CN109800379B

CN109800379B - 星载微波遥感仪器光路建模方法

Info

Publication number: CN109800379B
Application number: CN201910092211.5A
Authority: CN
Inventors: 刘华清; 吕旺; 陆国平; 周徐斌; 朱振华; 谢振超
Original assignee: Shanghai Institute of Satellite Engineering
Current assignee: Shanghai Institute of Satellite Engineering
Priority date: 2019-01-30
Filing date: 2019-01-30
Publication date: 2023-03-24
Anticipated expiration: 2039-01-30
Also published as: CN109800379A

Abstract

本发明涉及一种遥感仪器建模技术领域的星载微波遥感仪器光路建模方法，将微波遥感仪器的独立组件分为平面反射面、旋转抛物面反射面、旋转双曲面反射面、和馈源共四类独立组件，依据视线反射传输的路径顺序，通过坐标转换矩阵实现视线状态向量在相邻反射面固连坐标系之间投影的转换，然后通过各反射面的状态方程对视线状态向量做变换，以描述光路的反射传输。本发明星载微波遥感仪器光路建模方法，适用于含有旋转抛物面反射面、旋转双曲面反射面、平面反射面以及旋转轴系等多种机构的微波遥感仪器，所建立的模型可以描述星载微波遥感仪器中微波从馈源到地面之间的传播关系。

Description

星载微波遥感仪器光路建模方法

技术领域

本发明涉及遥感仪器建模方法技术领域，具体涉及一种星载微波遥感仪器光路建模方法。

背景技术

随着对地观测遥感卫星图像的分辨率越来越高，其应用也越来越广泛和深入，对图像定位精度的要求也越来越高。遥感卫星图像定位的方法有很多，按其原理可以分为与遥感仪器成像模型无关的静态参数几何校正和基于遥感仪器成像模型的几何校正。在遥感卫星对地观测的初期，由于无法获取对地遥感仪器在成像瞬间的较高精度的位置、姿态等信息，无法建立共线方程等严密的传感器成像模型，因此大都采用与遥感仪器成像模型无关的静态参数几何校正。随着高精度定轨和定姿技术的发展，基于遥感仪器模型成像模型的几何校正方法逐渐成为高分辨率卫星图像产品生产的主要方法。与遥感仪器模型有关的几何校正方法的主要思想是：在遥感仪器的内方位元素(如光学相机的主距、主点位置、畸变参数)和外方位元素(星载仪器姿态、位置)信息已知的情况下，利用摄影视线与数字高程模型(DEM)相交获取对应的地面坐标，或采用立体模式的空间前方交会获取对应的地面坐标，从而实现卫星遥感影像对地定位。

卫星严密成像几何模型的构建是基于遥感仪器成像模型的几何校正方案的核心。卫星平台姿态、轨道位置和热环境、力学环境存在长周期和短周期变化，使得仪器视线偏离标称方向，导致图像像素与地理位置的对应关系产生偏差。卫星平台姿态、轨道变化均可精确测量后补偿或校正，而热环境、力学环境等因素引起的卫星平台、仪器在轨变形机理复杂，难以直接精确测量每个组件的变形，且不同组件变形对图像的影响各不相同，因此各国遥感卫星制造商均针对遥感仪器的光路特性设计相应的图像定位配准和补偿方案，包括美国的GOES系列卫星，俄罗斯的Electro-L，日本的Himawari-8，欧洲的第三代气象卫星MTG，我国的资源三号、FY-4等卫星。但是上述卫星基于遥感仪器成像模型的几何校正方案均是针对其光学遥感仪器，不适用于微波遥感仪器。

我国将率先部署的静止轨道微波遥感卫星是全球未来气象预报体系的重要组成部分，其中微波探测仪是主载荷。由于静止轨道微波探测频段向高频扩展，为满足空间分辨率要求，其天线反射面口径远大于常规天线口径，受限于火箭整流罩尺寸，需将天线折叠起来，入轨后再展开部署。展开动作可能造成各反射面的角度和位置偏离标称值。其次，卫星在轨运行时，展开机构的挠性振动导致反射面的角度和位置偏离标称值。与光学遥感卫星不同的是，微波遥感天线兼有平面反射面和曲面反射面。平面反射面的位移不改变光路反射方向，因此光学遥感星不需要对反射面位移误差建模。而曲面反射面位移直接导致光路方向变化，进而改变对地观测视向量指向，因此在微波遥感卫星光路建模中，不可忽略反射面位移误差。最后，相比于光学遥感卫星，微波遥感卫星反射面数量更多，视向量需要经过多重反射后才进入成像系统。

