CN106872962B - 一种用于星载激光测高仪检校的地面探测器的布设方法 - Google Patents

一种用于星载激光测高仪检校的地面探测器的布设方法 Download PDF

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CN106872962B CN201710112421.7A CN201710112421A CN106872962B CN 106872962 B CN106872962 B CN 106872962B CN 201710112421 A CN201710112421 A CN 201710112421A CN 106872962 B CN106872962 B CN 106872962B
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Abstract

本发明公开了一种用于星载激光测高仪检校的地面探测器的布设方法，所述方法包括以下步骤：S1，选取激光测高仪检校区域；S2，在步骤S1选取的激光测高仪检校区域内，逐步缩小探测器布设区域，最终确定地面探测器布设中心点位置；S3，在步骤S2确定的地面探测器布设中心点位置处，布设并调节地面探测器。本发明合理地安排了每一个步骤的实施，能够极大限度地提高探测器的布设效率，保证了地面探测器的布设的有序进行，大大地提高了工作效率。

Description

一种用于星载激光测高仪检校的地面探测器的布设方法
技术领域
本发明涉及星载激光测高仪在轨几何检校领域，特别涉及一种用于星载激光测高仪检校的地面探测器的布设方法，应用于星载激光测高仪在轨几何检校试验。
背景技术
星载激光测高仪的在轨几何检校试验对提升激光测高仪的测高精度具有重要的意义，是激光测高数据参与实践生产前的必要步骤之一。
目前，星载激光测高仪的在轨几何检校的方法中最具有可操作性和普适性的是地面探测器法，即在卫星即将过境的地面区域布设一定规格的地面红外探测器阵列，来捕获激光光斑，通过光斑能量质心的计算来达到检校激光测高仪的目的。但是提前布设地面探测器涉及到一系列的工程问题，需要大量的人力物力，以及需要多方进行协调，且该详细的布设工作在国内外尚未开展过。美国ICESat-GLAS开展过类似的研究和工程实践，因为其激光脉冲发射重频为40Hz，相邻两个足印中心间距约为170米，地面足印大小约为65米，只需沿轨布设大于170米的探测器阵列，该方面的优势大大地减少了地面探测器的布设难度。而对一些激光脉冲重频较低的星载激光测高仪而言，地面探测器的布设涉及到较繁琐的流程，且其中各环节需要环环相扣。
针对星载激光测高仪在轨几何检校试验中的地面探测器布设工作，本发明提供了一种用于星载激光测高仪检校的地面探测器布设方法，能够合理的控制整个布设流程，保证工作有序开展。
发明内容
为此，本发明提出一种用于星载激光测高仪检校的地面探测器的布设方法，弥补了目前激光探测器高精度布设方法的空白，为后续的激光测高仪检校或者其他高精度类似载荷的检校提供参考。
本发明另外的优点、目的和特性，一部分将在下面的说明书中得到阐明，而另一部分对于本领域的普通技术人员通过对下面的说明的考察将是明显的或从本发明的实施中学到。通过在文字的说明书和权利要求书及附图中特别地指出的结构可实现和获得本发明目的和优点。
本发明提供了一种用于星载激光测高仪检校的地面探测器布设方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
S1，选取激光测高仪检校区域；
S2，在步骤S1选取的激光测高仪检校区域内，逐步缩小探测器布设区域，最终确定地面探测器布设中心点位置；
S3，在步骤S2确定的地面探测器布设中心点位置处，布设并调节地面探测器。
优选的，所述步骤S2具体包括以下子步骤：
S2.1，在步骤S1选取的激光测高仪检校区域内，基于三级预报数据，根据下式(1)计算第一时间后卫星经过该区域的激光星下点，所述激光星下点为地面探测器布设位置中心；
Figure BDA0001234670410000031
式中,为待求的第一时间后卫星经过该区域的激光星下点，
Figure BDA0001234670410000033
为预报轨道位置数据，
Figure BDA0001234670410000034
为从轨道坐标系向地球固定坐标系转换的旋转矩阵，
Figure BDA0001234670410000035
为从卫星本体坐标系向轨道坐标系转换的旋转矩阵，(ΔXref ΔYref ΔZref)T为GPS相位中心在本体坐标系中的偏移量；
