用于無源測向定位的數(shù)據(jù)源生成方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明涉及屬衛(wèi)星無源定位技術領域，具體地，涉及用于無源測向定位的數(shù)據(jù)源 生成方法。
【背景技術】
[0002] 衛(wèi)星無源定位通常可分為單星體制和多星體制。單星體制是采用瞬時測向法對目 標定位，基本方案主要有幅度法測向、相位法測向和時差法測向三種。無論使用哪一種測向 原理，其目的都是為了得到目標在衛(wèi)星本體坐標系下的方向。其中，相位法技術成熟，在工 程上便于實現(xiàn)，容易被工程采用。
[0003] 目前，測向定位算法的驗證方法主要是在STK軟件中設置仿真時間和衛(wèi)星軌道和 姿態(tài)參數(shù)，并假定一個目標位置，從而由STK計算出目標方向在衛(wèi)星本體系下的表示，即 βχ(目標方向與本體系X軸的夾角）和Py(目標方向與本體系Y軸的夾角），并生成報表。 將STK中得出的"偏航角"和"俯仰角"代入定位算法得出目標位置經(jīng)煒度，與STK中的輸 入值（目標位置經(jīng)煒度）進行比較。
[0004] STK軟件是在航空航天行業(yè)內(nèi)被普遍認可的仿真軟件，它具有圖形界面和計算準 確等優(yōu)點。但對于測向定位算法的驗證工作，STK軟件亦存在一些局限性，可歸納為以下三 占 .
[0005] 1、在一些研究中，根據(jù)相位測向原理，接收機在測角后輸出載波相位的小數(shù)部分， 再由硬件或軟件解模糊以得到完整的載波相位，反算測角結果，繼而進行定位解算，STK無 法直接輸入或輸出載波相位信息，因此也無法分析載波頻率對定位精度帶來的影響；
[0006] 2、在一些研究中，往往希望數(shù)據(jù)源產(chǎn)生形如衛(wèi)星位置、速度、天線安裝位置、載波 相位誤差等各種隨機誤差或按照誤差模型產(chǎn)生誤差，STK無法直接產(chǎn)生這些誤差，即無法得 到這些誤差對測向誤差的影響，繼而難以系統(tǒng)地研究這些誤差對定位誤差的分布情況的影 響；
[0007] 3、在實際工程中，往往希望大批量處理一些輸入，例如用于在一些給定工況下比 較不同的定位算法的優(yōu)劣，或是批量設置某一參數(shù)用以研究這一參數(shù)的變化對定位結果的 影響分布，反復在STK中設置場景并生成報表的方法效率較低。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008] 針對現(xiàn)有技術中的缺陷，為了解決星上定位算法設計過程中校驗難和校驗效率低 的工程實際問題，本發(fā)明提出了一種用于研究無源測向定位算法的數(shù)據(jù)源生成方法。
[0009] 根據(jù)本發(fā)明提供的一種用于無源測向定位的數(shù)據(jù)源生成方法，包括如下步驟：
[0010] 步驟1 :初始設置環(huán)節(jié)；
[0011] 步驟2 :運動學環(huán)境構建與遞推環(huán)節(jié)；
[0012] 建立運動學環(huán)境，通過引入地球歲差、章動、自轉和極移模型，計算慣性系和地固 系的轉換矩陣，繼而得到目標隨地球轉動在慣性空間中的位置；通過軌道模型（二體軌道 模型、J2軌道模型、甚至更加精確的軌道模型）根據(jù)時間遞推衛(wèi)星軌道，從而計算衛(wèi)星及衛(wèi) 星載荷天線在空間中的位置以及衛(wèi)星姿態(tài)；
[0013] 步驟3 :觀測數(shù)據(jù)生成環(huán)節(jié)；
[0014] 將目標相對于各載荷天線的位置轉換至衛(wèi)星本體坐標系，并以目標相對于各載荷 天線在衛(wèi)星本體坐標系中的位置計算目標至各天線的距離，繼而得到無線電波從目標至各 天線所需要的載波相位和各條基線相位差，并依據(jù)誤差模型加入誤差。
[0015] 優(yōu)選地，所述步驟1包括如下任一個或任多個步驟：
[0016] 設置計時器時間步進、仿真時長、仿真開始時間；
[0017] 設置地球參數(shù)，地球參數(shù)包括地球引力常數(shù)、赤道半徑、極地半徑、地球扁率；
