考虑SAR安装偏差的基于GNSS的全零多普勒导引方法与流程

考虑sar安装偏差的基于gnss的全零多普勒导引方法
技术领域
1.本发明属于卫星姿态控制技术领域，具体涉及一种星载合成孔径雷达(sar)卫星姿态导引方法。


背景技术：

2.对于星载合成孔径雷达，多普勒特性是决定雷达方位向性能的主要因素。它直接影响着雷达的方位向分辨率、脉冲重复频率(prf)的选择、方位模糊和最后的图像处理精度。多普勒中心频率不准确会使信噪比降低，使方位模糊度增加，输出图像发生位置偏移，影响图像的定位。
3.由于卫星的飞行速度很快，多普勒中心通常达到khz，这就要求选用较大的脉冲重复频率(prf)，这时，方位模糊与距离模糊的折衷问题就十分突出。同时，又由于地球自转以及卫星姿态误差的存在，使得多普勒回波特性更为复杂，由此对多普勒中心频率与调频斜率的不正确估计都将会影响到最后图像处理的精度。多普勒频率随空间的明显变化给成像处理带来了难度，因此必须具备姿态导引技术。在星上实施姿态导引，能够减轻地面成像处理的压力，提高成像质量。
4.偏航导引技术就是基于这种思路提出的。所谓的偏航导引就是通过姿态控制预先将卫星机动一偏航角，用来补偿由于地球自转而引起的多普勒中心的偏移，使回波的多普勒中心趋近于零。在偏航导引的基础上，近年国际上又提出了增加俯仰维的二维导引技术，以进一步降低多普勒中心频率，但二维导引并不能完全消除波束中心的多普勒频率偏移。俯仰补偿的二维导引方法在引入轨道根数后由于近似简化造成误差，并不能完全消除波束中心的多普勒频率偏移。在工程应用上，星载sar天线必然存在安装偏差，需要在轨对星载sar安装偏差进行标定，并依据标定得到的星载sar的安装偏差对卫星姿态控制的滚动角、偏航导引角以及俯仰导引角进行修正才能达到理想的导引效果。


技术实现要素：

5.本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种考虑星载sar安装偏差的基于gnss系统的全零多普勒导引方法，能够实现在星载sar安装存在偏差的情况下基本消除波束中心的多普勒频率偏移。
6.本发明的技术解决方案是：考虑sar安装偏差的基于gnss的全零多普勒导引方法，包括如下步骤：
7.(1)从gnss系统获取wgs84坐标系下卫星的位置分量(rs)
ecf
以及航迹速度分量(v
sp
)
ecf
，并进一步获得wgs84坐标系下卫星的惯性速度分量(vs)
ecf
；
8.(2)基于步骤(1)求得的(vs)
ecf
和(rs)
ecf
，计算轨道坐标系下卫星的航迹速度分量(v
sp
)o；
9.(3)基于步骤(2)求得的(v
sp
)o，计算理想情况下轨道坐标系到星载sar波束安装坐标系卫星的偏航导引角ψ、俯仰导引角θ，并通过坐标系转换得到理想情况下轨道坐标系到
卫星本体系的偏航导引角ψs、俯仰导引角θs、滚动角φs；
10.(4)依据在轨标定得到的星载sar安装偏差，对步骤(3)计算得到的滚动角、偏航导引角以及俯仰导引角进行修正；
11.(5)按照修正后的滚动角、偏航导引角以及俯仰导引角对卫星姿态进行导引。
12.进一步的，所述步骤(1)中，并进一步获得wgs84坐标系下卫星的惯性速度分量(vs)
ecf
，具体为：
13.计算在j2000坐标系下卫星的位置分量其中s
wj
为j2000坐标系到wgs84坐标系的坐标转换矩阵，上角标t为矩阵的转置；
14.计算wgs84坐标系下卫星的惯性速度分量其中s
wj
为坐标转换矩阵s
wj
的导数阵；
15.进一步的，所述的步骤(2)中，基于步骤(1)求得的(vs)
ecf
和(rs)
ecf
，计算轨道坐标系下卫星的航迹速度分量(v
sp
)o，具体为：
16.计算轨道坐标系各坐标轴在wgs84坐标系下的分量：
[0017][0018][0019][0020]
其中，表示矢量(rs)
ecf
的叉乘矩阵，表示矢量的叉乘矩阵；
[0021]
所述轨道坐标系的原点o为卫星质心，ozo轴从原点指向地心，oyo轴与轨道平面负法线方向一致，oxo轴与oyo轴、ozo轴右手正交并指向卫星速度方向；
[0022]
确定轨道坐标系到wgs84坐标系的坐标转换矩阵s
ow
：
[0023][0024]
计算轨道坐标系下卫星的航迹速度分量(v