Figure BDA0001234670410000036
为测距预估值；
Figure BDA0001234670410000037
和为指向安装角；
S2.2，从通过S2.1确定的多个激光星下点中，基于下述原则，选取其中的若干个点作为激光星下点候选点；
所述原则为：
Figure BDA0001234670410000039
和均小于5°，式中，slopex表示激光星下点候选点在东西方向的地形坡度，slopey表示激光星下点候选点在南北方向的地形坡度，Δx和Δy分别表示候选点周围一定面积内东西方向和南北方向的距离值，Δz表示高程变化量；
S2.3，根据二级预报数据，计算第二时间后的激光星下点候选点地面坐标；
S2.4，在步骤S2.3确定的激光星下点候选点中，将距离道路最近的激光星下点候选点确定为最优激光星下点；
S2.5，基于步骤S2.4确定的最优激光星下点，根据一级预报数据计算第三时间后卫星过境的激光星下点位置，所述第三时间后卫星过境的激光星下点位置为最终确定的地面探测器布设中心点位置。
优选的，在步骤S2.1中，
Figure BDA00012346704100000311
的具体表示形式为：
Figure BDA0001234670410000042
Figure BDA0001234670410000043
Figure BDA0001234670410000044
其中，为预报轨道速度数据。
的具体表示形式为：
Figure BDA0001234670410000047
a1＝cos(pitch)*cos(yaw)
a2＝-cos(pitch)*sin(yaw)
a3＝sin(pitch)
b1＝-sin(roll)*sin(pitch)*cos(yaw)+cos(roll)*sin(yaw)
b2＝sin(roll)*sin(pitch)*sin(yaw)+cos(roll)*cos(yaw)
b3＝sin(roll)*cos(pitch)
c1＝-cos(roll)*sin(pitch)*cos(yaw)-sin(roll)*sin(yaw)
c2＝cos(roll)*sin(pitch)*sin(yaw)-sin(roll)*cos(yaw)
c3＝cos(roll)*cos(pitch)
其中，roll、pitch和yaw为卫星本体三轴姿态。
优选的，计算预报轨道位置数据
Figure BDA0001234670410000048
和预报轨道速度数据
Figure BDA0001234670410000049
的具体过程如下：
轨道预报公式(2)为：
Figure BDA0001234670410000051
式中，
Figure BDA0001234670410000052
为指定时刻t的惯性系卫星位置关于时间的二阶导数，即加速度，为待求量，ξi(t)为系数，其中，
Figure BDA0001234670410000053
i为预报轨道值序号，ti为第i个预报轨道值对应的时间，ti为第i段经验加速度参数开始时刻，ti+1为第i+1段经验加速度开始时刻，也即第i段经验加速度结束时刻；r为指定时刻t的惯性系卫星位置，v为指定时刻t的惯性系卫星速度，CD为大气阻力系数，CR为太阳光压系数，a为基于r,v,CD,CR的t时刻的加速度计算函数，该函数是本领域公知的，在此不再赘述，aiR为作用在卫星轨道径向上的第i段经验加速度，aiT为作用在卫星轨道切向上的第i段经验加速度，aiN为作用在卫星轨道法向上的第i段经验加速度，eR(t)为指定时刻t的卫星轨道径向方向单位向量，eT(t)为指定时刻t的卫星轨道切向方向单位向量，eN(t)为指定时刻t的卫星轨道法向方向单位向量；
通过上述轨道预报公式(2)获得新的加速度
Figure BDA0001234670410000054
然后利用下式(3)求预报轨道位置数据P0和预报轨道位置数据V0，其中
Figure BDA0001234670410000056
Figure BDA0001234670410000057
其中，初值位置和速度P′0，V′0可从三级预报数据(即，试验前第6至8天共三天的星历数据)获得。
优选的，所述三级预报数据为卫星过境前第6至8天共三天的星历数据，所述第一时间为6天。
优选的，所述二级预报数据为卫星过境前第3至5天共三天的星历数据，所述第二时间为3天。
优选的，所述一级预报数据为卫星过境前第1至2天的星历数据，所述第三时间为1天。
优选的，步骤S3具体包括以下子步骤：
S3.1，确定地面探测器布设阵型，并根据确定的探测器布设阵型在步骤S2确定的地面探测器布设中心点位置处布设地面探测器；
