星载滑动聚束SAR瞄准精度在轨测试方法

摘要

本发明公开了一种星载滑动聚束SAR瞄准精度在轨测试方法，包括以下步骤：选择地面控制点，绝对位置坐标为P

说明书

技术领域

本发明涉及通信技术领域，具体地，涉及一种星载滑动聚束SAR瞄准精度在轨测试方法。

背景技术

星载合成孔径雷达(Synthetic Aperture Radar,SAR)是一种全天时全天候的主动对地观测系统，在国土资源普查、测绘、防灾减灾等方面发挥了的重要应用。进入二十一世纪以来，星载SAR技术发展迅速。星载SAR分辨率越来越高，德国的TerraSAR卫星最高分辨率达到1米，意大利的Cosmo-skymed分辨率也达到了1米。由于分辨率与成像带宽的矛盾性，分辨率提高引起成像带宽度减小(TerraSAR卫星1米分辨率模式的成像带宽只有5公里)。而成像带宽度小则会使SAR波束瞄准和捕获目标的能力下降，影响星载SAR观察目标的准确度和时效性。

这里提出星载SAR瞄准精度的概念，将瞄准精度定义为星载SAR在轨按既定计划观测确定位置目标的精确程度。瞄准精度分为距离向瞄准精度和方位向瞄准精度。瞄准精度受到卫星轨道位置预报误差、开机时刻误差、斜距测量误差、SAR天线波束指向误差和地球模型高程误差等因素的影响。星载SAR瞄准精度与定位精度是不同的，瞄准重点描述对目标区域回波数据获取的准确性，而定位不关心所获得数据准确与否，只管将已获取数据的图像进行位置解算。

关于星载SAR的瞄准问题，Curlander分析了卫星轨道位置误差、SAR时钟误差、斜距测量误差和地球模型高程误差等因素对目标位置的影响，Marco Schwerdt等人提出了波束指向的在轨测试和修正方法、斜距在轨测试和修正方法。以上研究仅限于影响瞄准精度的因素分析，以及个别影响因素的在轨测试方法。而对于瞄准精度的完整的在轨测试方法，以及从星地全链路全面系统地分析和评价瞄准精度的手段暂时还没有看到。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种星载滑动聚束SAR瞄准精度在轨测试方法。

根据本发明提供的星载滑动聚束SAR瞄准精度在轨测试方法，包括如下步骤：

步骤S1：选择地面控制点，地面控制点的绝对位置坐标为P_Target0，在所述地面控制点放置定标器；

步骤S2：根据卫星当前轨道位置P_Satellite0进行地面控制点对应的过顶时刻轨道位置P_Satellite1和过顶时刻T_Target0预报；

步骤S3：基于过顶时刻轨道位置P_Satellite1进行合成孔径雷达SAR的成像参数计算，根据成像参数计算地面控制点在成像带宽内的相对位置坐标P_Relative0；

步骤S4：在卫星的过顶时刻T_Target0对地面控制点照射和导航数据、星历参数下传，地面应用系统接收导航数据和星历参数并进行高精度多普勒中心计算和成像处理；

步骤S5：地面应用系统根据卫星的导航数据和星历参数对成像处理生成图像进行几何定位，按成像带宽设计值截取图像；

步骤S6：在图像上识别地面控制点，计算地面控制点在图像中的相对位置坐标P_Relative1；

步骤S7：将相对位置坐标P_Relative1与相对位置坐标P_Relative0作差，即为测试样本的一个瞄准误差；多次测量并统计瞄准误差的均值和标准差取为瞄准精度测试值。

优选地，所述步骤S2包括步骤如下：

步骤S2.1：获取当前轨道位置为P_Satellite0，相应位置的时间为T₀；

步骤S2.2：采用STK软件进行地面控制点的过顶时刻轨道位置P_Satellite1和过顶时刻T_Target0预报。

优选地，所述步骤S3包括步骤如下：

步骤S3.1：根据过顶时刻轨道位置P_Satellite1与地面控制点的绝对位置P_Target0的相对关系，选择一个距离向波束，距离向波束指向为θ_Point，保证距离向波束能够较好的覆盖地面控制点；

步骤S3.2：进行合成孔径雷达SAR波位的信号带宽、脉冲宽度、脉冲重复频率、方位向扫描角度范围设置，并依合成孔径雷达SAR波位的信号带宽、脉冲宽度、脉冲重复频率、方位向扫描角度范围计算距离向分辨率、方位向分辨率、距离向成像带宽W_R、方位向成像带宽W_A；

步骤S3.3，根据距离向成像带宽W_R和方位向成像带宽W_A得到所述成像带宽的四个边角位置坐标P₁、P₂、P₃和P₄，地面控制点在图像内的相对位置坐标P_Relative0表示为P_Target0-P_i(i＝1，2，3，4)中的任意一个。