sp
)o：
[0025][0026]
进一步的，所述的基于步骤(2)求得的(v
sp
)o，计算理想情况下轨道坐标系到星载sar波束安装坐标系卫星的偏航导引角ψ、俯仰导引角θ，具体为：采用3-2-1转序，ψ＝arctan2(v
spoy
,v
spox
)，
[0027]
进一步的，所述的通过坐标系转换得到理想情况下轨道坐标系到卫星本体系的偏航导引角ψs、俯仰导引角θs、滚动角φs，具体为：
[0028]
根据成像目标的下视角σ、理想情况下的星载sar波束距离向安装角α以及波束方位向安装角β，计算星载sar波束安装坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵s
bs
，最终得到轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵s
bo
：
[0029]sbs
＝c
x
(-α)
·cy
(-β)
[0030]sso
＝c
x
(σ)
·cy
(θ)cz(ψ)
[0031]sbo
＝s
bssso
[0032]
其中s
so
为轨道坐标系到星载sar波束安装坐标系的转换矩阵，c
x
(-α)表示绕星载sar波束安装坐标系x轴转过-α角度的基元转换矩阵，cy(-β)绕星载sar波束安装坐标系y轴转过-β角度的基元转换矩阵，c
x
(σ)表示轨道坐标系绕x轴转过σ角度的基元转换矩阵，cy(θ)绕轨道坐标系y轴转过θ角度的基元转换矩阵，cz(ψ)绕轨道坐标系z轴转过ψ角度的基元转换矩阵，(ψ)绕轨道坐标系z轴转过ψ角度的基元转换矩阵，
[0033]
根据轨道坐标系到卫星本体系坐标的转换矩阵s
bo
，计算轨道坐标系到卫星本体系的偏航导引角ψs、俯仰导引角θs、滚动角φs分别为：
[0034][0035]
θs＝-arcsin(a
13
)＝-arcsin(-cos(β)sin(θ)+sin(β)cos(σ)cos(θ))。
[0036][0037]
进一步的，所述的步骤(4)中，依据在轨标定得到的星载sar安装偏差，对步骤(3)计算得到的滚动角、偏航导引角以及俯仰导引角进行修正，具体为：卫星在轨进行标定后，
得到星载sar波束距离向安装偏差δα、波束方位向安装偏差δβ，按照3-2-1转序可得：
[0038][0039]
θc＝-arcsin(a
13
)＝-arcsin(-cos(β+δβ)sin(θ)+sin(β+δβ)cos(σ)cos(θ))
[0040][0041]
本发明与现有技术相比的优点在于：
[0042]
(1)本发明方法能有效解决星载sar存在安装偏差情况下的sar波束中心的多普勒频率偏移问题，能够使多普勒频率降低至0赫兹附近；
[0043]
(2)本发明方法直接利用gnss系统输出的卫星位置信息，实时计算卫星航迹速度进而得到偏航导引角以及俯仰导引角，避免了传统方法中引入轨道根数后由于近似简化造成的误差，具备更好的导引补偿效果；
[0044]
(3)本发明中用于计算滚动角、偏航导引角以及俯仰导引角的卫星位置数据来源于gnss系统，包括北斗、gps、伽利略、格洛纳斯等主流导航系统，使用便捷。
附图说明
[0045]
图1为本发明方法的流程框图；
[0046]
图2为本发明方法的控制原理示意图；
[0047]
图3为本发明星载sar在卫星本体系中的安装示意图；
[0048]
图4为本发明成像目标下视角在卫星轨道坐标系下的示意图。
具体实施方式
[0049]
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
[0050]
如图1所示，为本发明方法的流程框图，主要步骤如下：
[0051]
(1)计算wgs84坐标系下卫星的惯性速度分量(vs)
ecf
，计算步骤如下：
[0052]
(1a)从gnss系统获取t时刻在wgs84坐标系下卫星的位置分量(rs)
ecf
、航迹速度分量(v
sp
)
ecf
；
[0053]
(1b)计算在j2000坐标系下卫星的位置分量(rs)
eci
：
[0054][0055]
其中，s
wj
为j2000坐标系到wgs84坐标系的坐标转换矩阵。
[0056]
(1c)计算wgs84坐标系下卫星的惯性速度分量(vs)
ecf
