一种星载SAR系统及其构建方法与流程

本发明涉及合成孔径雷达技术领域，特别涉及一种星载sar系统及其构建方法。

背景技术：

合成孔径雷达(syntheticapertureradar，sar)是一种主动式微波遥感系统，可以安装在飞机、卫星等平台上，实现全天时全天候对地观测，并具有一定的地物穿透能力。sar利用脉冲信号压缩技术实现视线方向的高分辨率，利用平台运动等效合成大孔径天线实现速度方向的高分辨率，进而获取地表二维高分辨率图像，sar在海洋、水文、农业、地质、环境、灾害、测绘以及军事等领域发挥了重要作用。从轨道高度上，星载sar可以分为：低轨星载sar(轨道高度1000km以下，在轨运行系统都属于低轨sar)；地球同步轨道(geosynchronous，geo)星载sar，geosar(轨道高度约35800km，成为下一代星载sar的一个重要发展方向)。但现有技术构建的geosar系统，合成孔径时间相对较长，星地相对运动时变性显著，成像性能随经纬度剧烈变化。

技术实现要素：

鉴于现有方案存在的问题，为了克服上述现有技术方案的不足，本发明提出了一种星载sar系统及其构建方法，可面向目标24小时成像。

根据本发明的一个方面，提供了一种星载sar星座系统，包括至少要一个sar装置，一一对应设置在至少一个卫星上，所述卫星运行在地球同步轨道上，卫星转动方向与地球转动方向相反。

在本发明的一些实施例中，所述卫星的转动角速度与地球自转角速度大小相同。

在本发明的一些实施例中，所述卫星等经度间隔设置，所述卫星采用滚转一维机动控制平台，所述sar装置采用方位向一维扫描天线。

根据本发明的另一个方面，提供了一种星载sar系统的构建方法，包括：计算设置于一卫星上的sar装置的成像时长；基于所述成像时长计算卫星数量，建立星载sar系统的卫星滚转机动控制要求和sar装置方位扫描控制要求。

在本发明的一些实施例中，所述计算设置于一卫星上的sar装置的可成像时长包括：确定sar装置可成像限定条件；确定具有24小时可成像需求的地表范围，获得若干目标区域；判断所述目标区域是否属于24小时可成像区域；对属于24小时可成像区域的目标区域计算目标区域可成像时间区间l；比较每一目标区域可成像时间区间，取其中最短的可成像时间区间的长度作为一卫星上的sar装置的可成像时长。

在本发明的一些实施例中，所述可成像限定条件包括：合成孔径时间sat上限satmax；信号带宽sb上限sbmax；入射角ia下限iamin和上限iamax；地距平面距离和方位分辨率夹角gria下限griamin。

在本发明的一些实施例中，所述判断所述目标区域是否属于24小时可成像区域包括计算卫星正侧视过顶时刻的入射角ia，记为θia0，其中θia0＝<n，rs0-rt>，如θia0∈[iamin，iamax]，则该目标区域属于24小时可成像区域，否则，该目标不属于24小时可成像区域，其中，n为目标地距平面法向矢量，rs0为0时刻卫星位置矢量，rt为目标位置矢量。

在本发明的一些实施例中，所述对属于24小时可成像区域的目标区域计算目标区域可成像时间l包括：以卫星正侧视过顶时刻为中心，计算前后6小时时间内目标区域入射角ia的变化曲线，记为θia(t)，θia(t)＝<n，rs-rt>，满足θia(t)∈[iamin，iamax]的时间区间标记为第一时间区间l1；以卫星正侧视过顶时刻为中心，计算前后6小时时间内的目标区域的地距平面距离和方位分辨率夹角gria的变化曲线，记为θgria(t)，满足θgria(t)≥griamin的时间区间标记为第二时间区间l2；以卫星正侧视过顶时刻为中心，计算前后6小时时间内，目标区域的等距离方向名义分辨率达到第一门限值ρiso-rg所需的合成孔径时间sat的变化曲线，记为ta(t)，满足ta(t)≤satmax的时间区间标记为第三时间区间l3；以卫星正侧视过顶时刻为中心，计算前后6小时时间内，目标区域的等多普勒方向名义分辨率达到第二门限值ρiso-az所需的信号带宽sb的变化曲线，记为br(t)，满足br(t)≤sbmax的时间区间标记为第四时间区间l4；提取第一至第四时间区间l1、l2、l3和l4的交集，作为目标区域的可成像时间l，其中，n为目标地距平面法向矢量，rs为t时刻卫星位置矢量，rt为目标位置矢量，为t时刻目标距离梯度，为t时刻目标多普勒梯度，λ为雷达波长，c为真空中光速。

