CN111289977A - 一种定位方法及装置 - Google Patents

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CN111289977A CN202010134051.9A CN202010134051A CN111289977A CN 111289977 A CN111289977 A CN 111289977A CN 202010134051 A CN202010134051 A CN 202010134051A CN 111289977 A CN111289977 A CN 111289977A
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张衡
李飞
王宇
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    • G01S13/9019—Auto-focussing of the SAR signals

Abstract

本申请公开一种定位方法，包括：基于卫星的距离向采样频率和所述卫星到图像中心的距离，确定所述卫星与地表目标之间的距离；基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息；本申请还提供一种定位装置，通过本申请公开的定位方法和装置，可以实现通过卫星精准的确定地表目标的位置信息。

Description

一种定位方法及装置
技术领域
本申请涉及雷达技术领域，尤其涉及一种定位方法及装置。
背景技术
星载合成孔径雷达(Synthetic Aperture Radar,SAR)是一种是用微波探测地表目标的主动式成像传感器，具有全天候、全天时、大范围、强穿透性等优点。星载SAR遥感影像作为光学遥感影像的有益补充，广泛的应用于地形测绘、国土资源调查、农作物估产、水文监测和灾害评估等领域，因此通过星载SAR卫星精准的确定所述地表目标的位置信息显得至关重要。
发明内容
本申请实施例提供一种定位方法及装置，可以通过星载SAR卫星精准的确定所述地表目标的位置信息。
本申请实施例的技术方案是这样实现的：
基于卫星的距离向采样频率和所述卫星到图像中心的距离，确定所述卫星与地表目标之间的距离；
基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息。
上述方案中，所述基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息包括：
基于所述卫星与地表目标之间的距离、所述卫星的回波多普勒频率、所述卫星的在轨位置信息和所述卫星的在轨速度信息，确定所述地表目标的位置信息。
上述方案中，所述基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息之前，所述方法还包括：
根据所述卫星与地表目标的相对距离、所述卫星与地表目标的相对速度、以及所述卫星的雷达的波长，确定所述卫星的回波多普勒频率。
上述方案中，所述基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息之前，所述方法还包括：
基于所述卫星的真近点角和偏近点角，确定所述卫星的在轨位置信息；
所述真近点角包括近地点与地心连线和卫星与地心连线之间的夹角；所述偏近点角包括基于卫星轨道半长轴外接圆上的点和所述卫星轨道半长轴外接圆的圆心确定的直线与所述轨道半长轴之间的夹角；
所述轨道半长轴外接圆上的点包括经过所述卫星与所述卫星轨道长轴垂直的直线与所述卫星轨道半长轴外接圆相交的点。
上述方案中，所述基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息之前，所述方法还包括：
基于所述卫星的真近点角、所述卫星的偏近点角和所述卫星的在轨位置信息，确定所述卫星的在轨速度信息。
本申请还提供一种定位装置，包括：
确定单元，用于基于卫星的距离向采样频率和所述卫星到图像中心的距离，确定所述卫星与地表目标之间的距离；基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息。
上述方案中，所述确定单元还用于：基于所述卫星与地表目标之间的距离、所述卫星的回波多普勒频率、所述卫星的在轨位置信息和所述卫星的在轨速度信息，确定所述地表目标的位置信息。
