专利名称：：一种分布式卫星合成孔径雷达编队构形方法
技术领域：
：本发明涉及一种分布式卫星编队构形方法，特别涉及适用于多基线千涉测高的一种分布式卫星合成孔径雷达(SAR)编队构形方法。属于信号处理
技术领域：
。(二)
背景技术：
：合成孔径雷达(SyntheticApertureRadar，SAR)卫星是近年来发展十分迅速的一种空间对地观测系统。由于SAR卫星具有全天时、全天候的对地观测能力，并且具有一定的穿透力，因而被广泛的应用于军事侦察、国土测绘、资源探测、海洋观测等领域。干涉合成孔径雷达(InSAR)是将干涉测量技术与SAR处理技术相结合，利用两幅SAR复图像通过干涉处理提取出干涉信息，再对其进行进一步信号处理，生成数字高程图(DigitalElevationModel),从而获取精确的地表三维信息及地形变化信息。基线(即获取同一地面目标的SAR复图像对的两颗卫星质心之间的连线)是星载干涉SAR进行高程测量的必要条件。在干涉测量中，短基线的相位解缠效果较好，但其高程测量精度较低；长基线的相位解缠结果较差，但其干涉灵敏度较高，测高性能较好。因此，研究一种综合长基线和短基线的优势的多基线干涉SAR处理技术，能够同时获得较高的相位解缠效果和高程测量精度，具有非常重要的应用价值。目前，多基线干涉SAR处理技术已成为国内外研究的热点之一。1996年，F.Lombardini和P.Lombardo提出了一种基于极大似然估计法的多基线干涉SAR处理方法；1998年，A.E.Robertson提出了一种基于迭代高程估计算法的多基线干涉SAR处理方法；1999年，A.Ferretti等提出了基于小波变换的多基线干涉DEM(DigitalElevationModel,数字高程图)重构算法。多基线干涉处理技术需要干涉SAR系统根据高程测量精度要求形成不同长度的基线序列，从而将长基线和短基线的优势结合起来，以生成高精度的DEM数据。从理论上讲，单星SAR实现干涉测量可以通过桅杆连接两部天线来实现，这种方式在美国航天局NASA于2000年执行的航天飞机雷达测图计划(ShuttleRadarTopographyMission,SRTM)已经使用过。但是，由于空间桅杆的长度不能太长，严重制约了干涉基线的长度范围，无法形成多基线干涉处理方法中所需的长基线，使得干涉SAR系统的测高性能受到限制。因此，本世纪初基于编队飞行技术的分布式卫星SAR系统应运而生。分布式卫星SAR是利用多颗卫星协同工作，以SAR作为有效载荷的空间对地观测系统，该系统飞行速度稳定，基线配置灵活，能够在卫星轨道周期内提供稳定的干涉基线，还可以提供多种基线的InSAR复图像对，利用多基线干涉技术可以获取全球范围的高精度三维地面高程图，扩展和提升了单星SAR系统的性能和应用领域。美国空军实验室AFRL(AirForceResearchLaboratory)首先提出了"TechSat21计划"，发射了三颗小卫星在近圆轨道上编队飞行，通过不断改变卫星编队构形，对多项分布式卫星的关键技术进行演示验证。2001年，法国宇航局(CNES)的D.Massonnet等提出了一种"千涉转轮"(InterferometryCartwheel)编队构形，该构形是以若干被动式SAR小卫星构成编队，跟随大型SAR卫星(如ENVISAT卫星等)飞行，被动式SAR小卫星通过接收主星SAR的回波信号，获取若干组SAR回波数据以进行干涉处理，实现SAR单程干涉测量等系统任务。德国宇航局(DLR)提出了一种"双螺旋"(Helix)编队构形，并计划应用于正在研制的TanDEM双星编队飞行分布式卫星SAR系统中。多基线干涉处理方法要求多基线干涉SAR系统中的基线设计必须满足最优基线组合(即保证逐步减小高程测量误差的基线长度序列)约束条件，否则难以发挥长、短基线组合的优势，达到提高测高精度的目的。目前的分布式卫星SAR编队构形，主要强调如何在轨道周期内形成稳定的干涉基线，未将最优基线组合的要求作为设计约束条件，不能有效地利用多基线干涉SAR处理方法来提高地形测量精度。本发明紧密结合多基线干涉SAR信号处理技术，根据最优基线组合约束条件的要求，提出了一种新的分布式卫星SAR编队构形及设计方法。该编队构形中，各编队卫星围绕构形中心(即虚拟参考卫星的质心)呈"一字形"排列，即轨道周期内任意时刻各编队卫星质心的连线为直线且通过构形中心(即虚拟参考卫星的质心)，其绕飞轨迹在相对坐标系中垂直轨迹平面上的投影呈"同心环"的形状，因此将其简记为"同心环"构形。SAR有效载荷具备左右侧视功能，随分布式卫星在轨道周期内的相对位置变化进行切换，从而保证了系统在任意时刻都能满足最优基线组合约束条件，可以通过多基线干涉处理技术获取高精度的DEM产品。
发明内容1、目的本发明的目的是为了提供一种分布式卫星合成孔径雷达编队构形方法，该方法克服了现有技术的不足，它圆满地解决了现有分布式卫星形成的多基线难以实现10最优基线组合的问题，提出了一种"同心环"编队构形，并将多基线干涉SAR的最优基线组合约束条件作为设计输入参数，通过设计雷达天线视角的控制规律，实现分布式卫星SAR系统在轨道运行周期内任意时刻均满足最优基线组合约束条件的设计要求，为分布式卫星SAR系统通过多基线干涉SAR处理方法获得高精度的DEM产品提供了基础。2、技术方案本发明是一种分布式卫星SAR编队构形方法，具体操作步骤如下-步骤l:分布式卫星编队构形设计及绕飞轨迹方程确定(a)定义分布式卫星相对坐标系为了描述以虚拟参考卫星为中心呈"一"字排列的编队卫星的绕飞轨迹，定义以虚拟参考卫星为坐标原点的相对坐标系，相对坐标系的x轴指向参考卫星的飞行方向，:v轴指向参考卫星的矢径方向，z轴垂直于参考卫星的轨道平面，构成右手直角坐标系。