：
[0057]
[0058]
其中，为坐标转换矩阵s
wj
的导数阵。
[0059]
(2)基于步骤(1)求得的(vs)
ecf
和(rs)
ecf
，计算轨道坐标系下卫星的航迹速度分量(v
sp
)o，计算步骤如下：
[0060]
(2a)计算轨道坐标系各轴在wgs84坐标系下的分量：
[0061][0062][0063][0064]
其中，表示矢量(rs)
ecf
的叉乘矩阵，表示矢量的叉乘矩阵。
[0065]
轨道坐标系，原点o为卫星质心，ozo轴从原点指向地心，oyo轴与轨道平面负法线方向一致，oxo轴与oyo轴、ozo轴右手正交并指向卫星速度方向。
[0066]
(2b)确定轨道坐标系到wgs84坐标系的坐标转换矩阵s
ow
：
[0067][0068]
(2c)计算轨道坐标系下卫星的航迹速度分量(v
sp
)o：
[0069][0070]
(3)计算理想情况下的卫星的偏航导引角ψs、俯仰导引角θs、滚动角φs，计算步骤如下：
[0071]
(3a)基于步骤(2)求得的(v
sp
)o，计算轨道坐标系到星载sar波束安装系的偏航导引角ψ、俯仰导引角θ(采用3-2-1转序)：
[0072]
ψ＝arctan2(v
spoy
,v
spox
)
[0073][0074]
(3b)根据成像目标的下视角σ、理想情况下的星载sar波束距离向安装角α以及波束方位向安装角β(具体如图3所示，星载sar波束距离向安装角α描述的是星载sar波束相对于卫星本体系ozb轴的偏离角，波束方位向安装角β描述的是星载sar波束相对于卫星本体系ybozb轴的偏离角)，计算星载sar波束安装坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵s
bs
，最终得到轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵s
bo
：
[0075]sbs
＝c
x
(-α)
·cy
(-β)
[0076]sso
＝c
x
(σ)
·cy
(θ)cz(ψ)
[0077]sbo
＝s
bssso
[0078]
其中，s
so
为轨道坐标系到星载sar波束安装坐标系的转换矩阵；σ为成像目标的下
视角，如图4所示，成像目标的下视角σ描述的是卫星过顶成像目标时的标称侧视角，其正方向与滚动角正方向一致；c
x
(-α)表示绕星载sar波束安装坐标系x轴转过-α角度的基元转换矩阵，cy(-β)绕星载sar波束安装坐标系y轴转过-β角度的基元转换矩阵，c
x
(σ)表示轨道坐标系绕x轴转过σ角度的基元转换矩阵，cy(θ)绕轨道坐标系y轴转过θ角度的基元转换矩阵，cz(ψ)绕轨道坐标系z轴转过ψ角度的基元转换矩阵，具体如下所示：
[0079]a11
＝cos(β)*cos(θ)*cos(ψ)+sin(β)*(cos(σ)*sin(θ)*cos(ψ)+sin(σ)*sin(ψ))
[0080]a12
＝cos(β)*cos(θ)*sin(ψ)+sin(β)*(cos(σ)*sin(θ)*sin(ψ)-sin(σ)*cos(ψ))
[0081]a13
＝-cos(β)*sin(θ)+sin(β)*cos(σ)*cos(θ)
[0082]a21
＝sin(α)*sin(β)*cos(θ)*cos(ψ)+cos(α)*(sin(σ)*sin(θ)*cos(ψ)-cos(σ)*sin(ψ))-sin(α)*cos(β)*(cos(σ)*sin(θ)*cos(ψ)+sin(σ)*sin(ψ))
[0083]a22
＝sin(α)*sin(β)*cos(θ)*sin(ψ)+cos(α)*(sin(σ)*sin(θ)*sin(ψ)+cos(σ)*cos(ψ))-sin(α)*cos(β)*(cos(σ)*sin(θ)*sin(ψ)-sin(σ)*cos(ψ))
[0084]a23
＝-sin(α)*sin(β)*sin(θ)+cos(α)*sin(σ)*cos(θ)-sin(α)*cos(β)*cos(σ)*cos(θ)
[0085]a31
＝-cos(α)*sin(β)*cos(θ)*cos(ψ)+sin(α)*(sin(σ)*sin(θ)*cos(ψ)-cos(σ)*sin(ψ))+cos(α)*cos(β)*(cos(σ)*sin(θ)*cos(ψ)+sin(σ)*sin(ψ))