S3.2，调节地面探测器，使地面探测器的坡度小于0.5°，或使地面探测器上的气泡在中心环内。
优选的，在步骤S3.1中，优选的采用第二种阵型来布设探测器，布设阵型的探测器个数为42*30＝630个，布设阵型的探测器覆盖面积为840*600＝504000m2，探测器间隔20m。
本发明还提供了一种计算机介质，所述计算机介质上存储有计算机程序，当执行所述计算机程序时执行本发明所述的方法。
本发明提出的方法通过对前期的检校场地选取，中期的激光探测器布设位置逼近和后期的激光探测器布设，形成一个技术上连贯的激光测高仪检校实施方法。结合着实际生产的情况，最终完成整个地面探测器布设的技术流程。本方法能够较好地实现各个技术之间的完美衔接，避免一些不必要的工作，大大地提高了工作效率。
附图说明
图1为根据本发明实施例的、星载激光雷达在轨几何检校地面探测器布设方法的流程图。
具体实施方式
下面参照附图对本发明进行更全面的描述，其中说明本发明的示例性
实施例。
根据本发明的实施例，可以随机抽取星载激光测高仪进行在轨几何检校的地面探测器布设工作；优选的，本发明的实施例以资源三号02星的激光测高仪检校的地面探测器布设为例，利用在轨测试期间的激光探测器布设作为实例数据，但并不限于此。随机抽取资源三号02星激光测高仪2016年8月9日的检校试验为例，该次试验即严格按照本发明实施。
如图1所示，本发明提出的用于星载激光测高仪检校的地面探测器布设方法具体包括三个步骤：
S1，选取激光测高仪检校区域；
S2，在步骤S1选取的激光测高仪检校区域内，逐步缩小探测器布设区域，最终确定地面探测器布设中心点位置；
S3，在步骤S2确定的地面探测器布设中心点位置处，布设并调节地面探测器。
下面对每个步骤进行详细说明。
在步骤S1中，首先选取激光测高仪检校区域，需要说明的是，在本发明中，术语“激光测高仪检校区域”是指一个范围较大的区域，如某个市；术语“探测器布设区域”是指“激光测高仪检校区域”内的一个具体的位置，如某块农田或草地。
“激光测高仪检校区域”的选取需要考虑地表、地形、气候、天气、交通、生活、人文这几个因素，几种因素的基本要求如下表所示。
Figure BDA0001234670410000081
满足要求的值为1，不满足要求的因素则为0，由于不同的因素对试验场地的影响程度不同，在这里根据经验对不同的因素进行加权，具体的计算公式为：P1＝地表×20％+地形×17％+气候×14％+天气×34％+交通×4％+生活×3％+人文×8％式中，地表、地形、气候、天气、交通、生活、人文因素需要根据该地区对应的历史资料来确定是否满足要求。
当P1＞0.9时，对应的区域可选为预选“激光测高仪检校区域”。
根据上述要求及其计算公式，以苏尼特右旗为例，来描述计算过程，苏尼特右旗的地表覆盖为草地，地形较平坦，气候属于大陆性气候，夏天和秋天干燥少雨，交通便利，当地也没有军事禁区；但是由于试验场地和居民区距离较远。因此，其基本合格情况如下表所示：
Figure BDA0001234670410000082
根据公式可以计算得到：
P1＝1×20％+1×17％+1×14％+1×34％+1×4％+0×3％+1×8％＝0.97
满足P1＞0.9的要求，因此可将苏尼特右旗作为预选区域。
根据上述选取方法，大致选取了以下预选区域：
表1检校场预选区域汇总
Figure BDA0001234670410000091
然后，实地勘察候选“激光测高仪检校区域”的情况，结合候选“激光测高仪检校区域”的范围、区域的无云或少云情况、交通情况、土质情况和风速、沙尘情况，确定最终的“激光测高仪检校区域”。
具体来说，筛选的基本条件如下：
(1)由于激光测距精度受地形影响较大，为尽量减少干扰，检校场应选择平坦地形，且候选的区域范围要大于铺设探测器的面积；
(2)避免大气气溶胶的影响，需要检校区域无云或少云；
(3)为了便于检校设备的运输和后勤保障等，临时检校场应铺设在郊区或者距离居民区不远的地方，且应交通便利；
(4)所选区域土质尽量避免松软、湿润等不利情况；
(5)所选区域风速不应大于4级，同时应选取少沙尘天气的地区；
只有当以上五个基本条件全部满足，才可确定为最终的“激光测高仪检校区域”。
2016年5月10至5月17日在预选的区域里，逐个进行现场勘查，根据现场的实际情况，苏尼特右旗能够较好地满足上述场地要求，因此选定苏尼特右旗作为外业检校区域。
S2，在步骤S1选取的激光测高仪检校区域内，逐步缩小探测器布设区域，最终确定地面探测器布设中心点位置；步骤S2具体包括以下子步骤：
