CN102323582B - 基于合成孔径雷达的卫星自主定轨方法 - Google Patents

Abstract

基于合成孔径雷达的卫星自主定轨方法，属于卫星的自主定轨技术领域，本发明的目的是实现低轨卫星的高精度实时自主定轨且不需要地面测控站支持。本方法的具体过程为：设计人工地面标识点的形状、材质；设计地面标识点的排布方式，安置地面标识点，并测量其在地固坐标系中的位置；将地面标识点的信息存储在星载计算机中；当星载合成孔径雷达遥感地面并识别了地面标识后，从星上的地面标识库中导出地面标识点信息，并运用定轨方程得到卫星的位置和速度，完成卫星的实时自主定轨；该卫星自主定轨技术提供了一种新的卫星自主定轨方法，能够实现低轨卫星的高精度实时自主定轨。本发明方法适应近地卫星的实时自主定轨。

Description

基于合成孔径雷达的卫星自主定轨方法

技术领域

本发明属于卫星的自主定轨技术领域，适应近地卫星的实时自主定轨。

背景技术

目前，国内外卫星的定轨大多是靠地面设备来完成的，先由测量***，如光学测量***、无线电测量***，对卫星进行跟踪测量，然后由地面计算机进行计算并得到卫星的轨道信息，最后经上行遥控发射设备将轨道信息以及控制命令送至卫星，对卫星的轨道参数和运行状态进行修正，确保卫星轨道参数和运行状态都在误差允许范围内，从而使卫星正常工作，随着航天任务的不断发展，对卫星的运行提出了自主性的要求。卫星自主定轨也称卫星自主导航，是指卫星在不依赖地面站的条件下，仅仅依靠卫星上的测量设备去确定卫星的位置和速度，在轨完成飞行任务所要求的功能或操作，它是卫星实现自主控制的前提。实现自主定轨在减轻地面站的操作负担、降低航天计划的成本、提高卫星的生存能力和扩展卫星的应用潜力等方面具有重要的意义。然而，现有的卫星自主定轨方法在定轨时，需要经上行遥控发射设备将轨道信息以及控制命令送至卫星，然后再对卫星的轨道参数和运行状态进行修正，这种方式极易受到天气和时间的影响，会造成时实性差，影响定轨精度，无法实现低轨卫星的高精度实时自主定轨。

发明内容

本发明的目的在于提出一种能够实现低轨卫星的高精度实时自主定轨且不需要地面测控站支持的基于合成孔径雷达的卫星自主定轨方法。

本发明为解决上述技术问题采取的技术方案是：本发明所述的基于合成孔径雷达的卫星自主定轨方法的具体过程为：

步骤A、设计人工地面标识点，以确定人工地面标识点的材质及其几何形状；

步骤B、将人工地面标识点分散安置在合适的地面位置上，并确保合成孔径雷达一次能够看到由一个定位标识点1和两个辅助标识点2组成的三个人工地面标识点；并测量这些人工地面标识点在地固坐标系中的位置；

步骤C、对已经获取到的人工地面标识点的位置信息进行建库，并存储在星载计算机上；

步骤D、利用合成孔径雷达进行卫星自主定轨，其具体过程为：

步骤D1、当星载合成孔径雷达遥感地面并识别了人工地面标识点后，从星载计算机上的地面标识点库中导出一个定位标识点1和两个辅助标识点2的信息；

步骤D2、建立卫星到地面标识点的距离方程：卫星到地面标识点的距离方程推导过程如下：

由SAR卫星与人工地面标识点的空间位置关系可以得到：

$R_i=\sqrt{{(x_S-x_{\mathrm{iT}})}^2+{(y_S-y_{\mathrm{iT}})}^2+{(z_S-z_{\mathrm{iT}})}^2}---\left(1\right)$

其中，(x_S，y_S，z_S)表示卫星在惯性坐标系下的位置，(x_iT，y_iT，z_iT)表示第i个地面标识点在惯性坐标系下的位置，R_i表示第i个地面标识点到卫星的距离；

人工地面标识点在地固坐标系中的位置信息是已知的，所以需要将其转换到惯性坐标系下，转换方程如下：

$\left[\begin{array}{c}{x}_{\mathrm{iT}}\\ y_{\mathrm{iT}}\\ z_{\mathrm{iT}}\end{array}\right]=C\left[\begin{array}{c}{x}_i\\ y_i\\ z_i\end{array}\right]---\left(2\right)$

其中，(x_i，y_i，z_i)表示第i个地面标识点在地固坐标系下的位置；

地固坐标系到惯性坐标系的转换矩阵C可以从(3)式得出：

C＝C_PMC_SC_NC_Pr         (3)