根据该定义，相对坐标系中的E平面构成垂直轨迹平面，是形成干涉SAR空间基线的投影平面。(b)设计"同心环"编队构形分布式卫星编队飞行的绕飞轨迹方程的通式为-4)=2ate*.sin1)+&[A%+cos(,r).AQA]z*(0=.sin一a*sin(4)△。*cos式(1)中，A(f)、hG)和^(f)表示f时刻绕飞卫星在相对坐标系中的位置坐标，&表示第A颗绕飞卫星&运行轨道的半长轴，^表示轨道偏心率，化表示编队卫星的平均角速度，/,表示参考卫星的轨道倾角，^表示第it颗绕飞卫星&在编队构形中的初始相角，A/pA^和AJ^分别表示绕飞卫星&的轨道倾角、近地点角距和升交点角距相对于参考卫星轨道要素的差值。为了保证分布式卫星在运动过程中形成稳定的基线，在卫星绕飞过程中同一时刻形成的各空间基线与水平面的夹角(即基线倾角)相等，并且各垂直轨迹基线的长度满足多基线干涉处理中对基线长度的要求，多颗绕飞卫星与参考卫星在初始时刻应位于一条直线上，按照相同的绕飞角速度运动，且多颗卫星的绕飞轨迹在垂直轨迹平面的投影为同心圆。根据上述要求及分布式卫星编队飞行的绕飞轨迹方程的通式可以得出"同心环"编队构形的参数条件△<y4=—cos(/r).AQ4<A/t=VC0S(%)(2)式(2)中，^表示第A;颗绕飞卫星&的轨道偏心率，％表示&在编队构形中的初始相角，/,表示参考卫星的轨道倾角，△々、A^和AQ,分别表示绕飞卫星&的轨道倾角、近地点角距和升交点角距相对于参考卫星轨道要素的差值。(c)确定"同心环"构形中编队卫星的绕飞轨迹方程将式(2)代入式(1)即可得到适用于多基线干涉处理的分布式卫星的绕飞轨迹方程，即第ifc颗绕飞卫星&在相对坐标系中的绕飞轨迹方程h(0=as((V-%)(3)式(3)中，^G)、hG)和A(^表示r时刻绕飞卫星在相对坐标系中的位置坐标，&表示卫星&运行轨道的半长轴，q表示轨道偏心率，化表示编队卫星的平均角速度，％表示&在编队构形中的初始相角。从式(3)可以看出，绕飞卫星&的绕飞轨迹在相对坐标系中轨道平面(^7)上的投影为椭圆，在水平面(忍)上的投影为直线，在垂直轨迹平面(KZ)上的投影为正圆，如式(4)所示4)=24)(4).乂(0+z"fX=么2式(4)中，A(f)、h(f)和z"f)表示f时刻绕飞卫星在相对坐标系中的位置坐标，"t表示第it颗绕飞卫星&运行轨道的半长轴，^表示轨道偏心率，表示第A:颗绕飞卫星&的绕飞轨迹在垂直轨迹平面的投影圆的半径，通过调节^的大小使各卫星的绕飞轨迹在垂直轨迹平面内形成同心圆。步骤2:分布式卫星初始时刻最优基线长度范围确定(a)根据分布式卫星数目确定最优基线序列的基线数目如果"同心环"编队构形由7V颗分布式卫星构成，编号分别为S,&，，&，，&，则设计的最优基线序列中的干涉基线数目为w-i，分别记为A，^，…,(b)计算初始时刻的垂直轨迹方向和沿轨迹方向的极限基线对于分布式卫星而言，基线在垂直轨迹方向(距离向)和沿轨迹方向(方位向)都存在分量，当沿距离向和方位向的基线长度增大到某个值时，SAR复图像将失去相关性，因此垂直轨迹方向和沿轨迹方向均存在极限基线，根据式(5)计算初始时刻的垂直轨迹极限基线5^和沿轨迹极限基线^^，则初始时刻分布式卫星所形成的基线在垂直轨迹方向和沿轨迹方向的长度均应小于相应的极限基线。5_Aitan(0-〃)prcos(e-a。)(5)"。c--^~/。sinp式(5)中，A为波长，0为视角，^为斜视角，"为地形坡度，a。为初始时刻的基线倾角(即初始时刻各卫星质心的连线与水平面的夹角)，/表示形成基线的两个雷达距目标的平均斜距，根据空间几何关系采用式(6)近似计算，式(6)中"为参考卫星的轨道半长轴，A为地球半径，^和p。分别为距离向和方位向分辨率，根据式(7)计算，式(7)中c表示光速，^表示雷达信号带宽，D表示方位向天线尺寸。及=ocos0-V(a-cos0)2-a2+ie2(6)^(7)其中初始时刻的基线倾角"。由初始时刻卫星的位置决定，而卫星在初始时刻的位置通过初始相角^进行设置，在本发明中，卫星在初始时刻的位置按下述两种情况进行设置，可根据需要选择其中一种。当初始时刻卫星的连线垂直于水平面时(即基线倾角"。=90°)，炉,昏+(-l)1,"l，2,…J(8)当初始时刻卫星的连线平行于水平面时(即基线倾角"。=0°)，l广'f,"1，2，…J(9)(C)确定初始时刻的最优基线序列A,52，…，&,…,中A和的取值范围根据最优基线估计模型得到干涉SAR高程测量精度cr,-<formula>formulaseeoriginaldocumentpage14</formula>(10)式(10)中，p"、^^，表示干涉系统的距离向分辨率，c为光速；5，、^—A/，表示干涉系统的信号带宽，A为雷达系统信号带宽；厶/丄2麵"—";)，表示同一目标的回波频率在位置不同的天线中的频率偏移，义为波长，B为基线长度，^为雷达天线视角，a。为初始时刻的基线倾角，7为形成基线的两个雷达距目标的平均斜距，由式(6)计算，；5为地形坡度；A0=-^~~^，表示空间基线5引入的视角差；57^'"^=——-^，表示SAR干涉处理的信噪比，S7Vi雷达系统的信噪比；A/十(《。？纖)『=~~^——^，表示雷达距离分辨单元的横截距。将雷达参数代入式(10)，可知仅为5的函数，在MATLAB中设定一组一定范围内且间距足够小的S值，求出这组值所对应的一组&，然后找出这组值中的最小值C7^，该最小值所对应的B即为使R达到最小的基线长度，记为A,则A和^^,的取值应满足式(1I)所示的条件。