一种合成孔径雷达卫星的二维姿态控制系统.pdf

本发明公开了一种合成孔径雷达卫星的二维姿态控制系统，该二维姿态控制系统包括有卫星位置解析模块、卫星位置解析模块和期望姿态确定模块。本发明应用在合成孔径雷达卫星运行于椭圆轨道的情况下，通过运用偏航-俯仰二维姿态控制技术来实现回波信号多普勒中心频率为零，有效地消弱了距离向和方位向的耦合程度，降低了成像处理的难度和运算量。

1、  一种合成孔径雷达卫星的二维姿态控制系统，其特征在于该二维姿态控制系统包括有：
一星历参数输出模块，用于对接收的轨道数据进行转化，分别输出第一轨迹参数f＝{a，e，i，ω}、第二轨迹参数f＝{e}和平近点角M；
a表示轨道半长轴，e表示轨道偏心率，i表示轨道倾角，ω表示轨道近心点幅角；
一卫星位置解析模块，该模块对接收的第二轨迹参数f＝{e}和平近点角M采用了开普勒方程的级数解方法进行解析获得真近心角度θ输出；
一期望姿态确定模块，该模块对接收的第一轨道参数f＝{a，e，i，ω}和真近心角度θ采用偏航-俯仰二维姿态模型进行解析获得合成孔径雷达卫星的偏航角ψ和俯仰角最后依据偏航角ψ和俯仰角的输出角度进行合成孔径雷达卫星的姿态控制；
所述偏航-俯仰二维姿态模型中的偏航姿态模型为：
ψ=-arctan[a(1-e2)ωesinicos(θ+ω)-μa(1-e2)(1+ecosθ)2+a(1-e2)ωecosi],]]>式中，a表示轨道半长轴，ω_e表示地球自转角速度，i表示轨道倾角，θ表示真近心角，ω表示轨道近心点幅角，μ表示引力场常数，e表示轨道偏心率；
所述偏航-俯仰二维姿态模型中的俯仰姿态模型为：

(-μa(1-e2)(1+ecosθ)2+a(1-e2)ωecosi)2+[a(1-e2)ωesinicos(θ+ω)]2]]>
，式中，k=1-μa(1-e2)(1+ecosθ)2+a(1-e2)ωecosi>0-1-μa(1-e2)(1+ecosθ)2+a(1-e2)ωecosi<0,]]>k为“1”时是下俯标志位，k为“-1”时是上仰标志位。

2、  根据权利要求1所述的合成孔径雷达卫星的二维姿态控制系统，其特征在于：在星历参数输出模块中对从轨道数据中提取的轨道倾角i、轨道近心点幅角ω和平近点角M进行单位转换，由度转换为弧度。

3、  根据权利要求1所述的合成孔径雷达卫星的二维姿态控制系统，其特征在于：在星历参数输出模块中对从轨道数据中提取的轨道偏心率e进行除以10⁷的处理。

4、  根据权利要求1所述的合成孔径雷达卫星的二维姿态控制系统，其特征在于：在星历参数输出模块中对从轨道数据中提取的平均运动n进行单位转换，由圈/天转换为弧度/秒，然后由引力场常数除以平均运动n的平方后取三次方根得到轨道半长轴a。