在本发明的一些实施例中，基于所述成像时长计算卫星数量，建立星载sar系统的卫星滚转机动控制要求和sar装置方位扫描控制要求包括：计算12小时除以单星成像时长得到一个数值，取不小于该数值的最小整数作为星载sar系统卫星数量n；设置n个卫星，以地球自转方向的逆方向运行，分布在地球同步轨道上，卫星等经度间隔分布，经度间隔等于360度除以卫星数量n；对每一个目标区域，以卫星正侧视过顶时刻为中心，计算前后6/n小时时间内，波束中心指向该目标所需的平台滚转角变化曲线，记为θroll(t)，右侧视情况滚转角取正值，综合得到平台滚转机动控制要求；对每一个目标区域，以卫星正侧视过顶时刻为中心，计算前后6/n小时时间内，波束中心指向该目标所需的天线方位扫描角变化曲线，记为θsq(t)，前视情况方位扫描角取正值，综合得到天线方位扫描控制要求，其中a为卫星轨道半径，α为目标经度，ωe为地球自转角速度，re为目标到地心的距离。

从上述技术方案可以看出，本发明具有以下有益效果：

地球同步轨道逆赤道星载sar系统卫星沿轨运动和地球自转反向，星地相对速度变大，合成孔径时间大幅缩短，卫星反应时效性显著提高、地表相干性显著增强；

地球同步轨道逆赤道星载sar系统星地相对运动关系始终不变，回波信号表现出方位移不变性，有利于频域算法实现，也有利于提高图像质量一致性；

地球同步轨道逆赤道星载sar系统对同一纬度不同经度目标的观测几何和成像性能完全相同，对同一经度不同纬度目标的成像性能具有一定规律性，星座设计易于实现。

附图说明

图1为本发明一实施例星载sar系统正北方向视角下地球同步轨道逆赤道卫星星地相对运动几何图；

图2为图1中给出正侧视过顶时刻时卫星-目标-地心剖面图；

图3为本发明一实施例星载sar系统的构建方法的流程图；

图4是本发明实验例1的卫星正侧视过顶时刻前后6小时的入射角ia的变化曲线图；

图5是本发明实验例1的卫星正侧视过顶时刻前后6小时地距平面距离和方位分辨率夹角gria的变化曲线图；

图6是本发明实验例1的卫星正侧视过顶时刻前后6小时的等距离方向名义分辨率达到ρiso-rg所需的合成孔径时间sat的变化曲线图；

图7是本发明实验例1的卫星正侧视过顶时刻前后6小时的等多普勒方向名义分辨率达到ρiso-az所需的信号带宽sb的变化曲线图；

图8是本发明实验例1的卫星正侧视过顶时刻前后1.2小时的波束中心指向该目标所需的平台滚转角的变化曲线图；

图9是本发明实验例1的卫星正侧视过顶时刻前后1.2小时的波束中心指向该目标所需的天线方位扫描角的变化曲线图；

图10为比较例1和实验例1两种星载sar系统的全球可成像时间的对比图；

图11为比较例1和实验例1两种星载sar系统的平均可成像时间随纬度变化情况的对比图；

图12为比较例1和实验例1两种星载sar系统两个典型纬度的可成像时间随经度的变化情况的对比图；

图13为比较例1和实验例1两种星载sar系统合成孔径时间的平均值随纬度的变化情况的对比图；

图14为比较例1和实验例1两种星载sar系统针对三个目标的合成孔径时间在一个轨道周期内的变化情况的对比图。

具体实施方式

本发明某些实施例于后方将参照所附附图做更全面性地描述，其中一些但并非全部的实施例将被示出。实际上，本发明的各种实施例可以许多不同形式实现，而不应被解释为限于此数所阐述的实施例；相对地，提供这些实施例使得本发明满足适用的法律要求。

