【技术实现步骤摘要】
窄波束雷达捕获空间目标的等仰角搜索方法
[0001]本专利技术属于空间探测领域，具体涉及一种窄波束雷达捕获空间目标的等仰角搜索方法。
技术介绍
[0002]精密跟踪成像雷达是空间目标识别和精密定轨的重要手段，可为空间目标碰撞预警、运动态势感知等提供强有力的技术支持，为实现成像的高分辨率和点位观测数据的高精度，雷达一般工作在高频段，并采用大口径天线，因此其探测波束非常窄，有效波束直径(半功率波束宽)通常小于0.1
°
。近年来，随着遥感卫星星地链路信息传输速率的增长，宽带高速传输已成为星地数据传输的发展趋势，卫星的地面接收系统也需要采用高频率、大口径天线，其波束甚至更窄(非专利文献1)。以上两类设备在探测空间目标时所面临的共性问题可归结为窄波束雷达对空间目标的捕获和跟踪问题。
[0003]雷达获取数据的前提条件是能够实现对空间目标的捕获和跟踪，传统的捕获和跟踪方式主要是按目标点位预报的程序引导下的搜索捕获和跟踪，因此相比于一般的普通雷达，窄波束雷达捕获和跟踪空间目标存在极大的技术困难，以有效波束直径0.1
°
为例，为确保捕获空间目标，雷达波束中心指向与目标方向偏差需小于0.05
°
，从而对目标点位预报精度提出了非常高的要求。为了克服因点位预报精度可能的不足而对窄波束雷达捕获和跟踪空间目标产生的不利影响，非专利文献1提出了两种技术方案，一种是程序引导雷达同轴的低频宽波束先完成对目标的捕获和跟踪，然后转高频窄波束对目标进行捕获和跟踪；另一种是程序引导雷达窄波束对目...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.窄波束雷达捕获空间目标的等仰角搜索方法，其特征在于，基于目标精密轨道参数、目标过境的起止时刻以及目标过境期间的最大轨道沿迹误差估计，产生雷达引导数据，以实现雷达对相应目标的捕获和跟踪；具体包括如下步骤：步骤1：根据目标本次过境的起止时刻计算目标本次过境的中间时刻并作为参考时刻，结合目标精密轨道参数，构建以参考时刻为初始时刻的分析摄动模型；步骤2：结合步骤1构建的分析摄动模型，计算目标本次过境期间的理论近站点时刻；步骤3：对沿迹误差进行离散化处理，结合分析摄动模型，得到一系列用于描述各虚拟目标运动的新的摄动模型，各虚拟目标在本次过境期间所产生的不同的视轨迹组成视轨迹簇；步骤4：基于步骤2计算的理论近站点时刻及其求解过程，对视轨迹簇中各条视轨迹进行可见性确认，去除所有不可见视轨迹；步骤5：去除视轨迹簇中可探测弧长不符合要求的视轨迹；步骤6：确定视轨迹簇中各条视轨迹的最大可探测仰角和最小可探测仰角，进而计算得出雷达的搜索仰角；步骤7：对于视轨迹簇中的各条视轨迹，基于对应的摄动模型，计算所有虚拟目标上升到指定仰角时的观测特征参量；步骤8：对视轨迹簇中每一条视轨迹所对应的虚拟目标上升到指定仰角时的方位角取值进行连续化处理，使其具有连续变化特征；步骤9：根据步骤7和步骤8的计算结果，进一步计算并产生一系列引导数据，用于雷达进行等仰角搜索和跟踪。2.如权利要求1所述的窄波束雷达捕获空间目标的等仰角搜索方法，其特征在于：所述步骤1中，选用目标本次过境的中间时刻T0作为参考时刻：其中T
b
和T
e
分别为目标本次过境的起始时刻和结束时刻；将目标本次过境期间的轨道沿迹误差定义为参考时刻的沿迹误差，并采用第一类无奇点轨道根数作为基本变量，构建以参考时刻为初始时刻的分析摄动模型，模型的构建过程如下：已知的一组目标精密轨道参数为t
q
，∈，其中t
q
为该组轨道参数的历元时刻，和分别为目标相对于历元地心惯性系的位置矢量和速度矢量，∈为目标面质比；基于已知的轨道参数t
q
，∈，采用数值方法和精密力学模型进行摄动外推，由t
q
时刻外推到T0时刻，得到T0时刻目标相对于历元地心惯性系的位置矢量和速度矢量并对和进行转换，得到目标于T0时刻的初始拟平均根数；基于初始拟平均根数，构建数学表达形式如下的分析摄动模型：设a，i，Ω，ξ＝ecosω，η＝
‑
e sinω，λ＝ω+M为目标第一类无奇点形式的吻切轨道根数，其中a为轨道半长径，i为轨道倾角，Ω为轨道升交点赤经，e为轨道偏心率，ω为轨道近地点幅角，M为目标平近点角，则有：
