一种星机双基地SAR系统的空间同步方法

摘要

一种星机双基地SAR系统的空间同步方法，属于电子信号处理技术领域，涉及空间遥感和空对地观测信息处理技术，特别涉及星机双基地SAR空间同步技术。本发明一方面通过减小飞机方位向天线尺寸或仅驱动接收平台相控阵天线的部分阵元数，在方位向展宽接收宽波束，从而提高星机双基地SAR系统的场景长度；另一方面，通过减小卫星方位向天线尺寸或仅驱动发射平台相控阵天线的部分阵元数，在方位向展宽发射波束，从而提高星机双基地SAR系统的方位分辨率。收、发波束展宽后场景长度至少可以达到1公里以上的量级，方位分辨率的量级可达到米级左右。本发明无需对现已雷达系统进行任何硬件上的改动，只需合理控制相控阵天线中的有效阵元数即可。控制方案简单，成本低，可靠性高。

说明书

技术领域

本发明属于电子信号处理技术领域，涉及空间遥感和空对地观测信息处理技术，特别涉及星机双基地SAR(Synthetic Aperture Radar，合成孔径雷达)空间同步技术。

背景技术

双基地SAR是一种收、发分置的新体制的合成孔径雷达。由于接收机在工作过程中始终处于无线电静默状态，提高了SAR系统的隐蔽性和抗干扰能力。利用不同的观测角度，可获取目标多方面的散射信息，有利于目标的分类、识别和提高反隐身目标能力。通过由发射平台提供多普勒带宽，可实现接收机的“前视”甚至“后视”成像。另外，一台发射机可同时配备多台接收机，从而大大地节约成本和宝贵的频带资源。

早期的双基地SAR都采取的是对称体制结构，如卫星发射、卫星接收的星载双基地SAR，飞机发射、飞机接收的机载双基地SAR等。由于收/发平台的飞行高度基本相当，使得收/发天线波束足迹的大小基本相同，因而能充分利用发射机的辐射能量。同时，收/发平台的飞行速度也基本相当，因此收/发波束足迹可以长时间地保持同步。当发射平台的飞行轨迹偏离预定航线或者飞行姿态出现扰动时，可能会造成收、发波束足迹不能很好地重叠，这时必须做出必要的调整。目前存在多种可能的调整措施，包括：调节发射平台的飞行姿态、调节发射平台的天线指向角、调节接收平台的飞行姿态、调节接收平台的天线指向角等等。不同的实际系统，可根据自身特点，采取适宜的调整方案。

近年来，随着对称体制结构的双基地SAR系统逐渐地发展成熟，人们又将注意力转移到非对称体制结构的双基地SAR系统。这其中，由低轨道雷达卫星发射、由飞机接收的一种配置形式——星机双基地SAR系统最为引人注目。该系统具备独特的“远发近收”特点，既保持了星载SAR站得高、看得远、安全性好的优势，又提高了信噪比，同时还兼具机载SAR机动性强、分辨率高的优点。然而，由于卫星平台的飞行速度远快于飞机，如何保证接收波束足迹能在相对较长的时间内处于发射波束足迹之内，从而获得相对较长的场景长度，是关系到这一系统能否具有实用价值的关键技术。至于当发射平台出现不希望的运动误差时，同样需要做出必要的调整，其调节过程与对称体制结构的SAR系统类似。

国外就星机双基地SAR系统的空间同步已提出一种初步的解决方案。其工作原理如附图1和图2所示。首先，星载SAR工作在如图1所示的“正向滑动聚束式”扫描状态。在卫星的飞行过程中，星载SAR天线指向不再保持不变，而是始终指向比场景中心C更远的W点，其目的是降低波束的移动速度。然而，由于星载SAR天线操控角通常只能在较小的范围内(±1°)变化，所以星载SAR天线保持“正向滑动聚束式”扫描的时间只能持续数秒。在这段时间内，如果机载SAR天线采用“条带式”扫描，则系统的成像范围只有几百米。因此，为增加成像场景的长度，必须对机载SAR天线的指向也实施必要的控制。为此，将机载SAR天线扫描状态调整在如图2所示的“反向滑动聚束式”。在飞机的飞行过程中，机载SAR天线指向不再保持不变，而是始终指向U点，目的是加快波束的移动速度。

然而，上述方案存在着一些缺点，主要包括：(1)为使方位分辨率不至过低，接收波束速度的提高倍数有限，造成场景长度较短。(2)在回波信号的采集过程中，收发平台的波束指向必须连续不停地变化，加剧了系统的空变特性，对应的成像算法设计比较困难。