<formula>formulaseeoriginaldocumentpage14</formula>(11)步骤2的实施条件是获取初始时刻的雷达系统参数、所观测地形的参数和参考卫星的轨道参数，包括雷达波长/U下视角^、斜视角^、信号带宽A、方位向天线尺寸￡>、雷达系统的信噪比SiV/、初始时刻的基线倾角a。、地形坡度/、参考卫星的轨道半长轴a、光速c，地球半径A，卫星数目iV。步骤3:根据多基线干涉处理方法确定分布式卫星初始时刻的最优基线序列分布式卫星初始时刻的最优基线序列的确定方法是由多基线干涉处理中采用的处理方法决定的，不同的处理方法则有不同的最优基线序列确定方法，下面根据相关文献以多基线干涉极大似然法为例进行说明。(a)设定最优基线序列的第iV-l条基线的长度^—,根据多基线干涉极大似然法的原理及步骤2中确定的基线范围，选取^^=5。，其中5。为使干涉SAR高程测量精度达到最小时所对应的基线长度。(b)求解初始时刻的最优基线序列^,B2,…,&，，由多基线干涉极大似然法的原理可知，当A，A,…,A,…,A一,为一组等差数列时，关于干涉相位^的极大似然函数丄(伊)为周期函数，且周期为2(W-1)"，此时得到的干涉相位图条纹数是直接由长基线5^^获得的干涉相位图条纹数的^倍，使相位解缠易于进行，即该条件下的基线序列A,A,…,A,…，A-,为最优基线序列，可根据式(12)进行计算，式(12)中5,表示第/条基线的长度。A《,-iL,Z-l,2，…,iV-2(12)''+'〃-l步骤3的实施条件是分布式卫星数目和步骤2中求得的使干涉SAR高程测量精度达到最小时所对应的基线长度5。。步骤4:分布式卫星编队构形中每颗卫星的轨道参数确定为了使绕飞卫星在绕飞过程中任意时刻均位于过虚拟参考卫星的直线上，各卫星间所形成的长、短基线与水平面的夹角(即基线倾角)相等，且将该构形与多基线干涉处理结合起来，使设计出的"同心环"构形所形成的基线满足多基线干涉处理的要求，可根据式(13)和式(14)设置参数<formula>formulaseeoriginaldocumentpage15</formula>式(13)和式(14)中，a为虚拟参考卫星的轨道半长轴，^表示第A颗绕飞卫星&运行轨道的半长轴，^表示轨道偏心率，^表示&的绕飞轨迹在垂直轨迹平面的投影圆的半径，化表示编队卫星的平均角速度，//为引力常数，iV表示卫星数目，A表示第A:颗绕飞卫星&，A，^,…,A,…,5」w表示iV颗绕飞卫星在初始时刻形成的基线序列，可根据步骤3确定。根据步骤1中的"同心环"编队构形的参数条件(如式(2)所示)及式(13)和式(14)可得各卫星的轨道参数，如(15)所示，hl，2，…,7V(15)Qt=Qr+et.esc.sin%化式(15)中，iV表示分布式卫星数目，a为虚拟参考卫星的轨道半长轴，f,表示参考卫星的轨道倾角，fi,表示参考卫星的升交点赤径，^表示第A颗绕飞卫星&的轨道半长轴，^表示轨道偏心率，^表示轨道倾角，a表示近地点幅角，04表示升交点赤径，^表示过近地点时刻，w,表示编队卫星的平均角速度，；表示&的绕飞轨迹在垂直轨迹平面的投影圆的半径，^表示卫星的初始相角可根据式(8)或式(9)进行设置。步骤4的实施条件是获取参考卫星的轨道参数及初始时刻绕飞卫星形成的基线序列，包括轨道半长轴"、轨道偏心率e、轨道倾角/一近地点幅角A、升交点赤径Q一过近地点时刻7"、初始时刻最优基线序列B,^,…,^，…,5^、引力常数//。步骤5:计算一个轨道周期内的有效基线和垂直轨迹基线有效基线是指两颗卫星所形成的空间基线在视线方向的分量，有效基线的长度决定了干涉性能的好坏，有效基线长则干涉性能好，反之，则干涉性能差；垂直轨迹基线是指两颗卫星所形成的空间基线在垂直于卫星飞行方向的分量。(a)计算每颗卫星在一个轨道周期内任意时刻的位置坐标将步骤4中求得的每颗卫星的轨道参数代入分布式卫星在相对坐标系下的绕飞轨迹方程，求得相对坐标系下每颗卫星在一个轨道周期内任意时刻Kosz《r，r为轨道周期)的位置坐标，如式(16)所示&(,)=2wsi+/i),力(0-"A.cos("/-%),"1,2，…，W(16)5(0="*Vsi+/-%)式(16)中，&(/)、aG)和&(,)表示"寸刻绕飞卫星在相对坐标系中的位置坐标，a表示卫星&运行轨道的半长轴，4表示轨道偏心率，化表示编队卫星的平均角速度，%表示卫星&在编队构形中的初始相角，JV表示卫星数目，A表示第A颗卫星。(b)根据卫星的位置坐标计算空间基线长度和垂直轨迹基线长度由每颗卫星的位置坐标求得进行干涉的两颗卫星形成的空间基线的长度，假设第A颗卫星&与第/颗卫星S(A^l，2,…,iV，/-1或2，且AW)进行干涉，则这两颗卫星形成的空间基线长度A,和垂直轨迹基线长度^^分别如式(17)和式(18)所示式(17)和式(18)中，A,表示卫星&与卫星S,形成的空间基线的长度，^^表示卫星&与卫星&形成的垂直轨迹基线的长度，力(/)、^(/)表示第^颗卫星在相对坐标系下的位置坐标，x,(/)、为(/)、z,()表示第/颗卫星在相对坐标系下的位置坐标。注意本发明中的"同心环"构形中分布式卫星以参考卫星为中心呈"一"字排列，且均匀分布在参考卫星的两侧，离参考卫星最近的两颗卫星S,和&的绕飞轨迹重合，S,和&形成第1条基线(即最短的基线)，第it颗卫星&(3^A^AO与S或&形成第/(2^^W-l)条基线，若&与S,的直线距离较大，则与S,形成基线，反之，则与52形成基线。