DE69924204T2

DE69924204T2 - Vorrichtung für interferometrischen radar

Info

Publication number: DE69924204T2
Application number: DE69924204T
Authority: DE
Inventors: Didier Massonnet
Original assignee: Centre National dEtudes Spatiales CNES
Current assignee: Centre National dEtudes Spatiales CNES
Priority date: 1998-05-13
Filing date: 1999-05-12
Publication date: 2005-07-14
Anticipated expiration: 2019-05-13
Also published as: WO1999058997A1; ATE291238T1; CA2296041C; DE69924204D1; FR2778747B1; JP4649042B2; JP2002514771A; EP0996860B1; EP0996860A1; CA2296041A1; FR2778747A1; US6264143B1

Description

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Radar-Interferometrie und Anwendungen dieser Vorrichtung.
In den letzten Jahren wurde die Radarbildgebung um spektakuläre Möglichkeiten erweitert, die durch die kohärente Kombination mehrerer Radarbilder ermöglicht werden, wie insbesondere in den folgenden Publikationen dargelegt wird:

– Goldstein, R. and Zebker, H., "Interferometric radar measurements of ocean surface currents", Nature, 328, 707–709, 1987
– Prati, C. and Rocca, F., "Improving slant-range resolution with multiple SAR surveys", IEEE trans. Aerospace Elec. Sys., 29, 135–43, 1993
– Zebker, H. and Goldstein, R., "Topographic mapping from interferometric SAR observation", J. Geophys. Res., 91, 4993–5001, 1986
– Massonnet, D. and Rabaute, T., "Radar interferometry: limits and potential", IEEE trans. Geosc. And Remote Sensing., 31, 455–464, 1993.

Die vorliegende Erfindung hat eine Vorrichtung zur Radar-Interferometrie zum Gegenstand, die wenigstens einen Sendesatelliten und wenigstens eine Konstellation von Empfangssatelliten umfaßt, dadurch gekennzeichnet, daß die Empfangssatelliten sich auf Umlaufbahnen befinden, die so gewählt sind, daß die Empfangssatelliten auf die Zone ausgerichtet sind, die am Boden durch den Sendesatelliten angestrahlt wird, und für die:

– ihre großen Achsen dieselbe Länge haben, derart, daß die Empfangssatelliten streng synchron sind,
– ihre Brennpunkte durch einen Abstand getrennt sind, der für jede der Umlaufbahnen der Empfangssatelliten gleich ist und der größer als der Abstand der Umlaufbahnbrennpunkte des Sendesatelliten ist, derart, daß die Exzentrizität der Umlaufbahn eines Empfangssatelliten von derjenigen der Umlaufbahn des Sendesatelliten verschieden ist,
– die Winkel ihrer Perigäen Werte haben, die gleichmäßig über 360° verteilt sind, derart, daß während einer Umlaufperiode die Empfangssatelliten eine Ellipse durchlaufen, auf der sie gleichmäßig verteilt sind, wobei die Ellipse auf der Position zentriert ist, die der Sendesatellit hätte, wenn seine Umlaufbahn dieselbe Länge des aufsteigenden Knoten und dieselbe Phasenlage wie die Umlaufbahnen der Empfangssatelliten hätte.