在本说明书中，下述用于描述本发明原理的各种实施例只是说明，不应该以任何方式解释为限制发明的范围。参照附图的下述描述用于帮助全面理解由权利要求及其等同物限定的本发明的示例性实施例。下述描述包括多种具体细节来帮助理解，但这些细节应认为仅仅是示例性的。因此，本领域普通技术人员应认识到，在不悖离本发明的范围和精神的情况下，可以对本文中描述的实施例进行多种改变和修改。此外，为了清楚和简洁起见，省略了公知功能和结构的描述。此外，贯穿附图，相同附图标记用于相似功能和操作。

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明进一步详细说明。

本发明提供一种星载sar星座系统，其中，包括至少要一个sar装置，一一对应设置在至少一个卫星上，所述卫星运行在地球同步轨道上，卫星转动方向与地球转动方向相反，卫星的转动角速度与地球自转角速度相同，卫星等经度间隔设置，并且卫星为一维机动滚转卫星，sar装置为一维方位向扫描sar装置。

该星载sar星座系统搭载在沿地球同步轨道(geosynchronous，geo)与地球自转方向逆向的卫星上，卫星运行在与赤道平面重合的圆形地球同步轨道上，卫星转动角速度与地球自转角速度大小相同、方向相反，由东向西飞行，其特点包括：在地球固联坐标系(ecef)下，卫星转动角速度扩大1倍，在一个轨道周期内，卫星绕地球飞行2圈，重复观测周期12小时；卫星星下点始终限制在赤道平面内，不产生纬度方向移动，星地相对运动保持不变(地球采用椭球模型，不考虑地表高程)；卫星对同一纬度、不同经度目标的观测几何一致，只存在时间上的延迟，该星载sar系统可以面向目标24小时成像。

图1为本发明一实施例星载sar系统正北方向视角下地球同步轨道逆赤道卫星星地相对运动几何图。图2为图1中给出正侧视过顶时刻(定义为0时刻)时卫星-目标-地心剖面图。如图2所示，a表示卫星轨道半径，ea与eb分别表示地球长半轴、短半轴，ωe表示地球自转角速度。a与β分别表示目标经度与纬度，re表示目标距离地心的距离，如下式所示，

在地球固联坐标系(ecef)下，rt表示目标位置矢量，

rt＝re(cosαcosβ，cosαsinβ，sinα)；

n表示目标地距平面法向矢量，如下式所示，

rs0表示0时刻卫星位置矢量，如下式所示，

rs0＝a(cosβ，sinβ，0)；

rs表示t时刻卫星位置矢量，如下式所示，

rs＝a(cos(β-2ωet)，sin(β-2ωet)，0)；

vs表示t时刻卫星速度矢量，如下式所示，

vs＝2aωe(sin(β-2ωet)，-cos(β-2ωet)，0)；

在地距平面内，表示t时刻目标距离梯度，如下式所示，

表示t时刻目标多普勒梯度，如下式所示，

本发明另一实施例提供一种星载sar系统的构建方法，该系统中卫星平台具有一维滚转机动能力，天线具有一维方位向扫描能力，具体包括以下步骤，如图3所示：

s100根据前述星载sar系统上述特性，分析计算设置于一卫星上的sar装置的成像时长t-single，具体为：

s101确定可成像限定条件；

所述可成像限定条件包括：合成孔径时间sat(syntheticaperturetime)上限satmax；信号带宽sb(signalbandwidth)上限sbmax；入射角ia(incidengangle)下限iamin和上限iamax；地距平面距离和方位分辨率夹角gria(groundresolutionincludedangle)下限griamin。

s102确定具有24小时可成像需求的地表范围，得到若干个目标区域，例如按照100km×100km尺度进行划分，得到若干个目标区域，以目标区域中心点经纬度作为后续分析计算的输入参数。

s103判断所述目标区域是否属于24小时可成像区域，对每一个目标区域，计算卫星正侧视过顶时刻的入射角ia，记为θia0，θia0＝<n，rs0-rt>，如θia0∈[iamin，iamax]，则该目标区域属于24小时可成像区域，否则，该目标区域不属于24小时可成像区域。

s104对属于24小时可成像区域的目标区域计算目标区域可成像时间区间l，具体包括以下步骤：

s1041以卫星正侧视过顶时刻为中心，计算前后6小时时间内目标区域入射角ia的变化曲线，记为θia(t)，θia(t)＝<n，rs-rt>，满足θia(t)∈[iamin，iamax]的时间区间标记为第一时间区间l1。

s1042以卫星正侧视过顶时刻为中心，计算前后6小时时间内目标区域的地距平面距离和方位分辨率夹角gria的变化曲线，记为θgria(t)，满足θgria(t)≥griamin的时间区间标记为第二时间区间l2。

