CN113830333B - 一种抛物面体制星载sar场景匹配模式卫星控制方法 - Google Patents

一种抛物面体制星载sar场景匹配模式卫星控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113830333B
CN113830333B CN202111180579.0A CN202111180579A CN113830333B CN 113830333 B CN113830333 B CN 113830333B CN 202111180579 A CN202111180579 A CN 202111180579A CN 113830333 B CN113830333 B CN 113830333B
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
coordinate system
angle
scene matching
orbit2sat
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202111180579.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113830333A (zh
Inventor
王岩
丁泽刚
陈轲
匡辉
张润宁
曾涛
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Technology BIT
Original Assignee
Beijing Institute of Technology BIT
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Technology BIT filed Critical Beijing Institute of Technology BIT
Priority to CN202111180579.0A priority Critical patent/CN113830333B/zh
Publication of CN113830333A publication Critical patent/CN113830333A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113830333B publication Critical patent/CN113830333B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
  • Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)

Abstract

本发明提供一种抛物面体制星载SAR场景匹配模式卫星控制方法，给出了卫星在场景匹配模式下，姿态转序为偏航‑俯仰‑滚转时的姿态控制指令，可精准有效的控制卫星姿态，解决了基于抛物面天线的星载场景匹配SAR卫星姿态变化复杂导致的姿态控制困难问题，实现场景匹配模式下完整的回波数据获取，弥补了场景匹配模式下卫星姿态控制的技术空白。