5、  根据权利要求1所述的合成孔径雷达卫星的二维姿态控制系统，其特征在于：偏航角ψ＝-100°～+100°，俯仰角

一种合成孔径雷达卫星的二维姿态控制系统
技术领域
本发明涉及一种对雷达卫星姿态的控制系统。更特别地说，是指一种合成孔径雷达卫星的二维姿态控制系统。
背景技术
合成孔径雷达卫星安装在运动平台上，按照一定的重复频率发射、接收脉冲，将在一段时间内接收的目标回波信号进行相干叠加，从而获得大孔径天线阵列的探测效果，实现高方位分辨率，同时采用脉冲压缩技术实现高距离分辨率。
与真实孔径雷达卫星相比，合成孔径雷达卫星最大的特点在于：它利用雷达与目标间的相对运动产生多普勒频移效应，形成方位向频谱，通过匹配滤波，提高方位分辨率。因此，方位向频谱的特性对于合成孔径雷达卫星的性能是至关重要的。
多普勒中心频率是方位向频谱的中心频率。由于地球自转，合成孔径雷达卫星不采用姿态控制技术时，回波信号中包含较大的多普勒中心频率，可达到一万赫兹以上，意味着合成孔径雷达卫星对地观测存在较大的斜视角，会对雷达卫星成像处理与图像应用带来不利的影响，主要体现在以下几个方面：
1.距离徙动量加大，使得点目标响应在距离向弥散，距离向匹配滤波需要考虑距离频谱的三次项，进行二次距离压缩或采用更精确的成像处理算法，增加了算法的运算量与成像处理难度，降低了数据处理的效率；
2.图像几何畸变程度增大，必须采取更加复杂的校正技术，保证雷达图像的相对位置精度和绝对位置精度，增加了图像后处理的负担；
3.星载合成孔径雷达卫星干涉时难以得到足够的多普勒频谱重叠，降低干涉的精度；
4.地球自转速度没有被完全被抵消，在多通道地面慢动目标检测过程中，杂波抑制水平很难得到提高。
1986年，美国人Raney首先研究了合成孔径雷达卫星多普勒中心频率问题，并提出了一种卫星姿态控制技术，得到了广泛的应用。然而，该技术没有考虑卫星运行在椭圆轨道上的情况，只能在圆轨条件下取得最佳的效果。
于泽等人在《Performance Improvement of the SpaceborneThree-Channel SAR-GMTI System：A Novel Satellite Attitude SteeringTechnique》中公开了一种用于地面慢动目标检测的多通道合成孔径雷达卫星二维姿态控制方法，该控制方法主要是基于两次俯仰控制、一次偏航控制。2006 IEEEInternational Geoscience and Remote Sensing Symposium Denver，July，2006：3167-3170。
发明内容
本发明的目的是提出一种适用于合成孔径雷达卫星的二维姿态控制系统。该系统在合成孔径雷达卫星运行于椭圆轨道的情况下，通过运用偏航-俯仰二维姿态控制技术来实现回波信号多普勒中心频率为零，有效地消弱了距离向和方位向的耦合程度，降低了成像处理的难度和运算量。
本发明的一种合成孔径雷达卫星的二维姿态控制系统，包括有下列模块：
一星历参数输出模块，用于对接收的轨道数据进行转化，分别输出第一轨迹参数f＝{a，e，i，ω}、第二轨迹参数f＝{e}和平近点角M；
a表示轨道半长轴，e表示轨道偏心率，i表示轨道倾角，ω表示轨道近心点幅角；
一卫星位置解析模块，该模块对接收的第二轨迹参数f＝{e}和平近点角M采用了开普勒方程的级数解方法进行解析获得真近心角度θ输出；
一期望姿态确定模块，该模块对接收的第一轨道参数f＝{a，e，i，ω}和真近心角度θ采用偏航-俯仰二维姿态模型进行解析获得合成孔径雷达卫星的偏航角ψ和俯仰角最后依据偏航角ψ和俯仰角的输出角度进行合成孔径雷达卫星的姿态控制；
所述偏航-俯仰二维姿态模型中的偏航姿态模型为：
ψ=-arctan[a(1-e2)ωesinicos(θ+ω)-μa(1-e2)(1+ecosθ)2+a(1-e2)ωecosi],]]>式中，a表示轨道半长轴，ω_e表示地球自转角速度，i表示轨道倾角，θ表示真近心角，ω表示轨道近心点幅角，μ表示引力场常数，e表示轨道偏心率；
所述偏航-俯仰二维姿态模型中的俯仰姿态模型为：

