CN112607056B - 雷达卫星对目标观测自主启动触发方法和系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种雷达卫星对目标观测自主启动触发方法和系统，包括如下步骤：步骤S1：将目标地理经纬度转化为地固系位置；步骤S2：计算卫星与目标点地距离矢量在地固坐标系下的分量；步骤S3：计算卫星与目标点地距离矢量在卫星天线坐标系下的分量；步骤S4：结合距离矢量大小，计算目标下视角角度，判断是否对目标访问；步骤S5：计算目标过境时刻和下视角大小。本发明可以简单方便得星上自主计算目标观测的过境时刻，触发目标观测的任务，替代地面应用系统频繁上注指令，可以有效地解决星上自主计算触发问题，保证对目标的正常观测。本发明也可生成自主程控的测试数据，用于其他方法的数据校验。

Description

雷达卫星对目标观测自主启动触发方法和系统

技术领域

本发明涉及雷达卫星技术领域，具体地，涉及一种雷达卫星对目标观测自主启动触发方法和系统。

背景技术

雷达卫星的对目标的过境观测，传统上还是使用地面计算目标过境时间，通过上注指令，触发任务，实现对目标的过境时刻的载荷开关机。但是，随着雷达卫星技术的发展，对目标的个数越来越多，观测频次也越来越多，因此上注指令动作也越来越多，这样无形之中增加了地面应用系统的工作。

基于以上的应用需求，雷达卫星对目标观测自主启动触发需求产生，目标观测自主启动触发是不需要地面上注指令，卫星通过已知的目标地理经纬度，根据星上的实时轨道参数、载荷成像范围等卫星设计参数，自主计算目标的过境时刻，触发目标观测的任务，启动雷达卫星的载荷开关机成像，替代地面应用系统频繁上注指令，解放地面应用系统繁重工作。

专利文献CN103281126A(申请号：CN201310247258.7)公开了一种计算卫星过顶时刻的方法，计算首个时间周期内的卫星访问窗口，推算所有时间周期内的卫星访问窗口，再对访问窗口进行优化计算。该算法适用于长时间计算，计算量较小但精度较差，本发明与其不同之处在于更适合于短时间内的访问窗口计算，短时间计算可以达到计算量小而精度更高的效果。

专利文献CN101204994A公开了(申请号：CN200710301746.6)一种计算绕月卫星对地心指向的方法，根据地面上注星历数据推算卫星位置，计算卫星对地球的可见区域，并计算出双轴天线的指向角度。该专利为对地心指向，没有对地表位置进行定向，且主要结合月球相关坐标系进行计算。本发明与其不同之处在于主要结合地球及地表位置相关坐标系进行计算，完成了地面站的位置计算及卫星对地面站的定向计算。

专利文献CN104369877A公开了(申请号：CN201410445809.5)一种深空探测器天线对地心指向的方法，此方法是用于实现深空探测器天线对地心的定向。该专利针对天线对地心的定向而并非是地表的给定位置，而且直接给出了探测器天线对地心的指向矢量，没有通过轨道参数计算卫星位置的算法。本发明与其不同之处在于，设计了针对卫星对地表给定位置目标的指向计算方法，完成了地面目标的定位计算，而且设计了通过给定时刻的卫星轨道参数计算卫星-地面目标指向矢量的计算过程。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种雷达卫星对目标观测自主启动触发方法和系统。

根据本发明提供的雷达卫星对目标观测自主启动触发方法，包括如下步骤：

步骤S1：将目标地理经纬度转化为地固系位置；

步骤S2：计算卫星与目标点地距离矢量在地固坐标系下的分量；

步骤S3：计算卫星与目标点地距离矢量在卫星天线坐标系下的分量；

步骤S4：结合距离矢量大小，计算目标下视角角度，判断是否对目标访问；

步骤S5：计算目标过境时刻和下视角大小。

优选的，所述步骤S1包括：

在计算目标地理位置时，地球椭球面模型采用如下公式：

其中，r为目标在地固系下的位置矢量，rx,ry,rz分别表示在地固系下的X方向、Y方向、Z方向的位置矢量，I为目标的地理经度，μ为目标的地理纬度，h为目标的水平地高，λ_s和r_s由以下公式表示：