Description

一种抛物面体制星载SAR场景匹配模式卫星控制方法
技术领域
本发明属于合成孔径雷达(Synthetic Aperture Radar，简称SAR)技术领域，尤其涉及一种抛物面体制星载SAR场景匹配模式卫星控制方法。
背景技术
星载场景匹配SAR是星载SAR的一种特有的工作模式。相对于传统星载SAR，星载场景匹配SAR通过连续调整俯仰维、方位维波束指向，直接生成沿目标地形的测绘带，而不是传统的沿卫星轨道生成测绘带，这使得其在对某些“斜向场景”如地震带、海岸线成像时具有独特的优势。抛物面天线结构简单，易于设计且性能优越，在卫星通信、远程通信、跟踪雷达、气象雷达和成像雷达等方面获得了广泛应用。抛物面天线主要由馈源和抛物面两部分组成，通过在抛物面焦点上放置并激发馈源，形成高增益的定向波束。
在成像过程中，星载场景匹配SAR的波束指向沿两维方向变化，导致卫星姿态变化更加复杂，姿态控制较传统模式更为困难。同时，受限于抛物面天线本身的结构，往往采用机械控制天线转角的方法来调整波束指向。因此，亟需一种适用于抛物面天线体制的星载SAR场景匹配模式卫星姿态控制方法，以解决抛物面体制星载场景匹配SAR模式中卫星姿态控制难的问题。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供一种抛物面体制星载SAR场景匹配模式卫星控制方法，可精准有效的控制场景匹配模式下的卫星姿态，实现完整的回波数据获取。
一种抛物面体制星载SAR场景匹配模式卫星控制方法，包括以下步骤：
S1：获取卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵Horbit2Sat(t)如下：
Horbit2Sat(t)＝HX(θdr(n))×HY(-θda(n))×HZ(η(t,α))×HX(β(t))×HZ(-θtilt(t))
其中，其中，β(t)为t时刻的卫星下视角，θtilt(t)为t时刻的斜视角在地面的投影角，α为场景匹配模式下的观测斜角，η(t,α)为t时刻且观测斜角为α时的调整角度，θdr(n)为第n个子波束在距离向的偏转角度，θda(n)为第n个子波束在距离向的偏转角度，HU(V)表示以U轴正方向为轴，沿着右手定则的正方向将坐标轴旋转V度，其中，U＝X,Y,Z，V＝θdr(n),θda(n),η(t,α),β(t),-θtilt(t)；
S2：构建以偏航-俯仰-滚转为姿态转序，并构建该姿态转序下的卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵Lorbit2Sat(t)如下：
其中，表示滚转角，θ＝θ(t)表示俯仰角，ψ＝ψ(t)表示偏航角；
S3：联立转换矩阵Horbit2Sat(t)与转换矩阵Lorbit2Sat(t)得到卫星在场景匹配模式下，姿态转序为偏航-俯仰-滚转时的姿态控制指令如下：
其中，L13(t)表示Lorbit2Sat(t)中第一行第三列的元素，L12(t)表示Lorbit2Sat(t)中第一行第二列的元素L23(t)表示Lorbit2Sat(t)中第二行第三列的元素。
进一步地，转换矩阵Horbit2Sat(t)的获取方法为：
S11：获取卫星轨道坐标系到SAR坐标系的转移矩阵Horbit2SAR(t)：
Horbit2SAR(t)＝HZ(η(t,α))×HX(β(t))×HZ(-θtilt(t))
S12：获取SAR坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵HSAR2Sat(t)：
HSAR2Sat(t)＝HX(θdr(n))×HY(-θda(n))
S13：转移矩阵Horbit2SAR(t)与转移矩阵HSAR2Sat(t)相乘得到卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵Horbit2Sat(t)。
进一步地，η(t,α)的解算方法如下：
其中，为t0时刻且观测斜角为α时天线距离向平面与地球的交向量，t0为成像中心时刻，HIner2orbit(t)为地惯系到卫星轨道坐标系的转换矩阵，Ux(t)和Uy(t)分别为辅助向量/>在轨道坐标系下的X、Y轴坐标。
进一步地，θtilt(t)的解算方法如下：
其中，为地惯系下波足的位置坐标，/>为地惯系下卫星的位置坐标，HIner2orbit(t)为地惯系到卫星轨道坐标系的转换矩阵，Ω(t)为升交点赤经，i(t)为轨道倾角，Ψ(t)为纬度幅角，Kx(t)和Ky(t)分别为中间向量/>在轨道坐标系下的X轴、Y轴坐标。
进一步地，β(t)的解算方法如下：
其中，为地惯系下波足的位置坐标，/>为地惯系下卫星的位置坐标。
有益效果：
1、本发明提供一种抛物面体制星载SAR场景匹配模式卫星控制方法，给出了卫星在场景匹配模式下，姿态转序为偏航-俯仰-滚转时的姿态控制指令，可精准有效的控制卫星姿态，解决了基于抛物面天线的星载场景匹配SAR卫星姿态变化复杂导致的姿态控制困难问题，实现场景匹配模式下完整的回波数据获取，弥补了场景匹配模式下卫星姿态控制的技术空白。
2、本发明提供一种抛物面体制星载SAR场景匹配模式卫星控制方法，给出t时刻且观测斜角为α时的调整角度η(t,α)的解算方法，进而能够更准确且快速的获取卫星在场景匹配模式下的姿态控制指令。
附图说明
图1为本发明提供的抛物面体制星载SAR场景匹配模式卫星控制方法流程图；
图2为本发明提供的星载SAR场景匹配模式观测场景；
图3(a)为本发明提供的下视角-成像时间变化曲线图；
图3(b)为本发明提供的斜视角-成像时间变化曲线图；
图4为本发明提供的卫星三轴欧拉角-成像时间变化曲线图(3-2-1转序)；
图5为本发明提供的波足轨迹理想值与本发明设计值间的误差示意图。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。
本发明提供一种适用于抛物面天线体制的星载SAR场景匹配模式卫星姿态控制方法，流程图如图1所示，其具体步骤包括：
