專利名稱：：一種合成孔徑雷達衛(wèi)星的二維姿態(tài)控制系統(tǒng)的制作方法
技術領域：
：本發(fā)明涉及一種對雷達衛(wèi)星姿態(tài)的控制系統(tǒng)。更特別地說，是指一種合成孔徑雷達衛(wèi)星的二維姿態(tài)控制系統(tǒng)。
背景技術：
：合成孔徑雷達衛(wèi)星安裝在運動平臺上，按照一定的重復頻率發(fā)射、接收脈沖，將在一段時間內接收的目標回波信號進行相干疊加，從而獲得大孔徑天線陣列的探測效果，實現(xiàn)高方位分辨率，同時采用脈沖壓縮技術實現(xiàn)高距離分辨率。與真實孔徑雷達衛(wèi)星相比，合成孔徑雷達衛(wèi)星最大的特點在于它利用雷達與目標間的相對運動產生多普勒頻移效應，形成方位向頻譜，通過匹配濾波，提高方位分辨率。因此，方位向頻譜的特性對于合成孔徑雷達衛(wèi)星的性能是至關重要的。多普勒中心頻率是方位向頻譜的中心頻率。由于地球自轉，合成孔徑雷達衛(wèi)星不釆用姿態(tài)控制技術時，回波信號中包含較大的多普勒中心頻率,可達到一萬赫茲以上，意味著合成孔徑雷達衛(wèi)星對地觀測存在較大的斜視角，會對雷達衛(wèi)星成像處理與圖像應用帶來不利的影響，主要體現(xiàn)在以下幾個方面1.距離徙動量加大，使得點目標響應在距離向彌散，距離向匹配濾波需要考慮距離頻譜的三次項，進行二次距離壓縮或采用更精確的成像處理算法，增加了算法的運算量與成像處理難度，降低了數(shù)據(jù)處理的效率；2.圖像幾何畸變程度增大，必須采取更加復雜的校正技術，保證雷達圖像的相對位置精度和絕對位置精度，增加了圖像后處理的負擔；3.星載合成孔徑雷達衛(wèi)星干涉時難以得到足夠的多普勒頻譜重疊，降低干涉的精度；4.地球自轉速度沒有被完全被抵消，在多通道地面慢動目標檢測過程中，雜波抑制水平很難得到提高。1986年，美國人Raney首先研究了合成孔徑雷達衛(wèi)星多普勒中心頻率問題，并提出了一種衛(wèi)星姿態(tài)控制技術，得到了廣泛的應用。然而，該技術沒有考慮衛(wèi)星運行在橢圓軌道上的情況，只能在圓軌條件下取得最佳的效果。于澤等人在《PerformanceImprovementoftheSpacebomeThree-ChannelSAR-GMTISystem:ANovelSatelliteAttitudeSteeringTechnique》中公開了一種用于地面慢動目標檢測的多通道合成孔徑雷達衛(wèi)星二維姿態(tài)控制方法，該控制方法主要是基于兩次俯仰控制、一次偏航控制。2006IEEEInternationalGeoscienceandRemoteSensingSymposiumDenver,July,2006:3167-3170。
發(fā)明內容本發(fā)明的目的是提出一種適用于合成孔徑雷達衛(wèi)星的二維姿態(tài)控制系統(tǒng)。該系統(tǒng)在合成孔徑雷達衛(wèi)星運行于橢圓軌道的情況下，通過運用偏航-俯仰二維姿態(tài)控制技術來實現(xiàn)回波信號多普勒中心頻率為零，有效地消弱了距離向和方位向的耦合程度，降低了成像處理的難度和運算量。本發(fā)明的一種合成孔徑雷達衛(wèi)星的二維姿態(tài)控制系統(tǒng)，包括有下列t莫塊一星歷參數(shù)輸出模塊，用于對接收的軌道數(shù)據(jù)進行轉化，分別輸出第一軌跡參數(shù)/={a,e，/,w}、第二軌跡參數(shù)/^p)和平近點角M;"表示軌道半長軸，e表示軌道偏心率，/表示軌道傾角，w表示軌道近心點幅角；一衛(wèi)星位置解析模塊，該模塊對接收的第二軌跡參數(shù)/={一和平近點角M采用了開普勒方程的級數(shù)解方法進行解析獲得真近心角度^輸出；一期望姿態(tài)確定模塊，該模塊對接收的第一軌道參數(shù)/=^，e，/,一和真近心角度0采用偏航-俯仰二維姿態(tài)模塑進行解析獲得合成孔徑雷達衛(wèi)星的偏航角^和俯仰角p;最后依據(jù)偏航角^和俯仰角p的輸出角度進行合成孔徑雷達衛(wèi)星的姿態(tài)控制；所述偏航-俯仰二維姿態(tài)模型中的偏航姿態(tài)模型為<formula>formulaseeoriginaldocumentpage5</formula>表示地球自轉角速度，z'表示軌道傾角，^表示真近心角，w表示軌道近心點幅角，//表示引力場常數(shù)，e表示軌道偏心率；]，式中，"表示軌道半長軸，所述偏航-俯仰二維姿態(tài)模型中的俯仰姿態(tài)模型為:p=arctanA>/-^esin夕(l+ecos^)/Va(l—e)/(一/-^2(1+ecos(9)2+a(l—e2)^ecos/)2+—e2)^esin/cos(<9+必)]2Ya(l-e),式中，&=1-、/-A(1+ecos^)2+a(l-e2)ft>ecos/>0Vf^_^，A:為-1-4/-A2(1+ecos汐)2+a(l-e2)oecos/<0^a(l-e)"1"時是下俯標志位，A為"一l"時是上仰標志位。