λ_s＝arctan((1-f)²tanμ)

其中，f为地球椭率，R为地球赤道半径。

优选的，所述步骤S2包括：

读取GPS数据中当前星时后的时刻T目标在地固系下的位置r_T：

对卫星和目标站进行矢量作差，求出卫星至目标的距离矢量dr_d：

优选的，所述步骤S3包括：

根据卫星轨道参数和时刻信息，计算地固系至卫星天线坐标系的转化矩阵：

C_EF＝C_a,O*C_O,I*INV(C′_I,EF*C_I,EF)*C′_I,EF

其中，C_I,EF为J2000地心惯性坐标系到地固坐标系的变换矩阵；C′_I,EF为C_I,EF的逆矩阵；INV为矩阵的伪逆函数；C_O,I为J2000地心惯性坐标系到轨道坐标系的变换矩阵；C_a,O为轨道坐标系到卫星天线坐标系的变换矩阵；

计算在卫星天线坐标系下的目标与卫星距离矢量dr_b：

优选的，所述步骤S4包括：

通过每秒计算dr_b，若上一秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的X方向分量rx_b,t-1满足rx_b,t-1≥0,而当前秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的X方向分量rx_b,t满足rx_b,t＜0,且dr_b的模|dr_b|小于给定值，则判定通过目标，记卫星访问时刻t_b,t0为：

计算卫星访问时刻的下视角θ_b,t0：

其中，ry_b,t-1、rz_b,t-1分别为上一秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的Y、Z方向分量，ry_b,t、rz_b,t分别为当前秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的Y、Z方向分量；

所述步骤S5包括：

判断下视角范围是否符合要求：θ_b,t0在载荷下视角范围内[θ_minθ_max]，则输出t_b,t0和θ_b,t0，从而触发对目标的观测启动，卫星下视角为θ_b,t0，卫星访问时刻为t_b,t0。

根据本发明提供的雷达卫星对目标观测自主启动触发系统，包括：

模块M1：将目标地理经纬度转化为地固系位置；

模块M2：计算卫星与目标点地距离矢量在地固坐标系下的分量；

模块M3：计算卫星与目标点地距离矢量在卫星天线坐标系下的分量；

模块M4：结合距离矢量大小，计算目标下视角角度，判断是否对目标访问；

模块M5：计算目标过境时刻和下视角大小。

优选的，所述模块M1包括：

在计算目标地理位置时，地球椭球面模型采用如下公式：

其中，r为目标在地固系下的位置矢量，rx,ry,rz分别表示在地固系下的X方向、Y方向、Z方向的位置矢量，I为目标的地理经度，μ为目标的地理纬度，h为目标的水平地高，λ_s和r_s由以下公式表示：

λ_s＝arctan((1-f)²tanμ)

其中，f为地球椭率，R为地球赤道半径。

优选的，所述模块M2包括：

读取GPS数据中当前星时后的时刻T目标在地固系下的位置r_T：

对卫星和目标站进行矢量作差，求出卫星至目标的距离矢量dr_d：

优选的，所述模块M3包括：

根据卫星轨道参数和时刻信息，计算地固系至卫星天线坐标系的转化矩阵：

C_EF＝C_a,O*C_O,I*INV(C′_I,EF*C_I,EF)*C′_I,EF

其中，C_I,EF为J2000地心惯性坐标系到地固坐标系的变换矩阵；C′_I,EF为C_I,EF的逆矩阵；INV为矩阵的伪逆函数；C_O,I为J2000地心惯性坐标系到轨道坐标系的变换矩阵；C_a,O为轨道坐标系到卫星天线坐标系的变换矩阵；

计算在卫星天线坐标系下的目标与卫星距离矢量dr_b：

优选的，所述模块M4包括：

通过每秒计算dr_b，若上一秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的X方向分量rx_b,t-1满足rx_b,t-1≥0,而当前秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的X方向分量rx_b,t满足rx_b,t＜0,且dr_b的模|dr_b|小于给定值，则判定通过目标，记卫星访问时刻t_b,t0为：

计算卫星访问时刻的下视角θ_b,t0：

其中，ry_b,t-1、rz_b,t-1分别为上一秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的Y、Z方向分量，ry_b,t、rz_b,t分别为当前秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的Y、Z方向分量；

