偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新方法及系统与流程

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1.本发明涉及近圆低轨道sar成像卫星控制领域，具体涉及偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新方法及系统。

背景技术：

2.合成孔径雷达卫星是一种以星载合成孔径雷达(sar)为有效载荷的对地观测卫星,sar是一种工作在微波波段的主动遥感器,在雷达成像卫星工作时需要控制的工作参数包含拍摄中心点目标的时刻、卫星侧视方式、侧视角度、采样位数、采样深度、中心频率、信号带宽等诸多工作参数。其中多普勒中心频率fd是其成像处理中的一个最关键的参数,它与卫星和地面目标间的相对运动有关，经大量研究发现，是否对卫星开启偏航导引和偏航导引计算的精确直接影响到中心频率fd。对于c波段sar，偏航导引受地球自转的影响很大，其中赤道和南北极的偏航导引值变化范围在-3.7
°
～+3.7
°
，这给有效成像带来困难，因而需要施加偏航牵引。研究发现对卫星的偏航控制可以有效抵消地球自转造成的多普勒中心频率的偏移，国外学者利用圆轨道近似，最先推导出了多普勒中心频率和偏航导引角的函数表达式，从而获得了偏航导引角的计算方法，这种方法目前被广泛采用，在偏心率较小(e《0.002)的情况下精度很高。
3.现有技术缺点：通过《低轨小椭圆轨道s频段sar卫星姿态导引方法研究—郑泽星》、《sar卫星偏航导引补偿效果分析—孟云鹤》、《星载sar椭圆轨道全零多普勒导引方法研究—姚玉林》、《一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法—董文强》以及公布号为cn104375511a的现有专利申请文献《一种波束协同控制的地球同步轨道sar卫星偏航导引方法》包括以下步骤：步骤一，根据系统任务需求设计地球同步轨道sar卫星的轨道；步骤二，根据系统天线的扫描能力、姿态控制能力、姿态敏感器安装布局，根据下面的策略分析，选取其中适合系统偏航导引的策略；步骤三，依据上述各偏航导引的策略设计联合控制规律，进行姿态波束协同导引。以及公布号为cn102880059a的现有专利文献《一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法》在飞行器偏航轴机动方法中设计了正弦偏航导引律，使偏航轴跟踪一条正弦曲线，同时根据该曲线计算帆板转速，保证在这种模式下太阳方向与帆板法线夹角最小。由前述现有专利申请文献及现有资料可知，现有的技术方案中，各卫星数据处理流程相互独立，针对于偏航导引计算更多关注于偏航导引对多普勒中心频率的影响，未直接转换到对卫星成像时刻的工作参数的更新，无法满足卫星参数更新的需求。郑泽星提出面向低轨小偏心率轨道s频段合成孔径雷达(sar)卫星的偏航导引、二维姿态导引方法以及采取不同轨道模型时的简化实现；孟云鹤通过建立“sar卫星-球-目标点”几何模型,得到多普勒中心频率的精确值，简化模型并求得卫星的偏航导引规律；郭德明从星载sar的星地空间几何关系出发，考虑椭圆轨道下卫星航迹角的影响，详细推导了任意椭圆轨道下多普勒中心频率的精确表达式。
4.结合大量文献对现有技术展开研究，发现偏航导引规律从计算上存在简化或精确两种不同表达方式，但均未用于完善低轨成像卫星工作质量提升。现有技术对卫星轨道控
制系统设计时结合了偏航导引的控制未对影响细分到卫星成像工作参数中。
5.综上，现有技术存在现有更新操作无法满足雷达成像卫星工作参数的更新要求的技术问题。

技术实现要素：

6.本发明所要解决的技术问题在于如何解决现有技术中存在现有更新操作无法满足雷达成像卫星工作参数的更新要求的技术问题。
7.本发明是采用以下技术方案解决上述技术问题的：偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新方法包括：