s1043以卫星正侧视过顶时刻为中心，计算前后6小时时间内，目标区域等距离方向名义分辨率达到第一门限值ρiso-rg所需的合成孔径时间sat的变化曲线，记为ta(t)，其中λ为雷达波长，满足ta(t)≤satmax的时间区间标记为第三时间区间l3。

s1044以卫星正侧视过顶时刻为中心，计算前后6小时时间内，目标区域等多普勒方向名义分辨率达到第二门限值ρiso-az所需的信号带宽sb的变化曲线，记为br(t)，其中c为真空中光速，满足br(t)≤sbmax的时间区间标记为第四时间区间l4。

s1045提取第一至第四时间区间l1、l2、l3和l4的交集，得到目标区域可成像时间区间l。

s105比较每一个目标区域可成像时间区间，将其中最短的可成像时间区间的长度作为一卫星上的sar装置可成像时长t-single。

s200基于所述成像时长计算卫星数量，建立星载sar系统的卫星滚转机动控制要求和天线方位扫描控制要求。具体为：

s201计算12小时除以成像时长得到一个数值，取不小于该数值的最小整数作为星载sar系统卫星数量n。

s202设置n个卫星，以地球自转方向的逆方向运行、分布在地球同步轨道上，卫星等经度间隔分布，经度间隔等于360度除以卫星数量n。

s203对每一个目标区域，以卫星正侧视过顶时刻为中心，计算前后6/n小时时间内，波束中心指向该目标所需的平台滚转角变化曲线，记为θroll(t)，右侧视情况滚转角取正值，综合得到平台滚转机动控制要求；

s204对每一个目标区域，以卫星正侧视过顶时刻为中心，计算前后6/n小时时间内，波束中心指向该目标所需的天线方位扫描角变化曲线，记为θsq(t)，前视情况方位扫描角取正值，综合得到天线方位扫描控制要求。

实验例1

下面利用计算机仿真试验设计一星载sar系统，首先计算一卫星上的sar装置可成像时长。

设置可成像限定条件：

合成孔径时间sat上限satmax等于300秒(等距离方向名义分辨率达到5米，即第一门限值ρiso-rg＝5)；

信号带宽sb上限sbmax等于100兆赫兹(等多普勒方向名义分辨率达到5米，即第二门限值ρiso-az＝5)；

入射角ia下限iamin等于10度，入射角ia上限iamax等于70度；

地距平面距离和方位分辨率夹角gria下限griamin等于30度。

设置需要24小时可成像的目标区域，例如选取如下4个：

哈尔滨区域，中心点东经126.68度、北纬45.75度；

武汉区域，中心点东经114.30度、北纬30.59度；

海口区域，中心点东经110.33度、北纬20.03度；

南沙区域，中心点东经112.28度、北纬3.97度；

计算卫星正侧视过顶时刻的目标θia0：

哈尔滨区域，θia0等于52.82度，属于24小时可成像区域；

武汉区域，θia0等于35.80度，属于24小时可成像区域；

海口区域，θia0等于23.60度，属于24小时可成像区域；

南沙区域，θia0等于4.70度，不属于24小时可成像区域；

分别计算哈尔滨区域、武汉区域及海口区域的卫星正侧视过顶时刻前后6小时的入射角ia的变化曲线θia(t)，如图4中的(a)-(c)所示，其中实线标示出第一时间区间l1。

分别计算哈尔滨区域、武汉区域及海口区域的卫星正侧视过顶时刻前后6小时地距平面距离和方位分辨率夹角gria的变化曲线θgria(t)，如图5中的(a)-(c)所示，其中实线标示出第二时间区间l2。

分别计算哈尔滨区域、武汉区域及海口区域的卫星正侧视过顶时刻前后6小时的目标等距离方向名义分辨率达到ρiso-rg所需的合成孔径时间sat的变化曲线ta(t)，如图6中的(a)-(c)所示，其中实线标示出第三时间区间l3。

分别计算哈尔滨区域、武汉区域及海口区域的卫星正侧视过顶时刻前后6小时的等多普勒方向名义分辨率达到ρiso-az所需的信号带宽sb的变化曲线br(t)，如图7中的(a)-(c)所示，其中实线标示出第四时间区间l4。