所述模块M5包括：

判断下视角范围是否符合要求：θ_b,t0在载荷下视角范围内[θ_minθ_max]，则输出t_b,t0和θ_b,t0，从而触发对目标的观测启动，卫星下视角为θ_b,t0，卫星访问时刻为t_b,t0。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

(1)本发明中地面应用系统上注目标的经纬度替代地面上注的卫星任务指令，上注方式简单，提高了卫星与地面应用系统的工作界面；

(2)本发明中星上根据地面上注目标的经纬度实时计算目标观测触发时刻，实现目标的自主成像，方案可靠性更高，提高卫星使用效率。

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是雷达卫星对目标观测自主启动触发方法的流程示意图；

图2是在轨卫星对地面目标观测示意图。

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，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

实施例：

根据本发明提供的雷达卫星对目标观测自主启动触发方法，如图1的实施例所示，包括如下步骤：

步骤A(S101、S102、S103)：读取星上输入信息，包括目标地理经纬度，GPS数据和姿态信息数据，计算出目标与卫星距离矢量在天线本体坐标系下的分量值。

通过引入地球岁差、章动、自转和极移模型，计算惯性系和地固系的转换矩阵，继而得到目标至卫星在天线本体坐标系下的分量值；。

步骤B(S104)：结合距离矢量大小，计算目标下视角角度，判断是否对目标访问。卫星天线通过正侧视观测目标，可观测目标的条件为前一拍目标在天线坐标系下的X方向矢量大于等于0，后一拍目标在天线坐标系的X方向矢量小于0，目标与卫星的距离矢量模应该要小于一个值，从而计算出下视角和目标的过境时间。

步骤C(S105)：计算目标过境准确时刻和下视角大小。计算出下视角和目标的过境时间，同时确定下视角为卫星的可视角度范围，则判断对目标访问有效。

如图2，为在轨卫星对地面目标观测示意图。

本发明提供的一种雷达卫星对目标观测自主启动触发方法，具体的先后和逻辑关系如下：

为了解决星上自主计算目标观测的过境时刻，触发目标观测的任务的问题，本发明的目的在于提出一种启动触发方法，利用本发明，可以有效地解决星上自主计算触发问题，保证对目标的正常观测。

根据本发明提供的一种雷达卫星对目标观测自主启动触发方法，包括如下步骤：

步骤S101：对目标地理经纬度转化地固系位置；

步骤S102：计算卫星与目标点地距离矢量在地固坐标系下的分量；

步骤S103：计算卫星与目标点地距离矢量在卫星天线坐标系下的分量；

步骤S104：结合距离矢量大小，计算目标下视角角度，判断是否对目标访问。

步骤S105：计算目标过境准确时刻和下视角大小。

优选地，在所述步骤S101中：

在计算目标地理位置时，考虑地球椭球面模型，地球椭球面模型采用如下公式：

其中，r为目标在地固系下的位置矢量，rx,ry,rz分别表示在地固系下的X方向、Y方向、Z方向的位置矢量，I为目标的地理经度，μ为目标的地理纬度，h为目标的水平地高，λ_s和r_s由以下公式表示：

λ_s＝arctan((1-f)²tanμ)

其中，f为地球椭率，数值为

R为地球赤道半径，数值为6378137米。

优选地，在所述步骤S102中：

读取GPS数据中当前星时后的时刻T(一个固定值，根据协议定义约为几十秒)后目标在地固系下的位置r_T：

对卫星和目标站进行矢量作差，求出卫星至目标的距离矢量dr_d(地固坐标系下)：

优选地，在所述步骤S103中：

根据卫星轨道参数，时刻信息，计算地固系至卫星天线坐标系的转化矩阵：

C_EF＝C_a,O*C_O,I*INV(C′_I,EF*C_I,EF)*C′_I,EF

其中C_I,EF为J2000地心惯性坐标系到地固坐标系的变换矩阵；C′_I,EF为C_I,EF的逆矩阵；INV为矩阵的伪逆函数；C_O,I为J2000地心惯性坐标系到轨道坐标系的变换矩阵；C_a,O为轨道坐标系到卫星天线坐标系的变换矩阵。