其中，C_Pr由岁差引起，C_N由章动引起，C_PM由极移引起，C_S为恒星时转换；

$C_{\mathrm{Pr}}=\left[\begin{array}{ccc}\cos z\cos \mathrm{\υ}\cos \mathrm{\ζ}-\sin z\sin \mathrm{\ζ}& -\cos z\cos \mathrm{\υ}\sin \mathrm{\ζ}-\sin z\cos \mathrm{\ζ}& -\cos \mathrm{zisn\υ}\\ \sin z\cos \mathrm{\υ}\cos \mathrm{\ζ}+\cos z\sin \mathrm{\ζ}& -\sin z\cos \mathrm{\υ}\sin \mathrm{\ζ}-\cos z\cos \mathrm{\ζ}& -\sin z\sin \mathrm{\υ}\\ \sin z\cos \mathrm{\ζ}& -\sin z\sin \mathrm{\ζ}& \cos \mathrm{\υ}\end{array}\right]---\left(4\right)$

其中，ζ＝2306.2181″T+0.30188″T²+0.017998″T³υ＝2004.3109″T-0.42665″T²-0.041833″T³，z＝2306.2181″T+1.09468″T²+0.018203″T³

T为从J2000.0起算的儒略世纪数；

$C_N=\left[\begin{array}{ccc}1& -\mathrm{\Δ\Ψ}\cos \mathrm{\ϵ}& -\mathrm{\Δ\Ψ}\sin \mathrm{\ϵ}\\ \mathrm{\Δ\Ψ}\cos \mathrm{\ϵ}& 1& -\mathrm{\Δ\ϵ}\\ \mathrm{\Δ\Ψ}\sin \mathrm{\ϵ}& \mathrm{\Δ\ϵ}& 1\end{array}\right]---\left(5\right)$

其中，ε＝23°26′21″.448-46″.8150T-0″.00059T²+0″.001813T³，ΔΨ为黄经章动，Δε为交角章动；T为从J2000.0起算的儒略世纪数；

$C_{\mathrm{PM}}=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& x_P\\ 0& 1& -y_P\\ -x_P& y_P& 1\end{array}\right]---\left(6\right)$

其中，(x_P，y_P)为极移偏量；

$C_S=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\θ}& \sin \mathrm{\θ}& 0\\ -\sin \mathrm{\θ}& \cos \mathrm{\θ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]---\left(7\right)$

其中，θ为格林尼治恒星时，T为从J2000.0起算的儒略世纪数；

$\mathrm{\θ}=100.46061837+36000.770053608T+0.000387933T^2-\frac{T^3}{38710000};$

卫星到地面标识点的距离方程式(1)中卫星到地面标识点的距离信息R_i从合成孔径雷达的测量信息中获取，所以由已知的三个人工地面标识点在地固坐标系中的位置信息(即坐标值)通过式(1)至式(7)求出卫星在惯性坐标系下的实时位置信息(x_S，y_S，z_S)；

步骤D3、建立多普勒中心频率方程，具体过程如下：

当卫星在轨道上运行的时候，合成孔径雷达与人工地面标识点存在相对运动，故两者之间存在着多普勒频移；

多普勒频移的表达式如下：

$f\left(t\right)=-\frac{2}{\mathrm{\λ}}\frac{d|\stackrel{\→}{R_T\left(t\right)}-\stackrel{\→}{R_S\left(t\right)}|}{\mathrm{dt}}---\left(8\right)$

其中，f(t)为多普勒频移，λ为电磁波的波长，

分别为人工地面标识点和卫星在惯性系下的位置向量；

对于人工地面标识点，经过一个很短的时间t后，其在惯性系下的位置向量可表示为：

$\stackrel{\→}{R_T\left(t\right)}\≈\stackrel{\→}{R_T\left(0\right)}+\stackrel{\→}{V_T\left(0\right)}\·t---\left(9\right)$

同时，卫星在惯性系下的位置向量表示为：

$\stackrel{\→}{R_S\left(t\right)}\≈\stackrel{\→}{R_S\left(0\right)}+\stackrel{\→}{V_S\left(0\right)}\·t+\frac{1}{2}\stackrel{\→}{A_S\left(0\right)}\·t^2---\left(10\right)$

将式(9)、(10)带入式(8)可得，

$f\left(t\right)\≈-\frac{2}{\mathrm{\λ}}\frac{{\stackrel{\→}{R}}_r\·{\stackrel{\→}{V}}_r+({\stackrel{\→}{V}}_r\·{\stackrel{\→}{V}}_r-{\stackrel{\→}{R}}_r\·{\stackrel{\→}{A}}_S)t}{\left|{\stackrel{\→}{R}}_r\right|}---\left(11\right)$

其中： ${\stackrel{\→}{R}}_r=\stackrel{\→}{R_T\left(0\right)}-\stackrel{\→}{R_S\left(0\right)}---\left(12\right)$

${\stackrel{\→}{V}}_r=\stackrel{\→}{V_T\left(0\right)}-\stackrel{\→}{V_S\left(0\right)}---\left(13\right)$

