CN107102303A - 机载混合顺轨-交轨干涉合成孔径雷达系统的定标方法 - Google Patents
机载混合顺轨-交轨干涉合成孔径雷达系统的定标方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明提供了一种机载混合顺轨‑交轨干涉合成孔径雷达定标方法，该方法针对机载混合顺轨‑交轨干涉合成孔径雷达，建立了新的基线矢量模型，根据此模型和载机姿态角信息能够描述混合干涉SAR系统任意时刻的基线矢量；在新的基线矢量模型的基础上，对混合干涉SAR系统的待定标参数进行了修改，并提出了适用于机载混合顺轨‑交轨干涉合成孔径雷达的定标方法，该方法通过对某一时刻基线分量的标定来实现对基线长度和两个基线角的定标，避免了复杂的公式计算，更加容易实现。
Description
技术领域
本发明属于合成孔径雷达(Synthetic Aperture Radar，SAR)技术领域，具体涉及一种机载混合顺轨-交轨干涉合成孔径雷达定标方法。
背景技术
合成孔径雷达是一种先进的主动式微波对地观测手段，因具有全天时、全天候、高分辨率以及对地面植被具有一定的穿透性等工作能力而得到广泛应用。干涉合成孔径雷达(Interferometric Synthetic Aperture Radar，干涉SAR或InSAR)是无线电干涉测量技术与合成孔径雷达技术的结合，其利用两个天线获取的雷达数据进行干涉处理获得地形高程、目标径向速度、地形形变等信息。干涉SAR系统中两个天线相位中心之间的相对位置称为干涉基线，按照基线类型干涉SAR可以分为两个天线相位中心沿航迹方向放置、对运动目标径向速度敏感的顺轨干涉SAR(Along-Track Interferometric SAR，ATI-SAR)以及两个天线相位中心沿垂直航迹方向放置、对地形高程敏感的交轨干涉SAR(Cross-TrackInterferometric SAR，XTI-SAR)。混合顺轨-交轨干涉SAR(Hybrid Along-track andCross-track Interferometric Synthetic Aperture Radar，简称AT-XI InSAR)系统为两个天线相位中心之间的基线矢量既包含了沿航迹方向的顺轨基线分量、又包含了垂直航迹方向的交轨基线分量的干涉SAR系统，能够同时用于地面动目标检测及地形高程反演。
干涉定标是干涉SAR获得高精度测量结果的关键技术之一。目前关于干涉SAR定标的研究主要是针对机载双天线XTI-SAR系统，如2009年电子所张薇博士的学位论文《机载双天线干涉SAR定标方法研究》，XTI-SAR系统的基线矢量模型为[B，α]，其中B为基线长度，α为基线角，待定标参数为[Δφ，B，α]，Δφ为干涉相位偏差，定标方法为经典的基于敏感度方程的定标方法，利用定标场控制点的高程信息直接对待定标参数进行定标。
上述干涉SAR定标技术不适用于混合干涉SAR系统的定标，主要体现在：
第一、基线矢量模型对AT-XT InSAR系统而言不充分，具体来说，混合AT-XT InSAR系统由于同时具有顺轨基线分量和交轨基线分量，相比于单纯的ATI-SAR或者XTI-SAR系统，其基线矢量模型更加复杂，上述基线矢量模型不能全面、正确地描述AT-XT InSAR系统的基线特点，因此需要针对混合AT-XT InSAR系统对基线进行重新建模。
第二，同上，由于上述基线矢量模型不适用于机载AT-XT InSAR系统，因此上述待定标的参数也不能涵盖全部的AT-XT InSAR系统待定标参数，待定标参数需要进行相应的修改。
第三、定标方法只是针对XTI-SAR系统进行定标，只属于AT-XT InSAR系统顺轨基线为零时的一种特殊情况，需要研究适用于混合AT-XT InSAR系统的定标方法。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明的目的在于，提供一种机载混合AT-XT InSAR系统的定标方法，能够正确、全面地对机载混合AT-XT InSAR系统的干涉参数进行定标。
(二)技术方案
本发明提供一种机载混合顺轨-交轨干涉合成孔径雷达系统的定标方法，用于对机载混合顺轨-交轨干涉合成孔径雷达系统中基线矢量模型的干涉参数进行定标，其中，机载混合顺轨-交轨干涉合成孔径雷达系统包括前置天线和后置天线，将前置天线作为参考天线，后置天线与前置天线之间的相对位置关系用基线矢量模型表示，干涉参数包括前置天线和后置天线之间的基线长度、顺轨基线角和交轨基线角，其中，基线长度是指前置天线相位中心与后置天线相位中心之间的长度，顺轨基线角是指基线矢量与yoz平面的夹角，交轨基线角是指基线矢量在yoz平面的投影与y轴之间的夹角，方法包括：
S1，标定顺轨基线分量；
S2，标定干涉相位偏置、交轨基线长度和交轨基线角；
S3，根据交轨基线长度和交轨基线角，计算交轨基线分量；
S4，根据顺轨基线分量和交轨基线分量，计算载机坐标系下的基线矢量；
S5，根据载机坐标系下基线矢量，计算基线长度和顺轨基线角的定标结果。
(三)有益效果
