专利名称：卫星的测距方法和装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及激光测量技术领域，尤其涉及一种卫星的测距方法和装置。
背景技术：
随着人们对空间信息需求的迅速增加，各种空间技术得到广泛的发展。星载激光测高仪是天基目标测量系统的重要组成部分，可以大范围、大空间、全天候和实时地观测地球和空间环境变化，在地质灾害预报，地形测绘以及大气监测等方面发挥非常重要的作用。设目标距离为R，该R为卫星以一定的角度向地面发射激光束，到底地面的S点后， 卫星和S点之间的距离。在理想情况下，设上述卫星从向地面发射激光束到接收到地面返回的激光束的时间间隔为t，光在真空中的传播速度为C，光传播介质的折射率为n，则有
n CtR =—
2n(i)由于星载激光测高仪的工作高度很高，工作环境特殊，其测距精度会受到多方面因素的影响，上述因素主要包括1、不同地物、不同地形特征对回波脉冲的影响以及对测距精度的影响；2、卫星传输路径对测距精度的影响；3、卫星姿态误差及飞行速度对测距精度的影响，该因素对测距精度的影响尤其显著；4、激光测距系统发射光轴与接收光轴的确定精度对测距精度的影响；5、时间测量误差对测距精度的影响；6、回波提取对测距精度的影响。现有技术中还没有在考虑卫星姿态误差以及飞行速度引起的测距误差的情况下， 如何计算卫星的测距结果的方法。
发明内容
本发明的实施例提供了一种卫星的测距方法和装置，以实现在考虑卫星姿态误差以及飞行速度的情况下，获取卫星的测距结果。一种卫星的测距方法，包括卫星在t时刻于S点向地面以角度θ发射激光束，所述卫星以速度飞行， 位于平行地面的平面内，所述卫星在M点接收所述地面返回的激光束；测量出所述卫星发射所述激光束的时间和接收所述地面返回的激光束的时间之间的时间间隔At ；测量出所述卫星在所述t时刻的姿态误差参数，该姿态误差参数包括俯仰角α和滚转角β ；根据所述卫星所发送和接收的激光束、所述时间间隔At和所述姿态误差参数， 计算出卫星的测距结果。一种卫星的测距装置，包括
激光发射和接收�？椋糜谠趖时刻于S点向地面以角度θ发射激光束，在所述卫星以速度 飞行， 位于平行地面的平面内时，在M点接收所述地面返回的激光束；时间间隔测量模块，用于测量出所述卫星发射所述激光束的时间和接收所述地面返回的激光束的时间之间的时间间隔At;卫星姿态误差测量�？椋糜诓饬砍鏊鑫佬窃谒鰐时刻的姿态误差参数，该姿态误差参数包括俯仰角α和滚转角β ；测距结果获取�？椋挥糜诟菟黾す夥⑸浜徒邮漳？樗⑺秃徒邮盏募す馐�、 所述时间间隔测量�？樗饬砍龅氖奔浼涓鬉t和所述卫星姿态误差测量�？樗饬砍龅淖颂蟛畈问扑愠鏊鑫佬堑牟饩嘟峁�。由上述本发明的实施例提供的技术方案可以看出，本发明实施例建立了卫星的测距结果的理想测量模型和实际测量模型，描述卫星姿态误差以及飞行速度对激光测距的影响，给出了测距结果的修正值公式，从而实现了在考虑卫星姿态误差以及飞行速度的情况下，获取卫星的测距结果。
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1为本发明实施例一提供的一种基于卫星姿态误差的计算卫星的测距结果的方法的处理流程流程图；图2为本发明实施例一提供的一种卫星轨道坐标系o-xyz的示意图；图3为本发明实施例一提供的一种卫星测距的理想测量模型示意图；图4为本发明实施例一提供的一种存在姿态误差和飞行速度时卫星测距结果的实际测量模型示意图；图5为本发明实施例一提供的另一种存在姿态误差时的卫星的测距结果的实际测量模型示意图；图6为本发明实施例二提供的一种基于卫星姿态误差的计算卫星的测距结果的装置的具体结构图。