Vorzugsweise sind die Empfangssatelliten permanent auf die vom Sendesatelliten am Boden angestrahlte Zone ausgerichtet, jedoch kann man es je nach Anwendung auch zulassen, daß die Empfangssatelliten lediglich zum größten Teil oder sogar nur gelegentlich auf die vom Sendesatelliten angestrahlte Zone ausgerichtet sind.
Die Konstellation der passiven Empfänger gestattet es, alle Möglichkeiten des Radars zu realisieren, indem ein vorhandener Radarsatellit als Quelle verwendet wird. Die vorgeschlagene Konstellation ist durch ihren passiven Charakter kostengünstig.
Vorzugsweise ist der Sendesatellit synchron mit den Empfangssatelliten.
Vorzugsweise umfaßt die Konstellation eine oder mehrere Gruppen von drei Empfangssatelliten, die auf einer oder mehreren konzentrischen Ellipsen laufen.
Je nach Ausführungsform gehört der Sendesatellit zur Konstellation oder ist von ihr unabhängig.
Vorzugsweise sind die Radarempfänger dafür konzipiert, fortlaufend das Signal der vom Sendesatelliten angestrahlten Zone am Boden aufzuzeichnen, wobei Mittel vorgesehen sind, um das so aufgezeichnete Signal wieder zu synchronisieren, in Form von aufeinanderfolgenden Linien, die mit wachsendem Abstand angeordnet sind.
Vorteilhafterweise ist der Sendesatellit aus der Gruppe der Radarbeobachtungssatelliten gewählt, wie etwa ERS-1, ERS-2, Radarsat und J.ERS-1.
Die Erfindung wird nachfolgend mit Bezug auf die Figuren der beigefügten Zeichnung erläutert, in der:
die 1 & 2 Schemazeichnungen zur Definition der Azimutauflösung und der Interferometrie entlang der Bahn darstellen;
3 eine Schemazeichnung zur Definition der Abstandsauflösung und der orthogonalen Interferometrie darstellt;
die 4 & 5 Schemazeichnungen der Konstellation von Radarempfangssatelliten gemäß der vorliegenden Erfindung darstellen;
6 analog zu 4 ist;
7 eine Schemazeichnung in der Seitenansicht eines Sendesatelliten darstellt, der in einer Ausführungsform der Erfindung verwendet wird.
Azimutauflösung
In den 1 & 2, bezeichnen die Bezugszeichen P₁ und P₂ zwei Radarempfangssatelliten, das Bezugszeichen E bezeichnet einen Radarsendesatelliten und T bezeichnet ein Radarziel am Boden.
Der Sendesatellit E ist ein herkömmlicher Radarsatellit, der Impulse sendet und empfängt, um daraus Bilder anzufertigen, wie ERS-1, und die Strahlung wird mittels zweier passiver Empfangssatelliten P₁ und P₂, die sich auf Umlaufbahnen derselben Periode wie E befinden, in anderer Weise genutzt.
Der Satellit E steuert den Takt der Radarimpulse entsprechend seiner eigenen Bedürfnisse. Die Wiederholfrequenz der Impulse wird mit prf bezeichnet. Zwischen zwei Impulsen durchlaufen E, P₁ und P₂ die Distanz D. Die Distanz zwischen E und T ist R. Die Distanz zwischen E und dem Zentrum von P₁ und P₂ ist X. Die Distanz zwischen P₁ und P₂ ist B.
Die folgenden Berechnungen gehen davon aus, daß die Satelliten geradlinige Bahnen mit der Geschwindigkeit v durchlaufen (also v = prf·D). Die Krümmung der Umlaufbahnen verändert diese prinzipiellen Ergebnisse leicht ohne deren Charakter oder die Größenordnung zu ändern. Falls ET nicht senkrecht zur Geschwindigkeit ist, im Fall einer Bildaufnahme mit nicht verschwindendem Dopplereffekt, könnte man ebenso derselben Argumentation folgen, indem E durch E', senkrecht über T, ersetzt wird und indem X und R entsprechend neu definiert werden.
Die Differenz der Distanzen zwischen dem Ziel T und den Empfängern P₁ und P₂ hängt nicht von der Position von E ab, da der Weg der Welle auf der Strecke (E, T) gemeinsam ist. Sie beträgt:
Beim darauffolgenden Impuls wird diese Differenz zu:
Unter Berücksichtigung des kleinen Relativwerts von D und B ergibt dies:
Der Gangunterschied zwischen P₁ und P₂ in Bezug auf T beträgt also:
Die Wellenlänge des Radars E sei λ, dann wird die kritische Basis B_c durch folgendes definiert:
Diese Größe definiert den Abstand der Empfänger, ab dem der von einem bestimmten Ziel ausgehende Gangunterschied sich zwischen zwei aufeinanderfolgenden Impulsen um mehr als eine Wellenlänge ändert, was, für dasselbe Ziel, einer Dopplereffektdifferenz größer oder gleich prf zwischen den beiden Empfängern entspricht. Die von den Empfängern aufgezeichneten Signale sind dann unabhängig, sie gestatten es nicht mehr durch die Kombination ihrer Phasen Interferenzstreifen zu erzeugen. Durch ein Verfahren ähnlich demjenigen des SPOTLIGHT-Modus, jedoch in passiver Technik, gestattet es die Kombination dieser Signale dagegen die Auflösung um einen Faktor zwei zu verbessern.
Für einen Satellit im C-Band vom Typ ERS-1, beträgt Bc etwa 10 km.
Dieselbe Argumentation ist auf mehr als zwei Empfänger anwendbar. So gestatten es drei Empfänger, die auf derselben Umlaufbahn in Abständen von 10 km angeordnet sind, ausgehend von ERS-1-Daten eine Auflösung von zwei Metern zu erhalten, womit die Auflösung um einen Faktor 3 erhöht wird.
Interferometrie entlang der Bahn
Wenn der Abstand B zwischen den Empfängern kleiner als B_c ist, sind die von ihnen empfangenen Signale im Verhältnis B/B_c unabhängig aber ansonsten kohärent. Wenn das Ziel T vom Empfänger P₁ unter einem bestimmten Dopplereftekt gesehen wird, kann es insbesondere kurze Zeit später unter demselben Dopplereftekt vom Empfänger P₂ gesehen werden, falls B kleiner als B_c ist.
Genauer ist, unter Verwendung der Bezeichnungen der 2, die Abstandsvariation zwischen dem Sender E, dem Ziel T und dem Empfänger P₁ von einem Impuls zum nächsten die Differenz von:
Für den Empfänger P₂ und im allgemeinen Fall, daß das Ziel T eine andere Position D₂ einnimmt, wird diese Differenz die Differenz zwischen:
Um das Ziel T mit jedem der Empfänger unter demselben Dopplereffekt zu beobachten, muß eine Bedingung gefunden werden, für die folgendes gilt: Δ1 + Δ2 = Δ3 + Δ4 oder auch: Δ1 – Δ3 = Δ4 – Δ2
In erster Ordnung drückt sich die Bedingung wie folgt aus:
(D₂ – D₁) muß kleiner als die von der Antenne des Senders angestrahlte Breite Z sein, damit das Ziel T in beiden Fällen angestrahlt ist.
In der Praxis liegen die Grenzen des Verfahrens eher in der Dauer des Ziels T. So sind bei Meeresströmungen die Ziele Elemente der Wasseroberfläche. Wenn die Lebensdauer dieser kurzlebigen Ziele beispielsweise 0.1 Sekunde beträgt, muß folgendes gefordert werden: (D₂ – D₁) < 0.1 v
Auflösung des Abstands
Es sei in einer Ebene senkrecht zur Geschwindigkeit die durch 3 beschriebene Konfiguration angenommen. Die Figur stellt E, P₁ und P₂ sowie zwei Ziele T₁ und T₂ am Boden dar. Die Figur geht davon aus, daß E, P₁ und P₂ dieselbe Umlaufbahn einnehmen, was nicht streng erforderlich ist.
Der Satellit E sendet für seine eigenen Bedürfnisse Radarimpulse in einer bestimmten Bandbreite. Die entsprechende kritische Abtastfrequenz wird mit f_e bezeichnet. Der Abstand zwischen E und T₁ ist R. Der Abstand zwischen E und T₂ ist R + c/2f_e. Der Abstand zwischen P₁ und P₂ ist B. Der Abstand zwischen T₁ und O ist X. Der Abstand zwischen E und O ist H.
Die Abstände zwischen dem Ziel T₁ und den Empfängern P₁ und P₂ hängen nicht von der Position von E ab, da der Weg der Welle auf der Strecke (E, T) gemeinsam ist. Sie betragen:
Für das Ziel T₂ werden diese Differenzen zu:
mittels der Wellenlänge λ wird durch das folgende ein weiterer Typ einer kritischen Basis B_cp definiert:
Diese Größe definiert den vertikalen Abstand der Empfänger, ab dem der von zwei aufeinanderfolgenden Abtastungen ausgehende Gangunterschied sich um mehr als die Wellenlänge ändert. Wie zuvor sind die von den Empfängern aufgezeichneten Signale unabhängig und gestatten es nicht mehr, durch Kombination ihrer Phasen Interferenzstreifen zu erzeugen. Dagegen gestattet es die Kombination dieser Signale, die Abstandsauflösung um einen Faktor zwei zu verbessern.
Im Folgenden wird der auf dem Empfänger zentrierte Bereich in der Umlaufbahnebene als interferometrisehe Fläche bezeichnet, deren Länge gleich B_c und deren Höhe gleich B_cp ist (4 und 5).
Für einen Satelliten im C-Band vom Typ ERS-1 beträgt B_cp etwa 5 km. Dieselbe Überlegung ist auf mehr als zwei Empfänger anwendbar. So gestatten es drei in vertikalen Abständen von 5 km angeordnete Empfänger eine Auflösung am Boden von etwa sechs Metern zu erreichen, senkrecht zur Bahn, ausgehend von ERS-1-Daten für die diese Auflösung 20 m ist.
Durch die Form der betreffenden Ellipse G ist es vorteilhaft, daß die Basis B_cp in etwa gleich dem Doppelten der Basis B_cp ist, es sollte gelten: HP_D ≈ 2RP_A, wobei P_D und P_A die Pixelgrößen bezüglich des Abstands (distance) und Azimuts sind (gleich
beziehungsweise D). Wie gezeigt wurde, erfüllen die Satelliten ERS-1 und ERS-2 annähernd diese Bedingung. Ein Satellit wie Radarsat kann sie ebenfalls erfüllen. In jedem Fall sind die Basen B_c und B_cp in einem Bild variabel und ihre Werte sind nur als Hinweis zu verstehen.
Im Rahmen der Erfindung können die Daten mit einer kleinen Antenne (kompatibel mit einem Mikro-Satelliten) gesammelt werden. Die Isolation der Bilder gegenüber den Radar-Mehrdeutigkeiten im Abstand wie im Azimut ist daher im Vergleich zu derjenigen des Senders verschlechtert, für den der Beitrag der Mehrdeutigkeiten auf dem Hin- und Rückweg der Welle verringert ist, gegenüber lediglich dem Hinweg für das Bild der Empfänger. Es ist schwer den absoluten, mit dem Anstieg der Mehrdeutigkeiten im Abstand und Azimut verbundenen Qualitätsverlust zu quantifizieren, da er von den Eigenschaften der Antenne des Senders abhängt. Dagegen kann bemerkt werden, daß die Mehrdeutigkeiten nicht zur kohärenten Kombination beitragen. Tatsächlich erfordert die kohärente Kombination der Bilder den vorausgehenden Schritt der Superposition der Bilder der Empfänger. Diese Superposition wird auf dem, nicht mehrdeutigen, Hauptbild optimiert.