优选地，所述步骤S5包括如下步骤：

步骤S5.1：根据导航数据插值计算在过顶时刻T_Target0的实际卫星位置P_Satellite2；

步骤S5.2：根据合成孔径雷达SAR的时延测量值τ₀、大气延时测量值τ₁计算星地斜距标量R，R＝c(τ₀-τ₁)/2，由此构造距离方程R＝|P_Satellite2-P_Target1|，P_Target1为卫星实际瞄准的位置；c为光速；

步骤S5.3：根据多普勒中心的频率f_DC构造多普勒方程f_DC＝2/(λR)×dot(V_st,P_Target1-P_Satellite2)，V_st为WGS84系下卫星速度，从卫星导航数据中获取，λ为波长，dot(·)为点乘；

步骤S5.4：根据地面控制点的高程h构造地球模型方程其中R_e为地球赤道半径，R_p为地球极半径R_p＝(1-f)(R_e+h)，x_t、y_t、z_t为矢量P_Target1的三个因素；

步骤S5.5：根据距离方程、多普勒方程以及地球模型方程计算出P_Target1的值；

步骤S5.6：根据成像带宽的设计值计算图像的四个边角位置坐标P'_i＝[P_Target1-(P_Target0-P_i)](i＝1，2，3，4)，从而确定成像带宽位置。

优选地，所述步骤6中在图像上识别地面控制点，计算地面控制点在设计图像中的相对位置坐标P_Relative1，P_Relative1可表示为P_Target0-P'_i(i＝1，2，3，4)。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明首次提出了一种从星地全链路全面系统地测试瞄准精度的方法，具有开创性；

2、本发明所提出的方法流程清晰、易于实现，对于卫星管控系统评价计划精度有重要指导作用。

3、本发明同样适用于条带模式、SCANSAR模式、聚束模式、TOPSAR模式、MOSAIC模式等SAR工作模式。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为滑动聚束SAR系统对地观测示意图；

图中，卫星为右侧视飞行状态，地面控制点位置为P_Target10，方位向和距离向成像带宽分别为W_A和W_R，成像带四个边角向量为P₁、P₂、P₃和P₄，卫星过顶位置为P_Satllite1(预报值)，过顶时刻为T_Target0(预报值)，过顶时刻卫星与目标连线与飞行方向垂直。

图2为本发明瞄准精度在轨测试步骤图；

图3为实际瞄准位置P_Target1相对于预报瞄准位置P_Target0偏离的示意图；

图4为实际瞄准位置P_Target1相对于预报瞄准位置P_Target0偏离的1000组样本统计规律图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

本实施例提供了一种星载滑动聚束SAR瞄准精度在轨测试方法，包括如下步骤：

步骤S1，选择地面控制点，在WGS84坐标系中，绝对位置坐标为P_Target0，在地面控制点放置定标器，背景区域具有均匀、平坦、低散射特性，控制点信杂比大于30dB且周围64倍像元内无强目标；

步骤S2，根据卫星当前轨道位置P_Satellite0进行控制点的过顶时刻轨道位置P_Satellite1(WGS84坐标系)预报；

步骤S3，基于P_Satellite1进行SAR成像参数计算，包括控制点开机时间T_Target0、距离向波束指向θ_Point、分辨率、成像带宽等，根据成像参数计算地面控制点在成像带宽内的相对位置坐标P_Relative0；

步骤S4，按照卫星精确过顶时刻T_Target0来做计划，对已知地面控制点地区进行照射和数据下传，地面应用系统接收数据并进行高精度多普勒中心(f_DC)计算和成像处理；

步骤S5，地面应用系统根据卫星的导航数据和星历参数对图像进行几何定位，按成像带宽设计值截取图像；

步骤S6，在图像上识别已知地面控制点，计算地面控制点在图像中的相对位置坐标P_Relative1；

步骤S7，将P_Relative1与P_Relative0作差，即为一个瞄准误差测试样本；多次测量并统计瞄准误差的均值和标准差取为瞄准精度测试值。

进一步地，所述步骤2中根据卫星当前轨道位置P_Satellite0进行控制点的过顶时刻轨道位置P_Satellite1(WGS84坐标系)预报，包括步骤如下：

步骤S2.1，当前轨道位置为P_Satellite0(WGS84坐标系)，相应位置的时间为T₀；

步骤S2.2，利用STK软件进行地面控制点的过顶时刻轨道位置P_Satellite1(WGS84坐标系)及过顶时间T_Target0预报。

进一步地，所述步骤3中根据成像参数计算控制点在成像带内的相对位置坐标P_Relative0，包括步骤如下：

步骤S3.1，根据用户对于目标图像的需求(包括分辨率、成像带宽等)，选择工作模式，具体包括条带、滑动聚束、SCANSAR、TOPSAR等，这里以滑动聚束模式为例；