具体实施例方式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中的附图，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。在本发明实施例中，卫星在t时刻于S点向地面以角度θ发射激光束，所述卫星以速度 飞行， 位于平行地面的平面内，所述卫星在M点接收所述地面返回的激光束。测量出所述卫星发射所述激光束的时间和接收所述地面返回的激光束的时间之间的时间间隔At ；测量出所述卫星在所述t时刻的姿态误差参数，该姿态误差参数包括俯仰角α和滚转角β。然后，根据所述卫星所发送和接收的激光束、所述时间间隔At和所述姿态误差参数，计算出卫星的测距结果。为便于对本发明实施例的理解，下面将结合附图以几个具体实施例为例做进一步的解释说明，且各个实施例并不构成对本发明实施例的限定。实施例一该实施例提供的一种基于卫星姿态误差的计算卫星的测距结果的方法的处理流程如图1所示，包括如下的处理步骤步骤11、根据卫星轨道坐标系建立卫星的测距结果的理想测量模型。卫星平台由滚动及俯仰陀螺、GPS (Global Positioning System,全球定位系统)、 水平传感器、垂直加速度计及恒星跟踪器等组成。卫星轨道坐标系o-xyz的示意图如图2所示，卫星轨道平面为坐标平面，ζ轴指向地心(又称当地垂线)，X轴在轨道平面内与Z轴垂直且指向卫星速度方向，X, y，Z轴满足矢量关系 = 3^〗对地定向的三轴稳定卫星(如遥感卫星，通信卫星)的姿态定义在此坐
O
标系，通常称X，y, Z轴为滚动轴，俯仰轴和偏航轴，按照卫星轨道坐标，将卫星姿态抖动分为俯仰，滚转和偏航三种形式。根据上述图2所示的卫星轨道坐标系，该实施例提供的一种卫星的测距结果的理想测量模型如图3所示以卫星位置为S点，穿过S点向地面做垂线，交地面于0点，将0点称为星下点。以0点为坐标原点，以卫星与星下点的连线方向，即汤方向称为Z轴；卫星以速度 飞行， 位于平行地面的平面内，取X轴为经过原点0且平行于卫星飞行方向；Y轴经过原点，且垂直XOZ平面；三轴满足X X乏=7。星载激光测高仪在t时刻于S点向地面以小角度θ发射激光束，在不考虑所述卫星的姿态误差对所述卫星的测距结果的影响的前提下，即理想情况下，激光束入射到地面I 点处，经过I点做X轴的平行线，与Y轴相交于I1点；同理，经过I点做Y轴的平行线，与X 轴相交于 I2 点。广 OSI1 = Θ17Ζ OSI2 = θ 2, ζ OSI = θ。步骤12、根据卫星的姿态误差情况和卫星的轨道坐标系，建立卫星的测距结果的存在姿态误差时的实际测量模型。上述理想测量模型忽略了大气折射率的影响和地球曲率，以及卫星的姿态误差影响。该实施例提出的根据卫星的姿态误差情况和卫星的轨道坐标系，建立的存在姿态误差时的卫星的测距结果的实际测量模型如图4所示。假如t时刻卫星平台发生俯仰角α，滚转角β的姿态误差，光束并没有按照理想情况下入射，光斑中心最终落在XOY平面上的R点，经过R点做X轴的平行线，与Y轴相交于R1点；同理，经过R点做Y轴的平行线，与X轴相交于&点，并且满足Z OSR1 =Z OSI1+β = β + θ jZ OSR2 = Z OSI2+ α = α + θ 2上述光束到达地面经过反射，被卫星于M点接收，@平行于X轴，光束飞行时间为 At，该At是光束传播|SR| + |RM|长度距离的时间。sr|，|冊|，|SM| 三者满足:
I SR| +1 RM| = AtXcI SM| = AtXv步骤13、根据上述卫星的测距结果的理想测量模型和存在姿态误差时的实际测量模型，计算出卫星的测距结果。I S R I为要计算的卫星的测距结果，