所述的合成孔徑雷達衛(wèi)星的二維姿態(tài)控制系統(tǒng)中偏航角^=—100°~+100°，俯仰角^=一90°+90°。本發(fā)明的一種合成孔徑雷達衛(wèi)星的二維姿態(tài)控制系統(tǒng)的優(yōu)點在于1.采用本發(fā)明二維姿態(tài)控制系統(tǒng)，使得運行在橢圓軌道上的合成孔徑雷達衛(wèi)星在任意視角下的回波信號的多普勒中心頻率為零，最大限度地消弱了距離向和方位向的耦合程度，降低了成像處理的難度和運算量；2.采用二維姿態(tài)控制系統(tǒng)，使得星載合成孔徑雷達工作在正側視狀態(tài)下，圖像幾何畸變程度最小，保證了雷達圖像的相對位置精度和絕對位置精度，有利于圖像后處理；3.在分布式合成孔徑雷達衛(wèi)星中應用本方法，可以保證多顆雷達衛(wèi)星之間有足夠的多普勒頻譜重疊，提高干涉處理的精度；4.地球自轉速度被完全抵消，使得星地相對速度只存在于方位向，非常有益于地面慢動動目標檢測，提升雜波抑制水平。5.針X才于澤等人在會議上公開的內容，本發(fā)明此次提出的對合成孔徑雷達衛(wèi)星的二維姿態(tài)控制系統(tǒng)不同之處在于將俯、仰控制由兩次簡化為一次，更適于工程實現(xiàn)。圖1是本發(fā)明合成孔徑雷達衛(wèi)星的二維姿態(tài)控制系統(tǒng)的結構圖。圖2A是在衛(wèi)星星體坐標系x^下，繞y軸順時針旋轉一個角度^后形成第一轉動坐標系。圖2B是在第一轉動坐標系;c'/z'下，繞？軸逆時針旋轉一個角度p后形成第二轉動坐標系xy'z。圖3是經本發(fā)明的二維姿態(tài)控制后的多普勒中心頻率隨諱度幅角變化的關系圖。具體實施例方式下面將結合附圖對本發(fā)明做進一步的詳細說明。本發(fā)明是一種合成孔徑雷達衛(wèi)星的二維姿態(tài)控制系統(tǒng)，該二維姿態(tài)控制系統(tǒng)包括有一星歷參數(shù)輸出模塊，用于對接收的軌道數(shù)據(jù)進行轉化，分別輸出第一軌跡參數(shù)/=第二軌跡參數(shù)/={^和平近點角^;在本發(fā)明中，一般衛(wèi)星軌道數(shù)據(jù)包括有衛(wèi)星編號、保密分級、國際標志符、TLE歷時、平均運動的一階時間導數(shù)、平均運動的二階時間導數(shù)、BSTAR阻力系數(shù)、星歷表類型、星歷編號、軌道傾角"軌道升交點赤經、軌道偏心率"軌道近心點幅角《、平近點角M、平均運動"、在軌圈數(shù)、校驗和。由于本發(fā)明僅對衛(wèi)星姿態(tài)進行控制，因此僅取其/,e,M,"。對于衛(wèi)星軌道數(shù)據(jù)的轉化采用了如下方法對從軌道數(shù)據(jù)中提取的軌道傾角z'、軌道近心點幅角w和平近點角M進行單位轉換，由度轉換為弧度；對從軌道數(shù)據(jù)中提取的軌道偏心率e除以107;對從軌道數(shù)據(jù)中提取的平均運動n進行單位轉換，由圈/天轉換為弧度/秒，然后由引力場常數(shù)除以平均運動"(單位弧度/秒)的平方后取三次方根得到軌道半長軸"；最后分別形成第一軌跡參數(shù)/={",^,^、第二軌跡參數(shù)/={4和平近點角M。一衛(wèi)星位置解析模塊，該衛(wèi)星位置解析模塊對接收的第二軌跡參數(shù)/={一和平近點角M采用了開普勒方程的級數(shù)解方法進行解析獲得真近心角度^輸出；在本發(fā)明中，開普勒方程的級數(shù)解方法為航天動力學領域中解算衛(wèi)星位置的常規(guī)方法。一期望姿態(tài)確定l莫塊，該期望姿態(tài)確定l莫塊對接收的第一軌道參數(shù)/={"，e,!',W和真近心角度^采用偏航-俯仰二維姿態(tài)模型進行解析獲得合成孔徑雷達衛(wèi)星的偏航角^和俯仰角P;最后依據(jù)偏航角W和俯仰角P的輸出角度進行合成孔徑雷達衛(wèi)星的姿態(tài)控制。7在本發(fā)明中，偏航-俯仰二維姿態(tài)模型中的偏航姿態(tài)模型為e2)esin/cos(夕+y=—arctan[-]，式中，"表示軌道半長軸，％-(1+ecose)2+fl(l-e2)ecos/a(l-e)表示地球自轉角速度，/表示軌道傾角，^表示真近心角，w表示軌道近心點幅角，//表示引力場常數(shù)，e表示軌道偏心率。在本發(fā)明中，偏航-俯仰二維姿態(tài)模型中的俯仰姿態(tài)模型為p=arctanesin汐(l+ecos。/(-41，式中，&=(1+ecos。