发明内容

本发明的目的是提供一种星机双基地SAR系统的空间同步方法，该方法能在保持方位分辨率量级不变的前提下获得更长的场景长度。

现有方法的思路是利用飞机波束的扫描构成方位向的场景。在这种思路下，为使方位分辨率不至过低，接收波束速度的提高倍数受到很大局限，造成场景长度较短。实际上，由于卫星速度远快于飞机，成像时间非常短，因此在成像过程中可以将飞机近似看作“固定不动”，这样只需将接收波束展宽就能实现提高场景长度的目的。展宽接收波束会造成回波信号信噪比的下降，然而星机双基地SAR具有“远发近收”的特点，相比于星载SAR而言信噪比很高，完全可以“牺牲”掉一部分信噪比，从而实现接收波束展宽的目的。另一方面，将飞机波束近似看作“固定不动”之后，目标的合成孔径时间将取决于卫星波束的宽度。因此，还可以对卫星波束也进行一定的展宽，从而提高系统的方位分辨率。

本发明技术方案如下：

一种星机双基地SAR系统的空间同步方法，其特征是：一方面通过减小飞机方位向天线尺寸或仅驱动接收平台相控阵天线的部分阵元数，在方位向展宽接收宽波束，从而提高星机双基地SAR系统的场景长度；另一方面，通过减小卫星方位向天线尺寸或仅驱动发射平台相控阵天线的部分阵元数，在方位向展宽发射波束，从而提高星机双基地SAR系统的方位分辨率。

上述方案中，展宽接收和发射平台方向位波束时，会造成系统等效噪声系数的下降，在确定信噪比允许降低的倍数时，应按系统等效噪声系数不能低于星载SAR等效噪声系数的原则予以确定。

对于合作式星机双基地SAR系统，卫星波束展宽倍数的确定步骤及原则是：

(1)根据系统要求的方位分辨率，按公式$L_{\mathrm{az},t}={\rho }_{\mathrm{az}}·(1+\frac{R_t}{R_r}·\frac{V_r}{V_t})$确定卫星方位向天线所需尺寸。其中，ρ_az为系统要求的方位分辨率，R_t为卫星与目标间的距离，R_r为飞机与目标间的距离，V_t为卫星速度，V_r为飞机速度。

(2)根据算出的天线尺寸计算波束所需展宽的最小倍数。

(3)根据卫星相控阵天线的实际配置情况，确定所需要驱动的方位向子阵数。

(4)为避免出现方位模糊的现象，卫星波束的展宽倍数最多不能超过2倍。

对于合作式星机双基地SAR系统，飞机波束展宽倍数的确定步骤及原则是：

(1)按公式$\mathrm{SNR}=\frac{P_t{\lambda }^3{G}_t{G}_r·\mathrm{NESZ}}{{\left(4\pi \right)}^3{R}_t^2{R}_r^2\mathrm{kTFL}}·(\frac{1}{\frac{V_t}{R_t}+\frac{V_r}{R_r}}·\frac{c}{2B\cos (\beta /2)\sin {\eta }_b})$和$N_{\max }=\frac{\mathrm{SNR}}{{\mathrm{SNR}}_{\min }}$计算信噪比允许降低的倍数。其中，P_t为卫星所发射信号的峰值功率，λ为信号波长，G_t和G_r分别为卫星天线和飞机天线的增益，NESZ为星载SAR的等效噪声系数，R_t为卫星与目标间的距离，R_r为飞机与目标间的距离，k为玻尔兹曼常数，T是机载接收机噪声温度，F是机载接收机噪声系数，L是系统损耗，V_t为卫星速度，V_r为飞机速度，c为光速，B为发射信号的带宽，β为目标的双基地角，η_b为双基地角角平分线对应的入射角，SNR为实际的信噪比，SNR_min为所需的最小信噪比，N_max为信噪比允许降低的倍数。