上述方案中，所述确定单元还用于：在所述基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息之前，根据所述卫星与地表目标的相对距离、所述卫星与地表目标的相对速度、以及所述卫星的雷达的波长，确定所述卫星的回波多普勒频率。
上述方案中，所述确定单元还用于：在所述基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息之前，基于所述卫星的真近点角和偏近点角，确定所述卫星的在轨位置信息；
所述真近点角包括近地点与地心连线和卫星与地心连线之间的夹角；所述偏近点角包括基于卫星轨道半长轴外接圆上的点和所述卫星轨道半长轴外接圆的圆心确定的直线与所述轨道半长轴之间的夹角；
所述轨道半长轴外接圆上的点包括经过所述卫星与所述卫星轨道长轴垂直的直线与所述卫星轨道半长轴外接圆相交的点。
上述方案中，所述确定单元还用于：在所述基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息之前，基于所述卫星的真近点角、所述卫星的偏近点角和所述卫星的在轨位置信息，确定所述卫星的在轨速度信息。
本申请实施例提供的定位方法及装置，基于卫星的距离向采样频率和所述卫星到图像中心的距离，确定所述卫星与地表目标之间的距离；基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息。如此，可以实现通过卫星对地表目标的位置信息进行确认，还可以降低斜距误差对确定地表目标位置信息的影响，提高星载SAR卫星定位的精度。
附图说明
图1为本申请实施例提供的定位方法的可选流程示意图；
图2为本申请实施例提供的卫星升降轨与成像坐标行号的关系示意图；
图3为本申请实施例提供的卫星左右视与图像像素所在行的关系示意图；
图4为本申请实施例提供的卫星发射电磁波与接收电磁波的示意图；
图5为本申请实施例提供的确定卫星的在轨位置信息、在轨速度信息和回波多普勒频率的可选流程示意图；
图6为本申请实施例提供的定位方法的可选流程示意图；
图7为本申请实施例提供的定位方法的流程图；
图8为本申请实施例提供的轨道六根数的可选示意图；
图9为本申请实施例提供的定位装置的可选结构示意图；
图10为本申请实施例内存越界监控装置的硬件组成结构示意图。
具体实施方式
以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
星载合成孔径雷达是一种是用微波探测地表目标的主动式成像传感器，具有全天候、全天时、大范围、强穿透性等优点。星载SAR遥感影像作为光学遥感影像的有益补充，广泛的应用于地形测绘、国土资源调查、农作物估产、水文监测和灾害评估等领域。
但是星载SAR图像的地面分辨率大多较低，仅能对一些较大的地物地貌进行判读和测图，严重限制了其应用领域和范围。近年来，随着意大利1米(m)分辨率的Cosmo-SkyMed、德国1m分辨率的军民两用卫星TerraSAR以及加拿大1m分辨率的Radarsat-2等SAR卫星的相继成功发射，标志着高分辨率星载SAR时代的到来。高分辨率星载SAR对地观测技术已经成为当前遥感领域的研究热点之一。星载SAR几何定位技术是对地观测技术的重要课题，也是后继数据处理的关键中间环节，提高星载SAR几何定位精度有利于星载SAR数据的广泛应用。
影响SAR图像定位精度的因素主要包括轨道定位精度，姿态定位精度，星上时间基准以及后期的传感器几何定标精度和平差处理精度等，受硬件水平及定轨、定姿技术的限制，大部分国产星载SAR卫星的直接对地定位精度无法满足高精度应用的需求。因此，研究如何提高国产遥感卫星对地几何定位精度，有很高的实用性和研究价值。
SAR图像定位可以基于Brown和Curlander提出的距离多普勒模型(Range-DopplerModel，RD)实现，即基于成像处理得到的SAR影像信息及雷达卫星轨道数据，结合距离方程、多普勒方程和地球模型方程联立来求解图像像元对应地表目标点的三维坐标。
基于目前星载SAR定位方法中存在的定位精度低的问题，本申请提出一种定位方法，能够解决现有技术方案中无法解决的技术难题和缺点。
图1示出了本申请实施例提供的定位方法的可选流程示意图，将根据各个步骤进行说明。
步骤S101，基于卫星的距离向采样频率和所述卫星到图像中心的距离，确定所述卫星与地表目标之间的距离。