8.s1、根据卫星瞬时g2000坐标位置(x,y,z,xvel,yvel,zvel)进行坐标转换，据以生成与卫星瞬时g2000坐标位置对应的成像卫星六根数信息(a,e,i,ω,ω,f)，其中，a表示半长轴、e表示偏心率、i表示倾角、ω表示升交点赤经、ω表示近地点幅角、f表示真近点角；
9.s2、在未加入偏航导引时，处理成像卫星六根数信息，以生成成像卫星参数；
10.s3、计算成像卫星六根数信息，据以得到瞬时卫星偏航导引数值；
11.s4、根据瞬时卫星偏航导引数值更新成像卫星参数，其中，成像卫星参数包括：中心时刻及中心侧视角，步骤s4包括：
12.s41、获取瞬时卫星偏航导引数值中的卫星运行方向，据以偏移处理瞬时卫星偏航导引数值，以得到偏移偏航导引数值，将偏移偏航导引数值分解至距离向和方位向，以得到方位向差值及距离向差值；
13.s42、根据卫星在方位向上的运行速度转换方位向差值，以得到时间差值，利用时间差值更新中心时刻，根据卫星在距离向上的侧摆角度转换距离向差值，以得到侧摆角度差值，利用侧摆角度差值更新中心侧视角；
14.s5、获取经更新的中心时刻与初始轨道中心时刻的差值，据以判断差值是否小于预置时刻阈值；
15.s6、若是，则按照经更新的中心时刻循环执行前述步骤s1至s5，以持续更新成像参数；
16.s7、若否，则按照当前生成的成像卫星参数生成成像指令。
17.本发明在偏航导引下进行低轨道雷达成像卫星的工作参数更新，通过二维的姿态导引来补偿多普勒中心频率特征。提出了根据瞬时卫星精确定轨位置换算出偏航导引角，并将偏航导引精准的分解到成像卫星任务工作参数中。
18.本发明根据不同时刻的成像卫星飞行方向、轨道位置计算瞬时的偏航导引值，结合瞬时成像卫星在升轨或降轨、左侧视或右侧视等不同情况，将偏航导引值分解到成像中心时刻、成像中心侧视角等核心参数，完成成像指令的精确规划和生成，实现了成像任务的参数更新，达到高精度雷达成像标准。
19.本发明从实际工程应用角度出发，在考虑偏航导引的计算下，将影响分解到成像卫星工作参数中，从而提升卫星成像质量。
20.在更具体的技术方案中，步骤s1包括：
21.s11、利用下述逻辑计算卫星位置参数h：
[0022][0023]
其中r为(x,y,z)，为(xvel,yvel,zvel)；
[0024]
s12、利用下述逻辑处理卫星位置参数h，以得到倾角i及升交点赤经ω：
[0025][0026]
s13、利用下述逻辑计算万有引力系数μ及卫星位置参数h，以得到偏心率e：
[0027][0028]
s14、利用下述逻辑处理偏心率e、倾角i及升交点赤经ω，据以得到近地点幅角ω：
[0029][0030]
s15、利用下述逻辑处理万有引力系数μ、卫星位置参数h及偏心率e，以得到半长轴a：
[0031][0032]
s16、利用下述逻辑处理倾角i、近地点幅角ω及升交点赤经ω，据以得到真近点角f：
[0033][0034]
在更具体的技术方案中，步骤s2中，根据卫星运行轨道信息处理采集目标的目标参数，其中，采集目标包括：点目标、区域目标、移动目标；
[0035]
在更具体的技术方案中，采集目标参数包括：可视时间窗口、侧视方式、侧摆角度、采样位数、采样起始、采样深度、信号带宽、波形脉宽。
[0036]
在更具体的技术方案中，以下述逻辑处理采集目标的目标参数：
[0037]
s21、以下述逻辑计算采样时长t
time
：
[0038]
t
time
＝t
end-t
start
[0039]
其中，t
end
为结束时间，t
start
为开始时间；
[0040]
s22、以下述逻辑计算采样起始t
start
：
[0041][0042]
其中，r
start
为卫星到星下拍摄点的斜距，c为光的传输速度；
[0043]
s23、以下述逻辑计算信号带宽s
wave
：
[0044][0045]
其中，v为拍摄中心的角度；
[0046]
s24、以下述逻辑处理信号带宽s
wave
，据以获取采样深度t
deep
：
[0047][0048]