${\stackrel{\→}{A}}_S=\stackrel{\→}{A_S\left(0\right)}---\left(14\right)$

表示卫星和人工地面标识点的相对位置向量；

表示在t＝0时刻时人工地面标识点在惯性坐标系下的位置向量；

表示在t＝0时刻时卫星在惯性坐标系下的位置向量；

表示在惯性坐标系下卫星相对人工地面标识点的速度矢量；

表示在t＝0时刻时人工地面标识点的速度矢量；

表示在t＝0时刻时卫星的速度；

表示在t＝0时刻时卫星的运动加速度；

令f(t)≈f_DC+f_DRt        (15)

式中： $f_{\mathrm{DC}}=-\frac{2{\stackrel{\→}{R}}_r\·{\stackrel{\→}{V}}_r}{\mathrm{\λ}\left|{\stackrel{\→}{R}}_r\right|}---\left(16\right)$ $f_{\mathrm{DR}}=-\frac{2({\stackrel{\→}{V}}_r\·{\stackrel{\→}{V}}_r-{\stackrel{\→}{R}}_r\·{\stackrel{\→}{A}}_S)}{\mathrm{\λ}\left|{\stackrel{\→}{R}}_r\right|}---\left(17\right)$

f_DC称为多普勒中心频率，f_DR称为多普勒调频斜率；

利用多普勒中心频率方程f_DC进行自主定轨，多普勒中心频率f_DC从合成孔径雷达的回波中获取，所以结合卫星到地面标识点的距离方程(1)和多普勒中心频率方程(16)可求出卫星的速度

具体过程如下：

其中： $R_i=\left|{\stackrel{\→}{R}}_r\right|---\left(18\right)$ $\stackrel{\→}{V_T\left(0\right)}={\stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}}_e\×{\stackrel{\→}{R}}_r---\left(19\right)$

表示在惯性系下地球的自转角速度矢量；

表示卫星和人工地面标识点的相对位置向量；

由式(16)和式(18)求出

由式(19)求出

求出后，根据式(13)求出

星载合成孔径雷达遥感地面并识别了人工地面标识点后，从星载计算机上的地面标识点库中导出这些地面标识点的信息，运用上述定轨方程式(1)和式(8)求出卫星的距离R_i和速度

实现卫星的实时自主定轨。

本发明与现有自主定轨技术相比优点在于：

(1)目前提高近地卫星的自主定轨技术精度的关键点在于采用更精确的测量手段。相对基于雷达测高仪、天文信息或者磁场测量的卫星自主定轨技术而言，本发明所采用的合成孔径雷达具有测量精度高的特点，能够有效的提高近地卫星的自主定轨精度。

(2)相比当前主流的基于GPS的卫星自主定轨技术而言，本发明提出的是一种完全自主定轨方法。因为GPS严格来讲不是一种完全自主的定轨方式，它在地面有控制站点，工作人员通过这些控制站点对GPS星的轨道，时间等数据进行更新。而本发明提出的方法只需人为建立地面标志点，不需要人为参与维护。另外，本发明能够减少因使用GPS而受到的外国的牵制。

(3)本发明中的地面标识点是事先设计好的，事先对其在地固坐标系中的位置信息建库并存在星载计算机上，一旦SAR观测到地面标识点，即可进行识别，然后导出地面标识点的位置信息进行卫星的位置和速度确定，所以本发明中提出的自主定轨方法具有实时定轨的能力。

(4)本发明提出的自主定轨方法还可以兼顾应用。目前，卫星在环境监测、资源探测、大地测量等方面的应用越来越多，本发明提出的自主定轨技术在实现自主定轨的同时，能够同时用于上述的应用方面。

附图说明

图1是本发明设计的一组人工地面标识布局示意图(人工地面标识简称地面标识或标识)，其中包括一个定位标识点1和两个辅助标识点2；图2是本发明设计的两组地面标识点的组合排布方式示意图；图3是本发明中合成孔径雷达与地面标识点的空间位置关系图(3-地球)，其中：(x₁，y₁，z₁)表示第1个地面标识点在地固坐标系下的位置坐标、(x₂，y₂，z₂)表示第2个地面标识点在地固坐标系下的位置坐标、(x₃，y₃，z₃)表示第3个地面标识点在地固坐标系下的位置坐标；图4是本发明中的人工地面标识点排布方式图(图中虚线框内为人工地面标识区域)。

具体实施方式

具体实施方式一：参见图1～4所示，本实施方式所述的基于合成孔径雷达的卫星自主定轨方法：首先要对人工地面标识点进行设计，包括其材质、形状、排布方式，然后安置地面标识点，测得其在地固坐标系中的位置信息，将这些位置信息建成库，储存在星载计算机中；当卫星在轨运行时，利用合成孔径雷达对地面成像，当雷达成像的视场里出现地面标识点的时候，通过图像识别方法识别这些地面标识点，并同星载计算机储存的库进行匹配，得到标识点的位置信息，然后运用本发明提出的定轨方程完成卫星的实时定轨；