S2.1，在步骤S1选取的激光测高仪检校区域内，基于三级预报数据(在本实施例中，三级预报数据为卫星过境前第6至8天共三天的星历数据)，根据下式(1)计算第一时间后(在本实施例中，第一时间为6天)卫星经过该区域的激光星下点，所述激光星下点为地面探测器布设位置中心：
Figure BDA0001234670410000101
式中,
Figure BDA0001234670410000102
为待求的第一时间后卫星经过该区域的激光星下点,即，预报的地球固定坐标系下的地面探测器布设位置中心，
Figure BDA0001234670410000103
为预报轨道位置数据，
Figure BDA0001234670410000104
为从轨道坐标系向地球固定坐标系转换的旋转矩阵，为从卫星本体坐标系向轨道坐标系转换的旋转矩阵，(ΔXref ΔYref ΔZref)T为GPS相位中心在本体坐标系中的偏移量(为已知量)；
Figure BDA0001234670410000106
为测距预估值，该值在预报的指向、轨道和姿态数据的基础上，结合地面数字高程模型迭代计算可得，该计算过程是本领域公知的，在此不再赘述；
Figure BDA0001234670410000107
和为指向安装角(均为已知量)。
其中，的具体表示形式为：
Figure BDA0001234670410000112
Figure BDA0001234670410000114
其中，
Figure BDA0001234670410000116
为预报轨道速度数据。
Figure BDA0001234670410000117
的具体表示形式为：
Figure BDA0001234670410000118
a1＝cos(pitch)*cos(yaw)
a2＝-cos(pitch)*sin(yaw)
a3＝sin(pitch)
b1＝-sin(roll)*sin(pitch)*cos(yaw)+cos(roll)*sin(yaw)
b2＝sin(roll)*sin(pitch)*sin(yaw)+cos(roll)*cos(yaw)
b3＝sin(roll)*cos(pitch)
c1＝-cos(roll)*sin(pitch)*cos(yaw)-sin(roll)*sin(yaw)
c2＝cos(roll)*sin(pitch)*sin(yaw)-sin(roll)*cos(yaw)
c3＝cos(roll)*cos(pitch)
其中，roll、pitch和yaw为卫星本体三轴姿态。
根据本发明的优选实施例，顾及到对地观测卫星的功能特性，在姿控系统的实时运行下，本体坐标系到轨道坐标系之间存在微小的角度变化，这里为了简化运算，使三轴姿态roll、pitch和yaw均为0。
在上式中，根据卫星过境前第6至8天共三天的星历数据(星上下传的已知历史数据，即三级预报数据)计算预报轨道位置数据和预报轨道速度数据
Figure BDA0001234670410000122
具体计算过程如下：
轨道预报公式(2)为：
Figure BDA0001234670410000123
式中，
Figure BDA0001234670410000124
为指定时刻t的惯性系卫星位置关于时间的二阶导数，即加速度，为待求量，ξi(t)为系数，其中，
Figure BDA0001234670410000125
i为预报轨道值序号，ti为第i个预报轨道值对应的时间，ti为第i段经验加速度参数开始时刻，ti+1为第i+1段经验加速度开始时刻，也即第i段经验加速度结束时刻；r为指定时刻t的惯性系卫星位置，v为指定时刻t的惯性系卫星速度，CD为大气阻力系数，CR为太阳光压系数，a为基于r,v,CD,CR的t时刻的加速度计算函数，该函数是本领域公知的，在此不再赘述，aiR为作用在卫星轨道径向上的第i段经验加速度，aiT为作用在卫星轨道切向上的第i段经验加速度，aiN为作用在卫星轨道法向上的第i段经验加速度，eR(t)为指定时刻t的卫星轨道径向方向单位向量，eT(t)为指定时刻t的卫星轨道切向方向单位向量，eN(t)为指定时刻t的卫星轨道法向方向单位向量。
根据经验加速度的精密轨道参数拟合，可得到r,v,CD,CR，代入到加速度计算函数a，可得到t时刻常量部分的加速度值a(t,r,v,CD,CR)，当待预报加速度的时间在经验加速度时间段内，系数为
Figure BDA0001234670410000126
经验加速度已知为aiR、aiT、aiN，根据精密轨道参数拟合外推可知指定时刻t的卫星轨道三个方向单位向量eR(t)、eT(t)和eN(t)，可得到[aiReR(t)+aiTeT(t)+aiNeN(t)]。