权利要求
1.一种卫星的测距方法，其特征在于，包括卫星在t时刻于S点向地面以角度θ发射激光束，所述卫星以速度^；飞行；位于平行地面的平面内，所述卫星在M点接收所述地面返回的激光束；测量出所述卫星发射所述激光束的时间和接收所述地面返回的激光束的时间之间的时间间隔At ；测量出所述卫星在所述t时刻的姿态误差参数，该姿态误差参数包括俯仰角 α和滚转角β ；根据所述卫星所发送和接收的激光束、所述时间间隔At和所述姿态误差参数，计算出卫星的测距结果。
2.根据权利要求1所述的卫星的测距方法，其特征在于，所述的根据所述卫星所发送和接收的激光束、所述时间间隔At和所述姿态误差参数，计算出卫星的测距结果，包括根据所述卫星所发送和接收的激光束、所述时间间隔At和所述姿态误差参数，以及所述卫星的轨道坐标系建立所述卫星的测距结果的理想测量模型和实际测量模型；根据所述理想测量模型和实际测量模型，计算出所述卫星的测距结果。
3.根据权利要求2所述的卫星的测距方法，其特征在于，所述的建立所述卫星的测距结果的理想测量模型，包括以卫星位置为S点，穿过S点向地面做垂线，交地面于0点，将0点称为星下点，以0点为坐标原点，以卫星与星下点的连线方向，即汤方向称为Z轴；卫星以速度 飞行， 位于平行地面的平面内，取X轴为经过原点0且平行于卫星飞行方向；Y轴经过原点，且垂直XOZ平面；三轴满足Xx乏=7。所述卫星在t时刻于S点向地面以小角度θ发射激光束，在不考虑所述卫星的姿态抖动对所述卫星的测距结果的影响的前提下，所述激光束入射到地面I点处，经过I点做X 轴的平行线，与Y轴相交于I1点，经过I点做Y轴的平行线，与X轴相交于I2点，Z OSI1 = θ Z OSI2 = θ 2, ζ OSI = θ。
4.根据权利要求3所述的卫星的测距方法，其特征在于，所述的建立所述卫星的测距结果的实际测量模型，包括 所述卫星在t时刻于S点向地面以小角度θ发射激光束，并且所述卫星在t时刻发生俯仰角α，滚转角β的姿态抖动，所述激光束入射到XOY平面上的R点，经过R点做X轴的平行线，与Y轴相交于队点，经过R点做Y轴的平行线，与X轴相交于&点，并且满足Z OSR1 = β + θ JZ OSR2 = α + θ 2所述激光束到达地面经过反射，被卫星于M点接收，@平行于X轴，光束飞行时间为 At，该At是激光束传播|SR| + |RM|长度距离的时间。 SR| +1 RM| = AtXc SM = AtXv
5.根据权利要求4所述的卫星的测距方法，其特征在于，所述的根据所述理想测量模型和实际测量模型，计算出所述卫星的测距结果，包括在所述实际测量模型中，穿过M点向地面做垂线交地面于A点，经过A点做Y轴的平行线，与RR1连线相交于B点，SR12 = I SO 12+1 OR12 = I SO 12+1 OR112+1 R1R12 = I SO 12+1 SO 12tan2 ( β + θ D +1 so 12tan2 ( α+ θ2)MR 12 = IMA12+1AR12 = I SO |2+1AB |2+1BR |2 = | SO |2+1 SO 12tan2 ( β + θ》+ (| SO | tan ( α +θ2)-|οα|)2SMI = I OA I = ν Δ t SRI +1 MR I = c Δ t 令 I SO I = h, I SRI = X 得到χ2 = h2+h2 tan2 ( β + θ》+h2 tan2 ( α + θ 2)(c Δ t-x)2 = h2+h2 tan2 ( β + θ》+ (h tan ( α + θ 2) -v Δ t)2(c Δ t-x)2 = x2+v2 Δ t2-2v Ath tan ( α + θ 2)χ =_(C2-V2)At2c - 2vtan(a + θ2)/^jl + tan2 (/ + ) + tan2 (or + θ2)所述χ为计算出的所述卫星的测距结果。