在更具体的技术方案中，步骤s3中，将地球设为近似圆，以将卫星轨道瞬时的维度幅角作为输入，据以处理得到卫星瞬时g2000坐标位置对应的偏航导引角度，步骤s5中的预置时刻阈值为0.01s。
[0049]
本发明针对未开启偏航导引的情况下成像受到地球自转影响而导致图像模糊，在开启偏航导引时，将卫星牵引后的值转换到中心时刻差值和中心侧摆角度差值上，从而补偿多普勒中心频率变化带来的影响。
[0050]
在更具体的技术方案中，步骤s3包括：
[0051]
s31、利用下述逻辑处理半长轴a，据以得到卫星角速度satv：
[0052][0053]
其中，mu为万有引力系数；
[0054]
s32、利用下述逻辑计算地球自转角速度earv：
[0055][0056]
其中，te为地球自转周期；
[0057]
s33、利用下述逻辑处理地球自转角速度earv及卫星角速度satv，据以得到偏航导引角度vq,其中i为轨道六根数中的轨道倾角，ω为轨道六根数中的近地点幅角：
[0058][0059]
在更具体的技术方案中，对近地点幅角及真近点角求和处理，以得到维度幅角。
[0060]
在更具体的技术方案中，步骤s42包括：
[0061]
s421、利用下述逻辑计算更新后的侧摆角度vc：
[0062]vc
＝vc+vq；
[0063]
s422、利用下述逻辑处理侧摆角度vc，以得目标到星下点的地距值rg：
[0064][0065]
其中，h为卫星到星下点高度，r为卫星到目标斜距值；
[0066]
s423、利用下述逻辑计算卫星瞬时速度vs：
[0067]
[0068]
其中，x
ve
l、y
ve
l、z
ve
l为卫星j2000下的三个方向速度；
[0069]
s424、利用下述逻辑处理目标到星下点的地距值rg以及卫星瞬时速度vs，据以得到中心时刻差值t
sub
：
[0070][0071]
s425、利用下述逻辑处理中心时刻差值t
sub
，以得到补偿后的中心时刻t
center
：
[0072]
t
center
＝t
center
+t
sub
。
[0073]
本发明根据卫星瞬时位置计算偏航导引值，并将偏航导引分解到成像参数中，从而补偿多普勒中心频率特征。本发明将偏航导引值按照卫星运行方向偏移后分解到距离向和方位向的差值，根据卫星在方位向上的运行速度及距离向上的运行参数及侧摆参数转换获取时间差值及侧摆角度差值，以实现对低轨雷达成像卫星工作参数的更新操作，进一步提高了卫星工作参数更新的精度。
[0074]
本发明深入分析了偏航导引对卫星机动过程中对滚动角和俯仰角的综合影响，将卫星工作参数中成像中心视角和成像中心时刻进行关联，按照偏航导引开启下进行工作参数分析。
[0075]
在更具体的技术方案中，偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新系统包括：
[0076]
六根数信息模块，用以根据卫星瞬时g2000坐标位置(x,y,z,xvel,yvel,zvel)进行坐标转换，据以生成与卫星瞬时g2000坐标位置对应的成像卫星六根数信息(a,e,i,ω,ω,f)，其中，a表示半长轴、e表示偏心率、i表示倾角、ω表示升交点赤经、ω表示近地点幅角、f表示真近点角；
[0077]
卫星参数生成模块，用以在未加入偏航导引时，处理成像卫星六根数信息，以生成成像卫星参数，卫星参数生成模块与六根数信息模块连接；
[0078]
偏航导引数据模块，用以计算成像卫星六根数信息，据以得到瞬时卫星偏航导引数值，偏航导引数据模块与卫星参数生成模块连接；
[0079]
卫星参数更新处理模块，用以根据瞬时卫星偏航导引数值更新成像卫星参数，卫星参数更新处理模块与偏航导引数据模块连接，其中，成像卫星参数包括：中心时刻及中心侧视角，卫星参数更新处理模块包括：
[0080]
方位距离差值处理模块，用以获取瞬时卫星偏航导引数值中的卫星运行方向，据以偏移处理瞬时卫星偏航导引数值，以得到偏移偏航导引数值，将偏移偏航导引数值分解至距离向和方位向，以得到方位向差值及距离向差值；
[0081]