其具体过程为：

步骤A、设计人工地面标识点，以确定人工地面标识点的材质及其几何形状；

步骤B、将人工地面标识点分散安置在合适的地面位置上，并确保合成孔径雷达一次能够看到由一个定位标识点1和两个辅助标识点2组成的三个人工地面标识点；并测量这些人工地面标识点在地固坐标系中的位置；

步骤C、对已经获取到的人工地面标识点的位置信息进行建库，并存储在星载计算机上；

步骤D、利用合成孔径雷达进行卫星自主定轨，其具体过程为：

步骤D1、当星载合成孔径雷达遥感地面并识别了人工地面标识点后，从星载计算机上的地面标识点库中导出一个定位标识点1和两个辅助标识点2的信息；

步骤D2、建立卫星到地面标识点的距离方程：卫星到地面标识点的距离方程推导过程如下：

由SAR卫星(合成孔径雷达简称SAR)与人工地面标识点的空间位置关系可以得到：

$R_i=\sqrt{{(x_S-x_{\mathrm{iT}})}^2+{(y_S-y_{\mathrm{iT}})}^2+{(z_S-z_{\mathrm{iT}})}^2}---\left(1\right)$

其中，(x_S，y_S，z_S)表示卫星在惯性坐标系下的位置，(x_iT，y_iT，z_iT)表示第i个地面标识点在惯性坐标系下的位置，R_i表示第i个地面标识点到卫星的距离；

人工地面标识点在地固坐标系中的位置信息是已知的，所以需要将其转换到惯性坐标系下，转换方程如下：

$\left[\begin{array}{c}{x}_{\mathrm{iT}}\\ y_{\mathrm{iT}}\\ z_{\mathrm{iT}}\end{array}\right]=C\left[\begin{array}{c}{x}_i\\ y_i\\ z_i\end{array}\right]---\left(2\right)$

其中，(x_i，y_i，z_i)表示第i个地面标识点在地固坐标系下的位置；

地固坐标系到惯性坐标系的转换矩阵C可以从(3)式得出：

C＝C_PMC_SC_NC_Pr           (3)

其中，C_Pr由岁差引起，C_N由章动引起，C_PM由极移引起，C_S为恒星时转换；

$C_{\mathrm{Pr}}=\left[\begin{array}{ccc}\cos z\cos \mathrm{\υ}\cos \mathrm{\ζ}-\sin z\sin \mathrm{\ζ}& -\cos z\cos \mathrm{\υ}\sin \mathrm{\ζ}-\sin z\cos \mathrm{\ζ}& -\cos \mathrm{zisn\υ}\\ \sin z\cos \mathrm{\υ}\cos \mathrm{\ζ}+\cos z\sin \mathrm{\ζ}& -\sin z\cos \mathrm{\υ}\sin \mathrm{\ζ}-\cos z\cos \mathrm{\ζ}& -\sin z\sin \mathrm{\υ}\\ \sin z\cos \mathrm{\ζ}& -\sin z\sin \mathrm{\ζ}& \cos \mathrm{\υ}\end{array}\right]---\left(4\right)$

其中，ζ＝2306.2181″T+0.30188″T²+0.017998″T³υ＝2004.3109″T-0.42665″T²-0.041833″T³，z＝2306.2181″T+1.09468″T²+0.018203″T³

T为从J2000.0起算的儒略世纪数；

$C_N=\left[\begin{array}{ccc}1& -\mathrm{\Δ\Ψ}\cos \mathrm{\ϵ}& -\mathrm{\Δ\Ψ}\sin \mathrm{\ϵ}\\ \mathrm{\Δ\Ψ}\cos \mathrm{\ϵ}& 1& -\mathrm{\Δ\ϵ}\\ \mathrm{\Δ\Ψ}\sin \mathrm{\ϵ}& \mathrm{\Δ\ϵ}& 1\end{array}\right]---\left(5\right)$

其中，ε＝23°26′21″.448-46″.8150T-0″.00059T²+0″.001813T³，ΔΨ为黄经章动，Δε为交角章动；T为从J2000.0起算的儒略世纪数；

$C_{\mathrm{PM}}=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& x_P\\ 0& 1& -y_P\\ -x_P& y_P& 1\end{array}\right]---\left(6\right)$

其中，(x_P，y_P)为极移偏量；

$C_S=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\θ}& \sin \mathrm{\θ}& 0\\ -\sin \mathrm{\θ}& \cos \mathrm{\θ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]---\left(7\right)$

其中，θ为格林尼治恒星时，T为从J2000.0起算的儒略世纪数；

$\mathrm{\θ}=100.46061837+36000.770053608T+0.000387933T^2-\frac{T^3}{38710000};$

卫星到地面标识点的距离方程式(1)中卫星到地面标识点的距离信息R_i从合成孔径雷达的测量信息中获取，所以由已知的三个人工地面标识点在地固坐标系中的位置信息(即坐标值)通过式(1)至式(7)求出卫星在惯性坐标系下的实时位置信息(x_S，y_S，z_S)；