1、本发明针对机载AT-XT InSAR系统建立了包含了基线长度、顺轨基线角和交轨基线角的新基线矢量模型，该模型能够全面地描述机载AT-XT InSAR系统的基线特点，且能够根据载机姿态信息获得任意时刻的基线矢量表达式。
2、本发明的基线矢量模型中的参数能够正确、全面地描述机载AT-XT InSAR系统的定标需求，从而为定标方法研究提供基础。
3、本发明通过标定某一时刻的三个基线分量间接实现了基线长度和两个基线角的标定，避免了复杂的公式计算，实现了机载AT-XT InSAR系统干涉参数的定标。
附图说明
图1是本发明载机坐标系中混合基线InSAR基线矢量模型。
图2A是本发明载机混合AT-XT InSAR系统的工作几何图。
图2B是本发明方位校准后载机混合AT-XT InSAR系统的工作几何图。
图3是本发明提供的机载混合AT-XT InSAR系统的定标方法的流程图。
图4是本发明中基于敏感度方程的交轨基线分量定标算法流程图。
具体实施方式
本发明提供一种机载混合顺轨-交轨干涉合成孔径雷达定标方法，该方法针对机载混合顺轨-交轨干涉合成孔径雷达，建立了新的基线矢量模型，根据此模型和载机姿态角信息能够描述混合干涉SAR系统任意时刻的基线矢量；在新的基线矢量模型的基础上，对混合干涉SAR系统的待定标参数进行了修改，并提出了适用于机载混合顺轨-交轨干涉合成孔径雷达的定标方法，该方法通过对某一时刻基线分量的标定来实现对基线长度和两个基线角的定标，避免了复杂的公式计算，更加容易实现。
图1是本发明载机坐标系中混合基线InSAR基线矢量模型，如图1所示，x方向为机头方向，z为垂直机身向上的方向，y与二者成右手准则。图中A1、A2分别为两个天线相位中心的位置，B代表两个天线相位中心之间的物理基线长度，基线角α1为基线矢量与yoz平面的夹角，基线角α2为基线矢量在yoz平面的投影与y轴之间的夹角。如图1所示，在载机坐标系下，基线矢量可以表示为：
其中，Bx1、By1、Bz1分别为载机坐标系下基线矢量在三个坐标轴方向的分量大小。上式写成矩阵形式为：
其中，[Γ1]、[Γ2]为与基线角相关的旋转矩阵：
由公式(1)可以看出，由于基线角α2只影响交轨基线分量的大小，因此称之为交轨基线角，其与XTI-SAR中的基线角α相对应。与XTI-SAR系统相比，此模型中多了一个基线角α1，此基线角非零时会导致顺轨干涉基线分量Bx的出现，实际上α1也影响交轨基线分量的大小，这里为了与交轨基线角对应(区分)，称α1为顺轨基线角。
实际飞行中由于气流等影响，载机会发生偏航、俯仰、滚转的姿态变化，此时瞬时基线分量在大地坐标系中也会发生相应变化。受姿态影响后大地坐标系中瞬态基线矢量变为：
式中为大地坐标系中的瞬态基线矢量，矩阵[Y]、[P]、[R]分别表示与偏航角、俯仰角和滚转角相关的旋转矩阵：
其中θy为偏航角，θp为俯仰角，θr为滚转角。在ATI-SAR系统中，主要考虑偏航角和俯仰角影响，而在XTI-SAR系统中，则主要考虑滚转角的影响。在本发明的混合AT-XT InSAR系统中，偏航角、俯仰角和滚转角对基线分量的影响均要加以考虑。
由上可知，在本发明所建立的包含了基线长度B、顺轨基线角α1和交轨基线角α2的基线矢量模型下，结合载机运动过程中的姿态角信启、，可以根据公式(2)和公式(5)得到任意时刻的顺轨基线分量、跨航向基线分量和竖直方向基线分量的大小。
图2A是本发明载机混合AT-XT InSAR系统的工作原理图，如图2A所示，两个天线先后对同一块区域进行成像，与传统的顺轨干涉SAR系统不同，此处后置天线2并不按照前置天线1的轨迹运动，而是存在跨航向和竖直方向的轨迹差。假设两个天线在飞行方向的基线分量为Bx，载机速度vp设为常数，则经历时间间隔Δt＝Bx/vp后，两个天线之间形成传统的对地形高程敏感的交轨干涉系统，其中交轨基线长度记为B⊥，交轨基线角仍为α2。图2B是本发明方位校准后载机混合AT-XT InSAR系统的工作原理图，如图2B所示，A1、A2分别代表两个天线的相位中心，P代表地面目标，H为参考天线(天线1)相对参考地形的高度，h为目标所在高程，R为参考天线与目标之间的最短斜距，θ为下视角，ΔR为两个天线到目标点的斜距之差。
根据AT-XT InSAR系统工作几何，可以得到在时间间隔Δt内，两个天线相位中心到同一点目标的距离差为：
ΔR＝vrΔt-Bysinθ+Bzcosθ (6)
由此引入的相位差为：
其中λ为波长，Δt＝Bx/vp为两个天线相位中心运动到同一方位位置所需的时间间隔，vr为运动目标的径向速度，假设其在Δt时间间隔内为常数。θ为参考天线(天线1)对应的入射角，且H为平台相对参考高程的高度，h为目标所处的高度，R为参考天线与目标之间的最短斜距。φATI为顺轨干涉相位，φXTI为交轨干涉相位，且：
其中B⊥为交轨基线长度，B⊥＝Bcosα1，相当于XTI-SAR系统中的基线长度。
公式(7)写成向量的形式为：
对于机载AT-XT InSAR系统，需要定标的参数主要包括[Δφ，B，α1，α2，θy，θp，θr]，即干涉相位偏置Δφ、物理基线长度B、顺轨基线角α1、交轨基线角α2以及姿态角[θy，θp，θr]。其中载机的姿态角信息可以根据载机上的姿态测量系统直接获得，如果测量系统的测量精度满足要求可以不对其进行定标。为便于说明，在本发明中假设姿态测量系统的测量误差满足系统精度要求，此时只需要对参数[Δφ，B，α1，α2]进行定标处理。