雷达在成像过程中，随着卫星不断地发射电磁脉冲，所述卫星也接收着从地表目标反射过来的脉冲波。发射电磁波和接收电磁波这两段时间之间的延迟，可以很好的表征卫星与地表目标之间的距离。假设卫星的方位向坐标为i、距离向坐标为j的卫星与地表目标之间的距离为Rij，那么由合成孔径雷达原理可得：
Figure BDA0002396687500000051
其中，τ为合成孔径雷达所接收的地表目标相对与发射脉冲的时延，c为光速，在相同介质下，光速与电磁波波速相同。但是时延τ所受的误差是多方面的，一方面是因为在传播过程中，会受到大气、介质等不同因素的影响，另一方面是图像处理算法过程对时延的影响。所以在本申请实施例中不使用上述方案确定所述卫星与所述地表目标的距离Rij。
在一些实施例中，所述卫星与地表目标之间的距离Rij，也可以被称为斜距Rij。
在一些实施例中，定位装置基于卫星的可扩展标记语言(Extensible MarkupLanguage，XML)文件中基于距离向采样频率(SamplingFrequency，Fr)和卫星到图像中心的距离(SceneCenterRange，Rcenter)获得Rij，包括：
Figure BDA0002396687500000052
其中，height为距离向象素点个数。
图2示出了本申请实施例提供的卫星升降轨与成像坐标行号的关系示意图。
在一些实施例中，地表目标在图像上的成像坐标与实际图像坐标不一定相同。图像坐标一般规定图像左上方的点为坐标原点，水平方向为方位向，垂直方向为距离向。而成像坐标的行、纵坐标号与卫星飞行时是升轨还是降轨、传感器左视还是右视有关。卫星在飞行过程中，由北向南飞过赤道称为升轨，由南向北飞过赤道称为降轨。以合成孔径雷达平台移动方向为参考方向，传感器波束向右照射为右视，向左照射为左视。
如图2所示，对于升轨而言，成像坐标行号等于图像坐标最大行号减去地表目标的图像坐标行号；对于降轨而言，成像坐标行号即为地表目标的图像坐标行号。
图3示出了本申请实施例提供的卫星升左右视与图像像素所在行的关系示意图。
如图3所示，假设卫星均为升轨方向飞行，如果传感器波束指向左边，即传感器左视时，成像的坐标列号应该是图像的最大坐标列号减去卫星的图像坐标列号；如果传感器波束指向右边，即传感器右视时，成像的象素坐标列号应该是地表目标的图像坐标列号。
步骤S102，基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息。
在一些实施例中，定位装置基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息包括：基于所述卫星与地表目标之间的距离、所述卫星的回波多普勒频率、所述卫星的在轨位置信息和所述卫星的在轨速度信息，确定所述地表目标的位置信息。
在一些实施例中，在地固坐标系下，根据星载SAR成像几何，星载SAR图像像素点所对应的地表目标点位置矢量RT与卫星上雷达天线的相位中心的位置矢量为RS之间满足斜距方程约束：
R＝|RS-RT| (3)
由于地球自转、卫星运动等因素的影响，星载SAR回波信号的多普勒频谱与零多普勒中心频率之间存在着一定的偏移，多普勒中心频率fdc与卫星和地表目标之间的速度矢量差以及卫星雷达相位中心和地表目标之间的位置矢量差的关系满足多普勒方程约束：
Figure BDA0002396687500000071
为了进行几何定位，需要建立一个地球模型。在大地测量中，通常都是使用一个规则的具有微小扁率的旋转椭球体来近似代表地球。此时，地球表面上任一点的坐标均满足下述关系：
Figure BDA0002396687500000072
其中，R对应于所述SAR卫星与所述地表目标的距离Rij，RS、VS分别对应于SAR天线在轨位置信息、在轨速度信息。所述在轨位置信息可以是在轨位置坐标；所述在轨速度信息可以是在轨速度坐标。RT＝(xT,yT,zT)、VT分别对应地表目标点的位置、速度矢量，在地固坐标系下VT等于0矢量。λ为雷达发射电磁波的波长，fdc对应于SAR影像成像时多普勒中心频率。Re和Rp分别为地球的赤道半径和极地半径，h是地表目标相对于假设地球模型的高度。在距离方程、多普勒方程和地球模型方程所组成的非线性方程组中，只有SAR图像像素点对应的地表目标的位置矢量RT是未知的，这样，由三个方程即可解出RT的三个坐标分量(xt,yt,zt)，确定所述地表目标的位置信息。
