CN117214932A - 卫星编队的波束位置的确定方法、装置、设备及存储介质 - Google Patents
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Abstract
本申请提供了一种卫星编队的波束位置的确定方法、装置、设备及存储介质；其中，所述方法包括：确定卫星编队中的第一卫星相对于第二卫星的第一相对位置，以及第二卫星相对于第一卫星的第二相对位置；通过预设约束模型，根据第一相对位置和第二相对位置，确定第一卫星的第一波束覆盖范围和第二卫星的第二波束覆盖范围；预设约束模型表征第一卫星和第二卫星的波束覆盖的角度约束范围；基于第一波束覆盖范围和第二波束覆盖范围，确定第一卫星和第二卫星的波束位置。通过本申请实施例能够避免卫星的波束覆盖的问题，从而提高卫星系统的工作时间。
Description
技术领域
本申请涉及通信技术领域，涉及但不限于一种卫星编队的波束位置的确定方法、装置、设备及存储介质。
背景技术
分布式合成孔径雷达(SAR，Synthetic Aperture Rdser)交替发射模式的卫星编队是由空间分离的多个发射机和多个接收机组成的多自由度对地观测微波成像系统，它通过平台之间的高精确协同工作，实现多种观测任务，例如高分宽幅成像、顺轨和交轨干涉、层析成像等。
然而，大气阻力和复杂摄动力使得采用交替发射模式的SAR卫星航迹发生偏移，存在碰撞风险。此外，SAR天线通常具有较大的功率来保证高系统灵敏度。在交替发射模式中，某颗SAR卫星的发射波束可能会覆盖其它的SAR卫星，并导致系统产生严重损坏，即波束覆盖问题，从而影响了卫星系统的工作时间。
发明内容
本申请提供的卫星编队的波束位置的确定方法、装置、设备及存储介质，能够避免卫星的波束覆盖的问题，从而提高卫星系统的工作时间。
本申请的技术方案是这样实现的：
第一方面，本申请实施例提供一种卫星编队的波束位置的确定方法，所述方法包括：
确定卫星编队中的第一卫星相对于第二卫星的第一相对位置，以及所述第二卫星相对于所述第一卫星的第二相对位置；
通过预设约束模型，根据所述第一相对位置和所述第二相对位置，确定所述第一卫星的第一波束覆盖范围和所述第二卫星的第二波束覆盖范围；所述预设约束模型表征所述第一卫星和所述第二卫星的波束覆盖的角度约束范围；
基于所述第一波束覆盖范围和所述第二波束覆盖范围，确定所述第一卫星和所述第二卫星的波束位置。
第二方面，本申请实施例提供一种卫星编队的波束位置的确定装置，所述装置包括：
确定单元，用于确定卫星编队中的第一卫星相对于第二卫星的第一相对位置，以及所述第二卫星相对于所述第一卫星的第二相对位置；通过预设约束模型，根据所述第一相对位置和所述第二相对位置，确定所述第一卫星的第一波束覆盖范围和所述第二卫星的第二波束覆盖范围；所述预设约束模型表征所述第一卫星和所述第二卫星的波束覆盖的角度约束范围；基于所述第一波束覆盖范围和所述第二波束覆盖范围，确定所述第一卫星和所述第二卫星的波束位置。
第三方面，本申请实施例提供一种电子设备，所述电子设备包括：处理器和存储器，所述存储器用于存储计算机程序，所述处理器用于调用并运行所述存储器中存储的计算机程序，执行如上所述的卫星编队的波束位置的确定方法。
第四方面，本申请实施例提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被至少一个处理器执行时实现如上所述的卫星编队的波束位置的确定方法。
本申请实施例提供了一种卫星编队的波束位置的确定方法、装置、设备及存储介质，首先，确定卫星编队中的第一卫星相对于第二卫星的第一相对位置，以及第二卫星相对于第一卫星的第二相对位置；然后，通过预设约束模型，根据第一相对位置和第二相对位置，确定第一卫星的第一波束覆盖范围和第二卫星的第二波束覆盖范围；预设约束模型表征第一卫星和第二卫星的波束覆盖的角度约束范围；最后，基于第一波束覆盖范围和第二波束覆盖范围，确定第一卫星和第二卫星的波束位置。将第一卫星相对于第二卫星的第一相对位置和第二卫星相对于第一卫星的第二相对位置通过预设约束模型，得到第一卫星的第一波束覆盖范围和第二卫星的第二波束覆盖范围，这样，通过第一波束覆盖范围和第二波束覆盖范围可以确定第一卫星和第二卫星的波束位置，可以有效避免卫星的波束覆盖的问题，从而提高卫星系统的工作时间。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，这些附图示出了符合本申请的实施例，并与说明书一起用于说明本申请的技术方案。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
附图中所示的流程图仅是示例性说明，不是必须包括所有的内容和操作/步骤，也不是必须按所描述的顺序执行。例如，有的操作/步骤还可以分解，而有的操作/步骤可以合并或部分合并，因此实际执行的顺序有可能根据实际情况改变。
图1为本申请实施例提供的一种可选的交替发射模式的示意图；
图2为本申请实施例提供的一种可选的卫星编队的波束位置的确定方法的流程示意图一；
图3为本申请实施例提供的一种可选的卫星编队的波束位置的确定方法的流程示意图二；
图4为本申请实施例提供的一种可选的卫星编队的波束位置的确定方法的流程示意图三；
图5为本申请实施例提供的一种可选择的旋转坐标系的示意图；
图6为本申请实施例提供的一种可选的卫星编队的波束位置的确定方法的流程示意图四；
图7为本申请实施例提供的一种可选的分布式SAR螺旋构型的示意图；
图8为本申请实施例提供的一种可选的双星在ECF下的三维位置的示意图；
图9为本申请实施例提供的一种可选的辅星相对于主星的基线分量的示意图；
图10为本申请实施例提供的一种可选的主星相对于辅星的基线分量的示意图；
图11为本申请实施例提供的一种可选的分布式SAR在升轨阶段可以照射的目标区域的示意图；
图12为本申请实施例提供的一种可选的分布式SAR在降轨阶段可以照射的目标区域的示意图；
图13为本申请实施例提供的一种可选的卫星编队的波束位置的确定装置的结构示意图；
图14为本申请实施例提供的一种可选的电子设备的结构示意图。
具体实施方式
为使本实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实施例中的附图，对本发明的具体技术方案做进一步详细描述。以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。
除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中所使用的术语只是为了描述本实施例的目的，不是旨在限制本发明。
在以下的描述中，涉及到“一些实施例”、“本实施例”、“本实施例”以及举例等等，其描述了所有可能实施例的子集，但是可以理解，“一些实施例”可以是所有可能实施例的相同子集或不同子集，并且可以在不冲突的情况下相互结合。
如果申请文件中出现“第一/第二”的类似描述则增加以下的说明，在以下的描述中，所涉及的术语“第一\第二\第三”仅仅是是区别类似的对象，不代表针对对象的特定排序，可以理解地，“第一\第二\第三”在允许的情况下可以互换特定的顺序或先后次序，以使这里描述的本实施例能够以除了在这里图示或描述的以外的顺序实施。
本实施例中术语“和/或”，仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如对象A和/或对象B，可以表示：单独存在对象A，同时存在对象A和对象B，单独存在对象B这三种情况。
分布式合成孔径雷达(Distributed Synthetic Aperture Radar，DSAR)是一种利用多个相互协作的雷达系统进行成像的技术。传统的合成孔径雷达(Synthetic ApertureRadar，SAR)通常是通过单一雷达平台进行成像，而DSAR则采用多个分布在不同位置的雷达平台协同工作，从而获得更大的有效孔径，进而提高成像分辨率和性能。DSAR的工作原理类似于传统SAR，通过雷达系统向地面发送脉冲信号，并接收反射回来的信号。由于雷达平台之间的距离远大于传统SAR中的距离，因此DSAR可以获取更广阔区域的成像数据，形成一个更大的合成孔径，从而获得更高分辨率的图像。DSAR的主要优势在于它可以实现远距离的高分辨率成像，适用于对广阔区域的地面目标进行观测和侦测，例如大范围的地表变形监测、海洋观测、军事侦察等领域。然而，DSAR系统需要处理多个雷达平台之间的数据同步和配准等技术挑战，因此在实际应用中仍需要高度的技术复杂性和成本投入。