步骤一、建立卫星轨道坐标系，卫星本体坐标系以及SAR坐标系，并获取地惯系下卫星和波足的位置坐标。
建立卫星轨道坐标系，SAR坐标系以及卫星本体坐标系，其定义如下所示：卫星轨道坐标系中，X轴方向为卫星运动速度方向；Z轴矢量在卫星轨道平面内且指向地心；Y轴按照右手法则求解；SAR天线坐标系中，X轴正方向与卫星运动方向同向，XOZ面为天线沿方位向的剖面；Z轴为天线波束中心指向；卫星本体坐标系的三轴矢量理论上与SAR天线坐标系的三轴矢量同向，在实际工程应用中会存在少量偏移。同时，获取地惯系下卫星的位置坐标和波足的位置坐标/>
步骤二、基于卫星和波足的位置坐标以及场景匹配SAR观测构型特征，得到卫星轨道坐标系到SAR坐标系的转移矩阵。
场景匹配SAR观测构型特征，也即卫星轨道坐标系到SAR天线坐标系的转换矩阵Horbit2Sat(t)由式(1)给出：
Horbit2SAR(t)＝HZ(η(t,α))×HX(β(t))×HZ(-θtilt(t)) (1)
其中，β(t)为t时刻卫星下视角；θtilt(t)为t时刻斜视角在地面的投影角；η(t,α)为t时刻且观测斜角为α时的调整角度，保证α在成像期间保持不变；α为场景匹配模式特有的观测斜角。需要注意的是，HX(β(t))分别代表以X轴正方向为轴，沿着右手定则的正方向将坐标轴旋转β(t)度，HZ(η(t,α))与HZ(-θtilt(t))分别代表以Z轴正方向为轴，沿着右手定则的正方向将坐标轴旋转η(t,α)度和-θtilt(t)度。
θtilt(t)的求解方法如式(2)所示：
其中，为地惯系下波足的位置坐标，/>为地惯系下卫星的位置坐标，HIner2orbit(t)为地惯系到卫星轨道坐标系的转换矩阵，Ω(t)为升交点赤经，i(t)为轨道倾角，Ψ(t)为纬度幅角，Kx(t)和Ky(t)分别为中间向量/>在轨道坐标系下的X轴、Y轴坐标。
β(t)的求解方法如式(3)所示，其正负取决于观测中卫星的左右侧视，当为右侧视时，取负值；为左侧视时，取正值：
η(t,α)的求解方法如式(4)所示：
其中，为t0时刻且观测斜角为α时天线距离向平面与地球的交向量，t0为成像中心时刻，HIner2orbit(t)为地惯系到卫星轨道坐标系的转换矩阵，Ux(t)和Uy(t)分别为辅助向量/>在轨道坐标系下的X、Y轴坐标。
需要说明的是，将式(2)、(3)、(4)得到的角度带入式(1)即可求解出每一时刻卫星轨道坐标系到SAR坐标系的转移矩阵。
步骤三、根据天线偏置角度，求解SAR坐标系到卫星本体坐标系转移矩阵；具体的，SAR天线坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵由式(5)给出：
HSAR2Sat(t)＝HX(θdr(n))×HY(-θda(n)) (5)
其中，θdr(n)为第n个子波束在距离向的偏转角度，θda(n)为第n个子波束在距离向的偏转角度；HX(θdr(n))分别代表以X轴正方向为轴，沿着右手定则的正方向将坐标轴旋转θdr(n)度，HY(-θda(n))代表以X轴正方向为轴，沿着右手定则的正方向将坐标轴旋转-θda(n)度。
步骤四、依据步骤二、三，两个转换矩阵相乘可以直接求出卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵Horbit2Sat(t)，如式(6)所示：
同时，构建轨道坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵Lorbit2Sat(t)，并根据该转移矩阵求解欧拉角。具体的，对于卫星姿态控制指令来讲，一般采用欧拉角对姿态进行描述。对于相同的转移矩阵来说，不同的欧拉角转序对应不同的求解方法。本发明以3-2-1(偏航-俯仰-滚转)的姿态转序为例，根据该转序表示的卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的矩阵Lorbit2Sat(t)如式(7)所示，其中为滚转角，θ(t)为俯仰角，ψ(t)为偏航角。
其中，表示滚转角，θ＝θ(t)表示俯仰角，ψ＝ψ(t)表示偏航角。
需要说明的是，由于公式(6)为已知量，公式(7)为未知量，两者都表示卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵，联立即可求解出卫星的3-2-1(偏航-俯仰-滚转)姿态控制量，如式(8)所示：
其中，L13(t)表示Lorbit2Sat(t)中第一行第三列的元素，L12(t)表示Lorbit2Sat(t)中第一行第二列的元素L23(t)表示Lorbit2Sat(t)中第二行第三列的元素。
进一步地，为验证基于抛物面天线的星载场景匹配SAR姿态控制方法的可行性与精确度，表1为场景匹配SAR部分仿真参数，现以美国安吉利斯港及周边地区为例进行仿真验证，场景示意如图2。
表1星载SAR场景匹配模式仿真参数
基于上述场景和轨道参数，下视角及斜视角随时间变化曲线如图3(a)和图3(b)所示，可以发现在场景匹配模式下卫星下视角、斜视角均具有较大的时变，这使得卫星对波束控制精度有很高的要求；天线的三轴转角随时间变化曲线如图4所示，需要注意的是本实施例中的三轴转角是基于3-2-1转序的，其他转序下转角的求解方式与步骤四类似。为了验证该抛物面体制星载SAR场景匹配模式卫星控制方法的准确性，我们给出了理想波足轨迹与该采用方法设计的波足轨迹间的误差示意如图5所示，该实施例下波束指向设计误差不超过0.01m满足一般工程需求(在实际使用中受限于硬件精度会有一定程度的下降)。基于以上仿真结果，本专利所提的一种抛物面体制星载SAR场景匹配模式卫星控制方法可精准有效的控制卫星姿态，实现完整的回波数据获取。
当然，本发明还可有其他多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，熟悉本领域的技术人员当然可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。