[0018] 設置衛(wèi)星歷元時刻的軌道六要素、基線長度并根據(jù)基線長度設置三個天線的安裝 位置；
[0019] 設置載荷下視角大小；
[0020] 設置衛(wèi)星的屬性，衛(wèi)星的屬性包括載波信號波長、基線長度、天線安裝位置、載荷 波束角；
[0021] 設置目標的地理經(jīng)煒度。
[0022] 優(yōu)選地，在所述步驟2中：
[0023] 地球的轉動由轉換矩陣表達如下
[0024]
[0025] HG = [EP] · [ER] · [NR] · [PR]其中，見為地固系下坐標，？為J2000慣性系下坐 標，[·]表示坐標轉換矩陣，其中，HG為所要計算的自轉矩陣，先后包括歲差矩陣PR、章動 矩陣NR、地球自轉矩陣ER和極移矩陣EP，分別由下列各式表達：
[0026]
[0027]
[0028]
[0029]
[0030] 其中，R為繞指定軸的旋轉矩陣，Rx表示繞X軸旋轉的旋轉矩陣，R y表示繞y軸旋 轉的旋轉矩陣，Rz表示繞z軸旋轉的旋轉矩陣，X p表示極移X分量，y p表示極移y分量；
[0031] 歲差常數(shù)ΖΑ，ΘΑ，ξΑ*下列公式計算
[0032]
[0033] 章動量Δ μ，Δ θ，Δ ε，計算公式如下：
[0034]
[0035]
[0036]
[0037] α表示幅角，T表示儒略世紀數(shù)，Δ φ表示黃經(jīng)章動；
[0038] 幅角計算公式為：
[0039]
[0040]
[0041]
[0042]
[0043] A )中的是格林威治平恒星時，
[0044] Ss= 18 h. 697374558+879000h. 051336907T 其中，h 表示時角，T 表示儒略世紀數(shù)， 由下式計算；
[0045]
[0046] JD⑴是當前UTl時刻的儒略日形式，UTl表示世界時；
[0047] 平近點角由下式表示。
[0048]
[0049] 式中，η表示衛(wèi)星的軌道角速度，t表示仿真時間，M(t)表示t時刻的平近點角， M(O)表示0時刻的平近點角。
[0050] 優(yōu)選地，在所述步驟3的觀測數(shù)據(jù)生成環(huán)節(jié)中，假設以衛(wèi)星本體坐標系與軌道坐 標系重合，其中，Z軸指向地心，Y軸沿軌道面負法向，X軸約束沿速方向，以衛(wèi)星本體系原點 建立球坐標系重合于軌道坐標系，輻射源目標T方向與Z軸的夾角為Θ，方向角為0其中， 定義X軸正向為0,繞Z軸旋轉為正，軌道坐標系原點0為地球的球心，G為星下點，點S。， S1, S2為三副天線組成的等腰直角三角形天線陣，分別位于原點、X軸和Y軸上，設S ?Α，SqS2 為定位基線，基線的長度SqS1= S QS2= d，輻射源目標T的坐標為（_f，夜夢>，衛(wèi)星高度為h， 地球半徑為艮;其中，（r，漢0中的r，殘猶分別表示目標在球坐標下的距離、方位角和高 度角的余角；
[0051] 設天線S。和天線S 1同目標的距離的差值為r-r i，其中，r表示天線S。到目標的距 離，^表示天線S i到目標的距離，那么，天線S。和天線S i的相位差由下式求得：
[0052]
[0053] 式中，λ為載波信號波長；
[0054] 設天線S。和天線S 2同目標的距離的差值為r-r 2，其中，r表示天線S。到目標的距 離，r2表示天線S 2到目標的距離，那么，天線S。和天線S 2的相位差由下式求得：
[0055]
[0056] 其中，（^表示天線S。和天線S1的相位差，Φ 2表示天線S。和天線S2的相位差，r2 表示天線&到目標的距離。
[0057] 優(yōu)選地，在所述步驟3的觀測數(shù)據(jù)生成環(huán)節(jié)中，還需將仿真生成的相位差信息轉 換至測角信息；
[0058] 具體地，已知相位差并由相位差得到距離，有 CN 105158777 A m ~P 4/8 頁
[0059]
其中，r表示 天線S。到目標的距離，。表示天線SgIj目標的距離，d表示基線長度，Θ表示目標的高度 角的余角，貨表示目標的方位角；
[0060] 天線S。和天線S 2的距離差r-r2為
[0061]
[0062] 天線S。和天線S i組成定位基線的相差測向方程為
[0063]