(2)根据算出的N_max，除以卫星波束实际展宽倍数的平方，得到飞机波束所允许展宽的最大倍数。

(3)根据飞机相控阵天线的实际配置情况，确定所需要驱动的方位向阵元数。

(4)飞机波束的实际展宽倍数不得超过飞机方位向阵元数。

对于非合作式星机双基地SAR系统，飞机波束展宽倍数的确定步骤及原则是：

(1)按公式$\mathrm{SNR}=\frac{P_t{\lambda }^3{G}_t{G}_r·\mathrm{NESZ}}{{\left(4\pi \right)}^3{R}_t^2{R}_r^2\mathrm{kTFL}}·(\frac{1}{\frac{V_t}{R_t}+\frac{V_r}{R_r}}·\frac{c}{2B\cos (\beta /2)\sin {\eta }_b})$和$N_{\max }=\frac{\mathrm{SNR}}{{\mathrm{SNR}}_{\min }}$计算信噪比允许降低的倍数。其中，P_t为卫星所发射信号的峰值功率，λ为信号波长，G_t和G_r分别为卫星天线和飞机天线的增益，NESZ为星载SAR的等效噪声系数，R_t为卫星与目标间的距离，R_r为飞机与目标间的距离，k为玻尔兹曼常数，T是机载接收机噪声温度，F是机载接收机噪声系数，L是系统损耗，V_t为卫星速度，V_r为飞机速度，c为光速，B为发射信号的带宽，β为目标的双基地角，η_b为双基地角角平分线对应的入射角，SNR为实际的信噪比，SNR_min为所需的最小信噪比，N_max为信噪比允许降低的倍数。

(2)根据飞机相控阵天线的实际配置情况，确定所需要驱动的方位向阵元数。

(3)飞机波束的实际展宽倍数不得超过飞机方位向阵元数。

上述方案的可行性可经如下论证。

论证应从以下几个方面进行：信噪比允许降低的倍数能达到多大？收、发波束展宽后对应的场景长度和方位分辨率能达到什么样的量级？收、发波束展宽后是否会影响系统的模糊性？

下面首先从信噪比方面论证方案的可行性。星机双基地SAR的雷达方程可表示为：

$P_r=\frac{P_t{\lambda }^2{G}_t{G}_r{\sigma }_b^0{A}_{\mathrm{res}}}{{\left(4\pi \right)}^3{R}_t^2{R}_r^2}---\left(1\right)$

其中，P_r和P_t分别表示目标回波功率和发射信号功率，λ为信号波长，G_t和G_r分别是卫星天线和飞机天线的增益，是归一化的双基地散射系数，A_res是分辨单元的面积，R_t和R_r分别是卫星与目标及飞机与目标之间的距离。式(1)中的A_res可由下式计算：

$A_{\mathrm{res}}\approx {\rho }_{\mathrm{az}}·{\rho }_{\mathrm{gr}}=(\frac{\lambda }{\frac{V_t}{R_t}+\frac{V_r}{R_r}}·\frac{1}{{\xi }_{\mathrm{int}}})·\frac{c}{2B\cos (\beta /2)\sin {\eta }_b}---\left(2\right)$

其中，ρ_az和ρ_gr分别为方位分辨率和地距分辨率，V_t和V_r分别为卫星和飞机的飞行速度，ξ_int为合成孔径时间，c为光速，B为发射信号的带宽，β为目标的双基地角，η_b为双基地角角平分线对应的入射角。式(1)表示的只是单脉冲下的目标回波功率，经距离压缩和方位积累后，信号处理器输出端的信噪比提高为：

$\mathrm{SNR}=\frac{P_t{\lambda }^2{G}_t{G}_r{\sigma }_b^0{A}_{\mathrm{res}}{\xi }_{\mathrm{int}}\eta }{{\left(4\pi \right)}^3{R}_t^2{R}_r^2\mathrm{kTFL}}---\left(3\right)$

其中，η是发射信号占空比，k为玻尔兹曼常数，T是机载接收机噪声温度，F是机载接收机噪声系数，L是系统损耗。将式(2)代入式(3)后，可得：

$\mathrm{SNR}=\frac{P_t{\lambda }^3{G}_t{G}_r{\sigma }_b^0\eta }{{\left(4\pi \right)}^3{R}_t^2{R}_r^2\mathrm{kTFL}}·(\frac{1}{\frac{V_t}{R_t}+\frac{V_r}{R_r}}·\frac{c}{2B\cos (\beta /2)\sin {\eta }_b})---\left(4\right)$