综上各种因素可知，当前的考虑仪器变形的卫星图像定位配准研究的研究对象多为光学遥感仪器。而微波遥感仪器比光学遥感仪器的光路建模更加复杂，具有一定特殊性。为实现微波遥感仪器的高精度图像定位配准，首先需针对微波遥感仪器的结构特性建立光路模型。

经对现有技术的检索，J.L.Fiorello等人编写的NOAA研究报告(0989年，编号N90-13422)介绍了图像导航定位概念和原理，提出了通过光学仪器观测恒星获取仪器变形参数的方法，但该方法不适用于微波遥感仪器。

李晓坤、王淦泉、陈桂林在《科学技术与工程》第7卷第6期(2007年3月)的文章《风云四号气象卫星扫描成像仪——可见光通道恒星敏感》中，介绍了风云四号卫星扫描成像仪通过恒星敏感解算仪器内部形变的方法。但该方法仅对光学遥感仪器有效。

专利号CN104764443A的发明专利《一种光学遥感卫星严密成像几何模型构建方法》介绍了一种利用卫星相机内外方位元素构建光学遥感卫星影像的的严密成像几何模型的方法。但该方法不适用于微波遥感仪器。

张过、祝彦敏、费文波、李德仁在《测绘通报》第五期(2009年)的文章《高分辨SAR-GEC影像严密成像几何模型及其应用研究》中，提出了构建SAR影像GEC产品严密成像几何模型的方法。但是该方法对仪器内部畸变做了简化处理，无法充分描述扫描式微波成像仪器的变形。

因此，有必要设计一种建立的光路模型适用于含有曲面反射面、平面反射面以及旋转轴系等多种机构、所建立的模型可以描述不同构型的星载微波遥感仪器中光路从馈源到主反射再到地面之间的传播关系的星载微波遥感仪器光路建模方法。

发明内容

针对现有技术的缺陷，本发明的目的是提供一种星载微波遥感仪器光路建模方法，本发明的建立的光路模型适用于含有曲面反射面、平面反射面以及旋转轴系等多种机构、所建立的模型可以描述不同构型的星载微波遥感仪器中光路从馈源到主反射再到地面之间的传播关系。

本发明涉及一种星载微波遥感仪器光路建模方法，将微波遥感仪器的独立组件分为平面反射面、旋转抛物面反射面、旋转双曲面反射面、和馈源共四类独立组件，依据视线反射传输的路径顺序，通过坐标转换矩阵实现视线状态向量在相邻反射面固连坐标系之间投影的转换，然后通过各反射面的状态方程对视线状态向量做变换，以描述光路的反射传输。

具体地，采用视线状态向量表征微波波束视线。

进一步地，所述视线状态向量，视线状态向量X是7维向量，由视线在反射面的落点坐标[x,y,z]^T、视线方向单位矢量[u,v,w]^T和1构成：

X＝[x y z u v w 1]^T

依据视线反射传输的路径顺序，通过坐标转换矩阵描述视线状态向量在相邻反射面固连坐标系之间的转换。

进一步地，所述坐标转换矩阵，a坐标系到b坐标系的坐标转换矩阵，左乘视线状态向量X在a坐标系的投影X_a，再加上a坐标系原点在b坐标系的投影A_b，得到视线状态向量X在b坐标系的投影X_b：

X_b＝T_baX_a

进一步地，所述a坐标系到b坐标系的坐标转换矩阵，是6×6阶矩阵，形式如下：

所述R_ba表示a坐标系到b坐标系的坐标转换矩阵。

具体地，通过各反射面的状态方程对视线状态向量做变换，以描述光路的反射传输。

进一步地，在当前反射面固连坐标系下，当前反射面的出射视线状态向量X_out等于当前反射面的状态转移矩阵M左乘当前反射面的入射视线状态向量X_in：

X_out＝MX_in

进一步地，状态转移矩阵的表达式为：

所述I_3×3是单位矩阵，n＝[n_x,n_y,n_z]^T是视线落点处的反射面外法向单位矢量在反射面固连坐标系的投影。

进一步地，所述k是入射视线单位方向矢量与出射视线落点坐标的耦合系数，表达式如下：

当反射面为平面z＝0时：

k＝-z_in/w_in

当反射面为旋转抛物面x²+y²+az＝0,a＜0时：

当反射面为旋转双曲面x²+y²+az²＝0,z≤0,a＜0时：

其中，k是入射视线单位方向矢量与出射视线落点坐标的耦合系数，

本发明的星载微波遥感仪器光路建模方法，包括以下步骤：

步骤1，将星载微波遥感仪器中的独立光路组件划分为平面反射面、旋转抛物面反射面、旋转双曲面反射面、和馈源共四种类型；根据独立组件的类型，定义与独立组件固连的平面反射面固连坐标系、旋转抛物面反射面固连坐标系、旋转双曲面反射面固连坐标系、旋转轴系固连坐标系和馈源固连坐标系；