Die den Mehrdeutigkeiten im Abstand entsprechenden Geisterbilder, das heißt vom Nachlauf des Echos des vorhergehenden Impulses (senkrecht weiter entfernt von der Bahn) oder vom Anfang des Echos des nachfolgenden Impulses (von näher an der Bahn liegenden Zielen) kommend, werden nicht superpositioniert. Tatsächlich müssen die Empfänger zum Erstellen einer topographischen Information von leicht versetzten Punkten aus beobachten. Die Variation des Einfallswinkels, die aus diesem Versatz resultiert, darf einen kritischen Wert nicht übersteigen, derart, daß der progressive Versatz zweier Bilder typischerweise unter einer Wellenlänge pro Pixel bleibt. Der relative Versatz muß daher unterhalb des Verhältnisses der Abtastfrequenz und der Trägerfrequenz liegen, also typischerweise 0,3% bis 1%, je nach Satellit. Die untere Grenze dieses Versatzes entspricht der Anforderung einen topographischen Effekt zu erzielen. Er sollte nicht unter einem Zehntel des oben genannten äußersten Grenzwerts liegen. Es ist daher sichergestellt, daß der relative Versatz zwischen den Bildern wenigstens 0,03% bis 0,1% beträgt. In geometrischer Hinsicht bedeutet dies, daß der Radius des Rades gleich einem Zehntel der "vertikalen kritischen Basis" ist.
Da die Anzahl der Abstandspixel, die das tatsächliche Bild vom mehrdeutigen Bild trennen, gleich dem Verhältnis der Abtastfrequenz zur Wiederholfrequenz der Impulse ist, wobei dieses Verhältnis 10.000 beträgt (im Fall des ERS-1), und unter Berücksichtigung der geringeren echten Werte des relativen Versatzes, bleiben die mehrdeutigen Bilder im Abstand um mehrere -zig Pixel verschoben, wenn die echten Bilder koinzidieren. Die Mehrdeutigkeiten im Abstand ergeben daher keine kohärente Kombination.
In mathematischer Hinsicht sei die Trägerfrequenz f_c des Radars, die Abtastfrequenz bezüglich des Abstands f_d und die Sendefrequenz der Impulse f_a gegeben. Wir betrachten noch einmal die Verschiebung der Mehrdeutigkeiten im Abstand. Wir nehmen an, daß das Rad auf die α-fache vertikale kritische Basis eingestellt ist (0 < α < 1). Es tritt daher alle n Pixel eine Verschiebung um ein Pixel auf, mit:
wobei der Abstand zwischen zwei aufeinanderfolgenden Impulsen wie folgt ist:
. Die verbleibende Verschiebung für die Mehrdeutigkeiten, unter der Annahme, daß das echte Bild gut positioniert ist, beträgt daher:
Im Fall des ERS ist der Frequenzterm gleich 40 und daher erreicht die Verschiebung, selbst wenn die Basis ein Zehntel der kritischen Basis ist, für die mehrdeutigen Beiträge 4 Pixel. Für einen Satelliten im L-Band erreicht dieser Term 150.
Die Mehrdeutigkeiten bezüglich des Azimuts sind aufgrund des Phänomens der parabolischen Migration, das für die Mehrdeutigkeiten schlecht kompensierten ist, durch eine verschlechterte Auflösung im Vergleich zu den Nominalbildern gekennzeichnet. Selbst im Fall eines Satelliten vom Typ ERS-1, für den die parabolischen Migrationen besonders schwach sind, entspricht die Ausdehnung im Abstand 2,5 Pixel. Die nichtangepaßte Verarbeitung führt zu einer Verschlechterung in derselben Größenordnung bezüglich des Azimuts. Da die Auflösungszelle größer ist sind die horizontalen und vertikalen kritischen Basen im Fall des ERS um einen Faktor 2,5 verringert. Sobald die Konfiguration derart ist, daß die Basen 40% der kritischen Werte erreichen, kombinieren sich die Mehrdeutigkeiten im Azimut nicht mehr kohärent.
Unter diesen Bedingungen resultiert die Beeinträchtigung der interferometrischen Ergebnisse der Konstellation nur aus dem inkohärenten Beitrag der Mehrdeutigkeiten. Selbst wenn diese in der integrierten Leistung –10 dB des echten Bildes erreichen, können sie die Phase des echten Bildes nicht mit einer Standardabweichung von mehr als 5% eines Zyklus verfälschen. Sie können in keinem Fall das Ergebnis mit einem Bias versehen, sie können es nur verrauschen.
Ein Radar, das mit verschwindendem Doppler beobachtet (senkrecht zu seiner Bahn), analysiert einen Frequenzbereich, der von
geht.
Dieser Beobachtungsbereich entspricht im Verhältnis zum geringsten Überflugabstand einer Entfernung proportional zum Quadrat der verringerten Frequenz, also:
wobei β ein zum Radarsystem gehörender geometrischer Faktor ist, der es gestattet die Entfernung in Einheiten von Abstandspixeln auszudrücken. Die Azimut-Mehrdeutigkeit, die von denselben verschobenen Frequenzen von f_a erzeugt wird, bewegt sich zwischen den Entfernungen
Da die Mehrdeutigkeit in derselben Weise wie das echte Bild behandelt wird, werden die Entfernungen von letzterem kompensiert. Es verbleibt daher eine residuelle Entfernung, die zwischen 0 und 2β f² _a liegt. Die "Abstandsausdehnung" des mehrdeutigen Ziels erreicht das Achtfache des Maximalwerts der Ausdehnung des normalen Ziels. Für den ERS-Satelliten ist die Ausdehnung 2,5 Pixel im Abstand. Für einen Satelliten im L-Band, wie etwa J-ERS1, erreicht die Ausdehnung 150 Pixel. Die Abstandsausdehnung führt zu einer Ausdehnung im Azimut in derselben Größenordnung, in Anzahl der Pixel. Das mehrdeutige Ziel ist daher ein "Fleck", dessen Impulsantwort ziemlich breit ist und die sehr schnell außerhalb der interferometrischen Bedingungen liegt. Beispielsweise werden für eine interferometrische Konstellation, die hinter einem Satelliten im L-Band angeordnet ist, seine Azimutmehrdeutigkeiten inkohärent bevor die vertikale Basis 1% der vertikalen kritischen Basis erreicht. Die Verschlechterung der Azimutauflösung führt ebenfalls schnell zu einer Auflösung des interferometrischen Effekts aufgrund der horizontalen kritischen Basis.
Orthogonale Interferometrie
Wenn der vertikale Abstand B zwischen den Empfängern kleiner als B_cp ist, sind die von ihnen empfangenen Signale im Verhältnis B/B_cp unabhängig, aber ansonsten kohärent, ähnlich wie bei den Vorgängen für die Interferometrie entlang der Bahn. Der Vergleich der Phasen der beiden von den Empfängern erfaßten Bilder gestattet es dann die Topographie des Geländes zu berechnen. Die topographische Empfindlichkeit kann durch die Mehrdeutigkeitshöhe ausgedrückt werden, deren Ausdruck hier wie folgt ist:
Vorrichtung der Erfindung
In den 4 & 5 ist schematisch eine Konstellation gemäß der Erfindung von untereinander synchronen Empfangssatelliten S dargestellt, die auf einer Umlaufbahnperiode eine Ellipse G beschreiben, die um die Position herum liegt, die ein Sendesatellit hätte, der isochron zum Sendesatelliten ist und der eine Umlaufbahn beschreibt, deren Exzentrizität nicht verändert wurde.
Die regelmäßige Verteilung der Perigäum-Winkel der Empfangssatelliten entlang der Umlaufbahn führt zu einer regelmäßigen Position der Empfangssatelliten auf der betreffenden Ellipse, die mit von ihrem Zentrum aus betrachtet mit einer konstanten Winkelgeschwindigkeit durchlaufen wird.
Der kleine Radius r der Ellipse (vertikal) ist mit der zusätzlichen Exzentrizität e der Empfänger und der großen Halbachse a der Umlaufbahn des Senders durch folgende Beziehung verbunden: r = a . e. Der große Radius der Ellipse (horizontal) ist das Doppelte des kleinen Radius.
Die Ellipse, die mit konstanter Winkelgeschwindigkeit durchlaufen wird, kann als Kreis betrachtet werden, der eine horizontale Verlängerung um einen Faktor zwei erfahren hat. Die vom Kreis genommenen horizontalen Abstände müssen daher mit zwei multipliziert werden.
Eine Konstellation, die zwei Empfangssatelliten umfaßt, bietet alle von der Erfindung bereitgestellten Möglichkeiten, jedoch nicht ständig, da diese Satelliten je nach ihrer Position auf der interferometrischen Ellipse einmal "übereinander" sind, was einen Teil der Anwendungen gestattet, oder "nebeneinander", was die anderen Anwendungen gestattet. Mit drei Satelliten erreicht die Konstellation ihre volle geometrische Effizienz, wobei sie ständig alle Anwendungen ermöglicht.
Tatsächlich, wobei mit einem Kreis argumentiert wird, wenn drei Empfangssatelliten S₁, S₂, S₃ die Ecken eines gleichseitigen Dreiecks einnehmen, variieren die vertikalen und horizontalen Basen in sehr engen Grenzen. Die Positionen der Satelliten auf dem Kreis sind jeweils als Funktion der Zeit t gegeben durch:
wobei T die Umlaufbahnperiode (isochron mit E) und r der Radius des "interferometrischen Rads" ist, das alle Empfänger während einer Umlaufbahnperiode durchlaufen.
Die möglichen horizontalen und vertikalen Basen sind die Werte von:
X₁ – X₂, X₁ – X₃, X₃ – X₁, Y₁ – Y₂, Y₂ – Y₃, Y₃ – Y₁
Es ist festzustellen, daß: 1.5r < Max (X1 – X2, X2 – X3, X3 – X1) < √3r
Da diese beiden Schranken sich nur sehr wenig unterscheiden, verfügt man über eine horizontal wie auch vertikal stabile interferometrische Basis, wobei die Eingrenzung auch für die y-Werte gültig ist. Indem r so gewählt wird, daß die interferometrischen Flächen der Empfänger sich überdecken (nicht verschwindender Schnitt), kann Interferometrie entlang der Bahn und orthogonale Interferometrie ausgeführt werden. Der Anteil des Nutzsignals für diese Operationen ist gleich der Schnittfläche bezogen auf die interferometrische Fläche eines Empfängers. Die Auflösung, die durch Kombination der von der Konstellation der Empfangssatelliten empfangenen Signale erhalten werden kann, ist im Azimut gleich der nominalen Auflösung des Radars E, multipliziert mit B_c und dividiert durch die Länge L_c der Vereinigung der interferometrischen Flächen der Empfänger und im Abstand gleich der nominalen Abstandsauflösung von E, multipliziert mit B_cp und dividiert durch die Höhe H_c dieser Vereinigung (4).
Der Sender kann sich im Zentrum der Ellipse befinden oder der "Umlaufbahn" des Ellipsenzentrums vor- oder nacheilen. Er kann auch eine leicht verschiedene Länge des aufsteigenden Knotens haben, was das Kollisionsrisiko mit den Satelliten der Konstellation begrenzt. Der Abstand zwischen dem Sender und der Konstellation kann ohne Nachteile zwanzig, dreißig oder sogar mehr Kilometer erreichen. Die gewünschten Effekte hängen im wesentlichen von der Konfiguration der Konstellation selbst ab.
Die Mitglieder der Konstellation können ebenfalls mit leicht verschiedenen Längen der aufsteigenden Knoten versehen werden, jedoch dürfen diese nicht zu Abweichungen der Bahnen führen, die einen geringen Bruchteil des typischen Radius der interferometrischen Ellipse übersteigen, da andernfalls die beschriebenen Anwendungen in Frage gestellt oder stark modifiziert werden.
Die Neigungen des Senders und der Empfänger müssen dagegen sehr ähnlich bleiben, da ansonsten die Konstellation sich schnell deformiert.
Geometrie der Konstellation
