法。
背景技术
星载无源定位是卫星侦察任务中的一项重要组成部分，目标的位置信息也是侦察情报中的关键信息之一。对地面辐射源的测向定位已经成为电子侦察卫星的最重要的技术要求，在军事和民用领域都有着重要而广泛的应用。实际星载无源测向定位的基本原理是：利用卫星运动特点，对地面辐射源进行多次测向，即测量多个时刻卫星接收到的地面辐射源辐射信号的方位，确定卫星相对于地面辐射源的方位，进而计算出所有侧向结果在地球上的定位点。经过多次侧向定位后，将其中重合N次的交点即视为定位结果。
现有技术中，由于星载无源定位的测量过程具有难以重复、难以追踪等特点，导致星载无源定位缺少较为理想的理论参考，在目标未知的情况下难以获知定位结果的准确性，进而无法开展对星载无源定位技术的深入分析、研究和测试。
发明内容
鉴于上述问题，本发明提供了一种星载无源定位的仿真方法和验证方法，以解决上述问题或者至少部分地解决上述问题。
依据本发明的一个方面，提供了一种星载无源定位的仿真方法，该方法包括：
建立星载无源定位的仿真场景，所述仿真场景中包括：仿真地球、仿真卫星和仿真地面辐射源；
建立由仿真卫星指向仿真地面辐射源的示向线；
分析各个时刻示向线在大地坐标系中的位置和方向；
对于每个时刻，将该时刻的示向线与仿真地球表面的交点的位置作为仿真定位结果。
可选地，所述建立星载无源定位的仿真场景包括：
建立空白仿真场景；
添加一个仿真地面辐射源，设置该仿真地面辐射源与实际地面辐射源的位置相同；
添加一个仿真卫星，设置该仿真卫星与实际卫星预定的轨道根数和姿态参数相同。
可选地，该方法进一步包括：依据所设置的仿真卫星的轨道根数和姿态参数以及仿真地面辐射源的位置，分析仿真卫星和仿真地面辐射源的访问时间段；
所述分析各个时刻示向线在大地坐标系中的位置和方向是指：分析访问时间段内的各个时刻示向线在大地坐标系中的位置和方向；
所述对于每个时刻，将该时刻的示向线与仿真地球表面的交点的位置作为仿真定位结果是指：将该时刻的示向线与仿真地球表面的首个交点的位置作为仿真定位结果。
可选地，所述添加一个仿真卫星，设置该仿真卫星与实际卫星的轨道根数和姿态参数相同包括：
利用仿真软件的基本属性中的姿态角属性，设置固定轴，以姿态四元素、欧拉角或绕定轴转角的方式设置姿态参数。
可选地，所述建立由仿真卫星指向仿真地面辐射源的示向线包括：
利用仿真软件的向量几何工具中的向量属性，建立由仿真卫星指向仿真地面辐射源的示向线。
可选地，所述分析各个时刻示向线在大地坐标系中的位置和方向包括：
获取各个时刻仿真卫星在大地坐标系中的坐标，得到各个时刻示向线上的点的位置；
获取各个时刻示向线在大地坐标系中的方位角和俯仰角，得到各个时刻示向线的方向；
对于每个时刻，结合示向线上的点的位置和示向线的方向，得到该时刻示向线的位置和方向。
可选地，所述获取各个时刻示向线在大地坐标系中的方位角和俯仰角包括：
获取各个时刻示向线在卫星本体坐标系中的方位角和俯仰角；
依据所设置的仿真卫星的姿态参数，获取各个时刻卫星本体坐标系与轨道坐标系之间的第一变换关系；
依据所设置的仿真卫星的轨道根数，获取各个时刻轨道坐标系与大地坐标系之间的第二变换关系；
对于每个时刻，依据第一变换关系，将示向线在卫星本体坐标系中的方位角和俯仰角变换为示向线在轨道坐标系中的方位角和俯仰角；依据第二变换关系，将示向线在轨道坐标系中的方位角和俯仰角变换为示向线在大地坐标系中的方位角和俯仰角。
可选地，所述获取各个时刻示向线在卫星本体坐标系中的方位角和俯仰角包括：
对于每个时刻，利用仿真软件的向量几何工具中的角度属性，将示向线与卫星本体坐标系的XY平面之间的夹角设置为俯仰角；将示向线在卫星本体坐标系的XY平面上的投影与X轴的夹角设置为方位角。
可选地，在利用仿真软件分析各个时刻示向线在大地坐标系中的方向之后，该方法进一步包括：将测角随机误差添加到分析得到的各个时刻示向线的方向中，得到修正后的各个时刻示向线在大地坐标系中的方向。