所述平面反射面固连坐标系，坐标系原点取为反射面几何中心，z轴为平面正法向，x轴在平面内指向一特征方向，y轴由右手定则确定；

所述旋转抛物面反射面固连坐标系，坐标系原点为旋转抛物面反射面的拐点，z轴与旋转抛物面反射面对称轴重合指向旋转抛物面拐点正法向方向，x轴垂直z轴指向旋转抛物面反射面一特征方向，y轴由右手定则确定；

所述旋转双曲面反射面固连坐标系，坐标系原点为旋转双曲面反射面的拐点，z轴与旋转双曲面反射面的对称轴重合指向旋转双曲面反射面拐点正法向方向，x轴垂直z轴指向旋转双曲面反射面某特征方向，y轴由右手定则确定；

所述馈源固连坐标系，坐标系对于馈源，固连坐标系原点取为馈源入口几何中心，z轴垂直馈源入口平面指向馈源外侧，x轴垂直z轴指向馈源入口平面一特征方向，y轴由右手定则确定；

步骤2，定义从馈源出发的波束、视线矢量簇、出射视线状态向量集合；

所述从馈源出发的波束、视线矢量簇、视线状态向量集合，波束从馈源固连坐标系原点出发，呈圆锥状，圆锥顶点与馈源固连坐标系原点重合，圆锥中轴与馈源系外法向重合，圆锥面为馈源入口处波束方向图-3dB包络渐近线；视线矢量簇由波束中心视线矢量和等间隔的波束边界视线矢量组成；出射视线状态向量集合是视线矢量簇对应的视线状态向量的集合；

步骤3，从馈源出发，通过相邻光路组件之间的坐标系转换矩阵，将出射视线状态向量集合中的所有状态向量转换到光路中下一个反射面的固连坐标系下，作为该反射面的入射视线状态向量集合，根据该反射面的类型采用相应的状态转移矩阵，将入射视线状态向量集合中的所有状态向量分别代入状态转移方程，计算得到出射视线状态向量集合，循环此过程，直至获得仪器最外端指向探测目标的出射视线状态向量集合。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明的星载微波遥感仪器光路建模方法，适用于含有旋转抛物面反射面、旋转双曲面反射面、平面反射面以及旋转轴系等多种机构的微波遥感仪器；

2、本发明的星载微波遥感仪器光路建模方法，所建立的模型可以描述星载微波遥感仪器中微波从馈源到地面之间的传播关系；

3、本发明的星载微波遥感仪器光路建模方法，通过对微波遥感仪器的结构特性建立光路模型，有效地实现微波遥感仪器的高精度图像定位配准。

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为本发明的星载微波遥感仪器光路建模方法的流程图；

图2为本发明的馈源和出射波束示意图；

图3为本发明的平面反射面光路建模示意图；

图4为本发明的旋转双曲面反射面光路建模示意图；

图5为本发明的旋转抛物面反射面光路建模示意图；

图6为某微波遥感仪器内部光路示意图；

图7为某静止轨道微波遥感仪器波束指向图。

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。

实施例

本实施例中，本发明的星载微波遥感仪器光路建模方法，将微波遥感仪器的独立组件分为平面反射面、旋转抛物面反射面、旋转双曲面反射面、和馈源共四类独立组件，依据视线反射传输的路径顺序，通过坐标转换矩阵实现视线状态向量在相邻反射面固连坐标系之间投影的转换，然后通过各反射面的状态方程对视线状态向量做变换，以描述光路的反射传输。

接下来对本发明进行详细的描述。

本发明的目的是提供一种星载微波遥感仪器光路建模方法，本发明的建立的光路模型适用于含有曲面反射面、平面反射面以及旋转轴系等多种机构、所建立的模型可以描述不同构型的星载微波遥感仪器中光路从馈源到主反射再到地面之间的传播关系。