[0086]a32
＝-cos(α)*sin(β)*cos(θ)*sin(ψ)+sin(α)*(sin(σ)*sin(θ)*sin(ψ)+cos(σ)*cos(ψ))+cos(α)*cos(β)*(cos(σ)*sin(θ)*sin(ψ)-sin(σ)*cos(ψ))
[0087]a33
＝cos(α)*sin(β)*sin(θ)+sin(α)*sin(σ)*cos(θ)+cos(α)*cos(β)*cos(σ)*cos(θ)
[0088]
式中ψ为步骤(3a)中计算得到的偏航导引角，θ为步骤(3a)中计算得到的俯仰导引角。
[0089]
卫星本体坐标系：即为星体固联坐标系，坐标原点o为星体内某特征点(通常取星体质心)，三个坐标轴指向星体特征轴方向，当卫星本体坐标系与轨道坐标系姿态偏差为零时，卫星本体坐标系三个坐标轴分别与轨道坐标系的坐标轴重合，oxb轴为滚动轴(指向卫
星飞行方向)，oyb轴为俯仰轴，ozb轴为偏航轴(指向地心)。
[0090]
星载sar波束安装坐标系：坐标原点o为星载sar载荷的中心点，ozs轴与sar载荷馈源波束指向一致，oys轴、oxs轴位于垂直于ozs轴的平面内，oys轴指向卫星本体坐标系oyb轴方向，oxs轴指向卫星本体坐标系oxb轴方向，ozs轴与oxs轴、oys轴构成右手正交坐标系，当天线的方位向安装角与距离向安装角为零时，该坐标系与卫星本体坐标系重合。
[0091]
(3c)根据步骤(3b)中轨道坐标系到卫星本体系坐标的转换矩阵s
bo
，计算轨道坐标系到卫星本体系的偏航导引角ψs、俯仰导引角θs、滚动角φs(按照3-2-1转序)分别为：
[0092][0093]
θs＝-arcsin(a
13
)＝-arcsin(-cos(β)sin(θ)+sin(β)cos(σ)cos(θ))
[0094][0095]
(4)卫星在轨进行标定后，得到星载sar波束距离向安装偏差δα(与α正方向一致)、波束方位向安装偏差δβ(与β正方向一致)，并以此计算得到修正后的滚动角φc、偏航导引角ψc以及俯仰导引角θc(按照3-2-1转序)：
[0096][0097]
θc＝-arcsin(a
13
)＝-arcsin(-cos(β+δβ)sin(θ)+sin(β+δβ)cos(σ)cos(θ))
[0098][0099]
上述整个控制过程如图2所示。
[0100]
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
[0101]
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

技术特征：
1.考虑sar安装偏差的基于gnss的全零多普勒导引方法，其特征在于包括如下步骤：(1)从gnss系统获取wgs84坐标系下卫星的位置分量(r
s
)
ecf
以及航迹速度分量(v
sp
)
ecf
，并进一步获得wgs84坐标系下卫星的惯性速度分量(v
s
)
ecf
；(2)基于步骤(1)求得的(v
s
)
ecf
和(r
s
)
ecf
，计算轨道坐标系下卫星的航迹速度分量(v
sp
)
o
；(3)基于步骤(2)求得的(v
sp
)
o
，计算理想情况下轨道坐标系到星载sar波束安装坐标系卫星的偏航导引角ψ、俯仰导引角θ，并通过坐标系转换得到理想情况下轨道坐标系到卫星本体系的偏航导引角ψ
s
、俯仰导引角θ
s
、滚动角φ
s
；(4)依据在轨标定得到的星载sar安装偏差，对步骤(3)计算得到的滚动角、偏航导引角以及俯仰导引角进行修正；(5)按照修正后的滚动角、偏航导引角以及俯仰导引角对卫星姿态进行导引。2.根据权利要求1所述的考虑sar安装偏差的基于gnss的全零多普勒导引方法，其特征在于：所述步骤(1)中，并进一步获得wgs84坐标系下卫星的惯性速度分量(v
s
)
ecf
，具体为：计算在j2000坐标系下卫星的位置分量其中s
wj
为j2000坐标系到wgs84坐标系的坐标转换矩阵，上角标t为矩阵的转置；计算wgs84坐标系下卫星的惯性速度分量其中为坐标转换矩阵s
wj