Claims (5)

1.一种抛物面体制星载SAR场景匹配模式卫星控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1：获取卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵Horbit2Sat(t)如下：
Horbit2Sat(t)＝HX(θdr(n))×HY(-θda(n))×HZ(η(t,α))×HX(β(t))×HZ(-θtilt(t))
其中，其中，β(t)为t时刻的卫星下视角，θtilt(t)为t时刻的斜视角在地面的投影角，α为场景匹配模式下的观测斜角，η(t,α)为t时刻且观测斜角为α时的调整角度，θdr(n)为第n个子波束在距离向的偏转角度，θda(n)为第n个子波束在距离向的偏转角度，HU(V)表示以U轴正方向为轴，沿着右手定则的正方向将坐标轴旋转V度，其中，U＝X,Y,Z，V＝θdr(n),θda(n),η(t,α),β(t),-θtilt(t)；
S2：构建以偏航-俯仰-滚转为姿态转序，并构建该姿态转序下的卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵Lorbit2Sat(t)如下：
其中，表示滚转角，θ＝θ(t)表示俯仰角，ψ＝ψ(t)表示偏航角；
S3：联立转换矩阵Horbit2Sat(t)与转换矩阵Lorbit2Sat(t)得到卫星在场景匹配模式下，姿态转序为偏航-俯仰-滚转时的姿态控制指令如下：
其中，L13(t)表示Lorbit2Sat(t)中第一行第三列的元素，L12(t)表示Lorbit2Sat(t)中第一行第二列的元素L23(t)表示Lorbit2Sat(t)中第二行第三列的元素。
2.如权利要求1所述的一种抛物面体制星载SAR场景匹配模式卫星控制方法，其特征在于，转换矩阵Horbit2Sat(t)的获取方法为：
S11：获取卫星轨道坐标系到SAR坐标系的转移矩阵Horbit2SAR(t)：
Horbit2SAR(t)＝HZ(η(t,α))×HX(β(t))×HZ(-θtilt(t))
S12：获取SAR坐标系到卫星本体坐标系的转移矩阵HSAR2Sat(t)：
HSAR2Sat(t)＝HX(θdr(n))×HY(-θda(n))
S13：转移矩阵Horbit2SAR(t)与转移矩阵HSAR2Sat(t)相乘得到卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵Horbit2Sat(t)。
3.如权利要求1所述的一种抛物面体制星载SAR场景匹配模式卫星控制方法，其特征在于，η(t,α)的解算方法如下：
其中，为t0时刻且观测斜角为α时天线距离向平面与地球的交向量，t0为成像中心时刻，HIner2orbit(t)为地惯系到卫星轨道坐标系的转换矩阵，Ux(t)和Uy(t)分别为辅助向量/>在轨道坐标系下的X、Y轴坐标。
4.如权利要求1所述的一种抛物面体制星载SAR场景匹配模式卫星控制方法，其特征在于，θtilt(t)的解算方法如下：
其中，为地惯系下波足的位置坐标，/>为地惯系下卫星的位置坐标，HIner2orbit(t)为地惯系到卫星轨道坐标系的转换矩阵，Ω(t)为升交点赤经，i(t)为轨道倾角，Ψ(t)为纬度幅角，Kx(t)和Ky(t)分别为中间向量/>在轨道坐标系下的X轴、Y轴坐标。
5.如权利要求1所述的一种抛物面体制星载SAR场景匹配模式卫星控制方法，其特征在于，β(t)的解算方法如下：
其中，为地惯系下波足的位置坐标，/>为地惯系下卫星的位置坐标。
CN202111180579.0A 2021-10-11 2021-10-11 一种抛物面体制星载sar场景匹配模式卫星控制方法 Active CN113830333B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111180579.0A CN113830333B (zh) 2021-10-11 2021-10-11 一种抛物面体制星载sar场景匹配模式卫星控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111180579.0A CN113830333B (zh) 2021-10-11 2021-10-11 一种抛物面体制星载sar场景匹配模式卫星控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113830333A CN113830333A (zh) 2021-12-24
CN113830333B true CN113830333B (zh) 2023-10-03