步骤D3、建立多普勒中心频率方程，具体过程如下：

当卫星在轨道上运行的时候，合成孔径雷达与人工地面标识点存在相对运动，故两者之间存在着多普勒频移；

多普勒频移的表达式如下：

$f\left(t\right)=-\frac{2}{\mathrm{\λ}}\frac{d|\stackrel{\→}{R_T\left(t\right)}-\stackrel{\→}{R_S\left(t\right)}|}{\mathrm{dt}}---\left(8\right)$

其中，f(t)为多普勒频移，λ为电磁波的波长，

分别为人工地面标识点和卫星在惯性系下的位置向量；

对于人工地面标识点，经过一个很短的时间t后，其在惯性系下的位置向量可表示为：

$\stackrel{\→}{R_T\left(t\right)}\≈\stackrel{\→}{R_T\left(0\right)}+\stackrel{\→}{V_T\left(0\right)}\·t---\left(9\right)$

同时，卫星在惯性系下的位置向量表示为：

$\stackrel{\→}{R_S\left(t\right)}\≈\stackrel{\→}{R_S\left(0\right)}+\stackrel{\→}{V_S\left(0\right)}\·t+\frac{1}{2}\stackrel{\→}{A_S\left(0\right)}\·t^2---\left(10\right)$

将式(9)、(10)带入式(8)可得，

$f\left(t\right)\≈-\frac{2}{\mathrm{\λ}}\frac{{\stackrel{\→}{R}}_r\·{\stackrel{\→}{V}}_r+({\stackrel{\→}{V}}_r\·{\stackrel{\→}{V}}_r-{\stackrel{\→}{R}}_r\·{\stackrel{\→}{A}}_S)t}{\left|{\stackrel{\→}{R}}_r\right|}---\left(11\right)$

其中： ${\stackrel{\→}{R}}_r=\stackrel{\→}{R_T\left(0\right)}-\stackrel{\→}{R_S\left(0\right)}---\left(12\right)$

${\stackrel{\→}{V}}_r=\stackrel{\→}{V_T\left(0\right)}-\stackrel{\→}{V_S\left(0\right)}---\left(13\right)$

${\stackrel{\→}{A}}_S=\stackrel{\→}{A_S\left(0\right)}---\left(14\right)$

表示卫星和人工地面标识点的相对位置向量；

表示在t＝0时刻时人工地面标识点在惯性坐标系下的位置向量；

表示在t＝0时刻时卫星在惯性坐标系下的位置向量；

表示在惯性坐标系下卫星相对人工地面标识点的速度矢量；

表示在t＝0时刻时人工地面标识点的速度矢量；

表示在t＝0时刻时卫星的速度；

表示在t＝0时刻时卫星的运动加速度；

令f(t)≈f_DC+f_DRt         (15)

式中： $f_{\mathrm{DC}}=-\frac{2{\stackrel{\→}{R}}_r\·{\stackrel{\→}{V}}_r}{\mathrm{\λ}\left|{\stackrel{\→}{R}}_r\right|}---\left(16\right)$ $f_{\mathrm{DR}}=-\frac{2({\stackrel{\→}{V}}_r\·{\stackrel{\→}{V}}_r-{\stackrel{\→}{R}}_r\·{\stackrel{\→}{A}}_S)}{\mathrm{\λ}\left|{\stackrel{\→}{R}}_r\right|}---\left(17\right)$

f_DC称为多普勒中心频率，f_DR称为多普勒调频斜率；

利用多普勒中心频率方程f_DC进行自主定轨，多普勒中心频率f_DC从合成孔径雷达的回波中获取，所以结合卫星到地面标识点的距离方程(1)和多普勒中心频率方程(16)可求出卫星的速度

具体过程如下：

其中： $R_i=\left|{\stackrel{\→}{R}}_r\right|---\left(18\right)$ $\stackrel{\→}{V_T\left(0\right)}={\stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}}_e\×{\stackrel{\→}{R}}_r---\left(19\right)$

表示在惯性系下地球的自转角速度矢量；

表示卫星和人工地面标识点的相对位置向量；

由式(16)和式(18)求出由式(19)求出

求出

后，根据式(13)求出

星载合成孔径雷达遥感地面并识别了人工地面标识点后，从星载计算机上的地面标识点库中导出这些地面标识点的信息，运用上述定轨方程式(1)和式(8)求出卫星的距离R_i和速度

实现卫星的实时自主定轨。

本实施方式在步骤B中，地固坐标系可由大地坐标系转换，大地坐标系到地固坐标系的转换方法为：

假设地面标识点在大地坐标系中的经度、纬度和海拔高度分别为L、B、和H，其在地固坐标系中的位置为(x_i，y_i，z_i)，则

$\left\{\begin{array}{c}{x}_i=(N+H)\cos B\cos L\\ y_i=(N+H)\cos B\cos L\\ z_i=[N(1-e^2)+H]\sin B\end{array}\right.$