计算在卫星天线坐标系下的目标与卫星距离矢量dr_b：

(1)J2000地心惯性坐标系到地固坐标系的变换矩阵C_I,EF

从J2000地心惯性系到地固坐标系的坐标变换矩阵可以表示为：

C_I,EF＝(EP)(ER)(NR)(PR)

其中，PR、NR和EP分别为岁差旋转矩阵、章动旋转矩阵和极移矩阵，ER为恒星时旋转矩阵。

岁差旋转矩阵PR按下式计算：

其中：ζ＝2306".2181×T_JC，z＝2306".2181×T_JC，

(需转换成弧度代入上式)。T_JC为2000年1月1日起的儒略世纪时。

章动旋转矩阵NR按下式计算：

记黄经的章动为ΔΛ和黄赤交角的章动为Δε，则：

NR＝R_x(-Δε)R_y(ΔΛsinε)R_z(-ΔΛcosε)

其中，平黄赤交角ε为：ε＝0.409051012143961rad。

ΔΛ＝-17".200sinΩ_m

Δε＝9".202cosΩ_m

其中，Ω_m＝125°.044555556-1934°.1361850*T_JC。

恒星时旋转矩阵ER按下式计算：

其中

为格林威治平恒星时，计算公式如下：

其中，Δμ＝ΔΛcosε，

为格林威治平恒星时，计算公式如下：

(2)J2000地心惯性坐标系到轨道坐标系的变换矩阵C_O,I

采用卫星的开普勒轨道根数法进行坐标变换，可以表示为

其中，Ω、i和u分别是轨道的升交点赤经、轨道倾角和升交角距；R_x(·)、R_y(·)和R_z(·)是分别绕x、y和z轴旋转一定角度所对应的坐标变换矩阵，其定义为：

(3)轨道坐标系到卫星天线坐标系的变换矩阵C_a,O

考虑到卫星的姿态由a系相对于轨道坐标系的转动来定义，a系是由轨道坐标系按xyz转序旋转

θ和ψ得到，则有

其中，

θ和ψ分别为滚动、俯仰和偏航姿态角。

优选地，在所述步骤S104中：

通过每秒计算dr_b，若上一秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的X方向分量rx_b,t-1满足rx_b,t-1≥0,而当前秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的X方向分量rx_b,t满足rx_b,t＜0,且dr_b的模|dr_b|小于给定值，则判定可能通过目标，记卫星访问时刻t_b,t0为

计算卫星访问时刻的下视角θ_b,t0：

其中，ry_b,t-1、rz_b,t-1分别为上一秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的Y、Z方向分量，ry_b,t、rz_b,t分别为当前秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的Y、Z方向分量。

优选地，在所述步骤S105中：

判断下视角范围是否符合要求：θ_b,t0在载荷下视角范围内[θ_minθ_max]，则输出t_b,t0和θ_b,t0，从而触发了对目标的观测启动，卫星下视角为θ_b,t0，卫星访问时刻为t_b,t0。

本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。

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 (2)

1.一种雷达卫星对目标观测自主启动触发方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤S1：将目标地理经纬度转化为地固系位置；

步骤S2：计算卫星与目标点地距离矢量在地固坐标系下的分量；

步骤S3：计算卫星与目标点地距离矢量在卫星天线坐标系下的分量；

步骤S4：结合距离矢量大小，计算目标下视角角度，判断是否对目标访问；

步骤S5：计算目标过境时刻和下视角大小；

所述步骤S1包括：

在计算目标地理位置时，地球椭球面模型采用如下公式：

其中，r为目标在地固系下的位置矢量，rx,ry,rz分别表示在地固系下的X方向、Y方向、Z方向的位置矢量，I为目标的地理经度，μ为目标的地理纬度，h为目标的水平地高，λ_s和r_s由以下公式表示：

λ_s＝arctan((1-f)²tanα·S)