通过上述计算过程，可得新的加速度
Figure BDA0001234670410000131
初值位置和速度P′0，V′0可从三级预报数据(即，试验前第6至8天共三天的星历数据)获得，因此可以利用下式(3)求预报轨道位置数据P0和预报轨道位置数据V0，其中
Figure BDA0001234670410000132
Figure BDA0001234670410000133
式中，CD和CR作为常值估计，为可获取的已知常量。
通过轨道预报公式(2)求得
Figure BDA0001234670410000134
初值位置和速度P0'，V0'已知，CD和CR也已知，所以可以根据式(3)求得预报轨道位置和速度数据。
根据卫星大致的飞行轨迹，粗略估计卫星飞过预报区域的时间t；利用试验前第6至8天共三天的星历数据作为已知数据，来预报卫星第6至8天后的轨道参数。
由于该预报一个渐进递推的长时段处理，过程涉及的数据较多，这里仅给出一例作为参考，卫星过境前第6至8天共三天的星历数据初值为：P0'＝[-453013.6 -3021827.9-6173158.3]T和V0'＝[-1466.1 6799.9 -3222.6]T。结合其他可获取的参数，可计算得到过境预报区域的卫星的激光质心在地球固定坐标系的坐标值和位移速度值
Figure BDA0001234670410000136
该轨道预报数据
Figure BDA0001234670410000137
和
Figure BDA0001234670410000138
如下表2所示：
表2轨道预报数据
Figure BDA0001234670410000141
在本实施例中，计算得到的6天后卫星经过该区域的激光星下点地面坐标，如表3所示：
表3激光星下点地面坐标
Figure BDA0001234670410000142
S2.2，从通过S2.1确定的多个激光星下点中，基于下述原则，选取其中的若干个点作为激光星下点候选点；
所述原则为：
Figure BDA0001234670410000152
和
Figure BDA0001234670410000153
均小于5°，式中，slopex表示激光星下点候选点在东西方向的地形坡度，slopey表示激光星下点候选点在南北方向的地形坡度，Δx和Δy分别表示候选点周围一定面积(该面积可以由本领域技术人员根据实际需求来设定)内东西方向和南北方向的距离值，Δz表示高程变化量；
根据以上基本原则，确定了以下候选点，该地区为草原，且地形较为平坦，以第一点为例，其坡度为
Figure BDA0001234670410000154
满足基本要求。
S2.3，根据二级预报数据(在本实施例中，所述二级预报数据为卫星过境前第3至5天共三天的星历数据)，计算第二时间(在本实施例中，所述第二时间为3天)后的激光星下点候选点地面坐标。
步骤S2.2选取的激光星下点候选点为粗略的位置，需采用更精确的预报轨道数据(即，一级预报数据)计算精度更高的激光星下点候选点。
采用更精确的预报轨道数据，重新代入公式1，计算3天后激光星下点地面坐标。该计算过程和上述步骤S2.1的计算过程相同，在此不再赘述。
利用步骤S2.1提到的轨道预报算法对8月5至8月7日的星历数据(星上下传得到)进行处理，得到二级预报轨道数据，该二级轨道预报数据大致如下表所示：
表4二级轨道预报数据
Figure BDA0001234670410000161
结合激光测高仪的指向安装角，利用公式(1)来计算2016年8月9日卫星过境大致的激光星下点，星下点地面点坐标列表如下。
表5激光星下点地面坐标
Figure BDA0001234670410000171
S2.4，在步骤S2.3确定的激光星下点候选点中，将距离道路最近的激光星下点候选点确定为最优激光星下点。
具体来说，确定的基本原则为：
选择距离道路最近的星下点，距离值计算公式为
Figure BDA0001234670410000172
式中Δx和Δy为激光星下点候选点与道路的坐标差值；
S2.5，基于步骤S2.4确定的最优激光星下点，根据一级预报数据(在本实施例中，所述一级预报数据为卫星过境前第1至2天的星历数据)，计算第三时间(在本实施例中，第三时间为1天)后卫星过境的激光星下点位置，所述第三时间后卫星过境的激光星下点位置为最终确定的地面探测器布设中心点位置。
需要说明的是，步骤S2.4是根据二级预报数据的确定的“最优激光星下点”，步骤S2.5是根据一级预报数据(即，更精确的预报数据)来确定的更优的激光星下点位置。该计算过程和上述步骤S2.1的计算过程相同，在此不再赘述。