(c)根据有效基线长度进行雷达左右视选择进行干涉的两颗卫星&和S,所形成的空间基线矢量《和基线倾角(即空间基线矢量与水平面的夹角)分别如式(19)和式(20)所示&+"，zw)r=(A(d(,),A(,)—为(/)，A(f)一z々)f(19)&=90°-arccos(20)式(19)中，a(,)、a(O、^(0表示第A颗卫星在相对坐标系下的位置坐标，a(f)、z,(/)表示第/颗卫星在相对坐标系下的位置坐标，&、x,、^分别表示相对坐标系下的基线矢量i^在相对坐标系的X轴、Y轴、Z轴的分量；式(20)中^,表示基线17倾角，&、」、^与式(19)中含义相同。注意计算绕飞卫星基线矢量时应使所有基线矢量的方向一致，即式(19)中应满足a(0^a(,),a(,)^乂(0，；(0$z'(,)。分别在雷达左右视条件下(即雷达下视角为相反数)，根据式(21)进行坐标转换，得到天线坐标系下的基线矢量iL:4=("")"。,A(21)noo、式(21)中，4。=0cos0-sinP0sinPcosP，其中9为雷达下视角，分左视两种情况进行计算；&、&、^分别表示天线坐标系下的基线矢量^^在天线坐标系的x轴、Y轴、z轴的分量，《,为相对坐标系下的基线矢量，4。表示相对坐标系到天线坐标系的坐标转换矩阵。由式(21)计算基线矢量g,与视线方向(天线坐标系的Y轴)的夹角^:4=雄。s(22)式(22)中，么,表示第it颗卫星与第/颗卫星在天线坐标系下形成的基线矢量4/与视线方向的夹角，xw、a、^分别表示基线矢量^在天线坐标系的X轴、Y轴、Z轴的分量。则由式(23)可计算出第ifc颗卫星与第/颗卫星形成的有效基线长度W《(23)式(23)中，5^表示第A颗卫星与第/颗卫星形成的有效基线长度，A,表示第A颗卫星与第/颗卫星形成的空间基线长度，&表示第A颗卫星与第/颗卫星在天线坐标系下形成的基线矢量g,与视线方向的夹角。根据有效基线长度进行雷达左右视的选择，即当雷达左视条件下计算得到的有效基线长度较大时，雷达选择左视，反之，雷达选择右视。按照上述步骤即可确定编队卫星在一个轨道周期内任意时刻雷达系统的视角。(d)计算进行干涉的两颗卫星形成的有效基线长度根据步骤5(c)确定雷达在一个轨道周期内任意时刻/(os,《r)的视角后(即雷达左右视选定后)，再根据式(21)、式(22)、式(23)重新计算进行干涉的两颗卫星&和S,在时刻f形成的有效基线长度。步骤5的实施条件是获取编队卫星在相对坐标系下的位置坐标;^(/)、h(,)、(A:二l，2，…,iV)和雷达左右视条件下的视角。3、优点及功效本发明提供的分布式卫星"同心环"编队构形设计方法的优点为(1)本方法提供的"同心环"编队构形能够形成稳定的基线和基线倾角并且适用于InSAR多基线干涉处理。(2)本方法提供的"同心环"构形中卫星的绕飞轨迹在垂直轨迹平面内的投影为同心圆，同心圆的半径由多基线千涉处理中所需的基线序列决定，从而将该构形与多基线干涉处理结合起来，有效地实现了多基线干涉处理方法。(3)本方法通过巧妙设置编队卫星的初始相角，使编队卫星在初始时刻所形成的基线在通过参考卫星的一条直线上，且每颗卫星设置相同的轨道半长轴和角速度，从而保证了轨道周期内同一时刻编队卫星形成的几条基线的基线倾角相同但基线长度不同，既满足了后续多基线干涉处理的要求又给其提供了方便。(4)本方法按照多基线干涉处理中的最优基线设置初始时刻的垂直轨迹基线，并通过巧妙设置每颗卫星的轨道参数，使整个轨道周期内卫星形成的几条垂直轨迹基线长度与初始时刻的垂直轨迹基线相等，从而保证了卫星在轨道周期内任意时刻形成的基线均满足多基线千涉处理对基线的设计要求。(5)本方法通过比较雷达左右视情况下编队卫星在轨道周期内任意时刻形成的有效基线(空间基线在视线方向的分量)长度，进行雷达左右视的选择，保证了在轨道周期内任意时刻编队卫星形成的有效基线最佳(即有效基线较长)。图1为本发明实现方法的步骤流程示意图2为本发明"同心环"构形在相对坐标系中的绕飞轨迹示意图；图3为"同心环"构形在一个轨道周期内所形成的空间基线示意图；图4为"同心环"构形在一个轨道周期内所形成的有效基线示意19图5为"同心环"构形在一个轨道周期内所形成的垂直轨迹基线示意图；具体实施例方式下面将以一颗虚拟参考卫星和另外五颗分布式卫星的编队构形设计为例来具体说明本文提出的"同心环"构形设计方法的实现步骤。本发明一种分布式卫星SAR编队构形的设计方法，其具体操作步骤如下步骤l:分布式卫星编队构形设计及绕飞轨迹方程确定(a)定义分布式卫星相对坐标系相对坐标系以虚拟参考卫星为坐标原点，x轴指向参考卫星的飞行方向，；;轴指向参考卫星的矢径方向，z轴垂直于参考卫星的轨道平面，构成右手直角坐标系。(b)根据多基线干涉处理要求求出"同心环"编队构形的参数条件分布式卫星编队飞行的绕飞轨迹方程的通式为A(0=2flA.sin+A+cos(z;)A"]'A(0-"/^舊(^Vl)，hl，2，…，5(24)&(0=一*sin-"Asin(z;)AQ4cos式(24)中，&(小A(,)和^W表示,时刻绕飞卫星在相对坐标系中的位置坐标，&表示第A颗绕飞卫星&运行轨道的半长轴，、表示轨道偏心率，^表示编队卫星的平均角速度，/,表示参考卫星的轨道倾角，^表示第A颗绕飞卫星&在编队构形中的初始相角，Aw,和M^分别表示绕飞卫星&的轨道倾角、近地点角距和升交点角距相对于参考卫星轨道要素的差值。