通过双星组合观测技术，实现了全球高精度地表数字高程模型的生成。其中，双基SAR系统(Dual-Baseline Synthetic Aperture Radar System)是一种特殊类型的合成孔径雷达(SAR)系统。与传统的SAR系统不同，双基SAR系统使用两个相对较远的雷达平台来进行成像，从而形成双基线(baseline)。在传统SAR系统中，只有一个雷达平台移动并记录地面目标的回波信号，而在双基SAR系统中，两个雷达平台分别记录回波信号。这两个雷达平台之间的距离被称为基线，基线的长度决定了双基SAR系统的合成孔径大小。通过使用两个基线进行数据采集，双基SAR系统可以实现更多的数据采样，从而获得更大的合成孔径，进而提高成像的分辨率和性能。这种技术使得双基SAR系统在对地面目标进行高分辨率成像方面具有优势。此外，双基SAR系统还可以利用两个基线的数据来获取地面目标的三维信息，如高程信息，从而在地形监测和测绘等应用中具有重要的意义。双基SAR系统在地震监测、地表变形观测、冰川监测、城市建筑变化等领域具有广泛的应用潜力，但也面临着数据处理和配准等方面的技术挑战。因此，对于双基SAR系统的研究和应用需要高度的技术专业知识和复杂的数据处理算法。
星载分布式SAR(Spaceborne Distributed Synthetic Aperture Radar)通常采用单发多收成像模式，即一颗主星发射雷达信号照射目标区域和多颗卫星接收散射的雷达回波信号。其中，星载分布式SAR是一种特殊类型的合成孔径雷达(SAR)系统，它利用多个分布在太空中的卫星协同工作，实现对地面目标的高分辨率成像。传统的星载SAR系统通常是单一卫星平台进行成像，而星载分布式SAR系统则采用多个卫星平台组成一个分布式的雷达阵列。这些卫星平台之间可以形成不同的基线，从而获得更大的合成孔径，进而提高成像分辨率和性能。星载分布式SAR系统可以在不同的角度和轨道上观测地面目标，这样可以得到多个不同视角的成像数据。通过融合多个视角的数据，可以获得更丰富的地物信息，改善对地面目标的探测和识别能力。此外，星载分布式SAR系统还可以实现多普勒成像和高动态范围成像，适用于对地球表面进行长期监测、灾害监测、环境变化等方面的研究。星载分布式SAR系统面临着数据传输、数据处理和卫星之间的协同等技术挑战，因此，在实际应用中需要高度的技术复杂性和成本投入。然而，星载分布式SAR系统具有广阔的应用前景，可以在地质勘探、农业监测、海洋观测、城市规划等领域发挥重要作用。
需要说明的是，单发多收模式主要消耗主星能量。在成像过程中，使用一颗卫星作为发射机会降低系统的工作时间和效率。分布式SAR交替发射模式可以提升雷达系统的效率，其中，交替发射模式是指两颗卫星交替发射雷达信号，而另一颗卫星则接收地面目标反射回来的雷达回波信号。通过这种方式，两颗卫星之间可以形成一种非常稳定和准确的合成孔径雷达系统，可以高精度地获取地表地形信息。
DLR的Krieger等人曾提出交替发射模式，并且在TanDEM-X中得到验证，图1为本申请实施例提供的一种可选的交替发射模式的示意图，如图1所示。交替发射模式可以同时获取不同基线的干涉图，并且这对干涉图的基线长度相差两倍，其中，干涉图像是通过将两颗卫星的回波信号相位进行比较和叠加而形成的，可以用来获取地表地形信息。长短基线组合的干涉对可以实现解缠相位误差校正，获取高精度DEM(Digital Elevation Model，数字高程模型)用于描述地球表面的地形。其中，DEM是一种数字高程模型，用于描述地球表面的地形或海底的海底地形。它是由一系列离散的高程点构成的地形或海底的三维数字表示。高精度DEM相较于普通DEM具有更高的精度和分辨率，能够提供更详细准确的地形或海底地形信息。高精度DEM通常由激光雷达测量、卫星高程测量、雷达干涉测量、多普勒雷达测量等高精度技术获得。这些技术可以获取地球表面的高精度高程数据，然后通过数字处理和数据插值等方法生成高精度DEM。高精度DEM在许多领域有着广泛的应用，包括地质勘探、地形分析、自然灾害研究、城市规划、水文模拟等。它能够提供更精确的地形或海底地形信息，帮助科学家和工程师更好地理解地球表面的特征和变化，以及为各种应用提供可靠的地形数据。
大气阻力和复杂摄动力使得采用交替发射发射模式的SAR卫星航迹发生偏移，存在碰撞风险。此外，SAR天线通常具有较大的功率来保证高系统灵敏度。在交替发射模式中，某颗SAR卫星的发射波束可能会覆盖其它的SAR卫星，并导致系统产生严重损坏，即波束覆盖问题。为此，可以根据SAR卫星轨道控制精度和观测区域所在纬度设计卫星编队的轨道参数，使得分布式SAR在观测区域不存在波束覆盖。但是，基于该方法设计的轨道参数只能对指定目标区域进行观测。此外，通过灵活地调整SAR波束位置，可以避免波束覆盖问题。因此，卫星编队的选择和设计是实现分布式SAR交替发射模式的重要因素。
基于此，本申请实施例提供了一种卫星编队的波束位置的确定方法，其基本思想是：首先，电子设备确定卫星编队中的第一卫星相对于第二卫星的第一相对位置，以及第二卫星相对于第一卫星的第二相对位置；然后，电子设备通过预设约束模型，根据第一相对位置和第二相对位置，确定第一卫星的第一波束覆盖范围和第二卫星的第二波束覆盖范围；预设约束模型表征第一卫星和第二卫星的波束覆盖的角度约束范围；最后，基于第一波束覆盖范围和第二波束覆盖范围，确定第一卫星和第二卫星的波束位置。这样，通过第一波束覆盖范围和第二波束覆盖范围可以确定第一卫星和第二卫星的波束位置，可以有效避免卫星的波束覆盖的问题，从而提高卫星系统的工作时间。
本申请实施例提供的卫星编队的波束位置的确定方法可以被卫星编队的波束位置的确定装置和电子设备执行，其中，卫星编队的波束位置的确定装置可作为软件功能模型的形式存储在电子设备中，卫星编队的波束位置的确定装置也可以作为硬件功能模块集成在电子设备中，卫星编队的波束位置的确定装置也可以与电子设备进行软件和硬件的结合，以实现卫星编队的波束位置的确定方法，本申请对此不作任何限定。
在本申请实施例中，电子设备可以为服务器，该服务器可以是独立的物理服务器，也可以是多个物理服务器构成的服务器集群或者分布式系统，还可以是提供云服务、云数据库、云计算、云函数、云存储、网络服务、云通信、中间件服务、域名服务、安全服务、CDN、以及大数据和人工智能平台等基础云计算服务的云服务器，本申请实施例对此不作限定。
另外，电子设备还可以为终端设备，该终端设备可以是移动电话、平板个人电脑(TPC)、媒体播放器、智能电视、笔记本电脑(LC)、个人数字助理(PDA)、个人计算机(PC)、照相机、摄像机、智能手表、可穿戴式设备(WD)或者自动驾驶的车辆等，本申请实施例对此不作限定。
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。
图2为本申请实施例提供的一种可选的卫星编队的波束位置的确定方法的流程示意图一，如图2所示，包括S101至S103：
S101、确定卫星编队中的第一卫星相对于第二卫星的第一相对位置，以及第二卫星相对于第一卫星的第二相对位置。
在本申请实施例中，电子设备确定分布式的卫星编队中的第一卫星相对于第二卫星的第一相对位置，以及第二卫星相对于第一卫星的第二相对位置。
在本申请实施例中，卫星编队也称为分布式卫星编队、分布式合成孔径雷达的卫星编队等，本申请实施例对此不作任何限定。
需要说明的是，卫星编队是指由多颗独立的卫星组成的卫星系统，在空间中形成协同工作的编队。这些卫星相互之间通过通信和控制进行协作，共同完成特定的任务。分布式卫星编队可以在地球观测、通信、科学研究等领域发挥重要作用。
在本申请实施例中，第一卫星为卫星编队中的主星，第二卫星为卫星编队中的辅星。
需要说明的是，卫星编队包括一颗主星和至少一颗辅星，其中，主星是卫星编队中的主导成员，主要负责执行核心任务，如数据采集、图像成像等；辅星则是主星的辅助成员，它们协助主星完成任务，可以进行干涉观测、相位监测、数据通信等辅助任务。
需要说明的是，主星和辅星之间通过通信和控制进行协作，共同完成整个卫星编队的任务。主星负责规划和执行任务计划，控制编队的整体运动和姿态，而辅星则根据主星的指令和任务要求进行相应的响应和执行。卫星编队中的主星和辅星通常是由多颗独立的卫星组成，它们之间具有一定的相对位置和相对运动关系。主星和辅星的相对位置可以根据任务要求和系统设计进行灵活配置，以实现更高效的卫星编队运行。
在本申请实施例中，第一相对位置为第一卫星相对于第二卫星的位置信息，第二相对位置为第二卫星相对于第一卫星的位置信息。