其中，N为地面标识点的卯酉圈曲率半径

e为用来表示地球的旋转椭球体的偏心率。

本发明是一种完全自主的实时定轨方法，这种方法利用合成孔径雷达对地面进行遥感成像，识别出人工地面标识点后，根据天线发送的脉冲信号测得卫星到地面标识点的距离求出卫星的位置，同时根据多普勒效应测得卫星的速度，从而确定卫星的轨道。当星载合成孔径雷达遥感地面并识别了人工地面标识点后，从星载计算机上的地面标识点库中导出这些地面标识点的信息，运用本发明提出的定轨方程(卫星到地面标识点的距离方程和多普勒中心频率方程)求出卫星的位置和速度，从而实现卫星的实时自主定轨。本发明方法是通过卫星到地面标识点的距离方程和多普勒中心频率方程可以实现卫星的实时自主定轨的。

具体实施方式二：本实施方式所述的基于合成孔径雷达的卫星自主定轨方法，在步骤A中人工地面标识点的材质为金属材质。

具体实施方式三：参见图1～2所示，本实施方式所述的基于合成孔径雷达的卫星自主定轨方法，在步骤B中定位标识点1为编码形式的定位标识点，所述编码形式的定位标识点由一个中心圆点1-1和若干个均布在其***圆周上的小圆点1-2组成；两个辅助标识点2的形状为三角形或圆形。其它步骤与具体实施方式一或二相同。

具体实施方式四：参见图2所示，本实施方式所述的基于合成孔径雷达的卫星自主定轨方法，在步骤B中，人工地面标识点的设置方式为每相邻两个定位标识点之间布置有一对辅助标识点。其它步骤与具体实施方式三相同。

具体实施方式五：本实施方式所述的基于合成孔径雷达的卫星自主定轨方法，在步骤C中，对人工地面标识点的位置信息进行建库时，对定位标识点1进行二进制编码，所述二进制编码的方法为：

步骤C1、中心圆点1-1用来确定标识的位置，中心圆点1-1***的若干个均布的小圆点1-2用来对标识进行编码，设定中心圆点1-1***圆周成为编码带；

步骤C2、将所述编码带均分成n等份(n值根据定位标识点的总个数来确定)，每个等分点为一个编码位，使整个标识成为n位编码标识；然后从任意某个编码位开始，按特定的顺序沿编码带依次进行编码，当某个编码位上设置了小圆点1-2时，此编码位的编码值为1，否则为0，从而可以形成一个二进制序列；

然后，从与上次不同的起始编码位开始，重复这个编码过程，最终一共可以得到n组二进制序列，将n组二进制序列进行比较，选取最小的二进制序列作为该定位标识点的二进制编码值；

步骤C3、重复上述步骤C2，将所有的定位标识点1进行二进制编码，使每个定位标识点1与唯一一个二进制序列对应。其它步骤与具体实施方式四相同。

针对本发明具体实施方式一所限定的技术方案，再进行如下阐述：

一、本发明中所述的合成孔径雷达遥感成像***不同于其他遥感成像***特别是光学遥感成像***，合成孔径雷达的图像主要反映了目标的两类特性：电磁散射特性和结构特性。目标的图像灰度与其雷达散射截面积(RCS)直接对应。而目标的RCS很大程度上依赖于雷达***参数，包括工作波长、极化和入射角等，以及地域参数，包括照射区域的导电率、介电常数、表面粗糙度、目标的几何形状和走向等。

在已存在的SAR遥感的人造目标中，尺寸有限，具有精确几何外观，且包含金属材质的人造目标，通常具有高于周围环境的较强的散射信号，在SAR图像中总是亮目标。而当雷达微波倾斜着入射到海面上时，大部分反射波是沿镜面反射方向的，所以大海在SAR图像中的亮度一般都很低。

在本发明中，地面标识点的材质选择为金属材质，且表面不能太光滑，而标识点的周围应为大片的土壤，这样有利于SAR捕获到标识点的散射信号，易于与周围的环境区分开来。

本发明所设计的地面标识点是以组的方式出现在合成孔径雷达的观测范围中的，这样能够保证合成孔径雷达一次能够看到3个地面标识点，从而较好的实现定轨。

一组地面标识点包含3个地面标识点，1个为定位标识点，2个为辅助标识点，如图1所示。

在图1中，上部分属于定位标识，下部分属于2个辅助标识。辅助标识为简单的三角形和圆形，因为在图像中他们的特征简单，易于识别，而且是实际应用中，能够减少地标的复杂性和造价。定位标识采用编码的形式，由简单圆形按一定的组合规则组成。编码标识可以克服一定程度的背景噪声和图像畸变的影响，其识别算法具有一定的鲁棒性。