Family

ID=78968328

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111180579.0A Active CN113830333B (zh) 2021-10-11 2021-10-11 一种抛物面体制星载sar场景匹配模式卫星控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113830333B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116126946B (zh) * 2023-04-13 2023-06-16 中国人民解放军32035部队 一种持续机动状态星链卫星的探测数据关联匹配方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0174715A2 (en) * 1984-09-13 1986-03-19 Mitsubishi Denki Kabushiki Kaisha Attitude angle calculation apparatus for a geostationary satellite
US4617634A (en) * 1983-06-28 1986-10-14 Mitsubishi Denki Kabushiki Kaisha Artificial satellite attitude control system
US5412574A (en) * 1993-05-14 1995-05-02 Hughes Aircraft Company Method of attitude determination using earth and star sensors
US6237876B1 (en) * 2000-07-28 2001-05-29 Space Systems/Loral, Inc. Methods for using satellite state vector prediction to provide three-axis satellite attitude control
JP2013095162A (ja) * 2011-10-27 2013-05-20 Fujitsu Ltd 衛星の観測計画立案装置、方法、及びプログラム
CN103674033A (zh) * 2013-12-13 2014-03-26 中国科学院电子学研究所 一种星载合成孔径雷达卫星姿态导引方法与装置
CN110502038A (zh) * 2019-07-23 2019-11-26 北京控制工程研究所 一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法
AU2020103576A4 (en) * 2019-12-27 2021-02-04 Wuhan University Autonomous orbit and attitude determination method of low-orbit satellite based on non-navigation satellite signal