在本申请实施例中，第一相对位置为第一卫星相对于第二卫星的LVLH(局部垂直局部水平坐标系，Local Vertical Local Horizontal)坐标系的位置信息，第二相对位置为第二卫星相对于第一卫星的LVLH坐标系的位置信息。
需要说明的是，LVLH坐标系是一种在空间航行中常用的局部旋转坐标系。它是一种相对于卫星的位置和速度向量来定义的坐标系，以卫星的状态为基准来确定坐标轴的方向。LVLH坐标系的原点通常选取为卫星的质心位置，作为坐标系的中心。然后，根据卫星的位置和速度向量来确定坐标轴的方向，具体如下：
1、Z轴：Z轴通常指向地心，即指向卫星所在轨道的径向方向。在地心引力场中，Z轴与卫星的速度向量垂直，保持垂直于轨道平面。
2、X轴：X轴通常在轨道平面内，与速度向量和Z轴构成右手坐标系。它的方向使得速度向量在X-Z平面内的投影最大。这样，X轴指向轨道前进方向。
3、Y轴：Y轴是X轴和Z轴的叉积，使得坐标系构成右手坐标系。Y轴指向轨道平面内卫星的垂直方向。
需要说明的是，LVLH坐标系是随着飞行器的运动而变化，它始终与飞行器的状态相对固定。
在本申请实施例中，第一相对位置可以表示为(xM(t)，yM(t)，zM(t))。其中，xM(t)表示第一卫星相对于第二卫星在x轴方向的位置偏移，yM(t)表示第一卫星相对于第二卫星在y轴方向的位置偏移，zM(t)表示第一卫星相对于第二卫星在z轴方向的位置偏移。
在本申请实施例中，第二相对位置可以表示为(xS(t)，yS(t)，zS(t))。其中，xS(t)表示第二卫星相对于第一卫星在x轴方向的位置偏移，yS(t)表示第二卫星相对于第一卫星在y轴方向的位置偏移，zS(t)表示第二卫星相对于第一卫星在z轴方向的位置偏移。
需要说明的是，第一相对位置和第二相对位置随时间t而变化，描述了主星相对于辅星，以及辅星相对于主星的位置随时间的变化。在卫星编队任务中，通过控制辅星的运动来使得相对位置矢量在特定要求下保持稳定或产生周期性变化，从而实现合成孔径雷达(SAR)或其他雷达成像的目标。
S102、通过预设约束模型，根据第一相对位置和第二相对位置，确定第一卫星的第一波束覆盖范围和第二卫星的第二波束覆盖范围；预设约束模型表征第一卫星和第二卫星的波束覆盖的角度约束范围。
在本申请实施例中，在电子设备确定第一相位位置和第二相对位置之后，电子设备通过预设约束模型，根据第一相对位置和第二相对位置，确定第一卫星的第一波束覆盖范围和第二卫星的第二波束覆盖范围。
在本申请的一些实施例中，预设约束模型包括第一约束模型和第二约束模型；其中，第一约束模型表征在第二卫星对应的第二旋转坐标系下的第一卫星的波束覆盖的角度约束范围；第二约束模型表征在第一卫星对应的第一旋转坐标系下的第二卫星的波束覆盖的角度约束范围。
在本申请的一些实施例中，如图3所示，S102中通过预设约束模型，根据第一相对位置和第二相对位置，确定第一卫星的第一波束覆盖范围和第二卫星的第二波束覆盖范围的实现，可以包括S1021至S1022：
S1021、通过第一约束模型，根据第一相对位置，确定第一卫星的第一距离角度范围和第一方位角度范围；其中，第一距离角度范围和第一方位角度范围用于确定第一卫星的波束覆盖的角度约束范围。
在本申请的一些实施例中，第一约束模型包括第一距离角度约束和第一方位角度约束；第一相对位置包括：第一卫星在第二旋转坐标系中的第一方向的第一偏移量、第二方向的第二偏移量，以及第三方向的第三偏移量。
在本申请实施例中，第一方向为坐标系的X轴方向，第二方向为坐标系的Z轴方向，第三方向为坐标系的Y轴方向。
在本申请实施例中，第一相对位置包括：主星在辅星对应的旋转坐标系中的X轴方向的偏移量xM(t)、主星在辅星对应的旋转坐标系中的Z轴方向的偏移量zM(t)，以及主星在辅星对应的旋转坐标系中的y轴方向的偏移量yM(t)。
在本申请的一些实施例中，S1021中通过第一约束模型，根据第一相对位置，确定第一卫星的第一距离角度范围和第一方位角度范围的实现，可以包括S10211至S10213：
S10211、获取第二卫星的第一距离信息和第一方位向波束宽度；
S10212、通过第一距离角度约束，根据第一距离信息、第一偏移量和第二偏移量，确定第一卫星的第一距离角度范围；
S10213、通过第一方位角度约束，根据第一方位向波束宽度、第一偏移量和第三偏移量，确定第一卫星的第一方位角度范围。
在本申请实施例中，电子设备获取辅星(第二卫星)的第一距离信息θSr和第一方位向波束宽度θSa。
需要说明的是，第一距离信息为第二卫星相对于被观测地面目标的距离，第一方位向波束宽度为波束在方位向(与运动方向垂直的方向)上的角度宽度。
在本申请实施例中，第一约束模型可以通过公式(1-1)表示：
其中，θSr为第二卫星的第一距离信息，θSa为第二卫星的第一方位向波束宽度，α为大于0.5的常数，xM(t)为第一卫星在第二旋转坐标系中的第一方向的第一偏移量，zM(t)为第一卫星在第二旋转坐标系中的第二方向的第二偏移量，yM(t)为第一卫星在第二旋转坐标系中的第三方向的第三偏移量，θSR为第一卫星在第二旋转坐标系中的距离角度，θSA为第一卫星在第二旋转坐标系中的方位角度。
在公式(1-1)中，第一距离角度约束为第一方位角度约束为/>
S1022、通过第二约束模型，根据第二相对位置，确定第二卫星的第二距离角度范围和第二方位角度范围；其中，第二距离角度范围和第二方位角度范围用于确定第二卫星的波束覆盖的角度约束范围。
在本申请的一些实施例中，第二约束模型包括第二距离角度约束和第二方位角度约束；第二相对位置包括：第二卫星在第一旋转坐标系中的第一方向的第四偏移量、第二方向的第五偏移量，以及第三方向的第六偏移量。
在本申请实施例中，第一方向为坐标系的X轴方向，第二方向为坐标系的Z轴方向，第三方向为坐标系的Y轴方向。
在本申请实施例中，第二相对位置包括：辅星在主星对应的旋转坐标系中的X轴方向的偏移量xS(t)、辅星在主星对应的旋转坐标系中的Z轴方向的偏移量zS(t)，以及辅星在主星对应的旋转坐标系中的y轴方向的偏移量yS(t)。
在本申请的一些实施例中，S1022中通过第二约束模型，根据第二相对位置，确定第二卫星的第二距离角度范围和第二方位角度范围的实现，可以包括S10221至S10223：
S10221、获取第一卫星的第二距离信息和第二方位向波束宽度；
S10222、通过第二距离角度约束，根据第二距离信息、第四偏移量和第五偏移量，确定第二卫星的第二距离角度范围；
S10223、通过第二方位角度约束，根据第二方位向波束宽度、第四偏移量和第六偏移量，确定第二卫星的第二方位角度范围。
在本申请实施例中，电子设备获取主星(第一卫星)的第二距离信息θMr和第二方位向波束宽度θMa。
需要说明的是，第二距离信息为第二卫星相对于被观测地面目标的距离，第二方位向波束宽度为波束在方位向(与运动方向垂直的方向)上的角度宽度。
在本申请实施例中，第二约束模型可以通过公式(1-2)表示：
其中，θMr为第一卫星的第二距离信息，θMa为第一卫星的第二方位向波束宽度，α为大于0.5的常数，xS(t)为第二卫星在第一旋转坐标系中的第一方向的第四偏移量，zS(t)为第二卫星在第一旋转坐标系中的第二方向的第五偏移量，yS(t)为第二卫星在第一旋转坐标系中的第三方向的第六偏移量，θMR为第二卫星在第一旋转坐标系中的距离角度，θMA为第二卫星在第一旋转坐标系中的方位角度。
在公式(1-2)中，第一距离角度约束为第一方位角度约束为/>
在本申请实施例中，在θMR和θMA的附近区域，主星波束会覆盖辅星，产生波束覆盖问题，同样的，在θSR和θSA的附近区域，辅星波束会覆盖主星，产生波束覆盖问题。
S103、基于第一波束覆盖范围和第二波束覆盖范围，确定第一卫星和第二卫星的波束位置。
在本申请实施例中，在电子设备确定第一卫星的第一波束覆盖范围和第二卫星的第二波束覆盖范围之后，电子设备基于第一波束覆盖范围和第二波束覆盖范围，确定第一卫星和第二卫星的波束位置。
在本申请的一些实施例中，S103中基于第一波束覆盖范围和第二波束覆盖范围，确定第一卫星和第二卫星的波束位置的实现，可以包括S1031至S1032：
S1031、根据第一波束覆盖范围和第二波束覆盖范围，确定第一卫星和第二卫星的可照射角度范围。
S1032、在第一卫星和第二卫星处于交替发射模型的情况下，根据可照射角度范围，确定第一卫星和第二卫星的波束位置。
在本申请实施例中，在电子设备得到分布式SAR交替发射模式可选的照射角度范围之后，基于可选照射角度范围和雷达系统参数(天线尺寸、载波频率、卫星轨道高度、脉冲重复频率、峰值功率、天线效率、观测幅宽等)，设计交替发射模式的波束位置。