2+a(l-e2cosf)2+[a(l—e2sinz'cos(S+ft))]2(1+ecos<9)2+a(l-e2)c^cosz,>0,^為一l-(l+ecos。2+(1-e2)<wecos/<0"i"時是下俯標志位，^為"一r時是上仰標志位。參見圖2A，圖2B所示，在本發(fā)明中，將合成孔徑雷達衛(wèi)星的坐標記為x;;z(簡稱為基體坐標)，x軸指向沿合成孔徑雷達衛(wèi)星飛行方向，少軸指向地心方向，Z軸指向合成孔徑雷達衛(wèi)星角速度的矢量方向。為了克服地球自轉和非零軌道偏心率對合成孔徑雷達衛(wèi)星成像的影響，本發(fā)明人采用了在基體坐標砂z下沿順、逆時針方向進行偏航角^和俯仰角p的調整，使得合成孔徑雷達衛(wèi)星在偏航-俯仰二維姿態(tài)模型下得到有效的姿態(tài)控制。在基體坐標^yz下，繞指向地心方向的^軸沿順時針方向轉動偏航角w形成第一轉動坐標xy,然后在第一轉動坐標xy下，繞z'軸沿逆時針方向轉動俯仰角p形成第二轉動坐標x〃/，而偏航角^=—100°+100°,俯仰角伊=-90°~+90°。采用本發(fā)明的偏航-俯仰二維姿態(tài)模型對合成孔徑雷達衛(wèi)星進行二維姿態(tài)進行仿真處理，仿真參數(shù)設置如下表參數(shù)值合成孔徑雷達衛(wèi)星中心波長軌道參數(shù)軌道半長軸(a)6900h軌道傾角(097.6Q軌道近心點幅角(《)90。軌道偏心率(e)0.0011在MATLAB7.5.0.342(R2007b)軟件環(huán)境下進行仿真，仿真如圖3所示，從圖中可以看出，能夠在各個視角下使得多普勒中心頻率為0。由于多普勒中心頻率直接影響合成孔徑雷達成像處理效果、圖像后處理難度、干涉處理精度和多通道動目標檢測性能，因此，采用本發(fā)明能夠最大限度地消弱距離向(/)和方位向(Z)的耦合程度，降低了成像處理的難度和運算量；使得圖像幾何畸變程度最小，有利于得到較高的目標位置精度；保證在進行干涉時多顆合成孔徑雷達能夠獲得足夠的多普勒頻譜重疊，提高干涉處理的精度；確保星地相對速度只存在于方位向，提升雜波抑制水平，有益于地面慢動動目標檢測。9權利要求1、一種合成孔徑雷達衛(wèi)星的二維姿態(tài)控制系統(tǒng)，其特征在于該二維姿態(tài)控制系統(tǒng)包括有一星歷參數(shù)輸出模塊，用于對接收的軌道數(shù)據(jù)進行轉化，分別輸出第一軌跡參數(shù)f＝{a，e，i，ω}、第二軌跡參數(shù)f＝{e}和平近點角M；a表示軌道半長軸，e表示軌道偏心率，i表示軌道傾角，ω表示軌道近心點幅角；一衛(wèi)星位置解析模塊，該模塊對接收的第二軌跡參數(shù)f＝{e}和平近點角M采用了開普勒方程的級數(shù)解方法進行解析獲得真近心角度θ輸出；一期望姿態(tài)確定模塊，該模塊對接收的第一軌道參數(shù)f＝{a，e，i，ω}和真近心角度θ采用偏航-俯仰二維姿態(tài)模型進行解析獲得合成孔徑雷達衛(wèi)星的偏航角ψ和俯仰角id="icf0001"file="A2009100816310002C1.tif"wi="4"he="3"top="118"left="24"img-content="drawing"img-format="tif"orientation="portrait"inline="yes"/>最后依據(jù)偏航角ψ和俯仰角id="icf0002"file="A2009100816310002C2.tif"wi="2"he="3"top="118"left="83"img-content="drawing"img-format="tif"orientation="portrait"inline="yes"/>的輸出角度進行合成孔徑雷達衛(wèi)星的姿態(tài)控制；所述偏航-俯仰二維姿態(tài)模型中的偏航姿態(tài)模型為<mathsid="math0001"num="0001"><math><![CDATA[<mrow><mi>&psi;</mi><mo>=</mo><mo>-</mo><mi>arctan</mi><mo>[</mo><mfrac><mrow><mi>a</mi><mrow><mo>(</mo><msup><mrow><mn>1</mn><mo>-</mo><mi>e</mi></mrow><mn>2</mn></msup><mo>)</mo></mrow><msub><mi>&omega;</mi><mi>e</mi></msub><mi>sin</mi><mi>i</mi><mi>cos</mi><mrow><mo>(</mo><mi>&theta;</mi><mo>+</mo><mi>&omega;</mi><mo>)</mo></mrow></mrow><mrow><mo>-