以上各式左端表示t时刻的吻切根数，表示T0时刻的初始拟平均根数，为目标平运动角速度，μ为地心引力常数，Ω1，ω1，λ1为对应根数的一阶长期变化项系数，为各根数的一阶短周期变化项，为各根数的二阶短周期变化项，为与地球自转相关的降阶项。3.如权利要求2所述的窄波束雷达捕获空间目标的等仰角搜索方法，其特征在于：所述步骤2中，计算目标本次过境期间的理论近站点时刻分为以下两步：第一步求解近似近站点时刻公式如下：其中λ0是λ(t)在T0时刻的取值，为T0时刻的目标平纬度角，由式(6)计算得到，为λ(t)的长期变化率，u
s
和λ
s
分别为T0时刻测站在轨道上投影的真纬度角及其对应的平纬度角，是us的时间变化率；第二步先由式(6)计算得到时刻的目标平纬度角并利用椭圆运动关系由计算得到时刻的目标真纬度角然后以为初值，通过迭代求解给出精确近站点时刻对应的目标真纬度角迭代求解的方程如下：其中和分别为ξ(t)和η(t)在时刻的取值，分别由式(4)和式(5)计算得到，θ为时刻目标和测站在地心处的张角，θ0为时刻测站的轨道纬度，r为时刻目标的地心距，R为测站的地心距；最后利用椭圆运动关系由计算得到时刻的目标平纬度角精确近站点时刻则由下式给出：4.如权利要求3所述的窄波束雷达捕获空间目标的等仰角搜索方法，其特征在于：所述步骤3中，将目标本次过境期间的轨道沿迹误差考虑为一个在[
‑
τ，τ]内均匀分布的随机变量，并对该随机变量进行离散化处理，以将一个概率问题转化为确定性问题，为此定义：其中Δτ是一个时间增量，l≥1为正整数，并有(l
‑
1)Δτ≤τ，τ为目标本次过境期间的最大沿迹误差估计；在已构建的分析摄动模型中，将式(6)中的替换为其它各式保持不变，得到一系列新的摄动模型，每个新的摄动模型对应于理论轨道上的一个虚拟目标，其
中k＝0时，对应的虚拟目标即为理论目标；各虚拟目标在本次过境期间形成一个视轨迹簇，该视轨迹簇表示为{Γ
k|l，
‑
l
}，其中的每个元素Γ
k
均对应于一条视轨迹，由唯一确定，k从l逐1递减到
‑
l就形成了视轨迹簇。5.如权利要求4所述的窄波束雷达捕获空间目标的等仰角搜索方法，其特征在于：所述步骤4的具体过程如下：1)考虑理论视轨迹Γ0，其可见性由过境预报确定，对应的近站点时刻已在步骤2中计算得到；2)考虑两个相邻的视轨迹Γ
k
和Γ
k+1
，以Γ
k
的精确近站点时刻作为Γ
k+1
的近似近站点时刻，直接进入步骤2的第二步求解过程，求解过程中采用Γ
k+1
对应的摄动模型进行相关计算，以给出Γ
k+1
的精确近站点时刻；让k从0到l
‑
1连续变化，采用以上的处理方式，逐步得到一系列视轨迹Γ1，Γ2，...，Γ
l
对应的近站点时刻；3)考虑两个相邻的视轨迹Γ
k
和Γ
k
‑1，以Γ
k
的精确近站点时刻作为Γ
k
‑1的近似近站点时刻，直接进入步骤2的第二步求解过程，求解过程中采用Γ
k
‑1对应的摄动模型进行相关计算，以给出Γ
k
‑1的精确近站点时刻；让k从0到
‑
l+1连续变化，采用以上的处理方式，逐步得到一系列视轨迹Γ
‑1，Γ
‑2，...，Γ
‑
l
对应的近站点时刻；至此完成了视轨迹簇{Γ
k|l，
‑
l
}中全部视轨迹的近站点时刻计算；已知近站点时刻，基于各条视轨迹对应的摄动模型，通过轨道计算和相关的坐标转换分别求解各近站点的距离和仰角，并与雷达的可探测条件逐一进行匹配，以完成对各条视轨迹可见性的确认；其中，雷达的可探测条件包括作用距离和仰角的阈值；从视轨迹簇{Γ
k|l，
‑
l
}中去除了若干不可见的视轨迹，余下的各条视轨迹仍具有连续性，组成的视轨迹簇表示为{Γ
k|i，j
}，其中i≥0≥j。6.如权利要求5所述的窄波束雷达捕获空间目标的等仰角搜索方法，其特征在于：所述步骤5的具体过程如下：对于视轨迹簇{Γ
k|i，j
}中的一条视轨迹Γ
k
，结合雷达的可探测条件，并基于对应的摄动模型，从其近站点时刻向后沿降段以合适的步长进行搜索计算，一直到门限设定的时刻，搜索过程中若发现有不可见的目标点，则从视轨迹簇中去除该条视轨迹；对视轨迹簇中的其它各条视轨迹重复以上的处理过程，去除若干可探测弧长不符合要求的视轨迹，余下的各条视轨迹仍具有连续性，由它们组成的视轨迹簇表示为{Γ
k|m，n
}，其中m≥n。7.如权利要求6所述的窄波束雷达捕获空间目标的等仰角搜索方法，其特征在于：所述步骤6的具体过程如下：对于视轨迹簇{Γ
k|m，n
}中的一条视轨迹Γ
k
，可探测仰角范围由其最大可探测仰角和最小可探测...
【专利技术属性】
技术研发人员：徐劲，曹志斌，刘科君，杜建丽，杨冬，马剑波，
申请(专利权)人：中国科学院紫金山天文台，
类型：发明
国别省市：
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