由于运动的地面控制点速度不易控制，为减少目标运动速度控制引入的误差，我们采用静止的地面控制点对上述系统参数进行定标，如静止的角反射器。此时干涉相位的表达式为：
即干涉相位对目标高程敏感，目标高程为h＝H-Rcosθ，其中θ可根据(11)式通过干涉相位得出。将(11)式展开可以发现，包含了姿态角信息的目标高程的解析表达式很难得出，因此直接根据(11)式标定基线长度B和两个基线角α1、α2不易实现。因此，本发明提出如图3所示的定标方法对[Δφ，B，α1，α2]进行间接定标。
如图3所示，本发明所提定标方法的实施步骤具体如下：
第一步，选择定标场，并沿跨航向放置N(N≥3)个静止的角反射器；
第二步，对定标场获取的数据进行方位向时间校准，根据方位向时间校准量和载机平台速度标定顺轨基线分量Bx，Bx＝vp·Δt，其中vp为平台的方位向速度，Δt为后置天线运动到前置天线同样的方位向位置所需的时间间隔；
第三步，利用敏感度方程标定干涉相位偏置、交轨基线长度和交轨基线角[Δφ，B⊥，α2]。将(11)式用[Bx，By，Bz]表示，则公式(11)变为公式(9)，进而可推得以及目标高程的表达式：h＝H-Rcosθ。
敏感度方程为：
其中，分别为控制点高程关于相位偏置Δφ、交轨基线长度B⊥和交轨基线角α2的偏导数，其构成的矩阵即式(12)中等式左边的第一个矩阵称为敏感度矩阵，用F表示。Δhi为根据干涉相位得到的目标高度与目标实际高度之间的误差。这里i表示定标点目标的编号。
通过迭代地求解敏感度方程(12)的解，即可得到定标后的[Δφ，B⊥，α2]。定标过程如图4所示，具体步骤如下：
步骤①：根据得到的干涉相位和系统参数估计目标高度hest，同时，根据定标点高度信息得到定标点的真实高度hreal，二者相减得到高程差Δh：
步骤②：利用干涉参数值得到敏感度矩阵F，利用方程组(12)计算参数偏差[Δφ，ΔB⊥，Δα2]的最小二乘解；
步骤③：利用得到的[Δφ，ΔB⊥，Δα2]更新系统参数[Δφ，B⊥，α2]，重新得到定标点高度的估计值hest；
步骤④：重新计算估计的定标点高度与定标点真实高度之间的误差Δh，如果Δh满足精度要求则退出定标过程，否则进行步骤②继续进行迭代定标。
第四步，根据敏感度方程的算法流程得到的[B⊥，α2]的定标结果，计算交轨基线分量Bv，Bz的值：
第五步，根据第二步和第四步的定标结果可以得到瞬态基线矢量的表达式；根据载机上安装的测量系统记录的姿态角信息(θy，θp，θr)可以计算得到欧拉矩阵E。利用瞬态基线与载机坐标系下的基线矢量之间的关系(如公式(4)所示)，计算得到载机坐标系下的基线矢量：
第六步，利用载机坐标系下基线矢量的表达式与基线长度和两个基线角的关系(如公式(1)所示)，得到基线长度B和基线角α1的定标结果：
通过上述定标步骤，即可得到定标后的干涉参数[Δφ，B，α1，α2]，完成机载混合AT-XT InSAR系统的定标。
与目前常用的机载XTI-SAR系统定标方法相比较，本发明通过对机载混合AT-XTInSAR系统的基线进行重新建模，并修改相应的待定标参数，在此基础上提出了一种适用于机载AT-XT InSAR系统的定标方法。所取得的有益效果为：
1、本发明针对机载AT-XT InSAR系统建立了包含了基线长度和顺轨基线角、交轨基线角的新基线矢量模型，该模型能够全面地描述机载AT-XT InSAR系统的基线特点，且能够根据载机姿态信息获得任意时刻的基线矢量表达式。
2、按照本发明中的基线矢量模型，将待定标参数进行了相应的修改，修改后的待定标参数能够正确、全面地描述机载AT-XT InSAR系统的定标需求，从而为定标方法研究提供基础。
3、本发明提出了一种针对机载AT-XT InSAR系统的定标方法，该方法通过标定某一时刻的三个基线分量间接实现了基线长度和两个基线角的标定，避免了复杂的公式计算，实现了机载AT-XT InSAR系统干涉参数的定标。
以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (6)
1.一种机载混合顺轨-交轨干涉合成孔径雷达系统的定标方法，用于对机载混合顺轨-交轨干涉合成孔径雷达系统中基线矢量模型的干涉参数进行定标，其中，所述机载混合顺轨-交轨干涉合成孔径雷达系统包括前置天线和后置天线，其特征在于，将前置天线作为参考天线，后置天线与前置天线之间的相对位置关系用基线矢量模型表示，所述干涉参数包括前置天线和后置天线之间的基线长度、顺轨基线角和交轨基线角，其中，基线长度是指前置天线相位中心与后置天线相位中心之间的长度，顺轨基线角是指基线矢量与yoz平面的夹角，交轨基线角是指基线矢量在yoz平面的投影与y轴之间的夹角，方法包括：
S1，标定顺轨基线分量；
S2，标定干涉相位偏置、交轨基线长度和交轨基线角；
S3，根据交轨基线长度和交轨基线角，计算交轨基线分量；
S4，根据顺轨基线分量和交轨基线分量，计算载机坐标系下的基线矢量；
S5，根据载机坐标系下基线矢量，计算基线长度和顺轨基线角的定标结果。