Die genaue Berechnung des Reliefs, sowie die Anwendung der Superresolution verlangen die genaue Kenntnis der Geometrie der Konstellation. Diese Kenntnis kann durch ein mitgeführtes System vom Typ DORIS oder GPS erhalten und dann durch Korrelation der Bilder der Empfänger verfeinert werden, oder aufgrund einer Einstellung der interferometrischen Basis durch die Eliminierung von residuellen Streifen auf einer Landschaft.
Verfügt man über ein globales digitales Geländemodell mittlerer Auflösung ergibt die Einbeziehung dieses Models von Anfang an in die interferometrischen Höhenberechnungen Residuen, deren Standardabweichung der Auflösungsverbesserung entspricht, die von der Anwendung der Erfindung bereitgestellt wird. Ein grobes Modell, selbst wenn es sehr ungenau ist (beispielsweise 30 m vertikaler RMS-Fehler für Zellen von 100 Metern Seitenlänge), gestattet es die interferometrische Basis sehr genau festzulegen. Tatsächlich entspricht das Mittel des Residuums auf einer Fläche von 10 km Seitenlänge, berechnet in den vier Ecken des Interferogramms, unter Berücksichtigung der sehr großen Aufsummierung, einer vertikalen Unsicherheit auf den Zentimeter (dies unter der Bedingung, daß das grobe Modell ungenau, jedoch nicht mit einem Bias versehen ist). Die zentimetergenaue Kenntnis einer kilometergroßen stereoskopischen Basis ergibt einen Fehlerbeitrag von weit unterhalb einem Meter, selbst für Höhenschwankungen von mehreren Kilometern. Die Einbeziehung eines selbst groben digitalen Modells gestattet es außerdem, auf die Technik des "Abwickelns der Streifen" verzichten zu können, da die Residuen im wesentlichen im Inneren der Streifen enthalten sind.
Es gibt eine weitere Art die Position der Satelliten der Konstellation zu kennen, indem das Signal des Senders in direkter Sicht verwendet wird.
Unter der Annahme, daß die kontinuierlich aufgezeichneten Daten der Mikrosatelliten der Konstellation das direkte Signal des Senders enthalten (eventuell begrenzt) sowie die indirekten Signale, die von der Reflektion des direkten Signals durch die anderen Satelliten der Konstellation stammen, die sich typischerweise etwa zehn Kilometer voneinander entfernt befinden, gestattet es das direkte Signal die Eigenschaften des Impulses und den Impulstakt zu messen.
In 5, die analog zur 4 ist, sind die Abstände D1, D2, D12, D13 und D23 bezeichnet, die im Fall einer Konfiguration mit drei Satelliten berechnet werden sollen.
Die Relativbewegung der Mikrosatelliten untereinander und des Senders ist höchstens in der Größenordnung von einigen -zig Kilometern pro Stunde (eine Runde pro Umlauf), was typischerweise zehn Meter pro Sekunde entspricht (im L-Band für das der Durchmesser des Rads groß ist). Im Takt der Ausstrahlung der Impulse, der immer oberhalb von Kilohertz liegt, hat jeder Impuls relativ zum vorhergehenden Impuls eine Phasenverschiebung von unter einem Zentimeter, was 2 bis 3% eines Phasenumlaufs entspricht (immer im L-Band). Dies gilt auch im C-Band, da der Radius des Rads im Verhältnis verringert ist. Die verschiedenen Echos können daher aus der Fernmessung durch eine Kompression im Abstand gefolgt von einer Spektralanalyse im Azimut gewonnen werden, in der sie als Spitzen sehr nahe an der Frequenz Null erscheinen. Die Analyse der genauen Frequenz dieser Spitzen gibt die Annäherungsgeschwindigkeiten der Mikrosatelliten und des Senders. Die Beobachtung dieser Geschwindigkeiten über eine Minute gestattet es, in einer Minute Geschwindigkeiten zu charakterisieren, die Verschiebungen von einem Bruchteil der Wellenlänge entsprechen. Die als Mittel über eine Minute durchgeführte Bestimmung der Abstände, das heißt in der Größenordnung von 100000 Impulsen, würde theoretisch Genauigkeiten von unter zehn Zentimeter gestatten. Es ist klar, daß die Grenze der Messung eher durch die Form der Satelliten und die Unkenntnis der genauen Reflexionsbedingungen gegeben ist. Diese Grenze ist unter Berücksichtigung der typischen Größe der Mikrosatelliten in der Größenordnung von einem Meter.
Die Korrelation der Bilder jedes Mikrosatelliten gestattet es, die Abstände R₂₁ und R₂₃ zu kennen (die nicht in der Ebene der Konstellation liegen) sowie A₁₂, A₁₃ (die ein Nacheilen sind). Die mit diesen Messungen verbundenen Genauigkeiten sind in der Größenordnung von einigen hundertstel Pixel, im Vergleich mit unseren aktuellen Mitteln und ohne auf mögliche Fortschritte bei den Korrelationstechniken vorzugreifen. Unter der Annahme, daß die Gesamtheit der Bilder für diese Bestimmung verwendet wird, sind alle Abstände mit einer Genauigkeit von einigen -zig Zentimetern oder auch einem Meter bekannt. Die gute Trennbarkeit der Messungen liefert eine Lokalisierung derselben Genauigkeit für die Position der Satelliten, die in die Richtung senkrecht zur Figur durch die Feineinstellung der interferometrischen Basis erhöht wird.
Radarsender
Der Sender E ist in erster Linie ein Radarbeobachtungssatellit, der eventuell teilweise funktionsuntüchtig ist. Beispielsweise kann ein Satellit, dessen Übertragungseinrichtung für Daten ausgefallen ist, noch als Sender verwendet werden. Es kann auch ein spezifischer Sender verwendet werden, der eventuell ohne Empfang und ohne Übertragung von Fernmessungen von Nutzlast ist.
Es kann vorteilhaft ein Radarsender verwendet werden, der mit einer energetischen Eigenständigkeit ausgestattet ist, wie etwa in der Veröffentlichung WO 97/34801 definiert.
Es handelt sich um einen Sender, der im wesentlichen aus einem Antennenelement (oder "Radarsegel") besteht, das sich im wesentlichen in einer Ebene erstreckt, die durch den Erdmittelpunkt verläuft und der auf einer Seite, zur Sonne hin orientiert gehalten, Solarzellen eines Solargenerators trägt, der zur Versorgung des Senders ausreicht.
In 7, die 4 der genannten Veröffentlichung wiederholt, ist mit 12 das Logistikmodul des Sendesatelliten gemäß der genannten Veröffentlichung bezeichnet, die Bezugszeichen 11 und 13 bezeichnen das Antennenelement beziehungsweise die Zellen des Solargenerators.
Der dargestellte Satellit ist in mehrerlei Hinsicht bemerkenswert.
Seine Umlaufbahn ist eine niedrige Umlaufbahn und das Antennenelement 11 erstreckt sich im wesentlichen in einer Ebene, die durch den Erdmittelpunkt verläuft (Rollwinkel von 90°). Es hat eventuell die Fähigkeit auf seinen beiden Seiten abzustrahlen.
Außerdem ist die Höhe H dieses Elements 11, definiert durch seine Abmessung entlang der Gravitationsachse, entweder von vornherein viel größer als seine Abmessung L in der senkrechten Richtung (Richtung des Geschwindigkeitsvektors V in 6, die den Fall darstellt wo die Ebene des Satelliten mit der Ebene seiner Umlaufbahn zusammenfällt) oder in der Höhe H ergänzt von einer Fläche, die keine Antenne bildet und die eventuell teilweise hohl ist, derart, daß der Satellit auf natürliche Weise durch den Schwerkraftgradienten stabilisiert wird.
Ebenfalls sind die Solarzellen 13 auf einer Seite des Antennenelements 11 angeordnet, eventuell auf beiden.
Außerdem umfaßt das Element 11, verteilt auf seiner Oberfläche, Punkte zur Steuerung der gesendeten oder empfangenen Welle in der Phase und Amplitude.
Es läßt eine biegsame Struktur zu, deren Verformungen und absoluten Stellungsfehler auf der Basis einer Verarbeitung von Phasenmessungen, die von auf seiner Oberfläche verteilten GPS-Sensoren bereitgestellt werden, gemessen und anschließend durch die Steuerungsmittel kompensiert werden.
Die Antenne des Satelliten liegt vorzugsweise in der Ebene der Umlaufbahn und die Umlaufbahn des Satelliten ist vorzugsweise heliosynchron, derart, daß ein minimaler Sonneneinfallswinkel auf den Solarzellen, die auf einer bestimmten Seite des Antennenelements 11 angeordnet sind, beibehalten wird. Die Antennenseite nimmt dann die Schattenseite des Elements 11 ein und kann auf Teilen, die nicht von den Solarzellen besetzt sind, auch die andere Seite einnehmen. Eine lokale Uhrzeit von 6 H oder 18 H ist optimal, da die Winkelabweichung auf etwa 30° eingeschränkt ist (kumulierter Effekt der Neigung der Umlaufbahn und der Sonnenhöhe). Gleichwohl gestattet die so realisierbare große Solarzellenfläche auch größere Abweichungen relativ zur Ebene der Umlaufbahn 6H/18H.
Obwohl die Heliosynchronizität mit festgehaltener lokaler Uhrzeit die thermische Konzeption des Elements 11 erleichtert, kann der Satellit auch dafür konstruiert werden die lokale Uhrzeit wechseln zu können, eingeschlossen beide Seiten der Ebene 12/24H, oder sogar mit einer veränderlichen lokalen Uhrzeit zu arbeiten (keine Heliosynchronizität aber die Umlaufbahn ist noch geneigt). Hierfür ist es ausreichend, daß die beiden Seiten des Elements 11 über Platz verfügen, der mit Solarzellen bedeckt ist, um den Preis eines Anwachsens der Gesamtoberfläche der Solarzellen. Es ist jedoch sicher, daß der Betrieb jedesmal dann nicht sichergestellt werden kann, wenn die lokale Uhrzeit nahe bei 12 H/24 H ist.
Die Dichte der Solarzellen 13 auf der Rückseite des Elements 11 kann so gewählt werden, daß der Energiebedarf der Antenne ohne Zwischenschalten einer Batterie abgedeckt wird. Im Bedarfsfall, kann das Element 11 Abschnitte umfassen, die keine Antennenfunktion haben, sondern Solarzellen tragen.
Somit gestattet es die Wiederverwendung der mechanischen Struktur des Elements 11 bereits, einen sehr leistungsstarken Solargenerator zu erhalten, sogar deutlich leistungsstärker als die zu den leistungsfähigsten Standardlogistikmodulen gehörenden, sie gestattet außerdem die extreme Vereinfachung des Versorgungssubsystems des Logistikmoduls 12, wenn letzteres nur noch seinen eigenen Bedarf berücksichtigen muß.
Jede Ausrüstung oder Ausrüstungsgruppe des Elements 11 kann tatsächlich direkt mit seiner Energiequelle verbunden werden, so daß die Funktionen des Energietransports und der Energieumwandlung vereinfacht sind und weder das Logistikmodul 12 noch selbst eine Verbindung mit diesem benötigen.
Dieses Radarsegel-Konzept kann dafür vorgesehen werden einen quasi permanent arbeitenden "Beleuchter" zu realisieren, der es gestattet, eine Konstellation von Mikrosatelliten, vorzugsweise sechs Mikrosatelliten, die gemäß der vorliegenden Erfindung ausgestaltet sind, mit einem Signal zu versorgen.
Die Vorteile einer solchen Kombination von Systemen sind:

– die Vorteile des Radarsegels: die Einfachheit und die niedrigen Kosten
– die Vorteile der vorliegenden Erfindung: die unter allen Umständen kohärente Kombination (Interferometrie und Superresolution), die Einfachheit des passiven Systems und die Schwierigkeit dieses zu stören.

Die Kombination führt daher zu einem Radarsystem mit Superresolution, das schwer zu stören ist und wenig kostet.
Radarempfänger
Ein Empfangssatellit der Konstellation ist durch seine Einfachheit und seine geringen Kosten gekennzeichnet. Da er kein Signal auszusenden hat, ist sein Energiebedarf gering, er benötigt lediglich geringe Mittel zum Erzeugen und Speichern von Energie. Die Verantwortung für die Form des Antennendiagramms und die Form des gesendeten Signals liegt vorteilhafterweise beim Sender. Der Empfänger kommt daher mit einer Antenne geringen Durchmessers aus, die nicht aufgefaltet werden muß. Daher benötigt er auch nur eine gröbere Ausrichtung als der Sender.
Dagegen muß die Geometrie der Konstellation gut eingehalten werden, was unter anderem die strenge Synchronizität der Empfangssatelliten erfordert. Die Synchronizität des Sendesatelliten kann in bestimmten Fällen gelockert werden, insbesondere falls es die Ausrichtungsfähigkeit der Konstellation der Empfangssatelliten gestattet, der vom Sendesatelliten am Boden angestrahlten Zone zu folgen, selbst wenn diese vorbeizieht. Es ist denkbar als Sender einen Telekommunikationssatelliten zu verwenden, der am Boden eine relativ große Zone anstrahlt und der sich in einer sehr großen Höhe befindet. Die Konstellation der Empfänger kann sich dann auf diese Zone ausrichten, selbst wenn sie sich nicht mit dieser fortbewegt (die Telekommunikationssatelliten sind im allgemeinen geostationär und dasselbe gilt für die von ihnen angestrahlte Zone). In der Regel gilt: je tiefer die Umlaufbahnen sind, desto genauer muß die Synchronizität eingehalten werden. Für die heliosynchronen Umlaufbahnen garantiert die Synchronizität nicht nur das fehlende Vorbeiziehen der angestrahlten Zone, sondern auch die Möglichkeit ununterbrochen in der Nähe des Sendesatelliten zu bleiben, um dessen Abstrahlung auszunutzen. In jedem Fall müssen die Empfänger über sehr genaue Positionierungsmittel verfügen. Ein vorteilhafter Punkt beim Aufrechterhalten der Konstellation ist die Ähnlichkeit der Umlaufbahnstörungen, denen der Sender und die Konstellation der Empfänger ausgesetzt sind. Die identische Form letzterer garantiert sogar fast-identische atmosphärische Abbremsungen, ein Punkt, der für den Sender weniger kritisch ist, da der Parameter X (1 und 2) in relativ großem Maße variieren kann. Das Kollisionsrisiko kann durch die Entfernung des Empfängers (Abstand X in 1) und die Verwendung leicht verschiedener Umlaufbahnebenen für die Empfänger begrenzt werden. Beispielsweise ist ein Längenunterschied von 50 bis 100 Meter zwischen den aufsteigenden Knoten der Empfänger eine Sicherheit. Diese Längenunterschiede dürfen jedoch nicht einen geringen Bruchteil des typischen Radius der interferometrischen Ellipse übersteigen. Die Bahnen der Empfänger treffen sich aufgrund der Exzentrizitäten und der feststehenden Perigäen im Prinzip nie. Der Sender kann ohne Nachteil einen viel größeren Unterschied in der Umlaufbahnebene aufweisen (beispielsweise 10 bis 20 Kilometer).
Die Empfänger müssen das Signal des Senders mit einem ausreichenden Takt abtasten. Das von den Empfängern aufgezeichnete Signal ist daher nicht in Form von Linien organisiert, die sich aus jedem Impuls ergeben, sondern es ist kontinuierlich. Das Signal der Empfänger muß am Boden resynchronisiert werden, beispielsweise unter Verwendung des Nachbarschaftsalgorithmus. Wenn die Antenne der Empfänger kleiner als die des Senders ist, ist der Signalpegel geringer.
Als Beispiel sei ein Empfangssatellit dem ERS-1-Satelliten zugeordnet, der im C-Band ausstrahlt (λ = 56 mm). Die Antenne ist kreisförmig mit einem Durchmesser von etwa einem Meter. Unter Berücksichtigung des Rückgangs der Verstärkung wird die Aufzeichnung mit zwei Bit und einem komplexen Abtasttakt von 16 MHz durchgeführt. Dieser Takt ist konstant und benötigt keinerlei Regelungsvorrichtung. Er erzeugt eine Fernmessung von 64 MBit pro Sekunde, ähnlich der anderer Systeme, wie etwa SPOT. Der Empfänger kann daher existierende Mittel verwenden (Festkörperspeicher und herkömmlicher Fernmessungskanal).
Es kann ein allgemeiner Empfänger verwendet werden, der dazu fähig ist, sich an mehrere Satelliten anzupassen, eventuell in verschiedenen Bändern. Ein solcher Satellit kann mit einem elektrischen Antriebssystem ausgerüstet sein (da die Nutzlast wenig konsumiert), was es ihm ermöglicht mehrere Umlaufbahnänderungen durchzuführen und so im Laufe seines Lebens von einem "Client" Sender zu einem anderen zu wechseln. Ein anpaßbarer Empfänger gestattet auch die Verwendung der Konstellation zur genauen Lokalisierung von radioelektrischen Strahlungsquellen am Boden.
Anwendungen
Es werden nachfolgend beispielhaft Anwendungen einer Vorrichtung gemäß der vorliegenden Erfindung beschrieben.
1) MILITÄRISCHER SATELLIT AUF BASIS EINER ZIVILEN "AUSSTRAHLUNG"
Durch Anwendung der interferometrischen Konstellation ist es möglich einen Radarsatelliten gleichzeitig für zivile und militärische Zwecke zu verwenden, jedoch mit sehr verschiedenen technischen Eigenschaften und Betriebseigenschaften. Der Sender ist beispielsweise ein ziviler Satellit mittlerer Leistung (etwa zehn Meter Auflösung). Die Empfangskonstellation, deren interferometrische Flächen sich überschneiden müssen, umfaßt ein (4) oder zwei (5) interferometrische "Räder".
Die Vorteile sind:

– die größere Schwierigkeit das militärische System zu stören. Die Störung des zivilen Senders hat keinen Einfluß auf die Bilder der militärischen Empfänger. Die Position letzterer kann für den Gegner unbekannt bleiben, da sie unauffällig sind. Die Empfangskonstellation kann relativ zum Sender außerdem häufig verschoben werden. Der Winkelabstand zwischen den einfallenden und reflektierten Strahlen bleibt dagegen ausreichend gering, damit das Bild dieselben Eigenschaften beibehält und damit das Betrachten des Bildes kein spezielles Training erfordert.
– der störungshemmende Vorteil der Konstellation wird durch den leicht bistatischen Charakter der gemäß der Erfindung erhaltenen Bilder vereinfacht. Es ist in der Tat unmöglich die Konstellation durch eine passive Vorrichtung blind zu machen. Während ein gigantischer "Reflektorflecken" eine Zone von mehreren -zig Quadratkilometern maskieren könnte, indem er den Empfang eines herkömmlichen Satelliten sättigt, würde die Differenz der Einfalls- und Reflexionswinkel für die Konstellation diesen Flecken unwirksam machen. Tatsächlich gilt, daß je größer ein Reflektorflecken ist, desto mehr ist er gerichtet.
– die hohe Auflösung ist für zivile Anwender nicht zugänglich. Die hohe Auflösung ergibt sich aus der kohärenten Kombination der Bilder der Empfänger, deren Fernmessungen den zivilen Nutzern nicht zugänglich sind. Die Auflösung kann besser sein, als es das einer bestimmten Wellenlänge zugeordnete Band vermuten lassen würde. Beispielsweise kann die Konstellation, selbst wenn ein ziviles System im L-Band rechtlich auf 30 MHz begrenzt ist, ein Bild erzeugen, das einem sehr breiten Band entspricht (beispielsweise 100 MHz), was den Zugriff auf relativ interessante Bandbreiten ermöglicht.
– die Verwendung der horizontalen Basis gestattet es, entweder die Azimutauflösung zu verbessern oder Bilder mit nominaler Auflösung zu vergleichen, die typischerweise durch eine Sekunde getrennt sind. Diese Eigenschaft gestattet es, mobile Ziele durch die Differenz ihrer Positionen in zwei horizontal getrennten Bildern zu detektieren.
– die Erhöhung der Auflösung eines Radar muß aufgrund der geringeren Größe der beobachteten Zelle im allgemeinen von einer Erhöhung der Leistung begleitet sein. Im Fall der Erfindung kann eine Erhöhung der Leistung durch die kohärente Kombination der verschiedenen Antennenflächen der Mikrosatelliten erreicht werden. In einer Konfiguration mit sechs Mikrosatelliten kann die kombinierte Größe der Empfangsantennen die Größe der Antenne des Senders übersteigen. Diese Situation ist vorteilhafter als sie scheint, da es wesentlich einfacher ist unabhängig sechs Antennen mit vier Quadratmetern zu konstruieren und zu entfalten als eine einzige mit 25 Quadratmetern.
– ein weiterer Vorteil der Erfindung ist die Erfassungsgeschwindigkeit. Bei einem herkömmlichen Synthetik-Apertur-Radar ist die Verbesserung der Azimutauflösung von einer längeren Beleuchtung der Ziele begleitet, entweder weil die Antenne in Flugrichtung kürzer ist oder weil sie auf das Ziel gerichtet gehalten wird (Spotlight-Modus). Die Erfindung realisiert die Superresolution im Azimut auf parallele Art, ohne die notwendige Beleuchtungszeit für ein gegebenes Ziel zu erhöhen.