在本申请实施例中，首先，确定卫星编队中的第一卫星相对于第二卫星的第一相对位置，以及第二卫星相对于第一卫星的第二相对位置；然后，通过预设约束模型，根据第一相对位置和第二相对位置，确定第一卫星的第一波束覆盖范围和第二卫星的第二波束覆盖范围；预设约束模型表征第一卫星和第二卫星的波束覆盖的角度约束范围；最后，基于第一波束覆盖范围和第二波束覆盖范围，确定第一卫星和第二卫星的波束位置。将第一卫星相对于第二卫星的第一相对位置和第二卫星相对于第一卫星的第二相对位置通过预设约束模型，得到第一卫星的第一波束覆盖范围和第二卫星的第二波束覆盖范围，这样，通过第一波束覆盖范围和第二波束覆盖范围可以确定第一卫星和第二卫星的波束位置，可以有效避免卫星的波束覆盖的问题，从而提高卫星系统的工作时间。
在本申请的一些实施例中，如图4所示，S101中确定分布式卫星编队中的第一卫星相对于第二卫星的第一相对位置，以及第二卫星相对于第一卫星的第二相对位置的实现，可以包括S1011至S1013：
S1011、根据第一卫星的第一轨道参数，确定第二卫星的第二轨道参数；其中，第一轨道参数表征第一卫星在其运动轨道的相关参数，第二轨道参数表征第二卫星在其运动轨道的相关参数。
在本申请实施例中，轨道参数也称为轨道六根数。
在本申请的一些实施例中，第一轨道参数和第二轨道参数至少包括：半长轴(α)，偏心率(e)，倾角(i)，近地点俯角(ω)，升交点赤经(Ω)和平近点角(M)。
其中，半长轴(Semi-major Axis)表示卫星轨道椭圆的长轴的一半，用来描述轨道的大小；偏心率(Eccentricity)表示轨道的偏心程度，0表示圆形轨道，小于1表示椭圆轨道；倾角(Orbital Inclination)表示轨道平面与地球赤道平面之间的夹角，用来描述轨道的倾斜程度；近地点俯角(Argument of Periapsis)表示卫星在轨道上离地球最近点的位置；升交点赤经(Right Ascension of Ascending Node)表示轨道平面与地球赤道平面的交点在赤道上的经度；平近点角(Mean Anomaly)表示卫星在轨道上的位置。
在本申请的一些实施例中，S1011中根据第一卫星的第一轨道参数，确定第二卫星的第二轨道参数的实现，可以包括S10111至S10113：
S10111、获取第一轨道参数和卫星编队的编队构型参数；其中，编队构型参数表征第一卫星与第二卫星的相对运动关系。
在本申请的一些实施例中，编队构型参数至少包括：绕飞椭圆短半轴(p)、绕飞椭圆初始相位(θ)、绕飞椭圆中心沿航迹方向的距离(l)、垂直轨道面的振幅(s)，以及初始相位差(a)。
其中，绕飞椭圆短半轴表示绕飞椭圆在航迹方向上的最小半径。由于卫星之间的相对运动会导致绕飞椭圆在航迹方向上产生振荡，因此绕飞椭圆在航迹方向上并不是一个完整的椭圆，而是一个振荡的轨道。绕飞椭圆的短半轴大小与卫星的相对运动关系有关；绕飞椭圆初始相位表示在绕飞椭圆的轨道上，卫星在某个初始时刻的相位角度。这个角度可以用来确定卫星在绕飞椭圆轨道上的位置。在分布式SAR卫星编队中，不同的卫星可能有不同的初始相位角度；绕飞椭圆中心沿航迹方向的距离表示绕飞椭圆在航迹方向上的位置偏移。由于卫星之间的相对运动会导致绕飞椭圆在航迹方向上产生振荡，因此绕飞椭圆的中心位置可能会随着时间发生变化；垂直轨道面的振幅表示绕飞椭圆在垂直轨道面上的最大偏移距离；初始相位差表示绕飞椭圆在垂直轨道面上的初始相位角度，在分布式SAR卫星编队中，绕飞椭圆的振幅和初始相位差也会随着卫星的相对运动而变化。
S10112、根据第一轨道参数和编队构型参数，确定第一轨道参数和第二轨道参数之间的轨道参数差值。
在本申请实施例中，第一卫星的第一轨道参数和卫星编队的编队构型参数满足公式(2)：
其中，p为绕飞椭圆短半轴，θ为绕飞椭圆初始相位，l为绕飞椭圆中心沿航迹方向的距离，s为垂直轨道面的振幅，a为初始相位差，a0为第一卫星的半长轴，e0为第一卫星的偏心率，i0为第一卫星的倾角，ω0为第一卫星的近地点俯角，Ω为第一卫星的升交点赤经，M为第一卫星的平近点角，δ(·)为第一卫星的第一轨道参数和第二卫星的第二轨道参数的轨道参数差值，为一阶偏导数。需要说明的是，轨道的半长轴差值δa＝0使得卫星编队具有较好的稳定性和周期性。
进一步地，对公式(2)进行数学变换，可得到公式(3)：
其中，δa为第一卫星和第二卫星的半长轴的差值，δe为第一卫星和第二卫星的偏心率的差值，δi为第一卫星和第二卫星的倾角的差值，δΩ为第一卫星和第二卫星的升交点赤经的差值，δω为第一卫星和第二卫星的近地点俯角的差值，δM为第一卫星和第二卫星的平近点角的差值，p为绕飞椭圆短半轴，θ为绕飞椭圆初始相位，l为绕飞椭圆中心沿航迹方向的距离，s为垂直轨道面的振幅，a为初始相位差，a0为第一卫星的半长轴，e0为第一卫星的偏心率，i0为第一卫星的倾角，ω0为第一卫星的近地点俯角，Ω为第一卫星的升交点赤经，M为第一卫星的平近点角，为一阶偏导数。
在本申请实施例中，将第一轨道参数和编队构型参数输入至公式(3)中，确定第一轨道参数和第二轨道参数之间的轨道参数差值(δa、δe、δi、δΩ、δω、δM)。
S10113、根据轨道参数差值和第一轨道参数，确定第二轨道参数。
在本申请实施例中，电子设备根据轨道参数差值和第一轨道参数，确定第二轨道参数。
示例性的，电子设备将第一轨道参数和轨道参数差值进行相减，得到第二轨道参数。
S1012、根据第一轨道参数和第二轨道参数，确定在一个轨道周期内的第一卫星和第二卫星的位置信息和速度信息。
在本申请实施例中，电子设备将第一轨道参数和第二轨道参数通过高精度的轨道传播器，得到在一个轨道周期内的第一卫星和第二卫星的位置信息和速度信息。
需要说明的是，轨道传播器(Orbit Propagator)是一种用于模拟和计算天体(如卫星、行星等)在轨道上运动的工具或软件。它基于天体的轨道参数和初始状态，通过数值计算方法，预测和推算天体在未来时间内的轨道位置和速度。轨道传播器可以使用多种数值方法来模拟天体的轨道运动，其中最常见的方法之一是数值积分法，如牛顿运动方程的数值积分。通过数值积分法，轨道传播器可以根据天体的质量、轨道参数和初始状态，计算出天体在每个时间步长内的位置和速度。
S1013、基于第一卫星和第二卫星的位置信息和速度信息，确定第一相对位置和第二相对位置。
在本申请的一些实施例中，S1013中基于第一卫星和第二卫星的位置信息和速度信息，确定第一相对位置和第二相对位置的实现，可以包括S301至S302：
S301、根据第一卫星和第二卫星的位置信息和速度信息，分别确定第一卫星对应的第一旋转坐标系和第二卫星对应的第二旋转坐标系；其中，第一旋转坐标系为以第一卫星的质心为原点的坐标系，第二旋转坐标系为以第二卫星的质心为原点的坐标系；
S302、以第一旋转坐标系和第二旋转坐标系为基准，分别确定第二相对位置和第一相对位置。
在本申请实施例中，电子设备可以根据第一卫星和第二卫星的位置信息和速度信息，分别确定第一卫星对应的第一旋转坐标系和第二卫星对应的第二旋转坐标系。
在本申请实施例中，旋转坐标系可以为LVLH坐标系，LVLH坐标系以飞卫星的位置向量和速度向量为基准来定义坐标轴，使得坐标系与卫星的运动状态相对固定。
示例性的，确定旋转坐标系的步骤可以包括：
1)、确定基准点：LVLH坐标系的原点通常选取为卫星的质心位置，这个点是坐标系中心，相对于它来定义局部坐标轴；
2)、确定Z轴：Z轴通常指向地心，即指向卫星所在轨道的径向方向。在地心引力场中，Z轴与卫星的速度向量垂直，保持垂直于轨道平面；
3)、确定X轴：X轴通常在轨道平面内，与速度向量和Z轴构成右手坐标系。它的方向使得速度向量在X-Z平面内的投影最大。这样，X轴指向轨道前进方向；
4)、确定Y轴：Y轴是X轴和Z轴的叉积，使得坐标系构成右手坐标系。Y轴指向轨道平面内卫星的垂直方向。
需要说明的是，LVLH坐标系的确定是相对于卫星的位置和速度向量来定义的，因此，坐标轴会随着卫星的运动而变化。在飞行过程中，可以根据实时的位置和速度向量来更新LVLH坐标系，以保持坐标系与卫星的运动状态相对固定。
图5为本申请实施例提供的一种可选择的旋转坐标系的示意图，如图5所示，卫星编队包括卫星1和卫星2，卫星1的LVLH旋转坐标系以卫星质心(卫星重心)为原点，其X轴沿着地球半径向外的方向，Z轴垂直于轨道平面和Y轴为卫星的运动方向，p为卫星1和卫星2的直线距离。
在本申请实施例中，在电子设备确定第一卫星和第二卫星的旋转坐标系之后，在满足一些有界条件或受到外力控制的情况下，利用C-W(Clohessy-Wiltshire)方程，可以得到C-W的有界周期解，其中，C-W方程是一种用于描述两颗卫星之间相对运动的方程，它可以用于分析和控制卫星编队的相对位置和姿态。C-W方程的有界周期解是指在一定条件下，相对运动的位置和速度在有限的时间内将在有限的范围内循环变化。