中心侧视角及时刻更新模块，用以根据卫星在方位向上的运行速度转换方位向差值，以得到时间差值，利用时间差值更新中心时刻，根据卫星在距离向上的侧摆角度转换距离向差值，以得到侧摆角度差值，利用侧摆角度差值更新中心侧视角，中心侧视角及时刻更新模块与方位距离差值处理模块连接；
[0082]
时刻差值判断模块，用以获取经更新的中心时刻与初始轨道中心时刻的差值，据以判断差值是否小于预置时刻阈值，时刻差值判断模块与卫星参数更新处理模块连接；
[0083]
持续更新模块，用以在差值小于预置时刻阈值时，按照经更新的中心时刻循环更新成像参数；
[0084]
指令生成模块，用以在差值大于预置时刻阈值时时，按照当前生成的成像卫星参
数生成成像指令。
[0085]
本发明相比现有技术具有以下优点：本发明在偏航导引下进行低轨道雷达成像卫星的工作参数更新，通过二维的姿态导引来补偿多普勒中心频率特征。提出了根据瞬时卫星精确定轨位置换算出偏航导引角，并将偏航导引精准的分解到成像卫星任务工作参数中。
[0086]
本发明根据不同时刻的成像卫星飞行方向、轨道位置计算瞬时的偏航导引值，结合瞬时成像卫星在升轨或降轨、左侧视或右侧视等不同情况，将偏航导引值分解到成像中心时刻、成像中心侧视角等核心参数，完成成像指令的精确规划和生成，实现了成像任务的参数更新，达到高精度雷达成像标准。
[0087]
本发明针对未开启偏航导引的情况下成像受到地球自转影响而导致图像模糊，在开启偏航导引时，将卫星牵引后的值转换到中心时刻差值和中心侧摆角度差值上，从而补偿多普勒中心频率变化带来的影响。
[0088]
本发明从实际工程应用角度出发，在考虑偏航导引的计算下，将影响分解到成像卫星工作参数中，从而提升卫星成像质量。
[0089]
本发明根据卫星瞬时位置计算偏航导引值，并将偏航导引分解到成像参数中，从而补偿多普勒中心频率特征。本发明将偏航导引值按照卫星运行方向偏移后分解到距离向和方位向的差值，根据卫星在方位向上的运行速度及距离向上的运行参数及侧摆参数转换获取时间差值及侧摆角度差值，以实现对低轨雷达成像卫星工作参数的更新操作，进一步提高了卫星工作参数更新的精度。
[0090]
本发明深入分析了偏航导引对卫星机动过程中对滚动角和俯仰角的综合影响，将卫星工作参数中成像中心视角和成像中心时刻进行关联，按照偏航导引开启下进行工作参数分析。
[0091]
本发明解决了现有技术中存在的现有更新操作无法满足雷达成像卫星工作参数的更新要求的技术问题。
附图说明
[0092]
图1为本发明实施例1的偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新方法基本步骤示意图；
[0093]
图2为本发明实施例1的偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新方法参数更新步骤示意图；
[0094]
图3为本发明实施例1的卫星六根数获取流程示意图；
[0095]
图4为本发明实施例1的成像参数生成示意图；
[0096]
图5为本发明实施例1的偏航导引计算流程示意图；
[0097]
图6为本发明实施例1的参数更新具体步骤示意图；
[0098]
图7为本发明实施例1的升轨右侧视下的偏航导引三维示意图；
[0099]
图8为本发明实施例1的升轨右侧视下的偏航导引二维示意图。
具体实施方式
[0100]
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例，
对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0101]
实施例1
[0102]
如图1所示，本发明提供的偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新方法包括以下步骤：
[0103]
步骤s1：获取卫星瞬时g2000位置；在本实施例中，根据卫星实时运行轨道，通过精密定轨模型进行外推，获取成像中心时刻的g2000坐标系下的位置和坐标信息，包含x,y,z位置信息和对应的速度信息；
[0104]
步骤s2：坐标转换；在本实施例中，基于输入的g2000坐标信息，通过坐标转换方法，获取到对应时刻的轨道六根数信息，六根数包含半长轴a、偏心率e、倾角i、升交点赤经ω、近地点幅角ω、真近点角f；
[0105]
步骤s3：获取卫星瞬时六根数；在本实施例中，获取坐标转换后的瞬时a,e,i,ω,ω,f信息；
[0106]
步骤s4：生成成像参数；在本实施例中，根据卫星运行轨道信息和瞬时对目标的可视信息(包含观测时刻、侧视方式、侧摆角度、中心斜距信息)，对目标(点目标、区域目标、移动目标)的采样时长、采样起始、信号带宽、采样深度等参数进行精确计算；
[0107]
步骤s5：偏航导引计算；在本实施例中，利用地球为近似圆的方式，将卫星轨道瞬时的纬度幅角(近地点幅角+真近点角)、卫星长半轴、卫星倾角作为输入，得到卫星瞬时位置对应到的偏航导引角度值。
[0108]
步骤s6：成像参数更新；在本实施例中，将偏航导引值按照卫星运行方向偏移后分解到距离向和方位向的差值。根据卫星在方位向上的运行速度将方位向差值转换成时间差值，结合时间差值对中心时刻进行更新；根据卫星在距离向上的侧摆角度将距离向差值转换成侧摆角度差值，结合角度差值对中心侧视角进行更新。
[0109]
步骤s7：成像参数循环更新；在本实施例中，判断更新后得到的中心时刻与瞬时轨道的时间信息进行比对，当时间差值小于0.01s时直接执行成像指令生成步骤，否则执行更新成像参数步骤，并重复步骤s1至s6步骤。
[0110]
如图2所示，本发明提供偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新方法，根据卫星瞬时位置计算偏航导引值，并将偏航导引分解到成像参数中，从而补偿多普勒中心频率特征。
[0111]
在本实施例中，偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新方法包括以下具体步骤：
[0112]
本发明采用的方法包括：坐标转换、成像参数计算、偏航导引角度计算、成像参数更新。
[0113]
如图3所示，坐标转换方法，主要实现根据卫星瞬时的g2000坐标(x,y,z,xvel,yvel,zvel)信息通过坐标转换，生成对应的轨道六根数(a,e,i,ω,ω,f)。具体转换过程如下：
[0114]
s31’、计算卫星高度数据h，其中r为(x,y,z)，为(xvel,yvel,zvel),有
[0115][0116]
s32’、计算倾角i和升交点赤经ω，有
[0117][0118]
s33’、计算偏心率e，其中μ为万有引力系数，有
[0119][0120]
s34’、计算近地点幅角ω，有
[0121][0122]
s35’计算半长轴a，有
[0123][0124]
s36’、计算真近点角f，有
[0125][0126]
如图4所示，成像参数计算方法，根据卫星运行轨道信息和目标可视信息(包含观测时刻、侧视方式、侧摆角度、中心斜距信息)，对采集目标(点目标、区域目标、移动目标)的采样时长、采样起始、信号带宽、采样深度等参数进行精确计算。具体成像参数计算过程如下：
[0127]
s41’、计算采样时长t
time
，其中t
end
为结束时间，t
start
为开始时间，有
[0128]
t
time
＝t
end-t
start
(3.7)
[0129]
s42’、计算采样起始t
start
，其中r
start
为卫星到星下拍摄点的斜距，c为光的传输速度，有
[0130][0131]
s43’、计算信号带宽s
wave
，其中v为拍摄中心的角度，有
[0132][0133]
s44’、计算采样深度t
deep
，有
[0134][0135]
如图5所示，偏航导引角度计算方法，利用地球为近似圆的方式，将卫星轨道瞬时的纬度幅角(近地点幅角+真近点角)作为输入，得到卫星瞬时位置对应到的偏航导引角度值。具体偏航导引角计算过程如下：
[0136]
s51’、计算卫星角速度satv，其中mu为万有引力系数，a为轨道六根数中的半长轴,有