其中，f为地球椭率，R为地球赤道半径；

所述步骤S2包括：

读取GPS数据中当前星时后的时刻T目标在地固系下的位置r_T：

对卫星和目标站进行矢量作差，求出卫星至目标的距离矢量dr_d：

所述步骤S3包括：

根据卫星轨道参数和时刻信息，计算地固系至卫星天线坐标系的转化矩阵：

C_EF＝C_a,O*C_O,I*INV(C′_I,EF*C_I,EF)*C′_I,EF

其中，C_I,EF为J2000地心惯性坐标系到地固坐标系的变换矩阵；C′_I,EF为C_I,EF的逆矩阵；INV为矩阵的伪逆函数；C_O,I为J2000地心惯性坐标系到轨道坐标系的变换矩阵；C_a,O为轨道坐标系到卫星天线坐标系的变换矩阵；

计算在卫星天线坐标系下的目标与卫星距离矢量dr_b：

所述步骤S4包括：

通过每秒计算dr_b，若上一秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的X方向分量rx_b,t-1满足rx_b,t-1≥0,而当前秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的X方向分量rx_b,t满足rx_b,t＜0,且dr_b的模|dr_b|小于给定值，则判定通过目标，记卫星访问时刻t_b,t0为：

计算卫星访问时刻的下视角θ_b,t0：

其中，ry_b,t-1、rz_b,t-1分别为上一秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的Y、Z方向分量，ry_b,t、rz_b,t分别为当前秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的Y、Z方向分量；

所述步骤S5包括：

判断下视角范围是否符合要求：θ_b,t0在载荷下视角范围内[θ_minθ_max]，则输出t_b,t0和θ_b,t0，从而触发对目标的观测启动，卫星下视角为θ_b,t0，卫星访问时刻为t_b,t0。

2.一种雷达卫星对目标观测自主启动触发系统，其特征在于，包括：

模块M1：将目标地理经纬度转化为地固系位置；

模块M2：计算卫星与目标点地距离矢量在地固坐标系下的分量；

模块M3：计算卫星与目标点地距离矢量在卫星天线坐标系下的分量；

模块M4：结合距离矢量大小，计算目标下视角角度，判断是否对目标访问；

模块M5：计算目标过境时刻和下视角大小；

所述模块M1包括：

在计算目标地理位置时，地球椭球面模型采用如下公式：

其中，r为目标在地固系下的位置矢量，rx,ry,rz分别表示在地固系下的X方向、Y方向、Z方向的位置矢量，I为目标的地理经度，μ为目标的地理纬度，h为目标的水平地高，λ_s和r_s由以下公式表示：

λ_s＝arctan((1-f)²tanμ)

其中，f为地球椭率，R为地球赤道半径；

所述模块M2包括：

读取GPS数据中当前星时后的时刻T目标在地固系下的位置r_T：

对卫星和目标站进行矢量作差，求出卫星至目标的距离矢量dr_d：

所述模块M3包括：

根据卫星轨道参数和时刻信息，计算地固系至卫星天线坐标系的转化矩阵：

C_EF＝C_a,O*C_O,I*INV(C′_I,EF*C_I,EF)*C′_I,EF

其中，C_I,EF为J2000地心惯性坐标系到地固坐标系的变换矩阵；C′_I,EF为C_I,EF的逆矩阵；INV为矩阵的伪逆函数；C_O,I为J2000地心惯性坐标系到轨道坐标系的变换矩阵；C_a,O为轨道坐标系到卫星天线坐标系的变换矩阵；

计算在卫星天线坐标系下的目标与卫星距离矢量dr_b：

所述模块M4包括：

通过每秒计算dr_b，若上一秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的X方向分量rx_b,t-1满足rx_b,t-1≥0,而当前秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的X方向分量rx_b,t满足rx_b,t＜0,且dr_b的模|dr_b|小于给定值，则判定通过目标，记卫星访问时刻t_b,t0为：

计算卫星访问时刻的下视角θ_b,t0：

其中，ry_b,t-1、rz_b,t-1分别为上一秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的Y、Z方向分量，ry_b,t、rz_b,t分别为当前秒的卫星天线坐标系下的距离矢量的Y、Z方向分量；

所述模块M5包括：

判断下视角范围是否符合要求：θ_b,t0在载荷下视角范围内[θ_minθ_max]，则输出t_b,t0和θ_b,t0，从而触发对目标的观测启动，卫星下视角为θ_b,t0，卫星访问时刻为t_b,t0。

Images