一种星下点圆卫星编队干涉成像初始相位角确定方法

1.本发明属于基于卫星编队的被动微波干涉成像技术领域，尤其涉及一种星下点圆卫星编队干涉成像初始相位角确定方法。


背景技术：

2.利用多颗卫星编队飞行进行干涉成像探测是提高空间分辨率的重要手段。多颗卫星编队飞行形成探测基线，基于干涉成像原理可以实现成像探测。有效探测基线是编队卫星形成的三维基线投影到观测平面的二维矢量，即三维基线在星下点圆上的投影值。因此，基线的方向主要受卫星在圆上的初始相位角决定。合理的相位角分布，决定了多星的探测基线，也直接影响了成像质量。
3.以中心卫星或虚拟卫星为中心，卫星进行环绕伴飞，根据相对运动位置方程可知，无长期相对漂移时，伴飞卫星相对于中心卫星的相对运动轨迹为空间椭圆。星下点圆构型意味着星下点投影面为圆。若多颗伴飞卫星运行在相同的空间椭圆上，那么多颗卫星在星下点圆上的角速度相同，周期相同，仅初始相位角不同。
4.根据干涉成像原理，每两颗卫星的相对位置矢量形成空间频率域的一条探测基线。相对位置矢量在星下点方向的投影矢量为投影探测基线(简称“基线”)。伴飞卫星之间所形成的基线为圆形分布，基线具有长度不变性；卫星伴飞一圈，基线方向旋转一圈。
5.常规的干涉成像卫星编队构型初始相位确定方法，为了实现长短基线均匀覆盖，通常采用各类优化搜索算法进行寻优，优化结果往往具有不确定性。


技术实现要素：

6.针对现有技术优化结果不确定性的问题，本发明的目的在于克服上述现有技术缺陷，提出了一种星下点圆卫星编队干涉成像初始相位角确定方法。通过计算期望的基线数列推算初始相位角，具有唯一性；所形成的探测基线在径向和周向都具有连续性和均匀性，有效提高了基线覆盖的致密性。
7.为了实现上述目的，本发明提出了一种星下点圆卫星编队干涉成像初始相位角确定方法，所述方法包括：
8.步骤1)设置中心卫星或虚拟中心卫星及n颗编队伴飞卫星的初始参数；
9.步骤2)对n颗编队伴飞卫星生成期望基线等差数列，确定对应的位置数列；
10.步骤3)根据步骤2)得到的位置数列计算每颗伴飞卫星的初始相位角；
11.步骤4)根据步骤3)得到的初始相位角，结合初始参数得到每颗伴飞卫星的相对轨道要素；
12.步骤5)由步骤4)得到的相对轨道要素计算得到每颗伴飞卫星的绝对轨道要素；
13.步骤6)由步骤5)得到的绝对轨道要素，预报每颗伴飞卫星的位置，计算得到探测基线；
14.步骤7)根据步骤6)得到的探测基线，基于干涉成像原理进行成像反演。
15.作为上述方法的一种改进，所述步骤1)的初始参数包括：
16.中心卫星或虚拟中心星的轨道六要素：半长轴a0，离心率e0，轨道倾角i0，近日点辐角ω0，升交点黄经ω0，平近点角m0；
17.伴飞方式为星下点圆，半径为r。
18.作为上述方法的一种改进，所述步骤2)具体包括：
19.对n颗伴飞卫星生成期望基线等差数列{bn}，差值为2r/s，s＝n
×
(n-1)/2，其中，s为n颗伴飞卫星生成的基线数，n∈[2,s]为正整数；
[0020]
根据伴飞卫星数量n，结合预先建立的伴飞卫星数量与推荐分布位置对应的查找表，从期望基线等差数列{bn}中选取n个与查找表推荐分布位置最近的值，记为位置数列{dk},k＝1,...,n。
[0021]
作为上述方法的一种改进，所述步骤3)具体包括：
[0022]
根据位置数列{dk}，由得到第k颗伴飞卫星的初始相位角其中，第1颗伴飞卫星的位置d1＝0，初始相位角第n颗卫星的位置dn＝2r，初始相位角
[0023]
作为上述方法的一种改进，所述步骤4)具体包括：
[0024]
根据星下点圆的半径r，初始相位角得到第k颗伴飞卫星的相对轨道要素：
[0025][0026]
其中，δak,δe
xk
,δe
yk
,δi
xk
,δi
yk
,δmk分别表示相对半长轴、x方向相对离心率、y方向相对离心率，x方向相对轨道倾角，y方向相对轨道倾角和相对平近点角。
[0027]
作为上述方法的一种改进，所述步骤5)具体包括：
[0028]
由下式得到第k颗伴飞卫星的绝对轨道要素：
[0029][0030]
其中，ak、ek、ik、ωk、ωk和mk分别表示第k颗伴飞卫星的半长轴、离心率、轨道倾角、近日点辐角、升交点黄经和平近点角。
[0031]
作为上述方法的一种改进，所述步骤6)具体包括：
[0032]
步骤6-1)第k颗伴飞卫星和第i颗伴飞卫星的初始相位角两颗伴飞卫星角速度相同，则随时间变化的相位角相同，由下式分别得到第k颗伴飞卫星和第i颗伴飞卫星在x方向和y方向的投影位置(rk(x),rk(y))、(ri(x),ri(y))：
[0033][0034]
两颗卫星形成的探测基线满足下式，具有连续性和均匀性：
[0035][0036]
其中，(u,v)表示第k颗伴飞卫星和第i颗伴飞卫星形成的探测基线上的任意一点；
[0037]
步骤6-2)重复步骤6-1)，直至得到每两颗伴飞卫星的探测基线。
[0038]
作为上述方法的一种改进，所述步骤7)具体包括：
[0039]
根据步骤6)得到的(u,v)，由下式计算对应的可见度函数viss(u,v)：
[0040][0041]
依据干涉成像的基本原理，通过下式获得反演图像tb(ξ,η)：
[0042][0043]
其中，(ξ,η)为图像各点的位置坐标。
[0044]
另一方面，本发明提出了一种星下点圆卫星编队干涉成像初始相位角确定系统，所述系统包括：
[0045]
初始参数设置模块，用于设置中心卫星或虚拟中心卫星及n颗编队伴飞卫星的初始参数；
[0046]
位置数列确定模块，用于对n颗编队伴飞卫星生成期望基线等差数列，确定对应的位置数列；
[0047]
初始相位角计算模块，用于根据位置数列确定模块得到的位置数列计算每颗伴飞卫星的初始相位角；
[0048]
相对轨道要素计算模块，用于根据初始相位角计算模块得到的初始相位角，结合初始参数得到每颗伴飞卫星的相对轨道要素；
[0049]
绝对轨道要素计算模块，用于由相对轨道要素计算模块得到的相对轨道要素计算得到每颗伴飞卫星的绝对轨道要素；
[0050]
探测基线计算模块，用于由绝对轨道要素计算模块得到的绝对轨道要素，预报每颗伴飞卫星的位置，计算得到探测基线；和
[0051]
成像反演模块，用于根据探测基线计算模块得到的探测基线，基于干涉成像原理进行成像反演。
[0052]
与现有技术相比，本发明的优势在于：
[0053]
1、本发明的方法通过计算期望的基线数列推算初始相位角，具有唯一性；
[0054]