根据多基线干涉处理要求得出"同心环"编队构形的参数条件，如式(24)所示A化=-cos(/r).AQt<=et.cos(%)X2,…，5(25)△Q*、.sin(^)'csc(/,)式(25)中，q表示第fc颗绕飞卫星&的轨道偏心率，z',表示参考卫星的轨道倾角，％表示第&颗绕飞卫星&在编队构形中的初始相角，A4、A^和AQt分别表示绕飞卫星^的轨道倾角、近地点角距和升交点角距相对于参考卫星轨道要素的差值。(c)确定编队卫星的绕飞轨迹方程将式(25)中的参数条件代入式(24)中即得第/k颗卫星&在相对坐标系中的绕飞轨迹方程，如式(26)所示A(0=2a,t-sin(w/-'A(0=Wc。s(w/-%),"1,2,…,5(26)式(26)中，A(^、^(/)表示f时刻绕飞卫星在相对坐标系中的位置坐标，^表示卫星&运行轨道的半长轴，q表示轨道偏心率，化表示编队卫星的平均角速度，%表示&在编队构形中的初始相角。步骤2:分布式卫星初始时刻最优基线长度范围确定(a)根据分布式卫星数目确定最优基线序列的基线数目该实例中分布式卫星数目为5，则最优基线序列数目为4，记为A,A,^,A。(b)计算垂直轨迹方向和沿轨迹方向的极限基线该实例中主要参数如表1所示。表l主要参数设计参数取值波长；t(m)0.24带宽5w(MHz)60.0采样率乂(MHz)66.6脉冲重复频率；r/(Hz)l卯O下视角^(°)30.0脉冲宽度r(卢)33斜视角^r)卯方位向天线尺寸D(m)9信噪比SAW(犯)10初始相角"of)90地形坡度yff(°)0参考卫星轨道半长轴fl(m)7000000.021地球平均半径&(m)6371140.0根据式(27)计算垂直轨迹极限基线Sw和沿轨迹极限基线S。,及=prcos((9—a。)(27)/。sinp式(27)中，及表示形成基线的两个雷达距目标的平均斜距，根据空间几何关系采用式(28)近似计算；A和p。分别为距离向和方位向分辨率，根据式(29)计算。P。=25w1"(28)(29)根据表1中的参数计算出^^-81864.9m，5。e=39387.27m，则分布式卫星在初始时刻所形成的基线在垂直轨迹方向和沿轨迹方向的长度均应小于相应的极限基线。(c)确定最优基线序列B,,B2，…，^,..,中A和^—,的取值范围干涉SAR高程测量精度^为12cos26*+、2「0.6.『Y+|-(及(30)式(30)中，y^sar=25//war，表示干涉系统的距离向分辨率；Sr^-A-4/"，表示干涉系统的信号带宽，A为雷达系统信号带宽；A,-m";)，表示同一目标的回波频率在位置不同的天线中的频率偏移，S为基线长度，P为雷达天线视角，《。为初始时刻的基线倾角，i为形成基线的两个雷达距目标的平均斜距，"为地形坡度；凡—-J■、*國、-Tt/.I、—~II、上L丄mA/.、■/.*~、'n,M(VTI*2Bcos(6>-a)，表示空间基线5引入的视角差；A/+(《w/SJV/、，表示SAR干涉处理的信噪比，5TV及雷达系统的信噪比；『=~~^"、，表示雷达距离分Ztan(P-〃)辨单元的横截距。将表1中的参数代入式(29),可知仅为5的函数，在MATLAB中设定一组一定范围内且间距足够小的万值，求出这组值所对应的一组，然后找出这组值中的最小值C7^,与该最小值对应的基线长度即最优基线长度，记为S。，该实例中求得5。=20686.0m，则^和^—,的取值应满足式(31):<formula>formulaseeoriginaldocumentpage23</formula>步骤3:确定分布式卫星初始时刻的最优基线序列分布式卫星初始时刻的最优基线序列的确定方法是由多基线干涉处理中采用的处理方法决定的，不同的处理方法则有不同的最优基线序列确定方法，下面根据相关文献以多基线干涉极大似然法为例进行说明。(a)设定最优基线序列的第JV-1条基线的长度B^,该实例中=5，则第4条基线长度B4=B。=20686.0m(b)求解初始时刻的最优基线序列A,^,，A,，初始时刻的最优基线序列A，^,…,A，…,^—,由式(32)计算5,=5,+'-^L，/=l，2，.-'，iV-2则该实例中的最优基线序列^，52，53，^4的长度如式(33)所示:(32)<formula>formulaseeoriginaldocumentpage23</formula>步骤4:形成"同心环"构形的编队卫星的轨道参数确定设置参考卫星的轨道参数半长轴a=7000000.0m、偏心率^=0.0、轨道倾角/,-98.(T、近地点幅角《,=0.0°、升交点赤径^=30.0°、过近地点时刻r-0"根据式(34)求得编队卫星的平均角速度^，其中引力常数〃-3.986013xlO"。%=、斗=0.001078rad/s(34)"同心环"编队构形中绕飞卫星的轨道参数如(35)所示:<formula>formulaseeoriginaldocumentpage24</formula>式(35)中，it表示第it颗绕飞卫星，^表示第A:颗绕飞卫星&的轨道半长轴，^表示轨道偏心率，^表示轨道倾角，A表示近地点幅角，Qt表示升交点赤径，^表示过近地点时刻；编队卫星的平均角速度化由式(34)计算，；;表示&的绕飞轨迹在垂直轨迹平面的投影圆的半径，该实例中的计算结果如式(36)所示，^表示卫星的初始相角，由式(37)确定。。=r2=f=2585.75mr3=万2-17757.25m322r4^广A-12928.75m432r5=54-A=18100.25m2(36)(37)将各参数代入式(35)计算得到编队卫星的轨道参数如表2所示。