在一些实施例中，合成孔径雷达图像实际上为二维离散时间序列。在方位向上的离散序列由卫星飞行的时间顺序所对应，卫星飞过方位向上一个象素记录一个时刻，此时刻称为慢时间；在距离向上，卫星雷达发射脉冲序列，在距离向上的时间离散序列与回波时延相对应，称为快时间。因此，通过设成像象素点坐标为(i,j)，时间坐标为(tazimuth,trange)，只要知道任一点点的(tazimuth,trange)，就能求出成像坐标(i,j)。
慢时间tazimuth可以表示为：
Figure BDA0002396687500000073
其中，i为成像方位向象素坐标，width为方位向视数，PRF为脉冲重复频率，t0为成像开始时间，widthSpace为方位向分辨率，platform Velocity为卫星运行速度。
快时间trange可以表示为：
Figure BDA0002396687500000081
式(7)中，近似认为卫星发射电磁波到地面物体的距离Rij与卫星接收从地面物体反射出来电磁波所需的距离Rij′是相等的。
图4示出了本申请实施例提供的卫星发射电磁波与接收电磁波的示意图。
如图4所示，坐标原点设置在地面成像时刻，以距离向为x轴，以方位向为y轴。当卫星移动到点A位置时发射电磁波，移动到A′时接收到电磁波，由于α和α′角度不同，但是光速远远大于卫星移动速度，而且在星载SAR卫星设计过程中已经考虑到此问题，Rij与Rij′的误差很小，在10-7左右，几乎可以忽略不计。因此，通过减少斜距的误差可以提升定位的精度。
在一些实施例中，确定RS、VS和fdc还包括步骤S201至步骤S203，图5示出了本申请实施例提供的确定RS、VS和fdc的可选流程示意图，将根据各个步骤进行说明。
步骤S201，基于所述卫星的真近点角和偏近点角，确定所述卫星的在轨位置信息。
在一些实施例中，定位装置基于所述卫星的真近点角和偏近点角，确定所述卫星的在轨位置信息，包括：基于所述卫星的真近点角、偏近点角与所述卫星的在轨位置信息的关系确定所述卫星的在轨位置信息。所述在轨位置信息可以是在轨位置坐标。所述卫星的真近点角、偏近点角与所述卫星的在轨位置坐标RS的关系可以表示为：
Figure BDA0002396687500000082
其中，f为真近点角，a为卫星轨道半长轴，e为卫星轨道偏心率。真近点角是近地点与地心连线和卫星与地心连线的夹角，计算真近点角的公式可以表示为：
Figure BDA0002396687500000091
其中，E为偏近点角。经过卫星做与卫星轨道(椭圆)长轴垂直的直线，交半长轴外接圆的点到原点的直线(卫星与地表目标连线)与半长轴所成夹角。
对于E的求解方法，是根据下面等式进行迭代求解：
M＝E-e sin E (10)
其中，M是平近点角。
步骤S202，基于所述卫星的真近点角、所述卫星的偏近点角和所述卫星的在轨位置信息，确定所述卫星的在轨速度信息。
在一些实施例中，定位装置基于所述卫星的真近点角、所述卫星的偏近点角和所述卫星的在轨位置信息，确定所述卫星的在轨速度信息，包括：定位装置基于所述卫星的真近点角、偏近点角、所述卫星的在轨位置坐标与所述卫星的在轨速度信息的关系确定所述卫星的在轨速度信息。
在一些实施例中，应用牛顿迭代法确定所述卫星的在轨位置信息
Figure BDA0002396687500000092
和所述卫星的在轨速度信息
Figure BDA0002396687500000093
将初始值E0用M代替，设置阈值ε＝10-5，初始迭代i＝0。
按式(11)进行迭代计算：
Figure BDA0002396687500000094
判断阈值，如果|Ei+1-Ei|≤ε，即可停止迭代。
求出Rs标量值后，进而求
Figure BDA0002396687500000095
在地心地固坐标系的坐标。如想求出此值，先表示出
Figure BDA0002396687500000096
在轨坐标，进而将在轨坐标通过矩阵坐标转换到地心地固坐标系中。在卫星轨道坐标系中，设其原点为地心，地心与近地点连线为x′轴，与卫星轨道面垂直的方向为z′轴，y′轴通过右手螺旋法则进行判断。在卫星轨道坐标系下，任意一点坐标可以表示为：
Figure BDA0002396687500000101
接下来，研究惯性坐标系与卫星轨道坐标系的转换。
先将惯性坐标系沿z轴逆时针旋转Ω度，其变换矩阵可以表示为：
Figure BDA0002396687500000102
再将变换后的坐标系绕x轴逆时针旋转i度，其变换矩阵可以表示为：