[0137][0138]
s52’、计算地球自转角速度earv，其中te为地球自转周期，有
[0139][0140]
s53’、计算偏航导引角度vq,其中i为轨道六根数中的轨道倾角，ω为轨道六根数中的近地点幅角，有
[0141][0142]
如图6、图7及图8所示，成像参数更新方法，将偏航导引值按照卫星运行方向偏移后分解到距离向和方位向的差值。根据卫星在方位向上的运行速度将方位向差值转换成时间差值，结合时间差值对中心时刻进行更新；根据卫星在距离向上的侧摆角度将距离向差值转换成侧摆角度差值，结合角度差值对中心视角进行更新。具体成像参数的更新计算过程如下：
[0143]
s61’、计算更新后的侧摆角度vc，有
[0144]vc
＝vc+vq(3.14)
[0145]
s62’、计算目标到星下点的地距值rg，其中h为卫星到星下点高度，r为卫星到目标斜距值，有
[0146][0147]
s63’、计算卫星瞬时速度vs,其中x
vel
、y
vel
、z
vel
为卫星j2000下的三个方向速度，有
[0148][0149]
s64’、计算中心时刻差值t
sub
,有
[0150][0151]
s65’、计算补偿后的中心时刻t
center
,有
[0152]
t
center
＝t
center
+t
sub
(3.18)
[0153]
s66’、根据最新更新的成像参数调用成像参数计算方法，完成最新参数计算。
[0154]
综上，本发明在偏航导引下进行低轨道雷达成像卫星的工作参数更新，通过二维的姿态导引来补偿多普勒中心频率特征。提出了根据瞬时卫星精确定轨位置换算出偏航导引角，并将偏航导引精准的分解到成像卫星任务工作参数中。
[0155]
本发明根据不同时刻的成像卫星飞行方向、轨道位置计算瞬时的偏航导引值，结合瞬时成像卫星在升轨或降轨、左侧视或右侧视等不同情况，将偏航导引值分解到成像中心时刻、成像中心侧视角等核心参数，完成成像指令的精确规划和生成，实现了成像任务的参数更新，达到高精度雷达成像标准。
[0156]
本发明从实际工程应用角度出发，在考虑偏航导引的计算下，将影响分解到成像卫星工作参数中，从而提升卫星成像质量。
[0157]
本发明针对未开启偏航导引的情况下成像受到地球自转影响而导致图像模糊，在开启偏航导引时，将卫星牵引后的值转换到中心时刻差值和中心侧摆角度差值上，从而补偿多普勒中心频率变化带来的影响。
[0158]
本发明根据卫星瞬时位置计算偏航导引值，并将偏航导引分解到成像参数中，从而补偿多普勒中心频率特征。本发明将偏航导引值按照卫星运行方向偏移后分解到距离向和方位向的差值，根据卫星在方位向上的运行速度及距离向上的运行参数及侧摆参数转换获取时间差值及侧摆角度差值，以实现对低轨雷达成像卫星工作参数的更新操作，进一步提高了卫星工作参数更新的精度。
[0159]
本发明深入分析了偏航导引对卫星机动过程中对滚动角和俯仰角的综合影响，将卫星工作参数中成像中心视角和成像中心时刻进行关联，按照偏航导引开启下进行工作参数分析。
[0160]
本发明解决了现有技术中存在的现有更新操作无法满足雷达成像卫星工作参数的更新要求的技术问题。
[0161]
以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

技术特征：

1.偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新方法，其特征在于，所述方法包括：s1、根据所述卫星瞬时g2000坐标位置(x,y,z,xvel,yvel,zvel)进行坐标转换，据以生成与所述卫星瞬时g2000坐标位置对应的成像卫星六根数信息(a,e,i,ω,ω,f)，其中，a表示半长轴、e表示偏心率、i表示倾角、ω表示升交点赤经、ω表示近地点幅角、f表示真近点角；s2、在未加入偏航导引时，处理所述成像卫星六根数信息，以生成成像卫星参数；s3、计算所述成像卫星六根数信息，据以得到瞬时卫星偏航导引数值；s4、根据所述瞬时卫星偏航导引数