如图1至图6所示，本发明一较佳实施例的星载微波遥感仪器光路建模方法，包括以下步骤：

步骤1，将星载微波遥感仪器中的独立光路组件划分为平面反射面、旋转抛物面反射面、旋转双曲面反射面和馈源共四种类型；根据独立组件的类型，定义与独立组件固连的平面反射面固连坐标系、旋转抛物面反射面固连坐标系、旋转双曲面反射面固连坐标系、旋转轴系固连坐标系和馈源固连坐标系。

定义各组件的固连坐标系如下：

馈源入口固连坐标系(下标a，坐标原点记为A)：原点A取为馈源入口几何中心，Za轴取为馈源入口外法向，Xa轴垂直Za指向馈源某特征方向，Ya由右手定则确定；

快扫镜一是平面反射面，快扫镜一固连坐标系(下标b，坐标原点记为B)：原点B取为快扫镜几何中心，Zb轴取为快扫镜正法向，Xb轴垂直Zb轴指向某特征方向，Yb轴由右手定则确定；

快扫镜而是平面反射面，快扫镜二固连坐标系(下标c，坐标原点记为C)：原点C取为快扫镜几何中心，Zc轴取为快扫镜二正法向，Xc轴垂直Zc轴指向某特征方向，Yc轴由右手定则确定；；

第二副反是平面反射面，第二副反固连坐标系(下标d，坐标原点记为D)：原点D取为第二副反几何中心，Zd轴取为第二副反正法向，Xd轴垂直Zd轴指向某特征方向，Yd轴由右手定则确定；

第一副反是旋转双曲面反射面，第一副反固连坐标系(下标e，坐标原点记为E)：原点E取为第一副反拐点，Ze轴取为与第一副反对称轴重合，指向外法向方向，Xe轴垂直Zd轴指向某特征方向，Ye轴由右手定则确定；；

主反是旋转抛物面反射面主反固连坐标系(下标f，坐标原点记为F)：原点F取为主反拐点，Zf轴取为与主反对称轴重合，指向主反外法向，Xf轴垂直Zf轴指向某特征方向，Yf轴由右手定则确定；

步骤2，定义从馈源出发的波束、视线矢量簇、出射视线状态向量集合。

所述从馈源出发的波束、视线矢量簇、视线状态向量集合，其特征在于，波束从馈源固连坐标系原点出发，呈圆锥状，圆锥顶点与馈源固连坐标系原点重合，圆锥中轴与馈源系外法向重合，圆锥面为馈源入口处波束方向图-3dB包络渐近线；视线矢量簇由波束中心视线矢量和等间隔的波束边界视线矢量组成；出射视线状态向量集合是视线矢量簇对应的视线状态向量的集合。

步骤3，从馈源出发，根据坐标系转换法则，将出射视线状态向量集合中的所有状态向量转换到光路中下一个反射面的固连坐标系下，作为该反射面的入射视线状态向量集合。根据该反射面的类型采用相应的状态转移矩阵，将入射视线状态向量集合中的所有状态向量分别代入状态转移方程，计算得到出射视线状态向量集合。循环此过程，直至获得仪器最外端指向探测目标的出射视线状态向量集合。