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2489593A1 (en) * 2011-02-21 2012-08-22 European Space Agency Earth observation satellite, satellite system, and launching system for launching satellites
US10351267B2 (en) * 2016-12-06 2019-07-16 Skeyeon, Inc. Satellite system
WO2020059649A1 (ja) * 2018-09-21 2020-03-26 三菱電機株式会社 姿勢制御装置、衛星、姿勢制御方法、およびプログラム

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4617634A (en) * 1983-06-28 1986-10-14 Mitsubishi Denki Kabushiki Kaisha Artificial satellite attitude control system
EP0174715A2 (en) * 1984-09-13 1986-03-19 Mitsubishi Denki Kabushiki Kaisha Attitude angle calculation apparatus for a geostationary satellite
US5412574A (en) * 1993-05-14 1995-05-02 Hughes Aircraft Company Method of attitude determination using earth and star sensors
US6237876B1 (en) * 2000-07-28 2001-05-29 Space Systems/Loral, Inc. Methods for using satellite state vector prediction to provide three-axis satellite attitude control
JP2013095162A (ja) * 2011-10-27 2013-05-20 Fujitsu Ltd 衛星の観測計画立案装置、方法、及びプログラム
CN103674033A (zh) * 2013-12-13 2014-03-26 中国科学院电子学研究所 一种星载合成孔径雷达卫星姿态导引方法与装置
CN110502038A (zh) * 2019-07-23 2019-11-26 北京控制工程研究所 一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法
AU2020103576A4 (en) * 2019-12-27 2021-02-04 Wuhan University Autonomous orbit and attitude determination method of low-orbit satellite based on non-navigation satellite signal

Also Published As

Publication number Publication date
CN113830333A (zh) 2021-12-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109471101B (zh) 一种弹载sar图像校正方法
CN110515078B (zh) 用于空域覆盖的波位设计方法
CN107300699B (zh) 基于敏捷合成孔径雷达卫星姿态机动的马赛克模式实现方法
CN107132542B (zh) 一种基于光学和多普勒雷达的小天体软着陆自主导航方法
CN105403888A (zh) 采用波束指向控制的地球同步轨道圆迹sar成像方法
CN103076607B (zh) 一种基于sar卫星姿态控制实现滑动聚束模式的方法
CN107505615A (zh) 星载sar滑动聚束成像模式星体姿态设计方法
CN113830333B (zh) 一种抛物面体制星载sar场景匹配模式卫星控制方法
JP2596364B2 (ja) 干渉型合成開口レーダ装置から得た３次元情報を用いる地形図作成装置
CN112255606A (zh) 基于单反射面天线的Geo-SAR卫星正侧视成像姿态角计算方法
CN115792816A (zh) 一种不依赖于卫星姿控的星载sar多普勒导引方法
CN117111117A (zh) 全空域球顶相控阵天线多目标跟踪测控方法
CN115128603A (zh) 星载sar非沿迹多目标成像星地构型联合设计与优化方法
CN110389339A (zh) 一种雷达dbs成像几何失真校正与子图像拼接方法
CN113701709B (zh) 机载sar一轴平台聚束模式天线阵面俯仰指向算法及系统
CN112208795B (zh) 一种敏捷卫星非沿迹曲线成像的姿态轨迹规划方法
US7142149B2 (en) Mensuration for the conformal range migration algorithm
CN107872272B (zh) 星地双光路对地面双站同时指向方法及系统、控制终端
CN116012444B (zh) 一种动态像移补偿偏流曲线拟合方法
CN111965638A (zh) 基于斜距表征和迭代法的弹载双基雷达定位方法
Hu et al. An antenna beam steering strategy for sar echo simulation in highly elliptical orbit
CN117368867B (zh) 一种面向姿态变化飞行载具波束照射区域搜索方法及系统
CN116299444A (zh) 相控阵体制星载sar非沿迹模式波束控制方法
CN114979477B (zh) 空间监视相机的随动观测任务规划方法及装置
CN116683184B (zh) 一种相对地面静止的相控阵卫星通信的波束指向设计方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant