基于有效垂直基线的单星或多星重轨干涉轨控方法

本发明涉及星载sar重轨干涉，具体是涉及基于有效垂直基线的单星或多星重轨干涉轨控方法。

背景技术：

1、星载合成孔径雷达干涉技术(synthetic aperture radar interferometry,insar)的出现克服了对地观测中形变监测的困难，具有空间分辨率高、重复通过周期短、观测面积大等优点，其条带模式下可以具有超过几十公里的成像观测幅宽。同时，insar系统可以全天候、全天时、大范围地实现成像和信息获取，不受云雨等目标的遮挡和影响，相比红外和可见光成像技术，具有明显的优势。insar不仅包含了后向散射振幅信息，还包含了干涉相位信息。因此，该技术可以为全球地形测绘、树高反演、土壤水分反演、全球林业研究等提供高分辨率、高精度的数据。

2、而星载重复轨道干涉(简称重轨干涉)insar是在星载insar成像技术基础上的进一步应用，目前在全球范围的高程测绘和形变测量中起到关键作用。结合多轨数据共同反演地表三维形变信息或进行大范围形变监测，重轨干涉insar使用从紧密间隔的重复轨道中的雷达探测器获取的数据，进行杂波辨别和表面/地下坡度估计。该方法利用跨轨道信号迁移来区分非最低点杂波和在最低点接收到的地下信号返回，利用同一传感器不同时间的重复配置获取立体图像信息。

3、重轨干涉需要卫星对同一成像区域进行至少两次的重复观测，且对观测角度、基线长度有着严格的要求。然而，由于全球观测的需求，卫星的重访周期通常在十几天到几十天之间。在这个过程中，卫星受到多种摄动因素的影响，例如大气阻力、地球的非球形引力以及日月引力等，导致其飞行轨道偏离了预定的轨道，从而造成了重访轨道的偏移。这种情况直接影响了干涉基线的构形，包括基线的长度和方向。现有对卫星运行状态的控制基于单颗卫星的飞行状态，能够保证重访的时间和空间位置的一般要求。由于目前国内外相对缺乏单星重轨干涉的轨控策略研究，更少见针对多星重轨干涉的轨控方法，需要一种计算量简单、无复杂几何分析、可实际使用的重轨干涉轨控策略。

技术实现思路

1、本发明解决的技术问题是：目前国内外相对缺乏单星重轨干涉的轨控策略研究。

2、本发明建立了一种将卫星相邻两次飞行轨迹作为“参考卫星”和“观测卫星”的虚拟编队系统，将编队动力学领域的理论引入重轨干涉轨控问题中。实现以有效垂直基线为评价指标的单星或多星重轨干涉轨控，能够减少计算量，有望引用至实际重轨干涉卫星的轨道控制中。

3、为解决上述问题，本发明的技术方案如下：

4、基于有效垂直基线的单星或多星重轨干涉轨控方法，包括以下步骤：

5、s1、基于偏心率矢量和相对倾角，建立重轨干涉的参考-观测虚拟编队模型，确定从星相对于主星的运动关系；

6、s2、基于目标探测区域纬度和星下点纬度与轨道根数的几何关系，得到目标探测区域纬度与有效垂直基线的关系，确定参考-观测卫星的虚拟编队有效垂直基线；

7、s3、以有效垂直基线为评价指标，得到适用于单星、多星重轨干涉的面内/面外轨控策略。

8、作为本发明的一个方面，步骤s1中，建立重轨干涉的参考-观测虚拟编队模型的方法为：

9、s1-1、引入参考-观测卫星虚拟编队，参考-观测卫星虚拟编队由观测卫星和参考卫星组成，观测卫星为将当前轨的卫星位置，参考卫星为前一轨的卫星位置，通过相对轨道控制手段获取和保持垂直基线构形，并将参考卫星作为主星，将观测卫星作为从星；

10、s1-2、在轨道平面内以偏心率矢量描述参考-观测虚拟编队模型，在垂直轨道平面内以相对倾角描述参考-观测虚拟编队模型；得到重轨干涉的参考-观测虚拟编队模型；

11、确定从星相对于主星的运动关系的方法为：

12、在参考-观测虚拟编队模型的基础上，建立rtn坐标系，从卫星飞行的径向r、法向t和迹向n三个方向分析卫星的运动状态，其中径向r由从地心指向卫星，法向t由卫星角动量方向，迹向n指向卫星运动方向，径向r、法向t和迹向n的关系为t＝n×r，

13、设定观测卫星的实际位置与上一轮轨道的参考位置偏差，即从星相对于主星的运动关系的表达公式为：

14、δr＝robser-rrefer＝δrrer+δrnen+δrtet，

15、其中，er为rtn坐标系中径向r的单位矢量，et为rtn坐标系中法向t的单位矢量，en为rtn坐标系中径向r的单位矢量，δr为相对位置矢量，robser为参考卫星位置矢量，rrefer为观测卫星位置矢量，δrr为相对位置矢量r向分量，δrn为相对位置矢量n向分量，δrt为相对位置矢量t向分量。

16、说明：步骤s1-2建立相对偏心率/倾角矢量是为了明确动力学模型公式的设计变量，即描述动力学模型公式右边；步骤s1-3建立rtn坐标系是为了将基线矢量投影至三个分量方向中，即描述动力学模型公式左边。

17、作为本发明的一个方面，步骤s1-2中，在轨道平面内以偏心率矢量描述参考-观测虚拟编队模型的方法为：

18、在轨道平面内，采用偏心率矢量描述轨道面内模型，其中，δe为偏心率矢量，δex为相对偏心率的x分量，δey为相对偏心率的y分量，δe为相对偏心率，为星下点纬度，

19、在垂直轨道平面以相对倾角描述参考-观测虚拟编队模型的方法为：

20、在垂直轨道平面内，以相对倾角矢量描述垂直轨道平面模型，其中，δi为相对倾角矢量δix为相对倾角的x分量，δiy为相对倾角的y分量，θ为相对倾角矢量的相位，δω为相对升交点赤经，δi为相对轨道倾角，i为轨道倾角。

21、说明：重轨干涉在几何上包含升轨-升轨、升轨-降轨、降轨-降轨、降轨-升轨多种情况，若同时考虑多星重轨干涉的4种两两升降轨组合，将进一步增大多星重轨干涉轨控的计算量。而采用参考-观测卫星虚拟编队讨论重轨干涉，只需讨论参考-虚拟卫星的相对轨道位置，在几何上具备便捷性。同时，采用相对偏心率/倾角矢量描述参考-观测虚拟编队动力学模型，能够有效避免近圆轨道的奇异性。

22、作为本发明的一个方面，基于目标探测区域纬度和星下点纬度与轨道根数的几何关系，得到目标探测区域纬度与有效垂直基线的关系，确定参考-观测卫星的虚拟编队有效垂直基线包括以下步骤：

23、s2-1、建立虚拟编队内部相对运动的动力学模型；

24、s2-2、基于星下点纬度与轨道根数的几何关系，得到目标探测区域纬度与有效垂直基线的关系式，从而得到与有效垂直基线相关的设计参数，设计参数包括相对半长轴、相对偏心率和相对轨道倾角，基于设计参数对有效垂直基线空间纬度分布的影响规律确定参考-观测卫星的虚拟编队有效垂直基线。

25、说明：将步骤s1-3中建立的相对偏心率/倾角矢量描述的相对位置分解至rtn方向，便于设计针对于有效垂直基线设计参数的轨控策略。

26、作为本发明的一个方面，动力学模型的模型公式为：

27、

28、上式中，δrr为从星相对主星位置矢量的r向分量，a为轨道半长轴，δa为相对半长轴，δe为相对偏心率，δi为相对轨道倾角，u为纬度幅角，为星下点纬度，δrt为从星相对主星位置矢量的t向分量，δrn为从星相对主星位置矢量的n向分量。

29、说明：将相对偏心率/倾角矢量描述的相对位置分解至rtn方向，有利于设计针对于有效垂直基线设计参数的轨控策略。

30、作为本发明的一个方面，步骤s2-1中，星下点纬度与轨道根数的几何关系为：

31、

32、上式中，为星下点纬度，u为纬度幅角，i为轨道倾角。

33、说明：根据卫星-轨道升交点-子午线与赤道的交点三点连线组成的球面三角形，存在上式几何关系。

34、作为本发明的一个方面，关系式为：

35、

36、上式中，rγ为有效垂直基线，rr为基线的r向分量，γ1为星载sar侧视角，rn为基线的n向分量，δa为相对半长轴，a为轨道半长轴，δe为相对偏心率，δi为相对轨道倾角，u为纬度幅角，为星下点纬度。

37、说明：将虚拟编队的基线分解至rtn坐标系下，建立设计参数与有效垂直基线的关系式。

38、作为本发明的一个方面，设计参数对有效垂直基线空间纬度分布的影响规律为：在升轨和降轨两个方向中心对称分布，形成纺锤形空间分布图像；相对半长轴使有效垂直基线的分布产生中心漂移，但分布图形状不变；相对偏心率使有效垂直基线的分布产生纵向变形，但分布图中心不变；相对轨道倾角使有效垂直基线的分布产生横向变形，但分布图中心不变。

39、说明：设计参数相对半长轴、相对偏心率、相对轨道倾角分别对有效垂直基线的空间分布产生中心漂移、纵向或横向变形的影响，可根据影响设计后续轨控策略。

40、作为本发明的一个方面，以有效垂直基线为评价指标，得到适用于单星、多星重轨干涉的面内/面外轨控策略包括以下步骤：

41、s3-1、将重轨干涉考虑到参考-观测虚拟编队模型中后，通过n星重轨干涉组成2n星重轨/编队星座，重轨/编队星座内部形成条基线，条基线包括条编队干涉基线，由同一时间、各个空间位置的多星编队形成；n条重轨干涉基线，由各个时空的同一卫星重轨形成；条编队重轨干涉基线，由不同时空的多星编队重轨形成；

42、s3-2、计算得到重轨干涉n星的轨控脉冲。

43、说明：通过循环算法，以有效垂直基线为设计目标，设计针对不同设计参数的面内、面外n星轨控策略。

44、作为本发明的一个方面，计算得到重轨干涉n星的轨控脉冲包括以下循环步骤：

45、s3-2-1、基线判定：判断n星重轨干涉的基线是否满足有效垂直基线长度要求，有效垂直基线长度要求为基线长度是否为最大值或最小值，如果满足，直接输出上一轮次形成的轨控策略，其中，若为初次循环即满足条件，轨控策略为不施加轨控，否则进入下一步骤；

46、s3-2-2、选取长度为最大值和最小值的基线，确定需要改变的基线和施加轨控的卫星；

47、s3-2-3、计算轨控脉冲：根据设计参数分别导出轨道平面的面内/面外轨控脉冲计算式，通过面内/面外轨控脉冲计算式计算得到本轮次的轨控脉冲，其中，

48、基于改变相对半长轴的面内/面外轨控脉冲计算式为：

49、

50、基于改变相对偏心率的面内/面外轨控脉冲计算式为：

51、

52、基于改变相对轨道倾角的面内/面外轨控脉冲计算式为：

53、

54、上式中，为迹向轨控双脉冲，u为纬度幅角，u1为对应的第一轨控位置纬度幅角，u2为对应的第二轨控位置纬度幅角，δrγ为有效垂直基线偏差，δa为相对半长轴，a为轨道半长轴，γ为星载sar侧视角，μ为地球引力常数，δex为相对偏心率的x分量，δey为相对偏心率的y分量，δe为相对偏心率，为星下点纬度，δvn为法向轨控脉冲，δi为相对轨道倾角；

55、s3-2-4、将s3-2-3中计算得到的面内/面外轨控脉冲量，施加在步骤s3-2-2确定的卫星和基线上，施加确定的轨控脉冲量，得到新一轮基线，并在单星的情况下，得出面内/面外情况下设计参数对应的轨控策略；在多星的情况下，建立重轨卫星数量与编队基线数量的数学归纳关系，得到多星适用的轨控策略；针对单星至多星的基线规律，建立单星/多星重轨干涉的面内/面外轨控策略；回到步骤s3-2-1。

56、说明：上述算法以有效垂直基线为设计目标，可简化算法流程；上述算法针对不同设计参数给出面内、面外轨控策略，可根据实际在轨任务情况给出不同轨控策略。

57、本发明的有益效果是：

58、(1)在模型建立方面，本发明提出的重轨干涉虚拟编队轨控方法，将复杂的升降轨重复轨道几何问题转化为理论体系完善的编队动力学与控制问题，简化模型的建立、减少计算量，加速轨控计算进程；

59、(2)在适用范围方面，本发明提出的轨控计算方法从n星出发讨论基线规律，适用于单星/多星、重轨与编队混合等多种重轨干涉情况，适用范围广泛；

60、(3)在轨控消耗方面，本发明提出的轨控设计方法所得轨控脉冲量级微小，且重轨干涉构型可持续维持，因此消耗的轨控燃料较少；

61、(4)本发明实现了重轨干涉基线设计、单星或多星重轨干涉轨控策略设计等内容，可应用于新一代微波成像卫星星座编队构型的优化设计，轨控实现层面的发展，能够进一步支撑星载合成孔径雷达干涉技术的实施落地，实现全天候、全天时、大范围地实现成像和信息获取，为全球地形测绘、树高反演、土壤水分反演、全球林业研究等领域贡献力量，可为建立我国遥感体系提供新方法、新方向，也可应用于空基态势感知，为完善我国空基攻防体系作支撑。