2.根据权利要求1所述的机载混合顺轨-交轨干涉合成孔径雷达系统的定标方法，其特征在于，所述步骤S1包括，从定标场获取定标数据，并对该定标数据进行方位向时间校准，得到方位向时间校准量Δt，根据方位向时间校准量Δt和载机平台速度vp标定顺轨基线分量Bx：
Bx＝vp·Δt
其中，所述定标场中放置有至少3个静止的角反射器，用于获取所述定标数据。
3.根据权利要求2所述的机载混合顺轨-交轨干涉合成孔径雷达系统的定标方法，其特征在于，所述步骤S2包括，利用敏感度方程标定干涉相位偏置Δφ、交轨基线长度B⊥和交轨基线角α2，其中，所述敏感度方程为：
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<mtd>
<mrow>
<mi>&Delta;</mi>
<mi>h</mi>
<msub>
<mo>|</mo>
<mn>2</mn>
</msub>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mtable>
<mtr>
<mtd>
<mo>.</mo>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mo>.</mo>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mo>.</mo>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<mi>&Delta;</mi>
<mi>h</mi>
<msub>
<mo>|</mo>
<mi>N</mi>
</msub>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
</mfenced>
<mo>,</mo>
</mrow>
其中，h表示目标所处的高度，其表达式为：
h＝H-Rcosθ
H为平台相对参考高程的高度，R为系统中参考天线与目标之间的最短斜距，θ为参考天线对应的入射角，其表达式为：
<mrow>
<mi>&theta;</mi>
<mo>=</mo>
<mi>arcsin</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mfrac>
<mrow>
<mi>&lambda;</mi>
<mi>&phi;</mi>
</mrow>
<mrow>
<mn>4</mn>
<msub>
<mi>&pi;B</mi>
<mo>&perp;</mo>
</msub>
</mrow>
</mfrac>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>&alpha;</mi>
<mn>2</mn>
</msub>
</mrow>
其中，λ为波长，φ为两个天线之间的相位差，其表达式为：
<mrow>
<mi>&phi;</mi>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>&phi;</mi>
<mrow>
<mi>A</mi>
<mi>T</mi>
<mi>I</mi>
</mrow>
</msub>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>&phi;</mi>
<mrow>
<mi>X</mi>
<mi>T</mi>
<mi>I</mi>
</mrow>
</msub>
<mo>=</mo>
<mfrac>
<mrow>
<mn>4</mn>
<mi>&pi;</mi>
</mrow>
<mi>&lambda;</mi>
</mfrac>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>v</mi>
<mi>r</mi>
</msub>
<mi>&Delta;</mi>
<mi>t</mi>
<mo>-</mo>
<msub>
<mi>B</mi>
<mi>y</mi>
</msub>
<mi>s</mi>
<mi>i</mi>
<mi>n</mi>
<mi>&theta;</mi>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>B</mi>
<mi>z</mi>
</msub>
<mi>c</mi>
<mi>o</mi>
<mi>s</mi>
<mi>&theta;</mi>
<mo>)</mo>
</mrow>
</mrow>
φATI为顺轨干涉相位，φXTI为交轨干涉相位；
分别为控制点高程关于相位偏置Δφ、交轨基线长度B⊥和交轨基线角α2的偏导数，Δhi为根据干涉相位得到的目标高度与目标实际高度之间的误差，i表示定标点目标的编号。
4.根据权利要求3所述的机载混合顺轨-交轨干涉合成孔径雷达系统的定标方法，其特征在于，所述步骤S3中，交轨基线分量By，Bz的表达式为：
<mrow>
<mfenced open = "{" close = "">
<mtable>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<msub>
