一種合成孔徑雷達(dá)衛(wèi)星的全零多普勒姿態(tài)導(dǎo)引方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于航天器姿態(tài)導(dǎo)引技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種星載合成孔徑雷達(dá)衛(wèi)星的姿態(tài)導(dǎo) 引方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 合成孔徑雷達(dá)成像就是利用從回波信號的多普勒頻率提取目標(biāo)場的方位和距離 信息，重構(gòu)目標(biāo)場的地理信息。而衛(wèi)星飛行時地球自轉(zhuǎn)、衛(wèi)星飛行速度變化等非地理信息也 會引起多普勒頻率變化。衛(wèi)星姿態(tài)導(dǎo)引方法是削弱非地理信息影響、降低成像處理難度和 運算量的有效方法和關(guān)鍵技術(shù)。
[0003] 目前的姿態(tài)導(dǎo)引方法在建立地球自轉(zhuǎn)和衛(wèi)星速度對多普勒頻率耦合影響的模型 時有不同程度的簡化，也因此影響所得出的姿態(tài)導(dǎo)引模型精度。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種合成孔徑雷達(dá)衛(wèi)星的 全零多普勒姿態(tài)導(dǎo)引方法，該方法對地球自轉(zhuǎn)和衛(wèi)星速度的多普勒頻率耦合未做簡化，實 現(xiàn)合成孔徑雷達(dá)回波信號的多普勒中心頻率逼近零赫茲。本發(fā)明方法提供了按目標(biāo)距離運 行、或按目標(biāo)側(cè)視角運行的兩種工況下的全零多普勒軌跡。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種合成孔徑雷達(dá)衛(wèi)星的全零多普勒姿態(tài)導(dǎo)引方法， 包括如下步驟：
[0006] (1)建立基于合成孔徑雷達(dá)衛(wèi)星的參考本體系0-XYZ，O-XYZ為固聯(lián)于合成孔徑雷 達(dá)的右手系，其中0為衛(wèi)星質(zhì)心，Z軸平行于合成孔徑雷達(dá)波束中心、指向雷達(dá)波束發(fā)出的 方向，X軸垂直于所述合成孔徑雷達(dá)波束中心，Y軸滿足右手坐標(biāo)系原則；當(dāng)衛(wèi)星按零姿態(tài) 飛行時，O-XYZ坐標(biāo)系與地心軌道系一致；
[0007] (2)在所述參考本體系O-XYZ中，利用123轉(zhuǎn)序歐拉角9、θ、φ描述合成孔徑雷 達(dá)衛(wèi)星的滾動角、俯仰角、偏航角，其中口、θ、Φ分別表示雷達(dá)衛(wèi)星繞參考本體系X軸、Y 軸、Z軸的轉(zhuǎn)動角，且f先于Θ轉(zhuǎn)動，Θ先于φ轉(zhuǎn)動；建立合成孔徑雷達(dá)衛(wèi)星全零多普勒 姿態(tài)導(dǎo)引模型：
【主權(quán)項】
1. 一種合成孔徑雷達(dá)衛(wèi)星的全零多普勒姿態(tài)導(dǎo)引方法，其特征在于包括如下步驟： (1) 建立基于合成孔徑雷達(dá)衛(wèi)星的參考本體系0-XYZ，O-XYZ為固聯(lián)于合成孔徑雷達(dá) 的右手系，其中0為衛(wèi)星質(zhì)心，Z軸平行于合成孔徑雷達(dá)波束中心、指向雷達(dá)波束發(fā)出的方 向，X軸垂直于所述合成孔徑雷達(dá)波束中心，Y軸滿足右手坐標(biāo)系原則；當(dāng)衛(wèi)星按零姿態(tài)飛 行時，O-XYZ坐標(biāo)系與地心軌道系一致； (2) 在所述參考本體系O-XYZ中，利用123轉(zhuǎn)序歐拉角供、θ、φ描述合成孔徑雷達(dá)衛(wèi) 星的滾動角、俯仰角、偏航角，其中識、θ、φ分別表示雷達(dá)衛(wèi)星繞參考本體系X軸、Y軸、Z 軸的轉(zhuǎn)動角，且供先于Θ轉(zhuǎn)動，Θ先于φ轉(zhuǎn)動；建立合成孔徑雷達(dá)衛(wèi)星全零多普勒姿態(tài)導(dǎo) 引模型：