</mo><msqrt><mfrac><mi>&mu;</mi><mrow><mi>a</mi><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>-</mo><msup><mi>e</mi><mn>2</mn></msup><mo>)</mo></mrow></mrow></mfrac></msqrt><msup><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>+</mo><mi>e</mi><mi>cos</mi><mi>&theta;</mi><mo>)</mo></mrow><mn>2</mn></msup><mo>+</mo><mi>a</mi><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>-</mo><msup><mi>e</mi><mn>2</mn></msup><mo>)</mo></mrow><msub><mi>&omega;</mi><mi>e</mi></msub><mi>cos</mi><mi>i</mi></mrow></mfrac><mo>]</mo><mo>,</mo></mrow>]]></math>id="icf0003"file="A2009100816310002C3.tif"wi="98"he="17"top="132"left="24"img-content="drawing"img-format="tif"orientation="portrait"inline="yes"/></maths>式中，a表示軌道半長軸，ωe表示地球自轉角速度，i表示軌道傾角，θ表示真近心角，ω表示軌道近心點幅角，μ表示引力場常數(shù)，e表示軌道偏心率；所述偏航-俯仰二維姿態(tài)模型中的俯仰姿態(tài)模型為<mathsid="math0002"num="0002"><math><![CDATA[<msqrt><msup><mrow><mo>(</mo><mo>-</mo><msqrt><mfrac><mi>&mu;</mi><mrow><mi>a</mi><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>-</mo><msup><mi>e</mi><mn>2</mn></msup><mo>)</mo></mrow></mrow></mfrac></msqrt><msup><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>+</mo><mi>e</mi><mi>cos</mi><mi>&theta;</mi><mo>)</mo></mrow><mn>2</mn></msup><mo>+</mo><mi>a</mi><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>-</mo><msup><mi>e</mi><mn>2</mn></msup><mo>)</mo></mrow><msub><mi>&omega;</mi><mi>e</mi></msub><mi>cos</mi><mi>i</mi><mo>)</mo></mrow><mn>2</mn></msup><mo>+</mo><msup><mrow><mo>[</mo><mi>a</mi><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>-</mo><msup><mi>e</mi><mn>2</mn></msup><mo>)</mo></mrow><msub><mi>&omega;</mi><mi>e</mi></msub><mi>sin</mi><mi>i</mi><mi>cos</mi><mrow><mo>(</mo><mi>&theta;</mi><mo>+</mo><mi>&omega;</mi><mo>)</mo></mrow><mo>]</mo></mrow><mn>2</mn></msup></msqrt>]]></math></maths>，式中，<mathsid="math0003"num="0003"><math><![CDATA[<mrow><mi>k</mi><mo>=</mo><mfencedopen='{'close=''><mtable><mtr><mtd><mn>1</mn></mtd><mtd><mo>-</mo><msqrt><mfrac><mi>&mu;</mi><mrow><mi>a</mi><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