步骤S3.2，根据卫星位置P_Satellite1与控制点位置P_Target0的相对关系，选择一个合适的距离向波束(指向为θ_Point)，保证波束能够较好的覆盖地面控制点；

步骤S3.3，以工作模式和图像需求为输入进行SAR波位设计，设计信号带宽、脉冲宽度、脉冲重复频率、方位向扫描角度范围等雷达工作参数，并依此计算距离向分辨率、方位向分辨率、距离向成像带宽W_R、方位向成像带宽W_A等图像性能指标；

步骤S3.4，根据W_R和W_A设计结果，可以得到所设计成像带的四个边角的位置P₁、P₂、P₃和P₄，如附图1所示，控制点在图像内的相对位置P_Relative0可表示为P_Target0-P_i(i＝1，2，3，4)中的任意一个。

进一步地，所述步骤S5中地面应用系统根据导航数据和星历参数对图像进行几何定位，按成像带宽设计值截取图像，包括如下步骤：

步骤S5.1，根据导航数据插值计算在过顶时刻T_Target0的实际卫星位置P_Satellite2；

步骤S5.2，根据SAR系统时延测量值τ₀及大气延时测量值τ₁计算星地斜距标量R，R＝c(τ₀-τ₁)/2，由此构造距离方程R＝|P_Satellite2-P_Target1|，P_Target1为卫星实际瞄准的位置，为待求变量，c为光速；

步骤S5.3，根据步骤4计算的多普勒中心频率f_DC构造多普勒方程f_DC＝2/(λR)×dot(V_st,P_Target1-P_Satellite2)，V_st为WGS84系下卫星速度，从卫星导航数据中获取，λ为波长，dot(·)为点乘；

步骤S5.4，根据控制点的高程h(已知量)构造地球模型方程其中R_e为地球赤道半径，R_p为地球极半径R_p＝(1-f)(R_e+h)，x_t、y_t、z_t为矢量P_Target1的三个因素；

步骤S5.5，根据以上三个方程，计算出P_Target1的值；

步骤S5.6，根据3.4节成像带宽设计结果，计算实际图像的四个边角位置P'_i＝[P_Target1-(P_Target0-P_i)](i＝1，2，3，4)，由此成像带宽位置得到确定。

进一步地，所述步骤S6中在图像上识别已知控制点，计算其在设计图像中的相对位置坐标P_Relative1，P_Relative1可表示为P_Target0-P'_i(i＝1，2，3，4)。

进一步地，所述步骤7中将P_Relative1与P_Relative0作差，即为一个瞄准误差测试样本；多次测量并统计均值和标准差取为瞄准精度测试值。

更为具体地，附图2给出了本发明的具体实现步骤：

(1)选择地面控制点：

绝对位置坐标为P_Target0(WGS84坐标系)，在控制点放置定标器，背景区域具有均匀、平坦、低散射特性，控制点信杂比大于30dB且周围64倍像元内无强目标；

(2)过顶时刻预报

根据卫星当前轨道位置P_Satellite0进行控制点的过顶时刻轨道位置P_Satellite1(WGS84坐标系)预报；

2a)，当前轨道位置为P_Satellite0(WGS84坐标系)，相应位置的时间为T₀；

2b)，利用STK软件进行控制点的过顶时刻轨道位置P_Satellite1(WGS84坐标系)及过顶时间T_Target0预报。

(3)用预报数据计算控制点在成像带内相对位置

基于P_Satellite1进行SAR成像相关参数计算(包括控制点开机时间T_Target0、距离向波束指向θ_Point、分辨率、成像带宽等)，根据成像参数计算控制点在成像带内的相对位置坐标P_Relative0；

3a)，根据用户对于目标图像的需求(包括分辨率、成像带宽等)，选择工作模式(包括条带、滑动聚束、SCANSAR、TOPSAR等)，这里以滑动聚束模式为例；

3b)，根据卫星位置P_Satellite1与控制点位置P_Target0的相对关系，选择一个合适的距离向波束(指向为θ_Point)，保证波束能够较好的覆盖控制点；

3c)，以工作模式和图像需求为输入进行SAR波位设计，设计信号带宽、脉冲宽度、脉冲重复频率、方位向扫描角度范围等雷达工作参数，并依此计算距离向分辨率、方位向分辨率、距离向成像带宽W_R、方位向成像带宽W_A等图像性能指标；