设SNR_min表示系统能够实现成像所需的最小信噪比，则信噪比允许降低的倍数为：

$N_{\max }=\frac{\mathrm{SNR}}{{\mathrm{SNR}}_{\min }}---\left(5\right)$

下面通过一些典型参数对N_max做一下粗略的估算。设一个X波段星载发射机在515km高度的轨道上飞行，飞行速度为7.6km/s，天线增益为45dB，天线视角为30°，发射功率为2.26KW，波长为3.1cm，占空比为0.18，信号带宽为150MHz；飞机飞行高度为3km，天线增益为30dB，天线视角为50°，飞行速度为100m/s，T＝260K，F＝5dB，L＝5dB；${\sigma }_b^0=-20\mathrm{dB},$SNR_min＝10dB。将上述参数代入式(4)和式(5)，可得N_max≈36。接收波束足迹展宽前的宽度为0.17km，为达到1km以上的场景长度的量级，接收波束至少应展宽8倍(飞机方位向天线的长度为0.8m，由26个天线阵元组成，理论上最多可展宽26倍)。N_max的剩余部分可留给卫星波束。需注意的是，雷达卫星的方位向阵元大多采用子阵结构，一般只能通过减少天线阵元数目的方法展宽波束。又由于雷达卫星多采用分布式发射机，天线阵元数目的减少将造成功率和天线增益的同时下降，因此卫星波束大约只能展宽2倍卫星波束展宽后，系统的方位分辨率由2m提高为1m。

接下来从系统的模糊性方面论证方案的可行性。众所周知，在单基地SAR中，波束展宽后目标的合成孔径时间和多普勒带宽将会增加，可能会造成系统PRF(Pulse RepetitionFrequency，脉冲重复频率)选择的困难。在星机双基地SAR中，当收发波束同时展宽后，是否也会出现这种情况呢？为避免出现距离模糊和方位模糊，星机双基地SAR的PRF应满足：

$B_{\mathrm{az}}=\frac{1}{\lambda }·(\frac{V_t^2}{R_t}+\frac{V_r^2}{R_r})·{\xi }_{\mathrm{int}}<\mathrm{PRF}<\frac{1}{T_{\mathrm{dur}}+{\tau }_p}---\left(6\right)$

其中，B_az表示多普勒带宽，T_dur表示整个波束照射范围内从“距离和最近的目标点”到“距离和最远的目标点”回波的持续时间，τ_p为发射信号的脉冲宽度。式(6)中的ξ_int应取收、发波束扫过时间中更短的那一个。在收、发波束均不进行指向控制以及卫星波束展宽倍数不太大的情况下，由于卫星的速度是飞机的七十余倍，卫星波束的扫过时间要短得多，即有：

${\xi }_{\mathrm{int}}=\min (\frac{D_{\mathrm{az},t}}{V_t},\frac{D_{\mathrm{az},r}}{V_r})=\frac{D_{\mathrm{az},t}}{V_t}=\frac{R_t·\lambda /L_{\mathrm{az},t}}{V_t}---\left(7\right)$

式中的D_az，t和D_az，r分别为卫星和飞机方位向波束足迹的宽度，L_az，t为卫星方位向天线尺寸。

考虑到$V_t^2/R_t>>V_r^2/R_r,$将式(7)代入式(6)后可得：

$B_{\mathrm{az}}\approx \frac{V_t}{L_{\mathrm{az},t}}<\mathrm{PRF}<\frac{1}{T_{\mathrm{dur}}+{\tau }_p}---\left(8\right)$

从式(8)中可看出，由于合成孔径时间主要取决于卫星波束足迹的宽度，PRF的选择对卫星波束的展宽很敏感，但对飞机波束的展宽不敏感。因此，场景长度的提高不受系统模糊性的限制，但方位分辨率的提高受模糊性的限制。星载SAR的多普勒带宽为2V_t/L_az，t，因此卫星波束最多只能展宽2倍，否则可能会出现方位模糊的情况。

综上所述，由于星机双基地SAR具有“远发近收”的特点，信噪比比较高，可以用一部分信噪比的损失换取场景长度和方位分辨率的提高。收、发波束展宽后场景长度至少可以达到1公里以上的量级，方位分辨率的量级一般可以达到米级左右。需注意的是，波束展宽因子如何分配(即：式(5)中的N_max在收、发波束展宽过程中的分配)决定了场景长度和方位分辨率能达到的量级。N_max的分配具有一定的灵活性，但必须遵循如下约束：(1)展宽后的接收波束宽度不能超过单个接收阵元对应的波束宽度；(2)非合作式系统(即：利用的是非己方的星载照射源)中的卫星波束不能展宽；(3)合作式系统中，受系统模糊性的限制，卫星波束的展宽不能超过2倍。

当系统采用不同波束同步方案时，衡量系统性能高低的技术指标主要包括：成像时间、场景长度、方位分辨率。其中，成像时间定义为：从发射波束与接收波束出现重叠时开始，到发射波束完全离开为止，其间所经历的时间。根据图3，利用平台间的相对速度可计算出这段时间等于：

${\xi }_{\mathrm{image}}={\xi }_{\mathrm{end}}-{\xi }_{\mathrm{start}}=\frac{D_{\mathrm{az},t}+D_{\mathrm{az},t}}{V_t-V_r}---\left(9\right)$