的导数阵。3.根据权利要求2所述的考虑sar安装偏差的基于gnss的全零多普勒导引方法，其特征在于：所述的步骤(2)中，基于步骤(1)求得的(v
s
)
ecf
和(r
s
)
ecf
，计算轨道坐标系下卫星的航迹速度分量(v
sp
)
o
，具体为：计算轨道坐标系各坐标轴在wgs84坐标系下的分量：计算轨道坐标系各坐标轴在wgs84坐标系下的分量：计算轨道坐标系各坐标轴在wgs84坐标系下的分量：其中，表示矢量(r
s
)
ecf
的叉乘矩阵，表示矢量的叉乘矩阵；所述轨道坐标系的原点o为卫星质心，oz
o
轴从原点指向地心，oy
o
轴与轨道平面负法线方向一致，ox
o
轴与oy
o
轴、oz
o
轴右手正交并指向卫星速度方向；确定轨道坐标系到wgs84坐标系的坐标转换矩阵s
ow
：计算轨道坐标系下卫星的航迹速度分量(v
sp
)
o
：
4.根据权利要求3所述的考虑sar安装偏差的基于gnss的全零多普勒导引方法，其特征在于：所述的基于步骤(2)求得的(v
sp
)
o
，计算理想情况下轨道坐标系到星载sar波束安装坐标系卫星的偏航导引角ψ、俯仰导引角θ，具体为：采用3-2-1转序，ψ＝arctan2(v
spoy
,v
spox
)，5.根据权利要求1所述的考虑sar安装偏差的基于gnss的全零多普勒导引方法，其特征在于：所述的通过坐标系转换得到理想情况下轨道坐标系到卫星本体系的偏航导引角ψ
s
、俯仰导引角θ
s
、滚动角φ
s
，具体为：根据成像目标的下视角σ、理想情况下的星载sar波束距离向安装角α以及波束方位向安装角β，计算星载sar波束安装坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵s
bs
，最终得到轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵s
bo
：s
bs
＝c
x
(-α)
·
c
y
(-β)s
so
＝c
x
(σ)
·
c
y
(θ)c
z
(ψ)s
bo
＝s
bs
s
so
其中s
so
为轨道坐标系到星载sar波束安装坐标系的转换矩阵，c
x
(-α)表示绕星载sar波束安装坐标系x轴转过-α角度的基元转换矩阵，c
y
(-β)绕星载sar波束安装坐标系y轴转过-β角度的基元转换矩阵，c
x
(σ)表示轨道坐标系绕x轴转过σ角度的基元转换矩阵，c
y
(θ)绕轨道坐标系y轴转过θ角度的基元转换矩阵，c
z
(ψ)绕轨道坐标系z轴转过ψ角度的基元转换矩阵，(ψ)绕轨道坐标系z轴转过ψ角度的基元转换矩阵，根据轨道坐标系到卫星本体系坐标的转换矩阵s
bo
，计算轨道坐标系到卫星本体系的偏航导引角ψ
s
、俯仰导引角θ
s
、滚动角φ
s
分别为：
6.根据权利要求5所述的考虑sar安装偏差的基于gnss的全零多普勒导引方法，其特征在于：所述的步骤(4)中，依据在轨标定得到的星载sar安装偏差，对步骤(3)计算得到的滚动角、偏航导引角以及俯仰导引角进行修正，具体为：卫星在轨进行标定后，得到星载sar波束距离向安装偏差δα、波束方位向安装偏差δβ，按照3-2-1转序可得：θ
c
＝-arcsin(a
13
)＝-arcsin(-cos(β+δβ)sin(θ)+sin(β+δβ)cos(σ)cos(θ))

技术总结
考虑SAR安装偏差的基于GNSS的全零多普勒导引方法，首先从GNSS系统获取WGS84坐标系下卫星的位置分量、航迹速度分量，计算WGS84坐标系下卫星的惯性速度分量。然后计算轨道坐标系下卫星的航迹速度分量，依据成像目标的下视角、理想情况下星载SAR波束距离向安装角以及波束方位向安装角，计算理想情况下卫星的偏航导引角、俯仰导引角以及滚动角。随后依据在轨标定的星载SAR安装偏差，修正滚动角、偏航导引角以及俯仰导引角，并按照修正后的结果对卫星姿态进行导引。本发明方法实现了在星载SAR存在安装偏差的情况下，能够实时计算卫星的滚动角、偏航导引角以及俯仰导引角，进而将SAR波束中心多普勒频率修正至零赫兹附近。中心多普勒频率修正至零赫兹附近。中心多普勒频率修正至零赫兹附近。


技术研发人员：柴利鹏 张磊 王毓媛 吕长虎 谢松 王韶波 尹欢 王海红
受保护的技术使用者：航天东方红卫星有限公司
技术研发日：2022.12.29
技术公布日：2023/6/28