在本申请实施例中，C-W方程可以通过公式(4)表示：
其中，t表示卫星运动时间，A和B分别表示卫星在X和Z轴上的振幅，Δy是卫星编队中心和参考坐标系之间的偏移，α和β表示初始位置对应的初始相位，以及T0表示轨道周期，x(t)表示在x轴方向的位置偏移，y(t)表示在y轴方向的位置偏移，z(t)表示在z轴方向的位置偏移。
在本申请的一些实施例中，S302中以第一旋转坐标系和第二旋转坐标系为基准，分别确定第二相对位置和第一相对位置的实现，可以包括S3021至S3024：
S3021、以第一旋转坐标系为基准，获取第二卫星在第一方向的第一振幅、在第二方向的第二振幅、第二卫星在第一方向的初始位置对应的第一初始相位、第二卫星在第二方向的初始位置对应的第二初始相位、第二卫星的第一轨道周期，以及卫星编队的中心的第一偏移量；
在本申请实施例中，第一方向为x轴方向，第二方向为z轴方向。
S3022、以第二旋转坐标系为基准，获取第一卫星在第一方向的第三振幅、在第二方向的第四振幅、第一卫星在第一方向的初始位置对应的第三初始相位、第一卫星在第二方向的初始位置对应的第四初始相位、第一卫星的第二轨道周期，以及卫星编队的中心的第二偏移量；
S3023、根据第一振幅、第二振幅、第一初始相位、第二初始相位、第一轨道周期和第一偏移量，确定第二卫星相对于第一卫星的第二相对位置；
S3024、根据第三振幅、第四振幅、第三初始相位、第四初始相位、第二轨道周期和第二偏移量，确定第一卫星相对于第二卫星的第一相对位置。
在本申请实施例中，电子设备将第一振幅、第二振幅、第一初始相位、第二初始相位、第一轨道周期和第一偏移量输入至公式(4)中，得到第二卫星相对于第一卫星的第二相对位置，电子设备将第三振幅、第四振幅、第三初始相位、第四初始相位、第二轨道周期和第二偏移量输入至公式(4)中，得到第一卫星相对于第二卫星的第一相对位置。
在本申请实施例中，分布式SAR交替发射模式使得一颗或多颗卫星处于其它信号发射SAR卫星的波束范围内，导致波束覆盖问题。为此，本申请实施例提供了一种分布式SAR卫星编队设计的方法，即卫星编队的波束位置的确定方法，实现分布式SAR交替发射模式的卫星轨道参数设计和无波束覆盖区域的选择，具体如下：
(1)、一种分布式SAR卫星编队设计方法
在分布式SAR卫星编队设计中，通常使用轨道六根数描述卫星轨道参数(相当于轨道参数)，编队构型五参数(相当于编队构型参数)确定卫星的相对运动关系。卫星的轨道六根数α、e、i、ω、Ω和M分别表示半长轴，偏心率，倾角，近地点俯角，升交点赤经和平近点角。编队构型五参数p、θ、l、s和α分别表示绕飞椭圆短半轴、绕飞椭圆初始相位、绕飞椭圆中心沿航迹方向的距离、垂直轨道面的振幅和初始相位差。此外，编队构型五参数和轨道六根数满足公式(2)。
基于分布式SAR的任务需求以及编队构型五参数和轨道六根数的关系，可以计算编队辅星的轨道六根数。随后，将计算辅星的轨道六根数转化为计算辅星相对于主星的轨道六根数的差值，具体如下：
首先，根据分布式SAR任务需求(例如顺轨和交轨基线)设置编队构型五参数，并且基于主星轨道六根数和编队构型五参数计算相对轨道六根数的差值。进一步地，基于相对轨道六根数的差值和主星轨道六根数，计算编队辅星的轨道六根数。
其次，将主星轨道六根数和辅星轨道六根数输入高精度的轨道传播器，仿真主星和辅星在地心固定坐标系(ECF)下的位置矢量和速度矢量。
进一步，基于主星位置和速度矢量计算主星LVLH坐标系和辅星在主星LVLH坐标系下的距离角θMR和方位角θMA。在θMR和θMA的附近区域，主星波束会覆盖辅星，产生波束覆盖问题。同样地，基于辅星的位置和速度矢量计算辅星LVLH坐标系和主星在辅星LVLH坐标系下的距离角θSR和方位角θSA。在此，主星波束覆盖和辅星波束覆盖的约束分别为公式(1-1)和公式(1-2)所示。
最后，根据上述波束覆盖约束、SAR天线波束宽度和二维扫描角度范围，得到分布式SAR的波束覆盖角度范围。进一步地，得到分布式SAR交替发射模式可选的照射角度范围，并且基于可选照射角度范围和雷达系统参数(天线尺寸、载波频率、卫星轨道高度、脉冲重复频率、峰值功率、天线效率、观测幅宽等)，设计交替发射模式的波束位置。
图6为本申请提供的一种可选的卫星编队的波束位置的确定方法的流程示意图四，如图6所示，电子设备根据分布式SAR对地观测任务需求，确定主星轨道六根数(即第一轨道参数)和编队构型五参数(即编队构型参数)；将主星轨道六根数和编队构型五参数根据公式(3)，得到相对轨道六根数差值(即轨道参数差值)；然后，根据相对轨道六根数差值和主星轨道六根数，确定辅星的编队辅星轨道六根数(即第二轨道参数)；进一步，将编队辅星轨道六根数和主星轨道六根数输入至包含高精度模型的轨道传播器中，得到主星和辅星在一个轨道周期内的位置和速度矢量；随后，计算主星LVLH坐标系下辅星的相对位置和辅星LVLH坐标系下主星的相对位置，根据主星LVLH坐标系下辅星的相对位置确定主星产生波束覆盖的二维角度，根据辅星LVLH坐标系下主星的相对位置确定辅星产生波束覆盖的二维角度；最后根据天线波束宽度和二维扫描角度范围、主星产生波束覆盖的二维角度和辅星产生波束覆盖的二维角度，确定分布式SAR交替发射模式可选照射角度范围，基于可选照射角度范围进行波束位置的设计。
(2)、实验分析
Helix编队(指在空间中形成螺旋状的卫星编队)使用不同的升交点赤经使得双星在低纬度赤道区域获取最大的交轨基线，并且采用不同的偏心率使得它们在极地区域获取最大的地球径向基线。图7为本申请实施例提供的一种可选的分布式SAR螺旋构型的示意图，如图7所示，Helix编队可以降低卫星碰撞风险。此外，Helix编队使用较小差异的近地点俯角和平近点角设置较短的顺轨基线，进而使得双基波束足印具有更大重叠。得益于这样的轨道参数设计，使得多颗卫星轨迹在空间中形成螺旋构型，提供了灵活可变的沿航迹基线和交轨基线，鉴于Helix编队的灵活性和鲁棒性，选择它作为分布式SAR交替发射模式的卫星构型。
基于如图6所示的分布式SAR卫星编队设计流程和表1的主星轨道六根数，设计一组Helix编队轨道参数。
表1
| 参数 | a(km) | e | i(°) | ω(°) | Ω(°) | M(°) |
| 数值 | 6977.965416 | 0.00149825 | 97.697584 | 105.256585 | 239.693552 | 65.158627 |
首先，根据分布式SAR干涉基线基线要求(最大交轨干涉基线长度为2500米和最大顺轨基线长度为500米)，设置编队构型五参数的初值，如表2所示：
表2
| p | θ | l | s | α |
| 250m | -0.5° | 0m | 2500m | -105° |
其次，基于表2的编队构型五参数初值和表1的主星轨道六根数计算相对轨道六根数的差值，如表3所示：
表3
| 参数 | δa(km) | δe | δi(°) | δω(°) | δΩ(°) | δM(°) |
| 数值 | 0 | 0.0000357 | 0 | 0.12241886 | 0.021259 | -0.11651686 |
进一步地，计算相对轨道六根数的差值和主星轨道六根数，得到辅星的轨道六根数，如表4所示：
表4
| 参数 | a(km) | e | i(°) | ω(°) | Ω(°) | M(°) |
| 数值 | 6977.965416 | 0.00153395 | 97.697584 | 105.379004 | 239.714811 | 65.042110 |
然后，基于表1和表4的双星轨道参数和表5所示的用于仿真的高精度模型，仿真双星在ECF下的一个轨道周期内的位置矢量，图8为本申请实施例提供的一种可选的双星在ECF下的三维位置的示意图，如图8所示，为通过仿真得到的主星和辅星的一个轨道周期内的位置矢量。
表5
| 模型类别 | 模型选择 |
| 重力场 | 21X 21EGM96 |
| 大气阻力 | 动态大气密度模型(例如，Jacchia–Roberts) |
| 太阳辐射压力 | 球形模型和双锥阴影模型 |
| 天体加速度 | 日月引力模型 |
| 固体潮和海潮 | 固体潮和其它扰动(例如，广义相对论) |
进一步地，图9为本申请实施例提供的一种可选的辅星相对于主星的基线分量的示意图，如图9所示，在主星LVLH坐标系中，得到辅星相对于主星的三个方向(X轴基线、Y轴基线和Z轴基线)的基线分量。