其中，一级预报轨道数据由卫星过境前第1至2天共1天的星历数据根据步骤S2.1提到的轨道预报公式计算，利用步骤S2.1提到的资源三号02星激光测高仪严格预报模型，将已知数据代入到模型中，计算1天后卫星过候选点附近的激光星下点地面坐标，同时根据需要，提供精确的卫星过该点的时间。
S3，在步骤S2确定的地面探测器布设中心点位置处，布设并调节地面探测器；
步骤S3具体包括以下子步骤：
S3.1，确定地面探测器布设阵型，并根据确定的探测器布设阵型在步骤S2确定的地面探测器布设中心点位置处布设地面探测器；
确定激光探测器布设中心后，要对待布设区域进行放样，放样的点位由探测器布设点位决定，地面探测器的布设可以采用矩形和八边形(类似椭圆)两种布设阵型，两种布设阵型内探测器间隔的大小由实际需要、探测器数量和预报精度等条件确定；放样精度应优于10cm，且放样后应标注中心。
这里我们优选的采用的第二种阵型(八边形)来布设探测器，布设阵型的探测器个数为42*30＝630个，布设阵型的探测器覆盖面积为840*600＝504000m2，探测器间隔20m。
S3.2，调节地面探测器，使地面探测器的坡度小于0.5°，或使地面探测器上的气泡在中心环内。其中，根据下式计算探测器的坡度：
Figure BDA0001234670410000181
式中，Δxy表示两点之间的平面距离，Δz表示两点之间的高程变化量。
将激光探测器调节好，布设在放样好的点上，探测器整平，等待卫星过境。
上述地面探测器的布设方法充分考虑了各个技术的衔接，并提供了每个步骤的实施的注意细节，合理地安排了每一个流程的实施，总的来说，能够极大限度地提高探测器的布设效率，保证了地面探测器的布设的有序进行。
另外，本发明还提供了一种计算机介质，所述计算机介质上存储有计算机程序，当执行所述计算机程序时执行本发明所述的用于星载激光测高仪检校的地面探测器的布设方法。
以上内容仅为本发明的较佳实施例，对于本领域的普通技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (9)

1.一种用于星载激光测高仪检校的地面探测器布设方法，其特征在于：
S1，选取激光测高仪检校区域；
S2，在步骤S1选取的激光测高仪检校区域内，逐步缩小探测器布设区域，最终确定地面探测器布设中心点位置；
S3，在步骤S2确定的地面探测器布设中心点位置处，布设并调节地面探测器；其中，所述步骤S2具体包括以下子步骤：
S2.1，在步骤S1选取的激光测高仪检校区域内，基于三级预报数据，根据下式(1)计算第一时间后卫星经过该区域的激光星下点，所述激光星下点为地面探测器布设位置中心；
Figure FDA0002135938560000011
式中,
Figure FDA0002135938560000012
为待求的第一时间后卫星经过该区域的激光星下点，
Figure FDA0002135938560000013
为预报轨道位置数据，
Figure FDA0002135938560000014
为从轨道坐标系向地球固定坐标系转换的旋转矩阵，
Figure FDA0002135938560000015
为从卫星本体坐标系向轨道坐标系转换的旋转矩阵，(ΔXref ΔYref ΔZref)T为GPS相位中心在本体坐标系中的偏移量；
Figure FDA0002135938560000016
为测距预估值；
Figure FDA0002135938560000017
和
Figure FDA0002135938560000018
为指向安装角；
S2.2，从通过S2.1确定的多个激光星下点中，基于下述原则，选取其中的若干个点作为激光星下点候选点；
所述原则为：
Figure FDA0002135938560000021
和
Figure FDA0002135938560000022
均小于5°，式中，slopex表示激光星下点候选点在东西方向的地形坡度，slopey表示激光星下点候选点在南北方向的地形坡度，Δx和Δy分别表示候选点周围一定面积内东西方向和南北方向的距离值，Δz表示高程变化量；
S2.3，根据二级预报数据，计算第二时间后的激光星下点候选点地面坐标；
S2.4，在步骤S2.3确定的激光星下点候选点中，将距离道路最近的激光星下点候选点确定为最优激光星下点；
S2.5，基于步骤S2.4确定的最优激光星下点，根据一级预报数据计算第三时间后卫星过境的激光星下点位置，所述第三时间后卫星过境的激光星下点位置为最终确定的地面探测器布设中心点位置。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，在步骤S2.1中，