表2编队卫星轨道参数结果轨道参数参考卫星《S27000.07000.07000.07000.07000.07000.00.00.00036940細36940.00110820.0018470還58570.0180.00.0180.00.0《。)98.098.02197.97998.06397.89498.14824<table>tableseeoriginaldocumentpage25</column></row><table>步骤5:计算一个轨道周期内的有效基线和垂直轨迹基线(a)计算每颗卫星在一个轨道周期内任意时刻的位置坐标将表2中的轨道参数代入分布式卫星在相对坐标系中的绕飞轨迹方程(见式(26))，求得相对坐标系下第yt颗卫星在一个轨道周期内任意时刻KOS/《r)的位置坐标x,(0、A(O、4)。(b)根据卫星的位置坐标计算空间基线的长度和垂直轨迹基线长度计算五颗卫星形成的4条空间基线的长度及相应的垂直轨迹基线的长度，分别如式(38)和式(39)所示，其中，A,A,A,A表示4条空间基线的长度，^，A2，A3，^4表示4条垂直轨迹基线的长度，x"O、A(O、^W("l，2,3,4，5)分别表示第fc颗卫星在一个轨道周期内任意时刻K0SfSr)的位置坐标。<formula>formulaseeoriginaldocumentpage25</formula>(c)根据有效基线长度进行雷达左右视选择根据技术方案中所述的编队卫星形成基线的规律，在该实例中假设卫星s和&形成第1条基线，卫星&和&形成第2条基线，卫星&和^形成第3条基线，卫星55和&形成第4条基线，则五颗卫星形成的空间基线矢量和基线倾角分别如式(40)和式(41)所A=(a，x，5)r=(a(0-aW,力(0-4),"0_&(Of《=(x2,y2,z2卩=(x3)-x2),4)-,z3(0-z2(OfA=(a)r=(a(,)-&)，a(0-^W,a(0-z4S4=(W4f+5W-&(0,少5(,)-A(0,Z5(,)-22(Of(40)or,.=■90°—arccos,i=l，2，3，4(41)其中，A,化，A,A表示相对坐标系下五颗卫星形成的空间基线矢量，x,、乂、z,(!、l，2,3，4)表示第/个空间基线矢量在相对坐标系的三个坐标轴的分量，x"0、ytW、^W("l,2,3，4,5)分别表示第it颗卫星在一个轨道周期内任意时刻K0《"r)的位置坐标，A，^,A,A表示五颗卫星形成的基线的倾角。注意:各基线矢量的方向应一致，在该实例中基线矢量的方向均沿相对坐标系Y轴正向。设雷达左视时视角0=-30°，雷达右视时0=30°，在两种情况下进行坐标转换，得到天线坐标系下的基线矢量.--「100、i:=(x,,,)r=d4=0cos^-sin^0sin夕cos夕"=1,2,3,4(42)式(42)中，5,:表示天线坐标系下的基线矢量，；c,、乂、z,分别表示基线矢量5,'在天线坐标系的X轴、Y轴、Z轴的分量，4。表示相对坐标系到天线坐标系的坐标转换矩阵，《表示相对坐标系下的基线矢量。求出天线坐标系下的基线矢量^与视线方向(天线坐标系的Y轴)的夹角《^=arccos乂《+乂+z,,!=1,2,3,4(43)式(43)中，《表示天线坐标系下形成的基线矢量S,'与视线方向的夹角，x,、乂.、^分别表示基线矢量我在天线坐标系的X轴、Y轴、Z轴的分量。则由式(44)可计算出有效基线长度A,:A=S,-cos《,/=l,2，3，4(44)式(44)中，A,表示有效基线长度，g表示空间基线长度，《表示天线坐标系下形成的基线矢量g与视线方向的夹角。根据有效基线长度进行雷达左右视的选择，即当雷达左视条件下计算得到的有效基线长度较大时，雷达选择左视，反之，雷达选择右视。按照上述步骤即可确定编队卫星在一个轨道周期内任意时刻雷达系统的视角。(d)计算有效基线长度A根据步骤5(c)确定雷达在一个轨道周期内任意时刻K0^^r)的视角^后(即雷达左右视选定后)，再根据式(42)、式(43)、式(44)重新计算五颗卫星在时刻,形成的有效基线长度^,(/=1，2,3,4)。根据步骤4和步骤5求得各绕飞卫星的轨道参数和它们所形成的基线长度和基线倾角后，就可以进行后续仿真和图像处理，进而验证干涉性能。见图2图5所示，为具体实施方式中的实例的仿真结果，下面对这些仿真结果进行说明-(a)图2所示为"同心环"构形中的编队卫星在相对坐标系下的绕飞轨迹。图中的"小圆点"表示五颗卫星，图示"小圆点"的位置为卫星初始时刻的位置，从上到下的"小圆点"依次表示卫星&、S3、S、S2、&，其中，S,和&形成基线A，^和&形成基线^，^和&形成基线53，55和52形成基线&，五颗卫星的绕飞轨迹在垂直轨迹平面的投影为同心圆，在水平面的投影为直线，在轨道平面的投影为同心椭圆，且卫星位于通过参考卫星的一条直线上。(b)图3所示的四条曲线分别表示五颗卫星形成的空间基线的长度在一个轨道周期内的变化规律，从上到下依次为基线A、53、52、A;从图中可以看出，卫星在南北极附近形成的空间基线长度最长，在赤道附近形成的空间基线长度最短，由赤道向南北极飞行时空间基线长度递增，从南北极向赤道飞行时空间基线长度递减。(c)图4所示的四条曲线分别表示五颗卫星形成的有效基线的长度在一个轨道周期内的变化规律，从上到下依次为基线化、A、52、51;从图中可以看出，卫星在南北极附近形成的有效基线长度最短，这是因为卫星在南北极附近时形成的基线矢量与视线方向的夹角最接近于90度。(d)图5所示的四条曲线分别表示五颗卫星形成的垂直轨迹基线的长度在一个轨道周期内的变化规律，从上到下依次为基线化、B3、B2、51;从图中可以看出，卫星在整个轨道周期内形成的垂直轨迹基线长度保持不变且等于初始时刻的垂直轨迹基线，这样就保证了卫星在轨道周期内任意时刻形成的基线均满足多基线干涉处理对基线的设计要求。