同理，图10为本申请实施例提供的一种可选的主星相对于辅星的基线分量的示意图，如图10所示，在辅星LVLH坐标系中，得到主星相对于辅星的三个方向(X轴基线、Y轴基线和Z轴基线)的基线分量。
图11为本申请实施例提供的一种可选的分布式SAR在升轨阶段可以照射的目标区域的示意图，图12为本申请实施例提供的一种可选的分布式SAR在降轨阶段可以照射的目标区域的示意图。根据图11和12可知，主星和辅星的相对位置在一个轨道周期内不断变化，并且双星都会出现波束覆盖问题。为此，基于波束覆盖约束和表6所示的用于轨道设计的LT-1参数，分别得到分布式SAR在由南向北的升轨和由北向南的降轨中可以照射的目标区域。
表6
| 参数 | 数值 |
| 双星距离向波束宽度 | 4° |
| 双星方位向波束宽度 | 2.13° |
| β | 2 |
| 距离向视角范围(左/右侧视) | (-60°,-10°)∪(10°,60°) |
| 方位向视角范围 | (-1.06°,1.06°) |
如图11和12所示，图11和图12的横轴为纬度，纵轴为距离和方位角坐标。在图11和图12中，两条宽带灰色区域表示LT-1系统在距离向的扫描角度范围(可观测范围)，比如LT-1距离视角范围(-60°,-10°)∪(10°,60°)，窄带黑色区域表示LT-1系统在方位向的扫描角度范围，比如LT-1方位视角范围(-1.06°,1.06°)。图11和图12还包括辅星在距离向的波束覆盖范围、辅星在方位向的波束覆盖范围、主星在距离向的波束覆盖范围、主星在方位向的波束覆盖范围。需要说明的是，T-1系统在距离向和方位向的扫描角度范围辅星在距离向和方位向的波束覆盖范围，以及主星在距离向和方位向的波束覆盖范围的重叠区域为波束覆盖区域，在波束位置选择时，需要避免这些重叠区域。
最后，T-1系统在距离向和方位向的扫描角度范围辅星在距离向和方位向的波束覆盖范围，以及主星在距离向和方位向的波束覆盖范围的非重叠区域和系统参数(天线长度和宽度、载波频率、轨道高度、脉冲重复频率、峰值功率、天线效率和观测幅宽等)，设计分布式SAR交替发射模式的波束位置。
上述仿真结果表明：1)本申请实施例中的卫星编队的波束位置的确定方法可以得到满足分布式SAR任务需求的轨道参数；2)本申请实施例中的卫星编队的波束位置的确定方法避免了分布式SAR波束覆盖问题；3)仿真结果有力地证明了本申请实施例中的法发明内容。总之，本申请实施例中的卫星编队的波束位置的确定方法可以解决星载分布式SAR交替发射模式的卫星编队设计问题。
以上结合附图详细描述了本发明的优选实施方式，但是，本发明并不限于上述实施方式中的具体细节，在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种简单变型，这些简单变型均属于本发明的保护范围。例如，在上述具体实施方式中所描述的各个具体技术特征，在不矛盾的情况下，可以通过任何合适的方式进行组合，为了避免不必要的重复，本发明对各种可能的组合方式不再另行说明。又例如，本发明的各种不同的实施方式之间也可以进行任意组合，只要其不违背本发明的思想，其同样应当视为本发明所公开的内容。又例如，在不冲突的前提下，本发明描述的各个实施例和/或各个实施例中的技术特征可以和现有技术任意的相互组合，组合之后得到的技术方案也应落入本发明的保护范围。
应理解，在本发明的各种方法实施例中，上述各过程的序号的大小并不意味着执行顺序的先后，各过程的执行顺序应以其功能和内在逻辑确定，而不应对本实施例的实施过程构成任何限定。
基于前述实施例相同的发明构思，图13为本申请实施例提供的一种可选的卫星编队的波束位置的确定装置的结构示意图，如图13所示，所述卫星编队的波束位置的确定装置10包括确定单元11和获取单元12；其中，
所述确定单元11，用于确定卫星编队中的第一卫星相对于第二卫星的第一相对位置，以及所述第二卫星相对于所述第一卫星的第二相对位置；通过预设约束模型，根据所述第一相对位置和所述第二相对位置，确定所述第一卫星的第一波束覆盖范围和所述第二卫星的第二波束覆盖范围；所述预设约束模型表征所述第一卫星和所述第二卫星的波束覆盖的角度约束范围；基于所述第一波束覆盖范围和所述第二波束覆盖范围，确定所述第一卫星和所述第二卫星的波束位置。
在本申请的一些实施例中，所述确定单元11，还用于根据所述第一卫星的第一轨道参数，确定第二卫星的第二轨道参数；其中，所述第一轨道参数表征所述第一卫星在其运动轨道的相关参数，所述第二轨道参数表征所述第二卫星在其运动轨道的相关参数；根据所述第一轨道参数和所述第二轨道参数，确定在一个轨道周期内的所述第一卫星和所述第二卫星的位置信息和速度信息；基于所述第一卫星和所述第二卫星的位置信息和速度信息，确定所述第一相对位置和所述第二相对位置。
在本申请的一些实施例中，所述确定单元11，还用于根据所述第一卫星和所述第二卫星的位置信息和速度信息，分别确定所述第一卫星对应的第一旋转坐标系和所述第二卫星对应的第二旋转坐标系；其中，所述第一旋转坐标系为以所述第一卫星的质心为原点的坐标系，所述第二旋转坐标系为以所述第二卫星的质心为原点的坐标系；以所述第一旋转坐标系和所述第二旋转坐标系为基准，分别确定所述第二相对位置和所述第一相对位置。
在本申请的一些实施例中，所述确定单元11，还用于以所述第一旋转坐标系为基准，获取所述第二卫星在第一方向的第一振幅、在第二方向的第二振幅、所述第二卫星在所述第一方向的初始位置对应的第一初始相位、所述第二卫星在所述第二方向的初始位置对应的第二初始相位、所述第二卫星的第一轨道周期，以及所述卫星编队的中心的第一偏移量；以所述第二旋转坐标系为基准，获取所述第一卫星在所述第一方向的第三振幅、在所述第二方向的第四振幅、所述第一卫星在所述第一方向的初始位置对应的第三初始相位、所述第一卫星在所述第二方向的初始位置对应的第四初始相位、所述第一卫星的第二轨道周期，以及所述卫星编队的中心的第二偏移量；根据所述第一振幅、所述第二振幅、所述第一初始相位、所述第二初始相位、所述第一轨道周期和所述第一偏移量，确定所述第二卫星相对于所述第一卫星的所述第二相对位置；根据所述第三振幅、所述第四振幅、所述第三初始相位、所述第四初始相位、所述第二轨道周期和所述第二偏移量，确定所述第一卫星相对于所述第二卫星的所述第一相对位置。
在本申请的一些实施例中，所述获取单元12，用于获取所述第一轨道参数和所述卫星编队的编队构型参数；其中，所述编队构型参数表征所述第一卫星与所述第二卫星的相对运动关系；
所述确定单元11，还用于根据所述第一轨道参数和所述编队构型参数，确定所述第一轨道参数和所述第二轨道参数之间的轨道参数差值；根据所述轨道参数差值和所述第一轨道参数，确定所述第二轨道参数。
在本申请的一些实施例中，所述编队构型参数至少包括：绕飞椭圆短半轴、绕飞椭圆初始相位、绕飞椭圆中心沿航迹方向的距离、垂直轨道面的振幅，以及初始相位差。
在本申请的一些实施例中，所述第一轨道参数和所述第二轨道参数至少包括：半长轴，偏心率，倾角，近地点俯角，升交点赤经和平近点角。
在本申请的一些实施例中，所述预设约束模型包括第一约束模型和第二约束模型；其中，所述第一约束模型表征在所述第二卫星对应的第二旋转坐标系下的所述第一卫星的波束覆盖的角度约束范围；所述第二约束模型表征在所述第一卫星对应的第一旋转坐标系下的所述第二卫星的波束覆盖的角度约束范围。
在本申请的一些实施例中，所述确定单元11，还用于通过所述第一约束模型，根据所述第一相对位置，确定所述第一卫星的第一距离角度范围和第一方位角度范围；其中，所述第一距离角度范围和所述第一方位角度范围用于确定所述第一卫星的波束覆盖的角度约束范围；通过所述第二约束模型，根据所述第二相对位置，确定所述第二卫星的第二距离角度范围和第二方位角度范围；其中，所述第二距离角度范围和所述第二方位角度范围用于确定所述第二卫星的波束覆盖的角度约束范围。
在本申请的一些实施例中，所述第一约束模型包括第一距离角度约束和第一方位角度约束；所述第一相对位置包括：所述第一卫星在所述第二旋转坐标系中的第一方向的第一偏移量、第二方向的第二偏移量，以及第三方向的第三偏移量。
在本申请的一些实施例中，所述获取单元12，还用于获取所述第二卫星的第一距离信息和第一方位向波束宽度。
在本申请的一些实施例中，所述确定单元11，还用于通过所述第一距离角度约束，根据所述第一距离信息、所述第一偏移量和所述第二偏移量，确定所述第一卫星的所述第一距离角度范围；通过所述第一方位角度约束，根据所述第一方位向波束宽度、所述第一偏移量和所述第三偏移量，确定所述第一卫星的所述第一方位角度范围。