6.一种卫星的测距装置，其特征在于，包括激光发射和接收�？椋糜谠趖时刻于S点向地面以角度θ发射激光束，在所述卫星以速度 飞行， 位于平行地面的平面内时，在M点接收所述地面返回的激光束；时间间隔测量�？椋糜诓饬砍鏊鑫佬欠⑸渌黾す馐氖奔浜徒邮账龅孛娣祷氐募す馐氖奔渲涞氖奔浼涓鬉t ；卫星姿态误差测量�？椋糜诓饬砍鏊鑫佬窃谒鰐时刻的姿态误差参数，该姿态误差参数包括俯仰角α和滚转角β ；测距结果获取�？椋挥糜诟菟黾す夥⑸浜徒邮漳？樗⑺秃徒邮盏募す馐�、所述时间间隔测量�？樗饬砍龅氖奔浼涓鬉t和所述卫星姿态误差测量�？樗饬砍龅淖颂蟛畈问扑愠鏊鑫佬堑牟饩嘟峁�。
7.根据权利要求6所述的卫星的测距装置，其特征在于，所述的测距结果计算模块包括理想测量模型建立模块，用于以卫星位置为S点，穿过S点向地面做垂线，交地面于0 点，以0点为坐标原点，以卫星与0点的连线方向，即汤方向称为Z轴；卫星以速度 飞行； 位于平行地面的平面内，取X轴为经过原点0且平行于卫星飞行方向；Y轴经过原点，且垂直XOZ平面；三轴满足又XZ = ;所述卫星在t时刻于S点向地面以小角度θ发射激光束，在不考虑所述卫星的姿态误差对所述卫星的测距结果的影响的前提下，所述激光束入射到地面I点处，经过I点做X 轴的平行线，与Y轴相交于I1点，经过I点做Y轴的平行线，与X轴相交于I2点，Z OSI1 = θ 1，Z OSI2 = θ 2, ζ OSI = θ ；实际测量模型模型建立�？椋糜谒鑫佬窃趖时刻于S点向地面以小角度θ发射激光束，并且所述卫星在t时刻发生俯仰角α，滚转角β的姿态抖动，所述激光束入射到XOY 平面上的R点，经过R点做X轴的平行线，与Y轴相交于R1点，经过R点做Y轴的平行线， 与X轴相交于&点，并且满足Z OSR1 = β + θ J Z OSR2 = α + θ 2所述激光束到达地面经过反射，被卫星于M点接收，@平行于X轴，光束飞行时间为 At，该At是激光束传播|SR| + |RM|长度距离的时间。 SR| +1 RM| = AtXc SM = AtXv测距结果计算模块，用于穿过M点向地面做垂线交地面于A点，经过A点做Y轴的平行线，与RR1连线相交于B点， 得到
8.根据权利要求6或7所述的卫星的测距装置，其特征在于，所述的测距装置设置在卫星的星载激光测高仪中。
全文摘要
本发明实施例提供了一种卫星的测距方法和装置。该方法主要包括卫星在t时刻于S点向地面以角度θ发射激光束，所述卫星以速度v飞行，v位于平行地面的平面内，所述卫星在M点接收所述地面返回的激光束，测量出所述卫星发射所述激光束的时间和接收所述地面返回的激光束的时间之间的时间间隔Δt；测量出所述卫星在所述t时刻的姿态误差参数，该参数包括俯仰角α和滚转角β。根据所述卫星所发送和接收的激光束、所述时间间隔Δt和所述姿态误差参数，计算出卫星的测距结果。本发明实施例实现了在考虑卫星姿态误差以及飞行速度引起的测距误差的情况下，获取卫星的测距结果。
文档编号G01S17/08GK102262230SQ20111010873
公开日2011年11月30日 申请日期2011年4月28日 优先权日2011年4月28日
发明者冯丽爽, 孙世君, 崔云霞, 张慧, 牛燕雄, 颜国强 申请人:北京航空航天大学
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