Figure BDA0002396687500000103
再将得到的坐标系逆时针绕z轴旋转ω度，其变换矩阵可以表示为：
Figure BDA0002396687500000104
最后得到卫星轨道坐标系，所以由卫星轨道坐标系转惯性坐标系即为该逆过程，乘逆矩阵即可，最后得到：
Figure BDA0002396687500000105
对于卫星的位置坐标，同理可得：
Figure BDA0002396687500000106
其中，μ≡3.986005×1014m3/s2为开普勒第三定律参数，天体为地球。
然后，将惯性坐标系转换到地心地固坐标系。在叙述格林威治恒星时，已经证明格林威治恒星时是春分点坐标系(坐标系x轴指向春分点，GEI)与地心地固坐标系(x轴指向格林威治子午线，GER)之间的时间差(单位为度)。所以根据坐标转换公式：
Figure BDA0002396687500000111
Figure BDA0002396687500000112
其中ωe＝0.00417807°/s为地球自转角速度。可以得到所述卫星的在轨位置信息和所述卫星的在轨速度信息。
步骤S203，根据所述卫星与地表目标的相对距离、所述卫星与地表目标的相对速度、以及雷达的波长，确定所述卫星的回波多普勒频率。
在星载合成孔径雷达成像过程中，对fdc的计算方法通常利用SAR回波数据通过两种技术来实现，一是杂波锁定算法，二是自聚焦技术，这两者精度都很高。但是对初始值的求解，不能利用上述两类技术获得，往往采用计算的方法。
在一些实施例中，设回波的多普勒频率为fdc，卫星与地表目标的相对位置距离为
Figure BDA0002396687500000113
相对速度为
Figure BDA0002396687500000114
雷达波长为λ，则瞬时多普勒频率方程可以表示为：
Figure BDA0002396687500000115
相对距离|r|的计算可以表示为：
Figure BDA0002396687500000116
矢量积
Figure BDA0002396687500000117
的计算可以表示为：
Figure BDA0002396687500000121
由于在地心地固坐标系中，物体是随着地球转动而转动，所以
Figure BDA0002396687500000122
进一步可以得到：
Figure BDA0002396687500000123
在地心地固坐标系中存在：
Figure BDA0002396687500000124
进一步可以得到：
Figure BDA0002396687500000125
最后，将式(24)和式(25)带入式(20)可以得到：
Figure BDA0002396687500000126
如此，本申请实施例针对星载合成孔径雷达图像定位的数据进行分析，在传统星载合成孔径雷达定位模型中，通过分析合成孔径雷达成像原理，获得与地理定位有关的数据，而斜距误差是影响SAR卫星定位精度的主要误差源，根据这些数据，本申请实施例提供一种由图像的中心斜距补偿斜距误差的方法，通过距离向采样频率和卫星到图像中心的距离来确定斜距，进一步，通过确定的斜距确定所述卫星相对于地面的位置信息。使得进行多RD定位的卫星参数得到一定的校正，同时也提高了星载合成孔径雷达的快速定位精度。
图6示出了本申请实施例提供的定位方法的可选流程示意图，将根据各个步骤进行说明。
图7示出了本申请实施例提供的定位方法的流程图，将结合图5进行说明。
步骤S301，获取卫星的参数数据。
在一些实施例中，定位装置获取卫星的参数数据，所述卫星的参数数据包括以下至少一种：轨道六根数、采样频率、中心斜距、多普勒中心频率、所述卫星的方位向行数、所述卫星的距离向行数、所述卫星的方位向分辨率、所述卫星的距离向分辨率、所述卫星的运行速度、所述卫星的距离向采样频率、所述合成孔径雷达中心频率、所述合成孔径雷达在方位向的采样频率、卫星在轨的位置坐标、卫星在轨的速度坐标、地球所需赤道半径、极半径、升降轨信息、左右视信息和图像获取时间。
图8示出了本申请实施例提供的轨道六根数的可选示意图。
图8中，将不转动的地心坐标系作为轨道坐标系，轨道可由如下6个参数进行描述，称为轨道六根数:轨道半长轴a、轨道偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角ω和平近点角M。其中，轨道半长轴规定了轨道的大小；轨道偏心率是两焦点之间的距离与椭圆长轴之比，规定了轨道的形状；轨道倾角是轨道面与地球赤道面的夹角，轨道倾角范围是[0,π]；升交点赤经是春分点与升交点对地心的夹角，升交点赤经范围是[0,2π]。近地点幅角是升交点与近地点对地心的夹角，近地点幅角范围是[0,2π]。