值更新所述成像卫星参数，其中，所述成像卫星参数包括：中心时刻及中心侧视角，所述步骤s4包括：s41、获取所述所述瞬时卫星偏航导引数值中的卫星运行方向，据以偏移处理所述所述瞬时卫星偏航导引数值，以得到偏移偏航导引数值，将所述偏移偏航导引数值分解至距离向和方位向，以得到方位向差值及距离向差值；s42、根据卫星在所述方位向上的运行速度转换所述方位向差值，以得到时间差值，利用所述时间差值更新所述中心时刻，根据卫星在所述距离向上的侧摆角度转换所述距离向差值，以得到侧摆角度差值，利用所述所述侧摆角度差值更新所述中心侧视角；s5、获取经更新的所述中心时刻与初始轨道中心时刻的差值，据以判断所述差值是否小于预置时刻阈值；s6、若是，则按照经更新的所述中心时刻循环执行前述步骤s1至s5，以持续更新成像参数；s7、若否，则按照当前生成的所述成像卫星参数生成成像指令。2.根据权利要求1所述的偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新方法，其特征在于，所述步骤s1包括：s11、利用下述逻辑计算卫星位置参数h：其中r为(x,y,z)，为(xvel,yvel,zvel)；s12、利用下述逻辑处理所述卫星位置参数h，以得到所述倾角i及所述升交点赤经ω：s13、利用下述逻辑计算万有引力系数μ及所述卫星位置参数h，以得到所述偏心率e：s14、利用下述逻辑处理所述偏心率e、所述倾角i及所述升交点赤经ω，据以得到所述近地点幅角ω：
s15、利用下述逻辑处理所述万有引力系数μ、所述卫星位置参数h及所述偏心率e，以得到所述半长轴a：s16、利用下述逻辑处理所述倾角i、所述近地点幅角ω及所述升交点赤经ω，据以得到所述真近点角f：3.根据权利要求1所述的偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新方法，其特征在于，所述步骤s2中，根据卫星运行轨道信息处理采集目标的目标参数，其中，所述采集目标包括：点目标、区域目标、移动目标。4.根据权利要求3所述的偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新方法，其特征在于，所述采集目标参数包括：可视时间窗口、侧视方式、侧摆角度、采样位数、采样起始、采样深度、信号带宽、波形脉宽。5.根据权利要求3所述的偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新方法，其特征在于，以下述逻辑处理所述采集目标的所述目标参数：s21、以下述逻辑计算采样时长t
time
：t
time
＝t
end-t
start
其中，t
end
为结束时间，t
start
为开始时间；s22、以下述逻辑计算采样起始t
start
：其中，r
start
为卫星到星下拍摄点的斜距，c为光的传输速度；s23、以下述逻辑计算信号带宽s
wave
：其中，v为拍摄中心的角度；s24、以下述逻辑处理所述信号带宽s
wave
，据以获取采样深度t
deep
：6.根据权利要求1所述的偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新方法，其特征在于，所述步骤s3中，将地球设为近似圆，以将卫星轨道瞬时的维度幅角作为输入，据以处理得到
所述卫星瞬时g2000坐标位置对应的偏航导引角度，所述步骤s5中的所述预置时刻阈值为0.01s。7.根据权利要求6所述的偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新方法，其特征在于，所述步骤s3包括：s31、利用下述逻辑处理所述半长轴a，据以得到卫星角速度sat
v
：其中，mu为万有引力系数；s32、利用下述逻辑计算地球自转角速度ear
v
：其中，t
e
为地球自转周期；s33、利用下述逻辑处理所述地球自转角速度ear
v
及所述卫星角速度sat
v
，据以得到所述偏航导引角度v
q