依据本发明的另一个方面，提供了一种星载无源定位的验证方法，该方法包括：
对比实际星载无源定位结果和如上任一项所述的方法得到的仿真定位结果，如果相同，则确定实际星载无源定位正确；如果不同，则确定实际星载无源定位有误。
由上述可知，在本发明提供的技术方案中，仿真卫星是对实际卫星的仿真，仿真地面辐射源是对实际地面辐射源的仿真，因此示向线的位置和方向能够反映实际地面辐射源向实际卫星发射的辐射波的位置和方向，示向线与仿真地球表面的交点即为地面辐射源的仿真定位结果。该仿真定位过程为星载无源定位提供了一个较为理想的理论参考，对于星载无源定位技术的分析、研究、测试等都具有重要的意义。
附图说明
图1示出了根据本发明一个实施例的一种星载无源定位的仿真方法的流程图；
图2示出了根据本发明一个实施例的基本仿真场景的2D示意图；
图3示出了根据本发明一个实施例的设置姿态参数后的仿真卫星的示意图；
图4示出了根据本发明一个实施例的仿真软件导出的仿真卫星和仿真地面辐射源的访问时间段的示意图；
图5示出了根据本发明一个实施例的示向线与卫星本体坐标系、轨道坐标系的相对位置关系的示意图；
图6A示出了根据本发明一个实施例的仿真软件导出的各个时刻示向线在大地坐标系中的方位角和俯仰角的示意图；
图6B示出了根据本发明一个实施例的仿真软件导出的示向线在大地坐标系中的方位角和俯仰角的趋势变化图；
图7示出了根据本发明一个实施例的仿真软件导出的仿真卫星在wgs84大地坐标系中的位置和速度数据的示意图；
图8示出了根据本发明一个实施例的仿真软件导出的仿真卫星在J2000大地坐标系中的位置和速度数据的示意图；
图9示出了根据本发明一个实施例的仿真定位结果的示意图；
图10示出了根据本发明一个实施例的修正后的仿真定位结果的示意图。
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，下面将结合附图对本发明实施方式作进一步地详细描述。
图1示出了根据本发明一个实施例的一种星载无源定位的仿真方法的流程图，如图1所示，该方法包括：
步骤S110，建立星载无源定位的仿真场景，所述仿真场景中包括：仿真地球、仿真卫星和仿真地面辐射源。
步骤S120，建立由仿真卫星指向仿真地面辐射源的示向线。
步骤S130，分析各个时刻示向线在大地坐标系中的位置和方向。
步骤S140，对于每个时刻，将该时刻的示向线与仿真地球表面的交点的位置作为仿真定位结果。
可见，在图1所示的方法中，仿真卫星是对实际卫星的仿真，仿真地面辐射源是对实际地面辐射源的仿真，因此示向线的位置和方向能够反映实际地面辐射源向实际卫星发射的辐射波的位置和方向，示向线与仿真地球表面的交点即为地面辐射源的仿真定位结果。该仿真定位过程为星载无源定位提供了一个较为理想的理论参考，对于星载无源定位技术的分析、研究、测试都具有重要的意义。
在本发明的一个实施例中，图1所示的一种星载无源定位的仿真方法是基于STK仿真软件来实施的，STK仿真软件是美国AGI公司出品的卫星仿真工具软件，可以实现对航天系统的运营过程的模拟仿真、数据分析和三维可视化演示。下文将以基于STK仿真软件的星载无源定位的仿真方法为例，说明本发明所提供的方案的具体实施过程：
运行STK仿真软件，建立空白仿真场景(Scenario)，并设置场景基本类(Basic)和时间周期属性页(TimePeriod)中的时间参数，在空白场景中添加仿真地球、仿真地面辐射源(Facility1/Aircraft1)和仿真卫星(Satellite1)，得到如图2所示的基本仿真场景，图2示出了根据本发明一个实施例的基本仿真场景的2D示意图；接着，设置仿真地面辐射源与实际地面辐射源的位置相同，若实际地面辐射源是静止的，则依据实际地面辐射源的位置在大地坐标系中设置仿真地面辐射源的位置常量，若实际地面辐射源是运动的，则依据实际地面辐射源的运动状态在大地坐标系中设置仿真地面辐射源的位置随时间变化的函数；设置仿真卫星与实际卫星预定的轨道根数和姿态参数相同。定义大地坐标系、轨道坐标系和卫星本体坐标系。其中，所设置的仿真卫星的轨道根数反映了大地坐标系和轨道坐标系之间的变换关系，所设置的仿真卫星的姿态参数反映了轨道坐标系和卫星本体坐标系之间的变换关系，至此，大地坐标系、轨道坐标系和卫星本体坐标系被关联起来，星载无源定位的仿真场景被建立起来了。