在一些实施例中，所述卫星的参数数据通过高分三号卫星获得，图像的辅助信息文件常以XML文件和BIN文件给出。其中XML文件里通常存储所述卫星的基本信息和图像的参数，包括卫星的速度，卫星平台与地面图像中心点的斜距，几个特征点的经纬度信息，距离向和方位向象素点个数等，BIN文件里包括卫星轨道参数和卫星速度坐标等。
步骤S302，通过卫星的参数数据计算卫星的位置坐标、速度坐标、回波多普勒频率。
在一些实施例中，定位装置通过卫星的参数数据计算卫星的位置坐标、速度坐标、回波多普勒频率。
定位装置通过卫星的参数数据计算卫星的位置坐标流程与步骤S201一致，此处不再重复赘述。
定位装置通过卫星的参数数据计算卫星的速度坐标流程与步骤S202一致，此处不再重复赘述。
定位装置通过卫星的参数数据计算卫星的回波多普勒频率流程与步骤S203一致，此处不再重复赘述。
步骤S303，通过卫星的参数数据获得波束中心到达影像中心的斜距，进一步得到每个像素的斜距。
在一些实施例中，定位装置通过卫星的参数数据获得波束中心到达影像中心的斜距，进一步得到地面目标在图像上的每个像素的斜距包括：所述定位装置基于采样频率、中心斜距、多普勒中心频率和合成孔径雷达中心频率获得波束中心到达影像中心的斜距，进一步得到每个像素的斜距。
步骤S304，基于卫星的位置坐标、速度坐标、回波多普勒频率和地面目标在图像上的每个像素的斜距，确定所述地表目标的位置信息。
定位装置基于卫星的位置坐标、速度坐标、回波多普勒频率和每个像素的斜距，确定所述地表目标的位置信息的流程与步骤S102一致，此处不再重复赘述。
如此，通过获得卫星的参数数据，利用数学方法补偿斜距误差，使得进行多RD定位的卫星参数得到一定的校正，同时也提高了星载合成孔径雷达的快速定位精度。
图9示出了本申请实施例提供的定位装置的可选结构示意图，将根据各个部分进行说明。
在一些实施例中，所述定位装置400包括确定单元401。
确定单元401，用于基于卫星的距离向采样频率和所述卫星到图像中心的距离，确定所述卫星与地表目标之间的距离；基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息。
所述确定单元401，还用于基于所述卫星与地表目标之间的距离、所述卫星的回波多普勒频率、所述卫星的在轨位置信息和所述卫星的在轨速度信息，确定所述地表目标的位置信息。
所述确定单元401，还用于在所述基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息之前，根据所述卫星与地表目标的相对距离、所述卫星与地表目标的相对速度、以及所述卫星的雷达的波长，确定所述卫星的回波多普勒频率。
所述确定单元401，还用于在所述基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息之前，基于所述卫星的真近点角和偏近点角，确定所述卫星的在轨位置信息；
所述真近点角包括近地点与地心连线和卫星与地心连线之间的夹角；所述偏近点角包括基于卫星轨道半长轴外接圆上的点和所述卫星轨道半长轴外接圆的圆心确定的直线与所述轨道半长轴之间的夹角；
所述轨道半长轴外接圆上的点包括经过所述卫星与所述卫星轨道长轴垂直的直线与所述卫星轨道半长轴外接圆相交的点。
所述确定单元401，还用于在所述基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息之前，基于所述卫星的真近点角、所述卫星的偏近点角和所述卫星的在轨位置信息，确定所述卫星的在轨速度信息。
在一些实施例中，所述定位装置400还包括获取单元402。
所述获取单元402，用于获取卫星的参数数据。卫星的参数数据包括以下至少一种：轨道六根数、采样频率、中心斜距、多普勒中心频率、所述卫星的方位向行数、所述卫星的距离向行数、所述卫星的方位向分辨率、所述卫星的距离向分辨率、所述卫星的运行速度、所述卫星的距离向采样频率、所述合成孔径雷达中心频率、所述合成孔径雷达在方位向的采样频率、卫星在轨的位置坐标、卫星在轨的速度坐标、地球所需赤道半径、极半径、升降轨信息、左右视信息和图像获取时间。