<mi>B</mi>
<mi>y</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>B</mi>
<mo>&perp;</mo>
</msub>
<msub>
<mi>cos&alpha;</mi>
<mn>2</mn>
</msub>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<msub>
<mi>B</mi>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>B</mi>
<mo>&perp;</mo>
</msub>
<msub>
<mi>sin&alpha;</mi>
<mn>2</mn>
</msub>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
</mfenced>
<mo>.</mo>
</mrow>
5.根据权利要求4所述的机载混合顺轨-交轨干涉合成孔径雷达系统的定标方法，其特征在于，所述步骤S4中，载机坐标系下的基线矢量的表达式为：
<mrow>
<msub>
<mover>
<mi>B</mi>
<mo>&RightArrow;</mo>
</mover>
<mn>1</mn>
</msub>
<mo>=</mo>
<mo>&lsqb;</mo>
<msub>
<mi>B</mi>
<mrow>
<mi>x</mi>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<mo>,</mo>
<msub>
<mi>B</mi>
<mrow>
<mi>y</mi>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<mo>,</mo>
<msub>
<mi>B</mi>
<mrow>
<mi>z</mi>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<mo>&rsqb;</mo>
<mo>=</mo>
<msup>
<mi>E</mi>
<mrow>
<mo>-</mo>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msup>
<mover>
<mi>B</mi>
<mo>&RightArrow;</mo>
</mover>
<mo>,</mo>
</mrow>
其中，E为欧拉矩阵，其由姿态角信息计算得到。
6.根据权利要求5所述的机载混合顺轨-交轨干涉合成孔径雷达系统的定标方法，其特征在于，所述步骤S5中，根据载机坐标系下基线矢量计算基线长度B和顺轨基线角α1的定标结果：
<mrow>
<mfenced open = "{" close = "">
<mtable>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<msub>
<mi>&alpha;</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mo>=</mo>
<mi>arctan</mi>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mfrac>
<msub>
<mi>B</mi>
<mrow>
<mi>x</mi>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<msub>
<mi>B</mi>
<mrow>
<mi>y</mi>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
</mfrac>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>&CenterDot;</mo>
<msub>
<mi>cos&alpha;</mi>
<mn>2</mn>
</msub>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<mi>B</mi>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>B</mi>
<mrow>
<mi>x</mi>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<mo>/</mo>
<msub>
<mi>sin&alpha;</mi>
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</msub>
</mrow>
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</mtr>
</mtable>
</mfenced>
<mo>.</mo>
</mrow>
2
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