2) MESSUNG VON MEERESSTRÖMUNGEN
Die Verwendung der horizontalen Basis gestattet es, Karten von Meeresströmungen anzufertigen. Unter der Annahme, daß die Beobachtungsdauer aus physikalischen Gründen auf 0,1 Sekunden begrenzt werden muß, führt eine Beobachtung eines hundertstel Phasenumlaufs (also 0,3 mm im C-Band) auf eine Schätzung, deren Genauigkeit 3 mm pro Sekunde in der Beobachtungsrichtung des Satelliten beträgt. Bei einer Position wie sie ERS-1 hat (Einfallswinkel von 23°) ist diese Genauigkeit in der Richtung senkrecht zur Bahn des Satelliten um einen Faktor 2,5 verschlechtert und um einen zusätzlichen Faktor größer als 3 wenn die Richtung des Stroms um weniger als 20° von der Flugrichtung des Satelliten abweicht. Im sehr ungünstigen Fall eines Stroms mit 20° gegen den Azimut der Satelliten ist die Meßgenauigkeit 1/20 Knoten. Die Beobachtung eines hundertstel Umlaufs ist realistisch, wenn der Signalmittelwert auf einer Fläche in der Größenordnung von Hektar berechnet werden kann.
Es liegt ein gleichzeitiges Vorhandensein der mit der vertikalen Basis verbundenen interferometrischen Effekte vor. Da die Topographie der ozeanischen Oberflächen einfach und bekannt ist, kann der "vertikale" Beitrag, der die Form eines regelmäßigen Gitters von zu entfernenden Streifen hat, allerdings leicht eliminiert werden.
3) MESSUNG DER WELTWEITEN TOPOGRAPHIE
Auf den Landmassen gestattet die vertikale Basis die Berechnung der weltweiten Topographie oder deren Verbesserung auf der Basis einer vorausgehenden Kenntnis. Die Gleichzeitigkeit der Beobachtungen eliminiert die atmosphärischen Effekte, die hauptsächliche aktuelle Begrenzung dieser Anwendung. Die Umlaufbahnkonfiguration gestattet es, eine stabile Basis zu erzeugen (die zwischen dem 1,5 und 1,7 fachen des vertikalen Radius des "Rads" liegt), unabhängig von der Position auf der Erde. Es kann mit einem veränderten Radius gearbeitet werden, um zuerst ein grobes Modell der Topographie zu berechnen, wobei keine "Phasenabwicklung" benötigt wird, und danach kann der Radius erhöht werden, um ein genaues Modell zu berechnen, für das das grobe Modell ausreicht, um die Phasen "abzuwickeln".
Beispielsweise ergibt eine mit dem Satellit ERS-1 oder dem Satellit ERS-2 gekoppelte Konstellation mit einem Radius von 100 Meter (das heißt einer Basis von etwa 150 m) eine Höhenunsicherheit von etwa dreihundert Meter. Durch die Vorauskenntnis der terrestrischen Topographie auf dreihundert Meter ist es möglich das Abwickeln der Phase zu vermeiden. Die Genauigkeit der erhaltenen Topographie nach diesem ersten Durchgang ist besser als 30 Meter.
Mit einem Radius von 1000 Meter (das heißt einer Basis von etwa 1500 m) erhält man eine Höhenunsicherheit von etwa dreißig Meter. Die aus dem ersten Schritt erhaltene Topographie gestattet das automatische Abwickeln der Streifen. Die Genauigkeit der sich aus dem zweiten Durchlauf ergebenden Topographie ist besser als 3 Meter.
Mit einem maximalen Radius (das heißt einer Basis nahe an der äußersten Grenze von 5 km) ist es möglich, wenn das Gelände dafür geeignet ist, noch genauere Ergebnisse zu erzielen und dies um so mehr, als die Basis bereits die Verbesserung der Abstandsauflösung gestattet.
4) DIFFERENTIELLE INTERFEROMETRIE
Die Vorrichtung der Erfindung gestattet vor allem die nicht oder wenig verzögerten Anwendungen (Verbesserung der Auflösung im Abstand und im Azimut, augenblickliche Interferometrie oder Interferometrie entlang der Bahn). Sie bietet auch einen Vorteil bei der differentiellen Interferometrie insofern sie es gestattet, die Umlaufbahnbedingungen zu lockern. Außer der Erhaltung der Elementarziele am Boden erfordert die differentielle Interferometrie die Erhaltung der spektralen Eigenschaften im Azimut und im Abstand. In anderen Worten müssen die beiden Durchgänge des Satelliten einen nicht verschwindenden Schnitt ihrer interferometrischen Flächen haben. Indem die Größe dieser Fläche stark vergrößert wird, gestattet es die Konstellation diese Bedingungen leichter zu erfüllen oder das ganze Archiv eines alten Satelliten aufzufangen, dessen Umlaufbahnkontrolle wenig leistungsfähig gewesen wäre.
Die Erfindung ist nicht auf diese Beispiele eingeschränkt.