二进制编码标识由一个中心圆点和若干个分布在***圆周上的圆点组成。其中，中心圆点用来确定标识的位置，***的圆点用来对标识进行编码，***圆周成为编码带。正如图1所示，中心圆点比***圆点要稍大，这样有利于快速的检测出编码标识的中心。

二进制编码的方法为：首先，将编码带均分成n等份，每个等分点为一个编码位，整个标识成为n位编码标识。其次，从任意某个编码位开始，按特定的顺序沿编码带依次进行编码，当某个编码位上设置了圆点时，此编码位的编码值为1，否则为0，从而可以形成一个二进制序列。然后，从与上次不同的起始编码位开始，重复这个编码过程，最终一共可以得到n组二进制序列，将这些二进制序列转化成十进制数(转化成十进制数是为了便于比较，也可以直接比较)，将最小的十进制数作为标识的编码值，对应的二进制序列为标识的二进制编码值。这样的编码方式能够保证编码方式的旋转不变形，确保编码值与标识之间是一一对应的。

在上述步骤B中，在进行地面标识点的排布设计时考虑到了以下几点要求：(1)地面标识点只能在中国大陆排布；(2)保证卫星在经过中国大陆上空时能够观测到地面标识点，观测时间要尽可能的长；(3)地面标识点的数量越少越好，这样易于安置、减少造价。

为了减少地面标识点的数量，本发明设计了一种两个定位标识点共用一对辅助标识点的组合方式，如图2所示。

本发明构造了一个以经纬度为(131，43)、(131，47)、(105，41)、(80，35)、(80，31)和(105，37)的六个点首尾相连的观测带，以上述的地面标识点组合方式自东向西一共排布了52组地面标识点。这种排布方式能够满足轨道倾角大于32°、星载合成孔径雷达观测带宽为100km的卫星的观测要求。

为了使观测时间尽可能的长，本发明中的合成孔径雷达要能同时拥有条带工作模式和聚束工作模式。当没有发现人工地面标识点时，采用条带工作模式去捕获地面标识点，一旦捕获到地面标识点后，切换到聚束工作模式，这样合成孔径雷达就能一直凝视着捕获到的地面标识点，进行长时间的观测，同时能够提高观测的精度。

另外也可以使星载合成孔径雷达采用扫描模式和聚束模式结合的方式进行观测。扫描模式能够明显的提高合成孔径雷达的观测带宽度，这样一方面能扩大其观测范围，确保观测到更多的地面标识点。另外也可以在设计地面标识点时增大基线长度，这样能够有效的减少因地面标识点的位置误差引起的定轨误差。但是同时也降低了合成孔径雷达的测量精度，在设计地面标识点时要增大标识点的几何尺寸才能满足测量要求，从而造成地面标识点的安置复杂性提高、成本增加。

在上述步骤C中，在对地面标识点进行卫星上建库时，需要存储的信息包括：每组地面标识点的编码值、该组地面标识点中定位标识点的经纬度和海拔高度、定位标识点左右两侧的两组辅助标识点的经纬度和海拔高度、地面标识点位置信息对应的历元。

在上述步骤D中，在导出地面标识点的信息时，先用识别的地面标识点编码值与库中的编码值比较，提取定位标识点的位置信息，然后再根据卫星此时的运动方向和看到的辅助标识点在定位标识点的哪一侧来提取辅助标识点的位置信息。所述定轨方程包括卫星到地面标识点的距离方程和多普勒中心频率方程。

Claims (5)

1.一种基于合成孔径雷达的卫星自主定轨方法，其特征在于：所述方法的具体过程为：

步骤A、设计人工地面标识点，以确定人工地面标识点的材质及其几何形状；

步骤B、将人工地面标识点分散安置在合适的地面位置上，并确保合成孔径雷达一次能够看到由一个定位标识点和两个辅助标识点组成的三个人工地面标识点；并测量这些人工地面标识点在地固坐标系中的位置；

步骤C、对已经获取到的人工地面标识点的位置信息进行建库，并存储在星载计算机上；

步骤D、利用合成孔径雷达进行卫星自主定轨，其具体过程为：

步骤D1、当星载合成孔径雷达遥感地面并识别了人工地面标识点后，从星载计算机上的地面标识点库中导出一个定位标识点和两个辅助标识点的信息；

步骤D2、建立卫星到地面标识点的距离方程：卫星到地面标识点的距离方程推导过程如下：

由SAR卫星与人工地面标识点的空间位置关系可以得到：

其中，(x_S，y_S，z_S)表示卫星在惯性坐标系下的位置，(x_iT，y_iT，z_iT)表示第i个地面标识点在惯性坐标系下的位置，R_i表示第i个地面标识点到卫星的距离；

人工地面标识点在地固坐标系中的位置信息是已知的，所以需要将其转换到惯性坐标系下，转换方程如下：

其中，(x_i，y_i，z_i)表示第i个地面标识点在地固坐标系下的位置；

地固坐标系到惯性坐标系的转换矩阵C可以从(3)式得出：

C＝C_PMC_SC_NC_Pr             (3)