系统的场景长度定义为：方位向上经历了卫星波束完整照射的所有目标点对应的长度。根据图3，设某目标点的坐标为x，则卫星波束两个边缘扫过该目标的时刻分别为x/V_t和(x+D_az，t)/V_t，显然飞机在这两个时刻的位置与目标x之间的距离必须满足：

$\left(\begin{array}{c}|(\frac{D_{\mathrm{az},r}}{2}+V_r·\frac{x}{V_t})-x|<\frac{D_{\mathrm{az},r}}{2}\\ |(\frac{D_{\mathrm{az},r}}{2}+V_r·\frac{x+D_{\mathrm{az},t}}{V_t})-x|<\frac{D_{\mathrm{az},r}}{2}\end{array}\right)---\left(10\right)$

经简单整理后，场景长度应按下式计算：

$X_{\mathrm{scene}}=x_{\mathrm{end}}-x_{\mathrm{start}}=\frac{V_t·D_{\mathrm{az},t}-V_r·D_{\mathrm{az},t}}{V_t-V_r}---\left(11\right)$

方位分辨率的公式实际上已在式(2)中给出，将式(7)代入式(2)并整理后得：

${\rho }_{\mathrm{az}}\approx \frac{L_{\mathrm{az},t}}{1+\frac{R_t}{R_r}·\frac{V_r}{V_t}}---\left(12\right)$

在上述根据本发明的星载双基地SAR空间同步方法中，无需对已有雷达卫星和机载雷达进行任何硬件上的改动，只需合理控制相控阵天线中的有效阵元数即可。控制方案简单，成本低，可靠性高。

附图说明

图1为国外已提出的“正向滑动聚束式”示意图。其中C为场景中心点，W为“虚拟”的波束转动中心点，R_rot，s为C点与W点之间的距离，R_c，s为卫星航迹与场景中心点之间的最短距离，A_max，s为卫星天线的最大操控角。

图2为国外已提出的“反向滑动聚束式”示意图。其中C为场景中心点，U为“虚拟”的波束转动中心点，R_rot，a为W点与飞机航迹之间的最短距离，R_c，a为飞机航迹与场景中心点之间的最短距离，A_max，a为飞机天线的最大操控角。

图3是本发明提出的“双宽波束同步方法”的示意图，由三幅子图所组成。其中，a图为同步方案整体示意图；b图为成像时间的计算示意图；c图为场景长度的计算示意图。

图4是本发明实施例中的“信噪比允许降低倍数”的结果示意图。

图5是本发明实施例中的“PRF适宜范围”的结果示意图。

图6是本发明实施例中的“场景长度”的结果示意图。

实施例

采用X波段雷达卫星TerraSAR-X和机载雷达PAMIR的参数进行计算。

卫星飞行高度为515km，飞行速度为7.6km/s，天线增益为45dB，天线视角的范围为20°～55°，发射功率为2.26KW，波长为3.1cm，占空比为0.18，信号带宽为150MHz；飞机飞行高度为3km，天线增益为30dB，天线视角的范围为40°～70°，飞行速度为100m/s，T＝260K，F＝5dB，L＝5dB；${\sigma }_b^0=-20\mathrm{dB},$SNR_min＝10dB。

首先，将相关参数代入式(4)和式(5)，计算信噪比允许降低的倍数。图4给出了计算结果。从图中可看出：在高入射角处，由于收发距离都较长，信噪比允许降低的倍数(N_max)比较小，最低处只有6倍左右；在低入射角处，信噪比允许降低的倍数比较大，最高处接近67倍。接下来，对收、发波束展宽倍数按如下原则分配：①根据要求的方位分辨率，按式(12)计算卫星波束所需展宽的倍数；②卫星波束的展宽最多不能超过2倍；③将N_max除以卫星波束展宽倍数的平方，剩余部分赋予飞机波束；④飞机波束展宽倍数不得超过飞机方位向阵元数。对收、发波束实施展宽后，将相关参数代入式(6)-(8)，计算PRF的适宜范围。图5给出了计算结果。从图中可看出，PRF的上下限之间有非常大的选择余地。

最后，将相关参数代入式(11)计算场景长度的量级，并与国外已有方法进行对比。为方便比较，两种方法中每一对入射角所对应的方位分辨率均设定为2m。图6给出了两种方法场景长度间的对比。从图中可看出，本发明所获得的场景长度明显要大得多。而且，由于无需对收发波束的指向实施控制，成像算法的设计将更为简单。