图10是本申请实施例的电子设备的硬件组成结构示意图，内存越界监控装置500包括：至少一个处理器501、存储器502和至少一个网络接口504。内存越界监控装置500中的各个组件通过总线系统505耦合在一起。可理解，总线系统505用于实现这些组件之间的连接通信。总线系统505除包括数据总线之外，还包括电源总线、控制总线和状态信号总线。但是为了清楚说明起见，在图10中将各种总线都标为总线系统505。
可以理解，存储器502可以是易失性存储器或非易失性存储器，也可包括易失性和非易失性存储器两者。其中，非易失性存储器可以是ROM、可编程只读存储器(ProgrammableRead-Only Memory，PROM)、可擦除可编程只读存储器(Erasable Programmable Read-OnlyMemory，EPROM)、电可擦除可编程只读存储器(Electrically Erasable ProgrammableRead-Only Memory，EEPROM)、磁性随机存取存储器(Ferromagnetic Random AccessMemory，FRAM)、快闪存储器(Flash Memory)、磁表面存储器、光盘、或只读光盘(CompactDisc Read-Only Memory，CD-ROM)；磁表面存储器可以是磁盘存储器或磁带存储器。易失性存储器可以是随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)，其用作外部高速缓存。通过示例性但不是限制性说明，许多形式的RAM可用，例如静态随机存取存储器(Static RandomAccess Memory，SRAM)、同步静态随机存取存储器(Synchronous Static Random AccessMemory，SSRAM)、动态随机存取存储器(Dynamic Random Access Memory，DRAM)、同步动态随机存取存储器(Synchronous Dynamic Random Access Memory，SDRAM)、双倍数据速率同步动态随机存取存储器(Double Data Rate Synchronous Dynamic Random AccessMemory，DDRSDRAM)、增强型同步动态随机存取存储器(Enhanced Synchronous DynamicRandom Access Memory，ESDRAM)、同步连接动态随机存取存储器(SyncLink DynamicRandom Access Memory，SLDRAM)、直接内存总线随机存取存储器(Direct Rambus RandomAccess Memory，DRRAM)。本申请实施例描述的存储器502旨在包括但不限于这些和任意其它适合类型的存储器。
本申请实施例中的存储器502用于存储各种类型的数据以支持内存越界监控装置500的操作。这些数据的示例包括：用于在内存越界监控装置500上操作的任何计算机程序，如应用程序5022。实现本申请实施例方法的程序可以包含在应用程序5022中。
上述本申请实施例揭示的方法可以应用于处理器501中，或者由处理器501实现。处理器501可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，上述方法的各步骤可以通过处理器501中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器501可以是通用处理器、数字信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)，或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。处理器501可以实现或者执行本申请实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者任何常规的处理器等。结合本申请实施例所公开的方法的步骤，可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。软件模块可以位于存储介质中，该存储介质位于存储器502，处理器501读取存储器502中的信息，结合其硬件完成前述方法的步骤。