其中，C_Pr由岁差引起，C_N由章动引起，C_PM由极移引起，C_S为恒星时转换； 

ζ＝2306.2181″T+0.30188″T²+0.017998″T³

其中，υ＝2004.3109″T-0.42665″T²-0.041833″T³，

z＝2306.2181″T+1.09468″T²+0.018203″T³

T为从J2000.0起算的儒略世纪数；

其中，ε＝23°26′21″.448-46″.8150T-0″.00059T²+0″.001813T³，ΔΨ为黄经章动，Δε为交角章动；T为从J2000.0起算的儒略世纪数；

其中，(x_P，y_P)为极移偏量；

其中，θ为格林尼治恒星时，T为从J2000.0起算的儒略世纪数；

卫星到地面标识点的距离方程式(1)中卫星到地面标识点的距离信息R_i从合成孔径雷达的测量信息中获取，所以由已知的三个人工地面标识点在地固坐标系中的位置信息通过式(1)至式(7)求出卫星在惯性坐标系下的实时位置信息(x_S，y_S，z_S)；

步骤D3、建立多普勒中心频率方程，具体过程如下：

当卫星在轨道上运行的时候，合成孔径雷达与人工地面标识点存在相对运动，故两者之间存在着多普勒频移； 

多普勒频移的表达式如下：

其中，f(t)为多普勒频移，λ为电磁波的波长， 

分别为人工地面标识点和卫星在惯性系下的位置向量；

对于人工地面标识点，经过一个很短的时间t后，其在惯性系下的位置向量可表示为：

同时，卫星在惯性系下的位置向量表示为：

将式(9)、(10)带入式(8)可得，

其中：

表示卫星和人工地面标识点的相对位置向量；

表示在t＝0时刻时人工地面标识点在惯性坐标系下的位置向量；

表示在t＝0时刻时卫星在惯性坐标系下的位置向量； 

表示在惯性坐标系下卫星相对人工地面标识点的速度矢量；

表示在t＝0时刻时人工地面标识点的速度矢量；

表示在t＝0时刻时卫星的速度；

表示在t＝0时刻时卫星的运动加速度；

令f(t)≈f_DC+f_DRt    (15)

式中：

f_DC称为多普勒中心频率，f_DR称为多普勒调频斜率；

利用多普勒中心频率方程f_DC进行自主定轨，多普勒中心频率f_DC从合成孔径雷达的回波中获取，所以结合卫星到地面标识点的距离方程(1)和多普勒中心频率方程(16)可求出卫星的速度 具体过程如下：

其中：

表示在惯性系下地球的自转角速度矢量；

表示卫星和人工地面标识点的相对位置向量；

由式(16)和式(18)求出 

由式(19)求出 

求出 

后，根据式(13)求出 

星载合成孔径雷达遥感地面并识别了人工地面标识点后，从星载计算机上的地面标识点库中导出这些地面标识点的信息，运用上述定轨方程式(1)和式(8)求出卫星的距离R_i 和速度 

实现卫星的实时自主定轨。

2.根据权利要求1所述的基于合成孔径雷达的卫星自主定轨方法，其特征在于：在步骤A中，人工地面标识点的材质为金属材质。

3.根据权利要求1或2所述的基于合成孔径雷达的卫星自主定轨方法，其特征在于：在步骤B中，定位标识点为编码形式的定位标识点，所述编码形式的定位标识点由一个中心圆点(1-1)和若干个均布在其***圆周上的小圆点(1-2)组成；两个辅助标识点的形状为三角形或圆形。

4.根据权利要求3所述的基于合成孔径雷达的卫星自主定轨方法，其特征在于：在步骤B中，人工地面标识点的设置方式为每相邻两个定位标识点之间布置有一对辅助标识点。

5.根据权利要求4所述的基于合成孔径雷达的卫星自主定轨方法，其特征在于：在步骤C中，对人工地面标识点的位置信息进行建库时，对定位标识点进行二进制编码，所述二进制编码的方法为：

步骤C1、中心圆点(1-1)用来确定标识的位置，中心圆点(1-1)***的若干个均布的小圆点(1-2)用来对标识进行编码，设定中心圆点(1-1)***圆周成为编码带；

步骤C2、将所述编码带均分成n等份，每个等分点为一个编码位，使整个标识成为n位编码标识；然后从任意某个编码位开始，按特定的顺序沿编码带依次进行编码，当某个编码位上设置了小圆点(1-2)时，此编码位的编码值为1，否则为0，从而可以形成一个二进制序列；

然后，从与上次不同的起始编码位开始，重复这个编码过程，最终一共可以得到n组二进制序列，将n组二进制序列进行比较，选取最小的二进制序列作为该定位标识点的二进制编码值；

步骤C3、重复上述步骤C2，将所有的定位标识点进行二进制编码，使每个定位标识点与唯一一个二进制序列对应。 

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