具体地，在本实施例中，定义大地坐标系为wgs84坐标系，原点Oe为地球质心，Ze轴指向BIH(国际时间服务机构)1984.O定义的协议地球极(CTP)方向，Xe轴指向BIH1984.0的零子午面和CTP赤道的交点，Ye轴与Xe轴、Ze轴构成右手坐标系。定义轨道坐标系为：原点Oo为在轨道上与卫星质心的重合点，Zo轴指向地心Oe，Xo轴为卫星轨道平面内垂直与Zo轴指向偏航偏置0°时卫星的飞行方向，Yo轴与Xo轴、Zo轴构成右手坐标系。定义卫星本体坐标系为：原点Ob为卫星质心，Xb轴垂直于星箭分离面，指向偏航偏置0°时卫星飞行方向，Zb轴垂直于卫星飞行方向，指向对地面，Yb轴与Xb轴、Zb轴构成右手坐标系。
本实施例中，依据实际地面辐射源的位置在wgs84坐标系中设置仿真地面辐射源的经纬度、高度；依据实际卫星预定的轨道根数设置仿真卫星为太阳同步轨道卫星，设置仿真卫星高度(Altitude)、升交点时间(LocalTimeofDescendingNode)和仿真的起始和终止时间，再依据实际卫星预定的姿态参数利用STK仿真软件的基本属性(Basic)中的姿态角属性(Attitude)进行设置，在基本属性(Basic)中选择固定轴(FixedinAxes)，以姿态四元素(Quaternion)、欧拉角(EulerAngles)或绕定轴转角(YPRAngles)的方式设置姿态参数，其中，欧拉角和绕定轴转角的方式均要求按照指定顺序进行旋转，欧拉角旋转最常用的313顺序为首选绕Z轴旋转，再绕旋转后的X轴旋转，最后再绕新的Z轴旋转；绕定轴转角的旋转过程与欧拉角旋转不同，每次均是相对原始参考坐标轴进行旋转；而姿态四元素的特点在于不需要规定旋转次序，由四个参数规定了坐标轴的旋转过程。在仿真过程中，在STK仿真软件的姿态角属性中选择旋转方式后分别输入需要的姿态俯仰、滚动、偏航角、角度的转序、四元素，其中，姿态参数可以是常量也可以是随时间变化的变量。图3示出了根据本发明一个实施例的设置姿态参数后的仿真卫星的示意图，本实施例中，选择轨道坐标系VVLH作为参考轴，姿态角即为轨道坐标系到本体坐标系之间的角度偏差。
星载无源定位的仿真场景建立起来之后，利用STK仿真软件的向量几何工具(VectorGeometryTool)中的向量属性(Vector)，建立由仿真卫星指向仿真地面辐射源的示向线(SF)。进一步地，依据所设置的仿真卫星的轨道根数和姿态参数以及仿真地面辐射源的位置，由STKAccess工具分析出仿真卫星和仿真地面辐射源的访问时间段，如图4所示，图4示出了根据本发明一个实施例的仿真软件导出的仿真卫星和仿真地面辐射源的访问时间段的示意图，其中，有值的时间区间表示仿真卫星和仿真地面辐射源的访问时间段，即仿真卫星和仿真地面辐射源的连接线段无需穿过仿真地球的时间段。
分析访问时间段内的各个时刻示向线在大地坐标系中的方位角(Azimuth)和俯仰角(Pitch)，具体为：对于访问时间段内的每个时刻，利用STK仿真软件的向量几何工具(VectorGeometryTool)中的角度属性(Angle)，将示向线与卫星本体坐标系的XbYb平面之间的夹角设置为俯仰角；将示向线在卫星本体坐标系的XbYb平面上的投影与Xb轴的夹角设置为方位角；即得到各个时刻示向线在卫星本体坐标系中的方位角和俯仰角。通过3D图属性(3DGraphics)设置显示的上述向量与卫星本体坐标系、轨道坐标系的相对位置关系如图5所示，图5示出了根据本发明一个实施例的示向线与卫星本体坐标系、轨道坐标系的相对位置关系的示意图，其中，指向地面辐射源(Facility1)的向量即为示向线(SF)，本实施例中，选择轨道坐标系VVLH作为参考轴。