[发明专利]一种合成孔径雷达卫星的全零多普勒姿态导引方法

摘要

本发明公开了一种合成孔径雷达卫星的全零多普勒姿态导引方法。该导引方法采用瞬时航天器轨道信息，可以消除多普勒中心频率对地球自转和卫星轨道椭率在距离向和方位向的耦合，实现合成孔径雷达波束中心回波的多普勒中心频率逼近零赫兹(简称全零多普勒)。采用本发明方法，可以在距离向上按目标距离(简称按目标距离)获取雷达波束的全零多普勒轨迹，成像轨迹在距离向上无移动；或者可以按目标侧视角θ0(即雷达波束中心与地心矢量夹角)获取雷达波束的全零多普勒轨迹，成像中可实现雷达波束侧视角为θ0。

主权项

一种合成孔径雷达卫星的全零多普勒姿态导引方法，其特征在于包括如下步骤：(1)建立基于合成孔径雷达卫星的参考本体系O‑XYZ，O‑XYZ为固联于合成孔径雷达的右手系，其中O为卫星质心，Z轴平行于合成孔径雷达波束中心、指向雷达波束发出的方向，X轴垂直于所述合成孔径雷达波束中心，Y轴满足右手坐标系原则；当卫星按零姿态飞行时，O‑XYZ坐标系与地心轨道系一致；(2)在所述参考本体系O‑XYZ中，利用123转序欧拉角θ、ψ描述合成孔径雷达卫星的滚动角、俯仰角、偏航角，其中θ、ψ分别表示雷达卫星绕参考本体系X轴、Y轴、Z轴的转动角，且先于θ转动，θ先于ψ转动；建立合成孔径雷达卫星全零多普勒姿态导引模型： 其中，vs1=μ(1-e2)ar]]>vs3=-μesinfrvs1]]>a、e、i、u、f、r和ωo为卫星轨道参数，其中a为卫星运行轨道半长轴、e为卫星运行轨道偏心率、i为卫星运行轨道倾角、u为卫星运行轨道幅角、f为卫星运行轨道真近点角、r为卫星到地心的距离、ωo为卫星运行轨道角速度、Re为地球半径，ωe为地球自转角速度，μ为引力场常数，l为距离向上的目标距离，h为卫星运行轨道高度，当卫星为左侧视飞行时，FSGN＝+1，当卫星为右侧视飞行时，FSGN＝‑1；(3)采集t时刻的卫星轨道参数，根据步骤(2)所建立的姿态导引模型计算得到该采集时刻的导引姿态角θ、ψ，并将其作为t时刻卫星的目标导引姿态角输出，实现雷达波束在距离向上按目标距离l运行的全零多普勒轨迹，t为大于0的自然数。