3d)，根据上一步W_R和W_A设计结果，可以得到所设计成像带的四个边角的位置P₁、P₂、P₃和P₄，如附图1所示，控制点在图像内的相对位置P_Relative0可表示为P_Target0-P_i(i＝1，2，3，4)中的任意一个。

(4)目标观测和地面成像处理：

按照卫星精确过顶时刻为T_Target0来做计划，对已知控制点地区进行照射和数据下传，地面应用系统接收数据并进行高精度多普勒中心(f_DC)计算和成像处理；

(5)地面应用系统根据导航数据和星历参数对图像进行几何定位，按成像带宽设计值截取图像：

5a)，根据下传导航数据插值计算T_Target0时刻的实际卫星位置P_Satellite2；

5b)，根据SAR系统时延测量值τ₀及大气延时测量值τ₁计算星地斜距标量R，R＝c(τ₀-τ₁)/2，由此构造距离方程R＝|P_Satellite2-P_Target1|，P_Target1为卫星实际瞄准的位置，c为光速；

5c)，根据步骤4计算的多普勒中心频率f_DC构造多普勒方程f_DC＝2/(λR)×dot(V_st,P_Target1-P_Satellite2)，V_st为WGS84系下卫星速度，从卫星导航数据中获取，λ为波长，dot(·)为点乘；

5d)，根据控制点的高程h(已知量)构造地球模型方程其中R_e为地球赤道半径，R_p为地球极半径R_p＝(1-f)(R_e+h)，x_t、y_t、z_t为矢量P_Target1的三个因素；

5e)，根据以上三个方程，计算出P_Target1的值；

5f)，根据3.4节成像带宽设计结果，计算实际图像的四个边角位置P'_i＝[P_Target1-(P_Target0-P_i)](i＝1，2，3，4)，由此成像带宽位置得到确定。

(6)在图像上识别已知控制点，计算其在场景中的相对位置坐标P_Relative1

在图像上识别已知控制点，计算其在设计图像中的相对位置坐标P_Relative1，P_Relative1可表示为P_Target0-P'_i(i＝1，2，3，4)。

(7)将P_Relative1与P_Relative0作差，即为一个瞄准误差测试样本；多次测量并统计均值和标准差取为瞄准精度测试值。

下面结合仿真数据对本发明的效果做进一步的说明。

这里选择太阳同步轨道X波段星载SAR进行瞄准精度在轨测试方法的仿真验证。星载SAR轨道高度约600km，SAR天线尺寸为4(m，方位向)×3(m，距离向)，SAR工作模式选择滑动聚束模式，分辨率设计为0.6m，距离向成像带宽和方位向成像带宽分别设计为4km和6km，控制点高程为80m。影响瞄准精度的各因素取值为：轨道位置预报误差200m，高程误差m，开机时刻误差20ms，斜距测量误差5m，波束指向误差0.04°。以上各参数取值如表1所示。

表1仿真参数取值

选择当前时刻T₀为2016年03月01日16时40分50秒，卫星轨道位置P_Satellite0(WGS84坐标系)为(-293426.77m，-1518882.08m，-6842101.58m)。利用STK软件进行轨道递推，获得24小时后的时刻和卫星位置，分别为2016年03月02日16时40分50秒和(3044738.32m，-6275956.74m，-701278.29m)，并以此为理论过顶时刻和位置，此段数据在仿真中重复使用，将右侧视40°下视角的视线方向与地球模型交点(高程80m)作为控制点位置P_Target0。

根据表1，以200m为标准差，随机产生1000组数据，作为STK预报的输入位置偏移(均以P_Satellite0为起点)，产生1000组过控制点的过顶时间T_Target0预报值和卫星位置预报值P_Satellite1。同样地，根据表1中参数取值，分别随机产生1000组高程误差、开机时刻误差、斜距测量误差和波束指向误差。利用以上样本进行1000次波位设计及雷达参数计算。信号带宽选择为420MHz，距离向分辨率设计为0.58m，距离向成像带宽为4km；方位向分辨率为0.6m，扫描角度为±1.05°，方位向成像带宽为6km。可以得到1000组成像带位置(P₁、P₂、P₃和P₄)以及P_Relative0值(仿真中使用P_Target0-P₁计算)。

卫星过顶并按照上述设计参数在T_Target0时刻照射控制点，数据下传送地面应用系统完成处理和定位，求出实际瞄准位置P_Target1。按照成像带宽设计值截取图像，从而获得1000组P'_i(i＝1，2，3，4)，分别在图像上识别控制点，计算得到1000组P_Relative1(仿真中使用P_Target0-P'₁计算)。将P_Relative1与P_Relative0作差并做统计，得到均值标准差则瞄准精度实际瞄准位置P_Target1相对于预报瞄准位置P_Target0偏离的示意图如图3所示，1000组样本统计规律如图4所示。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。