(-μa(1-e2)(1+ecosθ)2+a(1-e2)ωecosi)2+[a(1-e2)ωesinicos(θ+ω)]2]]]>
，式中k=1-μa(1-e2)(1+ecosθ)2+a(1-e2)ωecosi>0-1-μa(1-e2)(1+ecosθ)2+a(1-e2)ωecosi<0,]]>k为“1”时是下俯标志位，k为“-1”时是上仰标志位。
所述的合成孔径雷达卫星的二维姿态控制系统中偏航角ψ＝-100°～+100°，俯仰角
本发明的一种合成孔径雷达卫星的二维姿态控制系统的优点在于：
1.采用本发明二维姿态控制系统，使得运行在椭圆轨道上的合成孔径雷达卫星在任意视角下的回波信号的多普勒中心频率为零，最大限度地消弱了距离向和方位向的耦合程度，降低了成像处理的难度和运算量；
2.采用二维姿态控制系统，使得星载合成孔径雷达工作在正侧视状态下，图像几何畸变程度最小，保证了雷达图像的相对位置精度和绝对位置精度，有利于图像后处理；
3.在分布式合成孔径雷达卫星中应用本方法，可以保证多颗雷达卫星之间有足够的多普勒频谱重叠，提高干涉处理的精度；
4.地球自转速度被完全抵消，使得星地相对速度只存在于方位向，非常有益于地面慢动动目标检测，提升杂波抑制水平。
5.针对于泽等人在会议上公开的内容，本发明此次提出的对合成孔径雷达卫星的二维姿态控制系统不同之处在于将俯、仰控制由两次简化为一次，更适于工程实现。
附图说明
图1是本发明合成孔径雷达卫星的二维姿态控制系统的结构图。
图2A是在卫星星体坐标系xyz下，绕y轴顺时针旋转一个角度ψ后形成第一转动坐标系x′y′z′。
图2B是在第一转动坐标系x′y′z′下，绕z′轴逆时针旋转一个角度后形成第二转动坐标系x″y″z″。
图3是经本发明的二维姿态控制后的多普勒中心频率随纬度幅角变化的关系图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明。
本发明是一种合成孔径雷达卫星的二维姿态控制系统，该二维姿态控制系统包括有：
一星历参数输出模块，用于对接收的轨道数据进行转化，分别输出第一轨迹参数f＝{a，e，i，ω}、第二轨迹参数f＝{e}和平近点角M；
在本发明中，一般卫星轨道数据包括有：卫星编号、保密分级、国际标志符、TLE历时、平均运动的一阶时间导数、平均运动的二阶时间导数、BSTAR阻力系数、星历表类型、星历编号、轨道倾角i、轨道升交点赤经、轨道偏心率e、轨道近心点幅角ω、平近点角M、平均运动n、在轨圈数、校验和。由于本发明仅对卫星姿态进行控制，因此仅取其i，e，ω，M，n。
对于卫星轨道数据的转化采用了如下方法：对从轨道数据中提取的轨道倾角i、轨道近心点幅角ω和平近点角M进行单位转换，由度转换为弧度；对从轨道数据中提取的轨道偏心率e除以10⁷；对从轨道数据中提取的平均运动n进行单位转换，由圈/天转换为弧度/秒，然后由引力场常数除以平均运动n(单位：弧度/秒)的平方后取三次方根得到轨道半长轴a；最后分别形成第一轨迹参数f＝{a，e，i，ω}、第二轨迹参数f＝{e}和平近点角M。
一卫星位置解析模块，该卫星位置解析模块对接收的第二轨迹参数f＝{e}和平近点角M采用了开普勒方程的级数解方法进行解析获得真近心角度θ输出；在本发明中，开普勒方程的级数解方法为航天动力学领域中解算卫星位置的常规方法。
一期望姿态确定模块，该期望姿态确定模块对接收的第一轨道参数f＝{a，e，i，ω}和真近心角度θ采用偏航-俯仰二维姿态模型进行解析获得合成孔径雷达卫星的偏航角ψ和俯仰角；最后依据偏航角ψ和俯仰角的输出角度进行合成孔径雷达卫星的姿态控制。
在本发明中，偏航-俯仰二维姿态模型中的偏航姿态模型为：
ψ=-arctan[a(1-e2)ωesinicos(θ+ω)-μa(1-e2)(1+ecosθ)2+a(1-e2)ωecosi],]]>式中，a表示轨道半长轴，ω_e表示地球自转角速度，i表示轨道倾角，θ表示真近心角，ω表示轨道近心点幅角，μ表示引力场常数，e表示轨道偏心率。
在本发明中，偏航-俯仰二维姿态模型中的俯仰姿态模型为：

(-μa(1-e2)(1+ecosθ)2+a(1-e2)ωecosi)2+[a(1-e2)ωesinicos(θ+ω)]2]]]>
，式中，k=1-μa(1-e2)(1+ecosθ)2+a(1-e2)ωecosi>0-1-μa(1-e2)(1+ecosθ)2+a(1-e2)ωecosi<0,]]>k为“1”时是下俯标志位，k为“-1”时是上仰标志位。
参见图2A，图2B所示，在本发明中，将合成孔径雷达卫星的坐标记为xyz(简称为基体坐标)，x轴指向沿合成孔径雷达卫星飞行方向，y轴指向地心方向，z轴指向合成孔径雷达卫星角速度的矢量方向。
为了克服地球自转和非零轨道偏心率对合成孔径雷达卫星成像的影响，本发明人采用了在基体坐标xyz下沿顺、逆时针方向进行偏航角ψ和俯仰角的调整，使得合成孔径雷达卫星在偏航-俯仰二维姿态模型下得到有效的姿态控制。在基体坐标xyz下，绕指向地心方向的y轴沿顺时针方向转动偏航角ψ形成第一转动坐标x′y′z′，然后在第一转动坐标x′y′z′下，绕z′轴沿逆时针方向转动俯仰角形成第二转动坐标x″y″z″，而偏航角ψ＝-100°～+100°，俯仰角
采用本发明的偏航-俯仰二维姿态模型对合成孔径雷达卫星进行二维姿态进行仿真处理，仿真参数设置如下表：


在MATLAB 7.5.0.342(R2007b)软件环境下进行仿真，仿真如图3所示，从图中可以看出，能够在各个视角下使得多普勒中心频率为0。由于多普勒中心频率直接影响合成孔径雷达成像处理效果、图像后处理难度、干涉处理精度和多通道动目标检测性能，因此，采用本发明能够最大限度地消弱距离向(y″)和方位向(x″)的耦合程度，降低了成像处理的难度和运算量；使得图像几何畸变程度最小，有利于得到较高的目标位置精度；保证在进行干涉时多颗合成孔径雷达能够获得足够的多普勒频谱重叠，提高干涉处理的精度；确保星地相对速度只存在于方位向，提升杂波抑制水平，有益于地面慢动动目标检测。