>-</mo><msup><mi>e</mi><mn>2</mn></msup><mo>)</mo></mrow></mrow></mfrac></msqrt><msup><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>+</mo><mi>e</mi><mi>cos</mi><mi>&theta;</mi><mo>)</mo></mrow><mn>2</mn></msup><mo>+</mo><mi>a</mi><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>-</mo><msup><mi>e</mi><mn>2</mn></msup><mo>)</mo></mrow><msub><mi>&omega;</mi><mi>e</mi></msub><mi>cos</mi><mi>i</mi><mo>></mo><mn>0</mn></mtd></mtr><mtr><mtd><mo>-</mo><mn>1</mn></mtd><mtd><mo>-</mo><msqrt><mfrac><mi>&mu;</mi><mrow><mi>a</mi><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>-</mo><msup><mi>e</mi><mn>2</mn></msup><mo>)</mo></mrow></mrow></mfrac></msqrt><msup><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>+</mo><mi>e</mi><mi>cos</mi><mi>&theta;</mi><mo>)</mo></mrow><mn>2</mn></msup><mo>+</mo><mi>a</mi><mrow><mo>(</mo><mn>1</mn><mo>-</mo><msup><mi>e</mi><mn>2</mn></msup><mo>)</mo></mrow><msub><mi>&omega;</mi><mi>e</mi></msub><mi>cos</mi><mi>i</mi><mo>&lt;</mo><mn>0</mn></mtd></mtr></mtable></mfenced><mo>,</mo></mrow>]]></math>id="icf0006"file="A2009100816310002C6.tif"wi="127"he="25"top="207"left="41"img-content="drawing"img-format="tif"orientation="portrait"inline="yes"/></maths>k為“1”時是下俯標志位，k為“-1”時是上仰標志位。2、根據(jù)權利要求1所述的合成孔徑雷達衛(wèi)星的二維姿態(tài)控制系統(tǒng)，其特征在于在星歷參數(shù)輸出模塊中對從軌道數(shù)據(jù)中提取的軌道傾角z'、軌道近心點幅角w和平近點角M進行單位轉換，由度轉換為弧度。3、根據(jù)權利要求1所述的合成孔徑雷達衛(wèi)星的二維姿態(tài)控制系統(tǒng)，其特征在于在星歷參數(shù)輸出模塊中對從軌道數(shù)據(jù)中提取的軌道偏心率e進行除以107的處理。4、根據(jù)權利要求1所述的合成孔徑雷達衛(wèi)星的二維姿態(tài)控制系統(tǒng)，其特征在于在星歷參數(shù)輸出模塊中對從軌道數(shù)據(jù)中提取的平均運動"進行單位轉換，由圈/天轉換為弧度/秒，然后由引力場常數(shù)除以平均運動"的平方后取三次方根得到軌道半長軸"5、根據(jù)權利要求1所述的合成孔徑雷達衛(wèi)星的二維姿態(tài)控制系統(tǒng)，其特征在于偏航角W-—IOO。+100°，俯仰角^=一90°~+90°。全文摘要本發(fā)明公開了一種合成孔徑雷達衛(wèi)星的二維姿態(tài)控制系統(tǒng)，該二維姿態(tài)控制系統(tǒng)包括有衛(wèi)星位置解析模塊、衛(wèi)星位置解析模塊和期望姿態(tài)確定模塊。本發(fā)明應用在合成孔徑雷達衛(wèi)星運行于橢圓軌道的情況下，通過運用偏航-俯仰二維姿態(tài)控制技術來實現(xiàn)回波信號多普勒中心頻率為零，有效地消弱了距離向和方位向的耦合程度，降低了成像處理的難度和運算量。文檔編號B64G1/24GK101513939SQ20091008163公開日2009年8月26日申請日期2009年4月3日優(yōu)先權日2009年4月3日發(fā)明者澤于,周蔭清,李春升,杰陳申請人:北京航空航天大學