依据所设置的仿真卫星的姿态参数，获取各个时刻卫星本体坐标系与轨道坐标系之间的第一变换关系；依据所设置的仿真卫星的轨道根数，获取各个时刻轨道坐标系与大地坐标系之间的第二变换关系；对于每个时刻，依据第一变换关系，将示向线在卫星本体坐标系中的方位角和俯仰角变换为示向线在轨道坐标系中的方位角和俯仰角；依据第二变换关系，将示向线在轨道坐标系中的方位角和俯仰角变换为示向线在大地坐标系中的方位角和俯仰角。上述变换过程可以由STK仿真软件来完成，通过STK仿真软件的报告属性(Report)选择Angles下的方位角(Azimuth)和俯仰角(Pitch)可以导出各个时刻示向线在大地坐标系中的方位角和俯仰角，即确定各个时刻示向线在大地坐标系中的方向。图6A示出了根据本发明一个实施例的仿真软件导出的各个时刻示向线在大地坐标系中的方位角和俯仰角的示意图，图6B示出了根据本发明一个实施例的仿真软件导出的示向线在大地坐标系中的方位角和俯仰角的趋势变化图。
通过STK仿真软件的报告属性(Report)可以选择导出仿真卫星在不同参考坐标系中的位置和速度数据，例如选择wgs84大地坐标系中的位置和速度(wgs84ECFPosition&Velocity)可以导出仿真卫星在wgs84大地坐标系中各个时刻的速度和位置信息，如图7所示，图7示出了根据本发明一个实施例的仿真软件导出的仿真卫星在wgs84大地坐标系中的位置和速度数据的示意图；选择J2000大地坐标系中的位置和速度(J2000ECIPosition&Velocity)可以导出仿真卫星在J2000大地坐标系中各个时刻的速度和位置信息，见图8所示，图8示出了根据本发明一个实施例的仿真软件导出的仿真卫星在J2000大地坐标系中的位置和速度数据的示意图。由于仿真卫星是示向线上的一点，因此，上述导出的仿真卫星在大地坐标系中的位置确定了示向线上的点的位置。
根据上述导出的访问时间段内的各个时刻示向线在大地坐标系中的方位角、俯仰角以及各个时刻仿真卫星在大地坐标系中的位置，确定访问时间段内各个时刻示向线在大地坐标系中的位置和方向；对于每个时刻，将该时刻的示向线与仿真地球表面的首个交点的位置作为仿真定位结果，图9示出了根据本发明一个实施例的仿真定位结果的示意图。
在本发明的一个实施例中，考虑到实际星载无源定位过程中，定位结果会受到卫星上的测量相对角度的装置的随机误差的影响，因此，在利用仿真软件分析各个时刻示向线在大地坐标系中的方向之后，图1所示的方法进一步包括：将测角随机误差添加到仿真软件分析得到的各个时刻示向线的方向中，得到修正后的各个时刻示向线在大地坐标系中的方向，再将各时刻的示向线与仿真地球表面的首个交点的位置作为仿真定位结果，最终得到修正后的仿真定位结果，图10示出了根据本发明一个实施例的修正后的仿真定位结果的示意图。
本发明还提供了一种星载无源定位的验证方法，该方法包括：对比实际星载无源定位结果和如上述实施例得到的仿真定位结果，如果相同，则确定实际星载无源定位正确；如果不同，则确定实际星载无源定位有误。
综上所述，在本发明提供的技术方案中，仿真卫星是对实际卫星的仿真，仿真地面辐射源是对实际地面辐射源的仿真，因此示向线的位置和方向能够反映实际地面辐射源向实际卫星发射的辐射波的位置和方向，示向线与仿真地球表面的交点即为地面辐射源的仿真定位结果。该仿真定位过程为星载无源定位提供了一个较为理想的理论参考，对于星载无源定位技术的分析、研究、测试等都具有重要的意义。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均包含在本发明的保护范围内。

Claims (10)

1.一种星载无源定位的仿真方法，其特征在于，该方法包括：
建立星载无源定位的仿真场景，所述仿真场景中包括：仿真地球、仿真卫星和仿真地面辐射源；