,其中i为轨道六根数中的轨道倾角，ω为轨道六根数中的近地点幅角：8.根据权利要求6所述的偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新方法，其特征在于，对近地点幅角及真近点角求和处理，以得到所述维度幅角。9.根据权利要求1所述的偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新方法，其特征在于，所述步骤s42包括：s421、利用下述逻辑计算更新后的所述侧摆角度v
c
：v
c
＝v
c
+v
q
；s422、利用下述逻辑处理所述侧摆角度v
c
，以得目标到星下点的地距值r
g
：其中，h为卫星到星下点高度，r为卫星到目标斜距值；s423、利用下述逻辑计算卫星瞬时速度v
s
：其中，x
vel
、y
vel
、z
vel
为卫星j2000下的三个方向速度；s424、利用下述逻辑处理所述目标到星下点的地距值r
g
以及所述卫星瞬时速度v
s
，据以得到中心时刻差值t
sub
：s425、利用下述逻辑处理所述中心时刻差值t
sub
，以得到补偿后的所述中心时刻t
center
：t
center
＝t
center
+t
sub
。10.偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新系统，其特征在于，所述系统包括：六根数信息模块，用以根据所述卫星瞬时g2000坐标位置(x,y,z,xvel,yvel,zvel)进
行坐标转换，据以生成与所述卫星瞬时g2000坐标位置对应的成像卫星六根数信息(a,e,i,ω,ω,f)，其中，a表示半长轴、e表示偏心率、i表示倾角、ω表示升交点赤经、ω表示近地点幅角、f表示真近点角；卫星参数生成模块，用以在未加入偏航导引时，处理所述成像卫星六根数信息，以生成成像卫星参数，所述卫星参数生成模块与所述六根数信息模块连接；偏航导引数据模块，用以计算所述成像卫星六根数信息，据以得到瞬时卫星偏航导引数值，所述偏航导引数据模块与所述卫星参数生成模块连接；卫星参数更新处理模块，用以根据所述瞬时卫星偏航导引数值更新所述成像卫星参数，所述卫星参数更新处理模块与所述偏航导引数据模块连接，其中，所述成像卫星参数包括：中心时刻及中心侧视角，所述卫星参数更新处理模块包括：方位距离差值处理模块，用以获取所述所述瞬时卫星偏航导引数值中的卫星运行方向，据以偏移处理所述所述瞬时卫星偏航导引数值，以得到偏移偏航导引数值，将所述偏移偏航导引数值分解至距离向和方位向，以得到方位向差值及距离向差值；中心侧视角及时刻更新模块，用以根据卫星在所述方位向上的运行速度转换所述方位向差值，以得到时间差值，利用所述时间差值更新所述中心时刻，根据卫星在所述距离向上的侧摆角度转换所述距离向差值，以得到侧摆角度差值，利用所述所述侧摆角度差值更新所述中心侧视角，所述中心侧视角及时刻更新模块与所述方位距离差值处理模块连接；时刻差值判断模块，用以获取经更新的所述中心时刻与初始轨道中心时刻的差值，据以判断所述差值是否小于预置时刻阈值，所述时刻差值判断模块与所述卫星参数更新处理模块连接；持续更新模块，用以在所述差值小于预置时刻阈值时，按照经更新的所述中心时刻循环更新成像参数；指令生成模块，用以在所述差值大于预置时刻阈值时时，按照当前生成的所述成像卫星参数生成成像指令。

技术总结

本发明提供偏航导引低轨雷达成像卫星工作参数更新方法及系统，方法包括：根据卫星瞬时坐标位置进行坐标转换，据以生成与卫星瞬时坐标位置对应的成像卫星六根数信息；在未加入偏航导引时，处理成像卫星六根数信息，以生成成像卫星参数；计算成像卫星六根数信息，据以得到瞬时卫星偏航导引数值；根据瞬时卫星偏航导引数值更新成像卫星参数；获取经更新的中心时刻与初始轨道中心时刻的差值，据以判断差值是否小于预置时刻阈值；若是，则按照经更新的中心时刻循环执行前述步骤S1至S5，以持续更新成像参数；若否，则按照当前生成的成像卫星参数生成成像指令。本发明解决了现有更新操作无法满足雷达成像卫星工作参数的更新要求的技术问题。术问题。术问题。