权利要求1、一种分布式卫星合成孔径雷达编队构形方法，其特征在于该方法具体操作步骤如下步骤1分布式卫星编队构形设计及绕飞轨迹方程确定(a)定义分布式卫星相对坐标系相对坐标系是以虚拟参考卫星为坐标原点，x轴指向参考卫星的飞行方向，y轴指向参考卫星的矢径方向，z轴垂直于参考卫星的轨道平面，构成右手直角坐标系；(b)设计“同心环”编队构形分布式卫星编队飞行的绕飞轨迹方程的通式为式(1)中，xk(t)、yk(t)和zk(t)表示t时刻绕飞卫星在相对坐标系中的位置坐标，ak表示第k颗绕飞卫星Sk运行轨道的半长轴，ek表示轨道偏心率，ωs表示编队卫星的平均角速度，ir表示参考卫星的轨道倾角，表示第k颗绕飞卫星Sk在编队构形中的初始相角，Δik、Δωk和ΔΩk分别表示绕飞卫星Sk的轨道倾角、近地点角距和升交点角距相对于参考卫星轨道要素的差值；为了保证分布式卫星在运动过程中形成稳定的基线，在卫星绕飞过程中同一时刻形成的各空间基线与水平面的夹角即基线倾角相等，并且各垂直轨迹基线的长度满足多基线干涉处理中对基线长度的要求，多颗绕飞卫星与参考卫星在初始时刻应位于一条直线上，按照相同的角速度运动，且多颗卫星的绕飞轨迹在垂直轨迹平面的投影为同心圆；根据上述要求及分布式卫星编队飞行的绕飞轨迹方程的通式可以得出“同心环”编队构形的参数条件式(2)中，ek表示第k颗绕飞卫星Sk的轨道偏心率，表示Sk在编队构形中的初始相角，ir表示参考卫星的轨道倾角，Δik、Δωk和ΔΩk分别表示绕飞卫星Sk的轨道倾角、近地点角距和升交点角距相对于参考卫星轨道要素的差值；(c)确定“同心环”构形中编队卫星的绕飞轨迹方程将式(2)代入式(1)得到“同心环”构形的编队卫星的绕飞轨迹方程，即第k颗绕飞卫星Sk在相对坐标系中的绕飞轨迹方程式(3)中，xk(t)、yk(t)和zk(t)表示t时刻绕飞卫星在相对坐标系中的位置坐标，ak表示卫星Sk运行轨道的半长轴，ek表示轨道偏心率，ωs表示编队卫星的平均角速度，表示Sk在编队构形中的初始相角；步骤2分布式卫星初始时刻最优基线长度范围确定(a)根据分布式卫星数目确定最优基线序列的基线数目如果“同心环”编队构形由N颗分布式卫星构成，编号分别为S1，S2，…，Sk，…，SN，则设计的最优基线序列中的干涉基线数目为N-1，分别记为B1，B2，…，Bk，…，BN-1；(b)计算初始时刻的垂直轨迹方向和沿轨迹方向的极限基线根据式(4)计算初始时刻的垂直轨迹极限基线Bnc和沿轨迹极限基线Bac，则初始时刻分布式卫星所形成的基线在垂直轨迹方向和沿轨迹方向的长度均应小于相应的极限基线(4)式(4)中，λ为波长，θ为视角，为斜视角，β为地形坡度，R表示形成基线的两个雷达距目标的平均斜距，根据空间几何关系采用式(5)近似计算，其中a为参考卫星的轨道半长轴，Re为地球半径ρr和ρa分别表示距离向和方位向分辨率，根据式(6)计算，其中c表示光速，Bw表示雷达信号带宽，D表示方位向天线尺寸α0为初始时刻的基线倾角即初始时刻各卫星质心的连线与水平面的夹角，由初始时刻卫星的位置决定，而卫星在初始时刻的位置通过初始相角进行设置，在本发明中，卫星在初始时刻的位置按下述两种情况进行设置，可根据需要选择其中一种当初始时刻卫星的连线垂直于水平面时即基线倾角α0＝90°，当初始时刻卫星的连线平行于水平面时即基线倾角α0＝0°，(c)确定初始时刻的最优基线序列B1，B2，…，Bk，…，BN-1中B1和BN-1的取值范围根据最优基线估计模型得到干涉SAR高程测量精度σh式(9)中，表示干涉系统的距离向分辨率，c为光速；表示干涉系统的信号带宽，Bw为雷达系统信号带宽；表示同一目标的回波频率在位置不同的天线中的频率偏移，λ为波长，B为基线长度，θ为雷达天线视角，α0为初始时刻的基线倾角，由初始相角决定，R为形成基线的两个雷达距目标的平均斜距，由式(5)计算，β为地形坡度；表示空间基线B引入的视角差；表示SAR干涉处理的信噪比，SNR雷达系统的信噪比；表示雷达距离分辨单元的横截距；将雷达系统参数代入式(9)，可知σh仅为B的函数，在MATLAB中设定一组一定范围内且间距足够小的B值，求出这组值所对应的一组σh，然后找出这组值中的最小值，该最小值所对应的B即为使σh达到最小的基线长度，记为Bo，则B1和BN-1的取值应满足式(10)所示的条件BN-1≤Bo步骤3根据多基线干涉处理方法确定分布式卫星初始时刻的最优基线序列分布式卫星初始时刻的最优基线序列的确定方法是由多基线干涉处理中采用的处理方法决定的，不同的处理方法则有不同的最优基线序列确定方法，下面根据相关文献以多基线干涉极大似然法为例进行说明；(a)设定最优基线序列的第N-1条基线的长度BN-1根据多基线干涉极大似然法的原理及步骤2中确定的基线范围，选取BN-1＝Bo，其中Bo为使干涉SAR高程测量精度σh达到最小时所对应的基线长度；(b)求解初始时刻的最优基线序列B1，B2，…，Bk，…，BN-1根据多基线干涉极大似然法的原理，可根据式(11)计算初始时刻的最优基线基线序列B1，B2，…，Bk，…，BN-1，其中Bi表示第i条基线的长度，Bi+1表示第i+1条基线的长度，N表示编队卫星数目；步骤4分布式卫星编队构形中每颗卫星的轨道参数确定为了使绕飞卫星在绕飞过程中任意时刻均位于过虚拟参考卫星的直线上，各卫星间所形成的不同长度的基线与水平面的夹角即基线倾角相等，且将该构形与多基线干涉处理结合起来，使设计出的“同心环”构形所形成的基线