提取第一至第四时间区间l1、l2、l3和l4的交集，得到各目标区域的可成像时间区间l：

哈尔滨区域，卫星正侧视过顶前后1.567小时；

武汉区域，卫星正侧视过顶前后1.883小时；

海口区域，卫星正侧视过顶前后1.333小时；

一卫星上的sar装置的可成像时间区间为卫星正侧视过顶前后1.333小时，一卫星上的sar装置的可成像时长t-single等于2.666小时。

然后计算卫星数量，建立星载sar系统的卫星滚转机动控制要求和天线方位扫描控制要求。

卫星数量等于5。

5个卫星经度间隔等于72度。

分别计算哈尔滨区域、武汉区域及海口区域的卫星正侧视过顶时刻前后1.2小时的θroll(t)，如图8中的(a)-(c)所示。进而得到卫星滚转机动控制要求：向右滚转角度6.88度。

分别计算哈尔滨区域、武汉区域及海口区域的卫星正侧视过顶时刻前后1.2小时的θsq(t)，如图9中的(a)-(c)所示，进而得到天线方位扫描控制要求：方位扫描角度±5.37度。

下面利用计算机仿真试验比较本发明上述实验例1中的星载sar系统(5颗卫星)和下述的比较例1中的采用地球同步轨道卫星的星载sar系统(10颗卫星)。

比较例1：

比较例1的星载sar系统是将多个sar搭载在多个地球同步轨道卫星上，卫星轨道采用60度倾角圆形轨道、与地球同步转动、转动角速度与地球转动角速度相同。10颗卫星组成一个星座系统，每2颗卫星为一组、星下点轨迹相同、卫星纬度角相差180度，5组卫星星下点轨迹在经度上均匀分布。卫星采用偏航、俯仰、滚转三维机动控制平台，sar采用距离和方位二维扫描天线。比较例1中由于采用地球同步轨道卫星的星载sar系统合成孔径时间较长，因此仿真中的合成孔径时间sat上限satmax设置为3600秒，其它成像限定条件不变。本发实验例1中的星载sar系统的合成孔径时间sat上限satmax仍设置为300秒。

图10为两种星载sar系统的全球可成像时间的对比图。图11为两种星载sar系统的平均可成像时间随纬度变化情况的对比图。图12为两种星载sar系统两个典型纬度的可成像时间随经度的变化情况的对比图。图10和图12中，(a)为比较例1中的采用地球同步轨道卫星的星载sar系统，(b)为实验例1中的星载sar系统。由图10-12仿真结果可知：(1)比较例1中的采用地球同步轨道卫星的星载sar系统具有全球成像能力，实验例1中的星载sar系统不具有全球成像能力；(2)对南/北纬15度到50度，实验例1中的星载sar系统可24小时成像，成像能力优于比较例1中的采用地球同步轨道卫星的星载sar系统；(3)实验例1中的星载sar系统对同一纬度不同经度目标的可成像时间完全相同，比较例1中的采用地球同步轨道卫星的星载sar系统可成像时间随经度存在很大起伏。

图13为两种星载sar系统合成孔径时间的平均值随纬度的变化情况的对比图。图14为两种星载sar系统针对哈尔滨、武汉、海口三个目标的合成孔径时间在一个轨道周期内的变化情况的对比图，图14中，(a)为比较例1中的采用地球同步轨道卫星的星载sar系统，(b)为实验例1中的星载sar系统。由图13-14仿真结果可知：(1)实验例1中的星载sar系统平均合成孔径时间180秒到200秒之间，比较例1中的采用地球同步轨道卫星的星载sar系统在450秒到550秒之间；(2)实验例1中的星载sar系统对哈尔滨、武汉和海口的合成孔径时间分别为140秒到280秒、145秒到210秒、150秒到180秒；比较例1中的采用地球同步轨道卫星的星载sar系统对哈尔滨、武汉和海口的合成孔径时间分别为300秒到1300秒、300秒到850秒、350秒到700秒；实验例1中的星载sar系统的合成孔径时间相对于比较例1中的采用地球同步轨道卫星的星载sar系统缩短了1倍以上。

需要说明的是，在附图或说明书正文中，未绘示或描述的实现方式，均为所属技术领域中普通技术人员所知的形式，并未进行详细说明。此外，上述对各元件和方法的定义并不仅限于实施例中提到的各种具体结构、形状或方式，本领域普通技术人员可对其进行简单地更改或替换。

以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。