在本申请的一些实施例中，所述第二约束模型包括第二距离角度约束和第二方位角度约束；所述第二相对位置包括：所述第二卫星在所述第一旋转坐标系中的第一方向的第四偏移量、第二方向的第五偏移量，以及第三方向的第六偏移量。
在本申请的一些实施例中，所述获取单元12，还用于获取所述第一卫星的第二距离信息和第二方位向波束宽度。
在本申请的一些实施例中，所述确定单元11，还用于通过所述第二距离角度约束，根据所述第二距离信息、所述第四偏移量和所述第五偏移量，确定所述第二卫星的所述第二距离角度范围；通过所述第二方位角度约束，根据所述第二方位向波束宽度、所述第四偏移量和所述第六偏移量，确定所述第二卫星的所述第二方位角度范围。
在本申请的一些实施例中，所述确定单元11，还用于根据所述第一波束覆盖范围和所述第二波束覆盖范围，确定所述第一卫星和所述第二卫星的可照射角度范围；在所述第一卫星和所述第二卫星处于交替发射模型的情况下，根据所述可照射角度范围，确定所述第一卫星和所述第二卫星的波束位置。
本领域技术人员应当理解，本实施例的上述车载终端的相关描述可以参照本实施例的数据处理方法的相关描述进行理解。
图14为本申请实施例提供的一种可选的电子设备的结构示意图，如图14所示，电子设备20包括处理器21和存储器22，存储器22可以存储计算机程序，处理器21可以从存储器22中调用并运行计算机程序，以实现本实施例中的方法。
其中，存储器22可以是独立于处理器21的一个单独的器件，也可以集成在处理器21中。
在一些实施例中，如图14所示，电子设备20还可以包括收发器23，处理器21可以控制该收发器23与其他设备进行通信，具体地，可以向其他设备发送信息或数据，或接收其他设备发送的信息或数据。
其中，收发器23可以包括发射机和接收机。收发器23还可以进一步包括天线，天线的数量可以为一个或多个。
可以理解，本实施例的处理器可能是一种集成电路芯片，具有信息的处理能力。在实现过程中，上述方法实施例的各步骤可以通过处理器中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器可以是通用处理器、数字信号处理器(Digital SignalProcessor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现成可编程门阵列(Field Programmable Gate Array，FPGA)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。可以实现或者执行本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该处理器也可以是任何常规的处理器等。结合本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。软件模块可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器，处理器读取存储器中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。
还可以理解，本实施例中的存储器可以是易失性存储器或非易失性存储器，或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只读存储器(Read-OnlyMemory，ROM)、可编程只读存储器(Programmable ROM，PROM)、可擦除可编程只读存储器(Erasable PROM，EPROM)、电可擦除可编程只读存储器(Electrically EPROM，EEPROM)或闪存。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 RAM，SRAM)、动态随机存取存储器(Dynamic RAM，DRAM)、同步动态随机存取存储器(Synchronous DRAM，SDRAM)、双倍数据速率同步动态随机存取存储器(Double Data RateSDRAM，DDR SDRAM)、增强型同步动态随机存取存储器(Enhanced SDRAM，ESDRAM)、同步连接动态随机存取存储器(Synchlink DRAM，SLDRAM)和直接内存总线随机存取存储器(DirectRambus RAM，DR RAM)。应注意，本文描述的存储器旨在包括但不限于这些和任意其它适合类型的存储器。
还可以理解，上述存储器为示例性但不是限制性说明，例如，本实施例中的存储器还可以是静态随机存取存储器(Static RAM，SRAM)、动态随机存取存储器(Dynamic RAM，DRAM)、同步动态随机存取存储器(Synchronous DRAM，SDRAM)、双倍数据速率同步动态随机存取存储器(Double Data Rate SDRAM，DDR SDRAM)、增强型同步动态随机存取存储器(Enhanced SDRAM，ESDRAM)、同步连接动态随机存取存储器(Dynch Link DRAM，SLDRAM)以及直接内存总线随机存取存储器(Direct Rambus RAM，DR RAM)等等。也就是说，本实施例中的存储器旨在包括但不限于这些和任意其它适合类型的存储器。
本实施例还提供了一种计算机可读存储介质，用于存储计算机程序。
在一些实施例中，该计算机可读存储介质可应用于本实施例中的服务器，并且该计算机程序被至少一个处理器执行时实现本实施例的各个方法中由服务器实现的相应流程，为了简洁，在此不再赘述。
在一些实施例中，该计算机可读存储介质可应用于本实施例中的图形处理器，并且该计算机程序被至少一个处理器执行时实现本实施例的各个方法中由图形处理器实现的相应流程，为了简洁，在此不再赘述。
本实施例还提供了一种计算机程序产品，包括计算机程序指令。
在一些实施例中，该计算机程序产品可应用于本实施例中的服务器，并且该计算机程序指令使得计算机执行本实施例的各个方法中由服务器实现的相应流程，为了简洁，在此不再赘述。
在一些实施例中，该计算机程序产品可应用于本实施例中的图形处理器，并且该计算机程序指令使得计算机执行本实施例的各个方法中由图形处理器实现的相应流程，为了简洁，在此不再赘述。
本实施例还提供了一种计算机程序。
在一些实施例中，该计算机程序可应用于本实施例中的服务器，当该计算机程序在计算机上运行时，使得计算机执行本实施例的各个方法中由服务器实现的相应流程，为了简洁，在此不再赘述。
在一些实施例中，该计算机程序可应用于本实施例中的图形处理器，当该计算机程序在计算机上运行时，使得计算机执行本实施例的各个方法中由图形处理器实现的相应流程，为了简洁，在此不再赘述。
本领域普通技术人员可以意识到，结合本发明所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
在本发明所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。
所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
需要说明的是，在本发明中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者装置不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者装置所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者装置中还存在另外的相同要素。
上述本实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。
本发明所提供的几个方法实施例中所揭露的方法，在不冲突的情况下可以任意组合，得到新的方法实施例。
本发明所提供的几个产品实施例中所揭露的特征，在不冲突的情况下可以任意组合，得到新的产品实施例。
本发明所提供的几个方法或设备实施例中所揭露的特征，在不冲突的情况下可以任意组合，得到新的方法实施例或设备实施例。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (14)
1.一种卫星编队的波束位置的确定方法，其特征在于，所述方法包括：
确定卫星编队中的第一卫星相对于第二卫星的第一相对位置，以及所述第二卫星相对于所述第一卫星的第二相对位置；
通过预设约束模型，根据所述第一相对位置和所述第二相对位置，确定所述第一卫星的第一波束覆盖范围和所述第二卫星的第二波束覆盖范围；所述预设约束模型表征所述第一卫星和所述第二卫星的波束覆盖的角度约束范围；