满足多基线干涉处理的要求，可根据式(12)和式(13)设置参数式(12)和式(13)中，a表示虚拟参考卫星的轨道半长轴，ak表示第k颗绕飞卫星Sk运行轨道的半长轴，ek表示轨道偏心率，rk表示Sk的绕飞轨迹在垂直轨迹平面的投影圆的半径，ωs表示编队卫星的平均角速度，μ为引力常数，N表示卫星数目，k表示第k颗绕飞卫星，B1，B2，…，Bk，…，BN-1表示N颗绕飞卫星在初始时刻形成的最优基线序列，可根据步骤3确定；根据步骤1中的“同心环”编队构形的参数条件(如式(2)所示)及式(12)和式(13)可得各卫星的轨道参数，如(14)所示式(14)中，N表示分布式卫星数目，a为虚拟参考卫星的轨道半长轴，ir表示参考卫星的轨道倾角，Ωr表示参考卫星的升交点赤径，ak表示第k颗绕飞卫星Sk的轨道半长轴，ek表示轨道偏心率，ik表示轨道倾角，ωk表示近地点幅角，Ωk表示升交点赤径，τk表示过近地点时刻，ωs表示编队卫星的平均角速度，rk表示Sk的绕飞轨迹在垂直轨迹平面的投影圆的半径，表示卫星的初始相角可根据式(7)或式(8)进行设置；步骤5计算一个轨道周期内的有效基线和垂直轨迹基线(a)计算每颗卫星在一个轨道周期内任意时刻的位置坐标将步骤4中求得的每颗卫星的轨道参数代入分布式卫星在相对坐标系下的绕飞轨迹方程，求得相对坐标系下每颗卫星在一个轨道周期内任意时刻t(0≤t≤T，T为轨道周期)的位置坐标，如式(15)所示式(15)中，xk(t)、yk(t)和zk(t)表示t时刻绕飞卫星在相对坐标系中的位置坐标，ak表示卫星Sk运行轨道的半长轴，ek表示轨道偏心率，ωs表示编队卫星的平均角速度，表示卫星Sk在编队构形中的初始相角，N表示卫星数目，k表示第k颗卫星；(b)根据卫星的位置坐标计算空间基线长度和垂直轨迹基线长度由每颗卫星的位置坐标求得进行干涉的两颗卫星形成的空间基线的长度，假设第k颗卫星Sk与第l颗卫星Sl(k＝1，2，…，N，l＝1，2，…，N，且k≠l)进行干涉，则这两颗卫星形成的空间基线长度Bkl和垂直轨迹基线长度分别如式(16)和式(17)所示式(16)和式(17)中，Bkl表示卫星Sk与卫星Sl形成的空间基线的长度，表示卫星Sk与卫星Sl形成的垂直轨迹基线的长度，xk(t)、yk(t)、zk(t)表示第k颗卫星在相对坐标系下的位置坐标，xl(t)、yl(t)、zl(t)表示第l颗卫星在相对坐标系下的位置坐标；(c)根据有效基线长度进行雷达左右视选择进行干涉的两颗卫星Sk和Sl所形成的空间基线矢量和基线倾角(即空间基线矢量与水平面的夹角)分别如式(18)和式(19)所示式(18)中，xk(t)、yk(t)、zk(t)表示第k颗卫星在相对坐标系下的位置坐标，xl(t)、yl(t)、z1l(t)表示第l颗卫星在相对坐标系下的位置坐标，xkl、ykl、zkl分别表示相对坐标系下的基线矢量在相对坐标系的X轴、Y轴、Z轴的分量；式(19)中αkl表示基线倾角，xkl、ykl、zkl与式(18)中含义相同；注意式(18)中应保证xk(t)≥xl(t)，yk(t)≥yl(t)，zk(t)≥zl(t)，从而保证每两颗卫星形成的空间基线矢量的方向一致；分别在雷达左右视条件下即雷达下视角为相反数，根据式(20)进行坐标转换，得到天线坐标系下的基线矢量式(20)中，其中θ为雷达下视角，分左右视两种情况进行计算；分别表示天线坐标系下的基线矢量在天线坐标系的X轴、Y轴、Z轴的分量，为相对坐标系下的基线矢量，Aea表示相对坐标系到天线坐标系的坐标转换矩阵；由式(21)计算基线矢量与视线方向(即天线坐标系的Y轴)的夹角ξkl式(21)中，ξkl表示第k颗卫星与第l颗卫星在天线坐标系下形成的基线矢量与视线方向的夹角，分别表示基线矢量在天线坐标系的X轴、Y轴、Z轴的分量；则由式(22)可计算出第k颗卫星与第l颗卫星形成的有效基线长度(22)式(22)中，表示第k颗卫星与第l颗卫星形成的有效基线长度，Bkl表示第k颗卫星与第l颗卫星形成的空间基线长度，ξkl表示第k颗卫星与第l颗卫星在天线坐标系下形成的基线矢量与视线方向的夹角；根据有效基线长度进行雷达左右视的选择，即当雷达左视条件下计算得到的有效基线长度较大时，雷达选择左视，反之，雷达选择右视；按照上述步骤即可确定编队卫星在一个轨道周期内任意时刻雷达系统的视角；(d)计算进行干涉的两颗卫星形成的有效基线长度根据步骤5(c)确定雷达在一个轨道周期内任意时刻t(0≤t≤T)的视角后即雷达左右视选定后，再根据式(20)、式(21)、式(22)重新计算进行干涉的两颗卫星Sk和Sl在时刻t形成的有效基线长度。全文摘要本发明一种分布式卫星合成孔径雷达(SAR)编队构形的设计方法，它有五大操作步骤步骤1分布式卫星编队构形设计及绕飞轨迹方程确定；步骤2分布式卫星初始时刻最优基线长度范围确定；步骤3确定分布式卫星初始时刻的最优基线序列；步骤4形成“同心环”构形的编队卫星的轨道参数确定；步骤5计算一个轨道周期内的有效基线和垂直轨迹基线。它提出了一种“同心环”编队构形，并将多基线干涉SAR的最优基线组合约束条件作为设计输入参数，通过设计雷达天线视角的控制规律，实现了分布式卫星SAR系统在轨道运行周期内任意时刻均满足最优基线组合约束条件的设计要求，为分布式卫星SAR系统通过多基线干涉SAR处理方法获得高精度的DEM产品提供了基础。文档编号G01S13/00GK101520511SQ20091007994公开日2009年9月2日申请日期2009年3月13日优先权日2009年3月13日发明者周荫清,卓李,琳李,李春升,威杨,杰陈申请人:北京航空航天大学