2、采用本发明的方法所形成的探测基线具有长度不变性，为圆形采样，在径向和周向都具有连续性和均匀性，有效提高了基线覆盖的致密性。
附图说明
[0055]
图1是本发明的星下点圆卫星编队干涉成像初始相位角确定方法流程图；
[0056]
图2是伴飞卫星星下点圆构型示意图；
[0057]
图3是星下点投影平面(xy平面)相对轨迹示意图；
[0058]
图4是短时基线分布情况示意图；
[0059]
图5是一个轨道周期基线分布示意图；
[0060]
图6是模拟仿真的输入图；
[0061]
图7是干涉成像的反演图。
具体实施方式
[0062]
本发明提出一种星下点圆形卫星编队进行干涉成像，初始卫星相位角的确定和卫星轨道要素计算方法。已知中心卫星、环绕半径、卫星数量的情况下，为获得分布均匀的基线，提出的伴飞卫星在圆上的初始相位角确定方法，以及相应的伴飞卫星轨道要素的计算方法。
[0063]
下面结合附图和实施例对本发明的技术方案进行详细的说明。
[0064]
实施例1
[0065]
如图1，本发明的实施例提出了一种星下点圆卫星编队干涉成像初始相位角确定方法，具体描述如下：
[0066]
步骤1)、设置中心卫星(或虚拟中心星)的轨道要素(a0,e0,i0,ω0,ω0,m0)。假定有n颗卫星进行编队伴飞，伴飞方式为星下点圆，星下点圆半径为r。n颗卫星分布的相位角为图2是伴飞卫星星下点圆构型示意图。
[0067]
步骤2)、n颗卫星形成的基线共有s＝n
×
(n-1)/2条。生成期望基线等差数列{bn}，满足b
n-b
n-1
＝2r/s，n∈[2s]正整数。根据卫星数量，结合以下查找表，从期望基线{bn}数列中选取n个与查找表推荐分布位置最近的值，记为位置数列{dk},k＝1,...,n。
[0068]
查找表如下：
[0069]
[0070][0071]
步骤3)、根据位置数列{dk}，生成n颗卫星的相位角其中，第1颗卫星为d1＝0，第n颗卫星为dn＝2r，
[0072]
步骤4)、根据星下点圆半径r、初始相位计算所有卫星的相对轨道要素(δa,δe
x
,δey,δi
x
,δiy,δm)，编队方式为星下点圆形，卫星同向伴飞。
[0073]
第k颗卫星的相对轨道要素为：δak,δe
xk
,δe
yk
,δi
xk
,δi
yk
,δmk。
[0074][0075]
步骤5)、根据所有卫星的相对轨道要素(δa,δe
x
,δey,δi
x
,δiy,δm)，计算绝对轨道要素(a,e,i,ω,ω,m)。
[0076]
由卫星的相对轨道要素计算绝对轨道要素：
[0077][0078]
步骤6)、根据步骤5)所得到的伴飞卫星绝对轨道要素，计算卫星位置rj(x,y,z)，并计算每两颗卫星所形成探测基线δr
i,j
(u,v,w)。空间频率基线为：δr
i,j
＝r
i-rj，其中i,j＝1,...,n。探测基线在径向和周向都具有连续性和均匀性。
[0079]
假设两颗卫星的初始相位角分别为由于两颗卫星伴飞角速度相同，因此随时间变化的相位角相同。则两颗卫星投影位置为：
[0080][0081]
两颗卫星形成的基线为：
[0082][0083]
由上式可知，
[0084][0085]
步骤7)、根据步骤6)所得到的探测基线，可基于干涉成像原理进行成像反演。
[0086]
tb为二维模拟图像亮温，(ξ,η)为图像各点的位置坐标。投影探测基线为(u,v)，依据下式计算(u,v)对应的可见度函数viss：
[0087][0088]
依据干涉成像的基本原理，通过下式获得反演图像：
[0089][0090]
实施例2
[0091]
本发明的实施例2提出了一种星下点圆卫星编队干涉成像初始相位角确定系统，基于实施例1的方法实现，该系统包括：
[0092]
初始参数设置模块，用于设置中心卫星或虚拟中心卫星及n颗编队伴飞卫星的初始参数；
[0093]
位置数列确定模块，用于对n颗编队伴飞卫星生成期望基线等差数列，确定对应的位置数列；
[0094]
初始相位角计算模块，用于根据位置数列确定模块得到的位置数列计算每颗伴飞卫星的初始相位角；
[0095]
相对轨道要素计算模块，用于根据初始相位角计算模块得到的初始相位角，结合初始参数得到每颗伴飞卫星的相对轨道要素；
[0096]
绝对轨道要素计算模块，用于由相对轨道要素计算模块得到的相对轨道要素计算得到每颗伴飞卫星的绝对轨道要素；
[0097]
探测基线计算模块，用于由绝对轨道要素计算模块得到的绝对轨道要素，预报每颗伴飞卫星的位置，计算得到探测基线；和
[0098]
成像反演模块，用于根据探测基线计算模块得到的探测基线，基于干涉成像原理进行成像反演。
[0099]
仿真示例：
[0100]
以9颗卫星星下点圆编队为例，进行仿真示意。9颗卫星分布在单环上的示例如图3所示，图4是短时基线分布情况示意图，图5是一个轨道周期基线分布示意图。图6为仿真输入图，干涉成像反演模拟结果如图7所示。
[0101]
最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制。尽管参照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。