建立由仿真卫星指向仿真地面辐射源的示向线；
分析各个时刻示向线在大地坐标系中的位置和方向；
对于每个时刻，将该时刻的示向线与仿真地球表面的交点的位置作为仿真定位结果。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述建立星载无源定位的仿真场景包括：
建立空白仿真场景；
添加一个仿真地面辐射源，设置该仿真地面辐射源与实际地面辐射源的位置相同；
添加一个仿真卫星，设置该仿真卫星与实际卫星预定的轨道根数和姿态参数相同。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，该方法进一步包括：依据所设置的仿真卫星的轨道根数和姿态参数以及仿真地面辐射源的位置，分析仿真卫星和仿真地面辐射源的访问时间段；
所述分析各个时刻示向线在大地坐标系中的位置和方向是指：分析访问时间段内的各个时刻示向线在大地坐标系中的位置和方向；
所述对于每个时刻，将该时刻的示向线与仿真地球表面的交点的位置作为仿真定位结果是指：将该时刻的示向线与仿真地球表面的首个交点的位置作为仿真定位结果。
4.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述添加一个仿真卫星，设置该仿真卫星与实际卫星的轨道根数和姿态参数相同包括：
利用仿真软件的基本属性中的姿态角属性，设置固定轴，以姿态四元素、欧拉角或绕定轴转角的方式设置姿态参数。
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述建立由仿真卫星指向仿真地面辐射源的示向线包括：
利用仿真软件的向量几何工具中的向量属性，建立由仿真卫星指向仿真地面辐射源的示向线。
6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述分析各个时刻示向线在大地坐标系中的位置和方向包括：
获取各个时刻仿真卫星在大地坐标系中的坐标，得到各个时刻示向线上的点的位置；
获取各个时刻示向线在大地坐标系中的方位角和俯仰角，得到各个时刻示向线的方向；
对于每个时刻，结合示向线上的点的位置和示向线的方向，得到该时刻示向线的位置和方向。
7.如权利要求6所述的方法，其特征在于，所述获取各个时刻示向线在大地坐标系中的方位角和俯仰角包括：
获取各个时刻示向线在卫星本体坐标系中的方位角和俯仰角；
依据所设置的仿真卫星的姿态参数，获取各个时刻卫星本体坐标系与轨道坐标系之间的第一变换关系；
依据所设置的仿真卫星的轨道根数，获取各个时刻轨道坐标系与大地坐标系之间的第二变换关系；
对于每个时刻，依据第一变换关系，将示向线在卫星本体坐标系中的方位角和俯仰角变换为示向线在轨道坐标系中的方位角和俯仰角；依据第二变换关系，将示向线在轨道坐标系中的方位角和俯仰角变换为示向线在大地坐标系中的方位角和俯仰角。
8.如权利要求7所述的方法，其特征在于，所述获取各个时刻示向线在卫星本体坐标系中的方位角和俯仰角包括：
对于每个时刻，利用仿真软件的向量几何工具中的角度属性，将示向线与卫星本体坐标系的XY平面之间的夹角设置为俯仰角；将示向线在卫星本体坐标系的XY平面上的投影与X轴的夹角设置为方位角。
9.如权利要求1所述的方法，其特征在于，在利用仿真软件分析各个时刻示向线在大地坐标系中的方向之后，该方法进一步包括：将测角随机误差添加到分析得到的各个时刻示向线的方向中，得到修正后的各个时刻示向线在大地坐标系中的方向。
10.一种星载无源定位的验证方法，其特征在于，该方法包括：
对比实际星载无源定位结果和如权利要求1-9中任一项所述的方法得到的仿真定位结果，如果相同，则确定实际星载无源定位正确；如果不同，则确定实际星载无源定位有误。
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