Claims

Vorrichtung zur Radar-Interferrometrie, die wenigstens einen Sendesatelliten (E) und wenigstens eine Konstellation von Empfangssatelliten (S) umfaßt, dadurch gekennzeichnet, daß die Satelliten sich auf Umlaufbahnen befinden, die so gewählt sind, daß die Empfangssatelliten auf die Zone ausgerichtet sind, die am Boden durch den Sendesatelliten angestrahlt wird, und derart, daß: – ihre großen Achsen dieselbe Länge haben, derart, daß die Satelliten streng synchron sind, – ihre Brennpunkte durch einen Abstand getrennt sind, der für jede der Umlaufbahnen der Empfangssatelliten gleich ist und der größer als der Abstand der Umlaufbahnbrennpunkte des Sendesatelliten ist, derart, daß die Exzentrizität der Umlaufbahn eines Empfangssatelliten von derjenigen der Umlaufbahn des Sendesatelliten verschieden ist, – die Winkel ihrer Perigäen Werte haben, die gleichmäßig über 360° verteilt sind, derart, daß während einer Umlaufperiode die Empfangssatelliten eine Ellipse (G) durchlaufen, auf der sie gleichmäßig verteilt sind, wobei die Ellipse auf der Position zentriert ist, die der Sendesatellit hätte, wenn seine Umlaufbahn dieselbe Länge des aufsteigenden Knoten und dieselbe Phasenlage wie die Umlaufbahnen der Empfangssatelliten hätte.
Vorrichtung nach Anspruch 1, deren Sendesatellit synchron mit den Empfangssatelliten ist.
Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, deren Umlaufbahnen heliosynchron sind.
Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, die eine oder mehrere Gruppen von drei Empfangssatelliten (S₁, S₂, S₃; S₄, S₅, S₆) umfaßt, die auf einer oder mehreren konzentrischen Ellipsen laufen.
Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, die einen Sendesatelliten (E) umfaßt, der auf der Ellipse läuft, die zu der Konstellation gehört.
Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, die einen Sendesatelliten (E) umfaßt, der aus der Gruppe der Radarbeobachtungssatelliten gewählt ist, wie etwa ERS-1 und ERS-2, Radarsat und J.ERS-1.
Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, deren Empfangssatelliten (S) dafür konzipiert sind, fortlaufend das Signal der vom Sendesatelliten angestrahlten Zone am Boden aufzuzeichnen, wobei Mittel vorgesehen sind, um das so aufgezeichnete Signal wieder zu synchronisieren, in Form von aufeinanderfolgenden Linien, die mit wachsendem Abstand angeordnet sind.
Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, die einen Sendesatelliten (E) umfaßt, der ein Element (1) beinhaltet, das eine Antenne bildet, die sich im wesentlichen in einer Ebene erstreckt, die durch das Erdzentrum läuft, und die auf einer Seite, die zur Sonne hin orientiert gehalten wird, Solarzellen (13) eines Sonnengenerators trägt, der den Sender versorgt.
Vorrichtung nach Anspruch 1, die sechs Empfangssatelliten (S₁ – S₆) umfaßt.