Figure FDA0002135938560000023
的具体表示形式为：
Figure FDA0002135938560000024
Figure FDA0002135938560000025
Figure FDA0002135938560000027
其中，
Figure FDA0002135938560000028
为预报轨道速度数据；
Figure FDA0002135938560000029
的具体表示形式为：
a1＝cos(pitch)*cos(yaw)
a2＝-cos(pitch)*sin(yaw)
a3＝sin(pitch)
b1＝-sin(roll)*sin(pitch)*cos(yaw)+cos(roll)*sin(yaw)
b2＝sin(roll)*sin(pitch)*sin(yaw)+cos(roll)*cos(yaw)
b3＝sin(roll)*cos(pitch)
c1＝-cos(roll)*sin(pitch)*cos(yaw)-sin(roll)*sin(yaw)
c2＝cos(roll)*sin(pitch)*sin(yaw)-sin(roll)*cos(yaw)
c3＝cos(roll)*cos(pitch)
其中，roll、pitch和yaw为卫星本体三轴姿态。
3.根据权利要求2所述的方法，其中，计算预报轨道位置数据
Figure FDA0002135938560000032
和预报轨道速度数据
Figure FDA0002135938560000033
的具体过程如下：
轨道预报公式(2)为：
Figure FDA0002135938560000034
式中，为指定时刻t的惯性系卫星位置关于时间的二阶导数，即加速度，为待求量，ξi(t)为系数，其中，
Figure FDA0002135938560000036
i为预报轨道值序号，ti为第i个预报轨道值对应的时间，也即第i段经验加速度参数开始时刻，ti+1为第i+1段经验加速度开始时刻，也即第i段经验加速度结束时刻；r为指定时刻t的惯性系卫星位置，v为指定时刻t的惯性系卫星速度，CD为大气阻力系数，CR为太阳光压系数，a为基于r,v,CD,CR的t时刻的加速度计算函数，该函数是本领域公知的，在此不再赘述，aiR为作用在卫星轨道径向上的第i段经验加速度，aiT为作用在卫星轨道切向上的第i段经验加速度，aiN为作用在卫星轨道法向上的第i段经验加速度，eR(t)为指定时刻t的卫星轨道径向方向单位向量，eT(t)为指定时刻t的卫星轨道切向方向单位向量，eN(t)为指定时刻t的卫星轨道法向方向单位向量；
通过上述轨道预报公式(2)获得新的加速度
Figure FDA0002135938560000041
然后利用下式(3)求预报轨道位置数据P0和预报轨道位置数据V0，其中
Figure FDA0002135938560000042
Figure FDA0002135938560000043
Figure FDA0002135938560000044
其中，初值位置和速度P′0，V′0可从三级预报数据(即，试验前第6至8天共三天的星历数据)获得。
4.根据权利要求1所述的方法，其中，优选的，所述三级预报数据为卫星过境前第6至8天共三天的星历数据，所述第一时间为6天。
5.根据权利要求1所述的方法，其中，优选的，所述二级预报数据为卫星过境前第3至5天共三天的星历数据，所述第二时间为3天。
6.根据权利要求1所述的方法，其中，优选的，所述一级预报数据为卫星过境前第1至2天的星历数据，所述第三时间为1天。
7.根据权利要求1-6中任意一项所述的方法，其中，步骤S3具体包括以下子步骤：
S3.1，确定地面探测器布设阵型，并根据确定的探测器布设阵型在步骤S2确定的地面探测器布设中心点位置处布设地面探测器；
S3.2，调节地面探测器，使地面探测器的坡度小于0.5°，或使地面探测器上的气泡在中心环内。
8.根据权利要求7所述的方法，其中，在步骤S3.1中，优选的采用第二种阵型来布设探测器，布设阵型的探测器个数为42*30＝1260个，布设阵型的探测器覆盖面积为840*600＝504000m2，探测器间隔20m。
9.一种计算机介质，所述计算机介质上存储有计算机程序，当执行所述计算机程序时执行权利要求1-8中任意一项所述的方法。
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