基于所述第一波束覆盖范围和所述第二波束覆盖范围，确定所述第一卫星和所述第二卫星的波束位置。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定卫星编队中的第一卫星相对于第二卫星的第一相对位置，以及所述第二卫星相对于所述第一卫星的第二相对位置，包括：
根据所述第一卫星的第一轨道参数，确定第二卫星的第二轨道参数；其中，所述第一轨道参数表征所述第一卫星在其运动轨道的相关参数，所述第二轨道参数表征所述第二卫星在其运动轨道的相关参数；
根据所述第一轨道参数和所述第二轨道参数，确定在一个轨道周期内的所述第一卫星和所述第二卫星的位置信息和速度信息；
基于所述第一卫星和所述第二卫星的位置信息和速度信息，确定所述第一相对位置和所述第二相对位置。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述基于所述第一卫星和所述第二卫星的位置信息和速度信息，确定所述第一相对位置和所述第二相对位置，包括：
根据所述第一卫星和所述第二卫星的位置信息和速度信息，分别确定所述第一卫星对应的第一旋转坐标系和所述第二卫星对应的第二旋转坐标系；其中，所述第一旋转坐标系为以所述第一卫星的质心为原点的坐标系，所述第二旋转坐标系为以所述第二卫星的质心为原点的坐标系；
以所述第一旋转坐标系和所述第二旋转坐标系为基准，分别确定所述第二相对位置和所述第一相对位置。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述以所述第一旋转坐标系和所述第二旋转坐标系为基准，分别确定所述第二相对位置和所述第一相对位置，包括：
以所述第一旋转坐标系为基准，获取所述第二卫星在第一方向的第一振幅、在第二方向的第二振幅、所述第二卫星在所述第一方向的初始位置对应的第一初始相位、所述第二卫星在所述第二方向的初始位置对应的第二初始相位、所述第二卫星的第一轨道周期，以及所述卫星编队的中心的第一偏移量；
以所述第二旋转坐标系为基准，获取所述第一卫星在所述第一方向的第三振幅、在所述第二方向的第四振幅、所述第一卫星在所述第一方向的初始位置对应的第三初始相位、所述第一卫星在所述第二方向的初始位置对应的第四初始相位、所述第一卫星的第二轨道周期，以及所述卫星编队的中心的第二偏移量；
根据所述第一振幅、所述第二振幅、所述第一初始相位、所述第二初始相位、所述第一轨道周期和所述第一偏移量，确定所述第二卫星相对于所述第一卫星的所述第二相对位置；
根据所述第三振幅、所述第四振幅、所述第三初始相位、所述第四初始相位、所述第二轨道周期和所述第二偏移量，确定所述第一卫星相对于所述第二卫星的所述第一相对位置。
5.根据权利要求2至4任一项所述的方法，其特征在于，所述根据所述第一卫星的第一轨道参数，确定第二卫星的第二轨道参数，包括：
获取所述第一轨道参数和所述卫星编队的编队构型参数；其中，所述编队构型参数表征所述第一卫星与所述第二卫星的相对运动关系；
根据所述第一轨道参数和所述编队构型参数，确定所述第一轨道参数和所述第二轨道参数之间的轨道参数差值；
根据所述轨道参数差值和所述第一轨道参数，确定所述第二轨道参数。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述编队构型参数至少包括：绕飞椭圆短半轴、绕飞椭圆初始相位、绕飞椭圆中心沿航迹方向的距离、垂直轨道面的振幅，以及初始相位差。
7.根据权利要求2至6任一项所述的方法，其特征在于，所述第一轨道参数和所述第二轨道参数至少包括：半长轴，偏心率，倾角，近地点俯角，升交点赤经和平近点角。
8.根据权利要求1至7任一项所述的方法，其特征在于，所述预设约束模型包括第一约束模型和第二约束模型；其中，所述第一约束模型表征在所述第二卫星对应的第二旋转坐标系下的所述第一卫星的波束覆盖的角度约束范围；所述第二约束模型表征在所述第一卫星对应的第一旋转坐标系下的所述第二卫星的波束覆盖的角度约束范围；
所述通过预设约束模型，根据所述第一相对位置和所述第二相对位置，确定所述第一卫星的第一波束覆盖范围和所述第二卫星的第二波束覆盖范围，包括：
通过所述第一约束模型，根据所述第一相对位置，确定所述第一卫星的第一距离角度范围和第一方位角度范围；其中，所述第一距离角度范围和所述第一方位角度范围用于确定所述第一卫星的波束覆盖的角度约束范围；
通过所述第二约束模型，根据所述第二相对位置，确定所述第二卫星的第二距离角度范围和第二方位角度范围；其中，所述第二距离角度范围和所述第二方位角度范围用于确定所述第二卫星的波束覆盖的角度约束范围。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述第一约束模型包括第一距离角度约束和第一方位角度约束；所述第一相对位置包括：所述第一卫星在所述第二旋转坐标系中的第一方向的第一偏移量、第二方向的第二偏移量，以及第三方向的第三偏移量；
所述通过所述第一约束模型，根据所述第一相对位置，确定所述第一卫星的第一距离角度范围和第一方位角度范围，包括：
获取所述第二卫星的第一距离信息和第一方位向波束宽度；
通过所述第一距离角度约束，根据所述第一距离信息、所述第一偏移量和所述第二偏移量，确定所述第一卫星的所述第一距离角度范围；
通过所述第一方位角度约束，根据所述第一方位向波束宽度、所述第一偏移量和所述第三偏移量，确定所述第一卫星的所述第一方位角度范围。
10.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述第二约束模型包括第二距离角度约束和第二方位角度约束；所述第二相对位置包括：所述第二卫星在所述第一旋转坐标系中的第一方向的第四偏移量、第二方向的第五偏移量，以及第三方向的第六偏移量；
所述通过所述第二约束模型，根据所述第二相对位置，确定所述第二卫星的第二距离角度范围和第二方位角度范围，包括：
获取所述第一卫星的第二距离信息和第二方位向波束宽度；
通过所述第二距离角度约束，根据所述第二距离信息、所述第四偏移量和所述第五偏移量，确定所述第二卫星的所述第二距离角度范围；
通过所述第二方位角度约束，根据所述第二方位向波束宽度、所述第四偏移量和所述第六偏移量，确定所述第二卫星的所述第二方位角度范围。
11.根据权利要求1至10任一项所述的方法，其特征在于，所述基于所述第一波束覆盖范围和所述第二波束覆盖范围，确定所述第一卫星和所述第二卫星的波束位置，包括：
根据所述第一波束覆盖范围和所述第二波束覆盖范围，确定所述第一卫星和所述第二卫星的可照射角度范围；
在所述第一卫星和所述第二卫星处于交替发射模型的情况下，根据所述可照射角度范围，确定所述第一卫星和所述第二卫星的波束位置。
12.一种卫星编队的波束位置的确定装置，其特征在于，所述装置包括：
确定单元，用于确定卫星编队中的第一卫星相对于第二卫星的第一相对位置，以及所述第二卫星相对于所述第一卫星的第二相对位置；通过预设约束模型，根据所述第一相对位置和所述第二相对位置，确定所述第一卫星的第一波束覆盖范围和所述第二卫星的第二波束覆盖范围；所述预设约束模型表征所述第一卫星和所述第二卫星的波束覆盖的角度约束范围；基于所述第一波束覆盖范围和所述第二波束覆盖范围，确定所述第一卫星和所述第二卫星的波束位置。
13.一种电子设备，其特征在于，所述电子设备包括：处理器和存储器，所述存储器用于存储计算机程序，所述处理器用于调用并运行所述存储器中存储的计算机程序，执行如权利要求1至11任一项所述的卫星编队的波束位置的确定方法。
14.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被至少一个处理器执行时实现如权利要求1至11任一项所述的卫星编队的波束位置的确定方法。
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Cited By (1)
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|---|---|---|---|---|
| CN117834000A (zh) * | 2024-03-04 | 2024-04-05 | 银河航天(北京)网络技术有限公司 | 信息处理方法及装置 |
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Cited By (2)
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