一种星载地球同步轨道合成孔径雷达姿态导引方法

摘要

本发明公开了一种星载地球同步轨道合成孔径雷达姿态导引方法。使用本发明能够利用较小的姿态导引角实现最优地距分辨率。本发明首先根据已知的轨道参数、下视角等条件获得卫星速度方向与地距分辨椭圆面积的表达式，然后利用地距分辨椭圆面积最小时地距分辨率最优，解算出最优地距分辨率的最优方位角，最后通过俯仰横滚导引或横滚俯仰导引使波束指向最优方位角所在方向，完成最优分辨率姿态导引，姿态导引角度小。

主权项

1.一种星载地球同步轨道合成孔径雷达姿态导引方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1，确定地距分辨椭圆面积：其中，S是-3dB地距分辨率椭圆的面积，ρ_a为斜距方位向分辨率；ρ_r为斜距距离向分辨率；α为雷达的俯仰角；β为雷达的下视角；为雷达的方位角；$\alpha =\arctan \left(\frac{\mathrm{sign}({\omega }_s-{\omega }_e\cos i)·{\stackrel{·}{R}}_s/R_s}{\sqrt{{\left({\omega }_e\sin i\cos u\right)}^2+{({\omega }_s-{\omega }_e\cos i)}^2}}\right)$其中，$\left\{\begin{array}{c}{\omega }_s=\sqrt{\mathrm{\mu a}(1-e^2)}/R_s^2\\ R_s=\frac{a(1-e^2)}{1+e\cos (u-\omega )}\\ {\stackrel{·}{R}}_s=e\sin (u-\omega )\sqrt{\frac{\mu }{a(1-e^2)}}\end{array}\right.$其中，ω_s为轨道角速度，ω_e为地球自转角速度，R_s为卫星距离地心的高度，为R_s对时间的导数，i为轨道倾角，u为纬度幅角，μ为地球引力常数，a为轨道半长轴，e为轨道偏心率，ω为近地点幅角；步骤2，根据地距分辨率椭圆面积确定最优方位角：求解得出最优方位角为其中，正号表示右侧视，负号表示左侧视；步骤3，根据最优方位角确定姿态导引角，进行姿态导引：若采用先横滚后俯仰的引导方式，则横滚导引角θ_R，俯仰导引角θ_P分别为若采用先俯仰后横滚的引导方式，则横滚导引角θ_R，俯仰导引角θ_P分别为其中，$\phi =\arctan \left(\frac{\sin i\cos u}{{\omega }_s/{\omega }_e-\cos i}\right).$