在示例性实施例中，内存越界监控装置500可以被一个或多个应用专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、DSP、可编程逻辑器件(Programmable Logic Device，PLD)、复杂可编程逻辑器件(Complex Programmable LogicDevice，CPLD)、FPGA、通用处理器、控制器、MCU、MPU、或其他电子元件实现，用于执行前述方法。
本申请实施例还提供了一种存储介质，用于存储计算机程序。
可选的，该存储介质可应用于本申请实施例中的终端设备，并且该计算机程序使得计算机执行本申请实施例的各个方法中的相应流程，为了简洁，在此不再赘述。

Claims (10)

1.一种定位方法，其特征在于，所述方法包括：
基于卫星的距离向采样频率和所述卫星到图像中心的距离，确定所述卫星与地表目标之间的距离；
基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息包括：
基于所述卫星与地表目标之间的距离、所述卫星的回波多普勒频率、所述卫星的在轨位置信息和所述卫星的在轨速度信息，确定所述地表目标的位置信息。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息之前，所述方法还包括：
根据所述卫星与地表目标的相对距离、所述卫星与地表目标的相对速度、以及所述卫星的雷达的波长，确定所述卫星的回波多普勒频率。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息之前，所述方法还包括：
基于所述卫星的真近点角和偏近点角，确定所述卫星的在轨位置信息；
所述真近点角包括近地点与地心连线和卫星与地心连线之间的夹角；所述偏近点角包括基于卫星轨道半长轴外接圆上的点和所述卫星轨道半长轴外接圆的圆心确定的直线与所述轨道半长轴之间的夹角；
所述轨道半长轴外接圆上的点包括经过所述卫星与所述卫星轨道长轴垂直的直线与所述卫星轨道半长轴外接圆相交的点。
5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息之前，所述方法还包括：
基于所述卫星的真近点角、所述卫星的偏近点角和所述卫星的在轨位置信息，确定所述卫星的在轨速度信息。
6.一种定位装置，其特征在于，所述装置包括：
确定单元，用于基于卫星的距离向采样频率和所述卫星到图像中心的距离，确定所述卫星与地表目标之间的距离；基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息。
7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述确定单元还用于：
基于所述卫星与地表目标之间的距离、所述卫星的回波多普勒频率、所述卫星的在轨位置信息和所述卫星的在轨速度信息，确定所述地表目标的位置信息。
8.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，所述确定单元还用于：
在所述基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息之前，根据所述卫星与地表目标的相对距离、所述卫星与地表目标的相对速度、以及所述卫星的雷达的波长，确定所述卫星的回波多普勒频率。
9.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，所述确定单元还用于：
在所述基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息之前，基于所述卫星的真近点角和偏近点角，确定所述卫星的在轨位置信息；
所述真近点角包括近地点与地心连线和卫星与地心连线之间的夹角；所述偏近点角包括基于卫星轨道半长轴外接圆上的点和所述卫星轨道半长轴外接圆的圆心确定的直线与所述轨道半长轴之间的夹角；
所述轨道半长轴外接圆上的点包括经过所述卫星与所述卫星轨道长轴垂直的直线与所述卫星轨道半长轴外接圆相交的点。
10.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，所述确定单元还用于：
在所述基于所述卫星与地表目标之间的距离，确定所述地表目标的位置信息之前，基于所述卫星的真近点角、所述卫星的偏近点角和所述卫星的在轨位置信息，确定所述卫星的在轨速度信息。
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