首先，通过坐标变换，将馈源出射视线状态向量集合{X_{out_a}}转换到b系下{X_{in_b}}＝{T_baX_{out_a}}，其中：

R_am表示从机械系到a系的坐标转换矩阵；

R_βm表示从机械系到零转角时的快扫镜一固连坐标系(记为β系)的坐标转换矩阵；

R_bβ表示β系到b系的坐标转换矩阵。

A_b表示a系原点A在b系的坐标：A_b＝R_bβR_βm(A_m-B_m)。

应用快扫镜一的状态转换矩阵M_b，计算快扫镜一的出射视线状态向量集合：

{X_{out_b}}＝{M_bX_{in_b}}

然后将X_{out_b}转化到快扫镜二固连坐标系下，得到快扫镜二的入射视线状态向量集合{X_{in_c}}＝{T_cbX_{in_c}}，其中：

应用快扫镜二的状态转移矩阵M_c，计算快扫镜二的出射视线状态向量集合：

{X_{out_c}}＝{M_cX_{in_c}}

将X_{out_c}转换到第二副反射面固连坐标系下，得到第二副反射面的入射视线状态向量集合{X_{in_d}}＝{T_dcX_{out_c}}，其中：

应用第二副反射面的状态转移矩阵M_d，计算第二副反射面的出射视线状态向量集合：

{X_{out_d}}＝{M_dX_{in_d}}

将X_{out_d}转换到第一副反射面固连坐标系下，得到第一副反射面固连坐标系的入射视线状态向量集合{X_{in_e}}＝{T_edX_{out_d}}，其中：

应用第一副反射面的状态转移矩阵M_e，计算第一副反射面的出射视线状态向量集合：

{X_{out_e}}＝{M_eX_{in_e}}

将X_{out_e}转换到主反射面固连坐标系下，得到主反射面固连坐标系的入射视线状态向量集合{X_{in_f}}＝{T_feX_{out_e}}，其中：

应用主反射面的状态转移矩阵M_f，计算主反射面的出射视线状态向量集合：

{X_{out_f}}＝{M_fX_{in_f}}

综上所述，本发明的星载微波遥感仪器光路建模方法，适用于含有旋转抛物面反射面、旋转双曲面反射面、平面反射面以及旋转轴系等多种机构的微波遥感仪器；所建立的模型可以描述星载微波遥感仪器中微波从馈源到地面之间的传播关系；通过对微波遥感仪器的结构特性建立光路模型，有效地实现微波遥感仪器的高精度图像定位配准。

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化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims

1.一种星载微波遥感仪器光路建模方法，其特征在于，将微波遥感仪器的独立组件分为平面反射面、旋转抛物面反射面、旋转双曲面反射面以及馈源共四类独立组件，依据视线反射传输的路径顺序，通过坐标转换矩阵实现视线状态向量在相邻反射面固连坐标系之间投影的转换，然后通过各反射面的状态方程对视线状态向量做变换，以描述光路的反射传输；

采用视线状态向量表征微波波束视线；

所述视线状态向量，视线状态向量X是7维向量，由视线在反射面的落点坐标[x,y,z]^T、视线方向单位矢量[u,v,w]^T和1构成：

X＝[x y z u v w 1]^T，

其中，X为视线状态向量；

坐标转换矩阵表示为a坐标系到b坐标系的坐标转换矩阵，左乘视线状态向量X在a坐标系的投影X_a，得到视线状态向量X在b坐标系的投影X_b：

X_b＝T_baX_a，

a坐标系到b坐标系的坐标转换矩阵，是6×6阶矩阵，形式如下：

其中，X_a为视线状态向量X在a坐标系的投影，A_b为a坐标系原点在b坐标系的投影，X_b为视线状态向量X在b坐标系的投影。

2.根据权利要求1所述的星载微波遥感仪器光路建模方法，其特征在于，在当前反射面固连坐标系下，当前反射面的出射视线状态向量X_out等于当前反射面的状态转移矩阵M左乘当前反射面的入射视线状态向量X_in：

X_out＝MX_in

其中，X_out为当前反射面的出射视线状态向量，M为当前反射面的状态转移矩阵，X_in为当前反射面的入射视线状态向量。

3.根据权利要求2所述的星载微波遥感仪器光路建模方法，其特征在于，状态转移矩阵的表达式为：

I_3×3是单位矩阵，n＝[n_x,n_y,n_z]^T是视线落点处的反射面外法向单位矢量在反射面固连坐标系的投影，M为当前反射面的状态转移矩阵，k是入射视线单位方向矢量与出射视线落点坐标的耦合系数。

4.根据权利要求3所述的星载微波遥感仪器光路建模方法，其特征在于，所述k的表达式如下：

当反射面为平面z＝0时：

k＝-z_in/w_in

当反射面为旋转抛物面x²+y²+az＝0,a＜0时：

当反射面为旋转双曲面x²+y²+az²＝0,z≤0,a＜0时：

5.根据权利要求1所述的星载微波遥感仪器光路建模方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，将星载微波遥感仪器中的独立光路组件划分为平面反射面、旋转抛物面反射面、旋转双曲面反射面以及馈源共四种类型；根据独立组件的类型，定义与独立组件固连的平面反射面固连坐标系、旋转抛物面反射面固连坐标系、旋转双曲面反射面固连坐标系、旋转轴系固连坐标系和馈源固连坐标系；

步骤3，从馈源出发，通过相邻光路组件之间的坐标转换矩阵，将出射视线状态向量集合中的所有状态向量转换到光路中下一个反射面的固连坐标系下，作为该反射面的入射视线状态向量集合，根据该反射面的类型采用相应的状态转移矩阵，将入射视线状态向量集合中的所有状态向量分别代入状态转移方程，计算得到出射视线状态向量集合，循环此过程，直至获得仪器最外端指向探测目标的出射视线状态向量集合。