a、e、i、u、f、r和ω。為衛(wèi)星軌道參數(shù)，其中a為衛(wèi)星運行軌道半長軸、e為衛(wèi)星運行軌 道偏心率、i為衛(wèi)星運行軌道傾角、u為衛(wèi)星運行軌道幅角、f為衛(wèi)星運行軌道真近點角、r 為衛(wèi)星到地心的距離、ω。為衛(wèi)星運行軌道角速度、Re為地球半徑，ω e為地球自轉(zhuǎn)角速度， μ為引力場常數(shù)，1為距離向上的目標(biāo)距離，h為衛(wèi)星運行軌道高度，當(dāng)衛(wèi)星為左側(cè)視飛行 時，F(xiàn)sffl= +1，當(dāng)衛(wèi)星為右側(cè)視飛行時，F(xiàn)sffl= -1 ; (3) 采集t時刻的衛(wèi)星軌道參數(shù)，根據(jù)步驟⑵所建立的姿態(tài)導(dǎo)引模型計算得到該采樣 時刻的導(dǎo)引姿態(tài)角P θ、φ，并將其作為t時刻衛(wèi)星的目標(biāo)導(dǎo)引姿態(tài)角輸出，實現(xiàn)雷達(dá)波束 在距離向上按目標(biāo)距離1運行的全零多普勒軌跡，t為大于0的自然數(shù)。
2. -種合成孔徑雷達(dá)衛(wèi)星的全零多普勒姿態(tài)導(dǎo)引方法，其特征在于包括如下步驟： (1)建立基于合成孔徑雷達(dá)衛(wèi)星的參考本體系0-XYZ，O-XYZ為固聯(lián)于合成孔徑雷達(dá) 的右手系，其中O為衛(wèi)星質(zhì)心，Z軸平行于合成孔徑雷達(dá)波束中心、指向雷達(dá)波束發(fā)出的方 向，X軸垂直于所述合成孔徑雷達(dá)波束中心，Y軸滿足右手坐標(biāo)系原則；當(dāng)衛(wèi)星按零姿態(tài)飛 行時，O-XYZ坐標(biāo)系與地心軌道系一致； (2) 在所述參考本體系O-XYZ中，利用123轉(zhuǎn)序歐拉角供、θ、φ描述合成孔徑雷達(dá)衛(wèi) 星的滾動角、俯仰角、偏航角，其中9、Θ、φ分別表示雷達(dá)衛(wèi)星繞參考本體系X軸、Y軸、Z 軸的轉(zhuǎn)動角，且#先于Θ轉(zhuǎn)動，Θ先于φ轉(zhuǎn)動；建立合成孔徑雷達(dá)衛(wèi)星全零多普勒姿態(tài)導(dǎo) 引模型：
a、e、i、u、f、r和ω。為衛(wèi)星軌道參數(shù)，其中a為衛(wèi)星運行軌道半長軸、e為衛(wèi)星運行軌 道偏心率、i為衛(wèi)星運行軌道傾角、u為衛(wèi)星運行軌道幅角、f為衛(wèi)星運行軌道真近點角、r 為衛(wèi)星到地心的距離、ω。為衛(wèi)星運行軌道角速度、Re為地球半徑、ω e為地球自轉(zhuǎn)角速度、 μ為引力場常數(shù)；當(dāng)衛(wèi)星為左側(cè)視飛行時，F(xiàn)sra= +1，當(dāng)衛(wèi)星為右側(cè)視飛行時，F(xiàn)sra= -1 ; Θ。 為雷達(dá)波束中心的目標(biāo)側(cè)視角； (3) 采集t時刻衛(wèi)星軌道參數(shù)，根據(jù)步驟（2)建立的全零多普勒姿態(tài)導(dǎo)引模型，計 算得到t時刻衛(wèi)星的理論導(dǎo)引姿態(tài)角供、θ、φ ;判斷|arccos(cospcos6?)-私I是否大 于〇,若不大于，直接將理論導(dǎo)引姿態(tài)角識、θ、φ作為t時刻衛(wèi)星的目標(biāo)導(dǎo)引姿態(tài)角 輸出；否則，令，= arccosfP^^，計算t時刻衛(wèi)星的理論導(dǎo)引姿態(tài)角p θ、φ，直到 |arccos(cos供cos<9)-<9丨,| 時停止，并將此時計算的理論導(dǎo)引姿態(tài)角供、θ、φ作為t時刻 衛(wèi)星的目標(biāo)導(dǎo)引姿態(tài)角輸出，實現(xiàn)雷達(dá)波束按目標(biāo)側(cè)視角Stl運行的全零多普勒軌跡，其中 σ是雷達(dá)側(cè)視角的容許誤差，t為大于O的自然數(shù)。
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種合成孔徑雷達(dá)衛(wèi)星的全零多普勒姿態(tài)導(dǎo)引方法。該導(dǎo)引方法采用瞬時航天器軌道信息，可以消除多普勒中心頻率對地球自轉(zhuǎn)和衛(wèi)星軌道橢率在距離向和方位向的耦合，實現(xiàn)合成孔徑雷達(dá)波束中心回波的多普勒中心頻率逼近零赫茲(簡稱全零多普勒)。采用本發(fā)明方法，可以在距離向上按目標(biāo)距離(簡稱按目標(biāo)距離)獲取雷達(dá)波束的全零多普勒軌跡，成像軌跡在距離向上無移動；或者可以按目標(biāo)側(cè)視角θ0(即雷達(dá)波束中心與地心矢量夾角)獲取雷達(dá)波束的全零多普勒軌跡，成像中可實現(xiàn)雷達(dá)波束側(cè)視角為θ0。
【IPC分類】G01S13-90, G01S7-41
【公開號】CN104730506
【申請?zhí)枴緾N201510098357
【發(fā)明人】魏懿, 袁軍, 孫鯤
【申請人】北京控制工程研究所
【公開日】2015年6月24日
【申請日】2015年3月5日