针对对地观测空间任务的创新轨道设计 |
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| 申请号 | CN201380067049.2 | 申请日 | 2013-12-20 | 公开(公告)号 | CN105050898B | 公开(公告)日 | 2017-07-11 |
| 申请人 | 泰雷兹阿莱尼亚宇航意大利单一股东有限责任公司; | 发明人 | 法比奥·迪乔治; 安德烈亚·弗兰乔尼; 亚历山德罗·克里琴蒂; | ||||
| 摘要 | 本 发明 涉及用于减少卫星遥感服务的成本的方法。所述方法包括提供卫星遥感系统，该卫星遥感系统包括配备有被配置成获取地球表面的区域的图像的 传感器 的唯一一个卫星，所述卫星遥感系统被设计成基于由卫星上的传感器获取的图像提供卫星遥感服务。特别地，卫星遵循绕地球的具有短于三天的轨道重复周期的预定义轨道，从而获得具有非常好的时间性能和优异的干涉能 力 并且具有极大减少的成本的卫星遥感服务。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种用于减少卫星遥感服务的成本的方法，包括提供下述卫星遥感系统(1)： |
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| 说明书全文 | 针对对地观测空间任务的创新轨道设计技术领域[0001] 本发明涉及创新轨道设计，该创新轨道设计使得能够： [0002] ·提供基于使用单个卫星的卫星遥感系统，该卫星遥感系统能够确保可与基于使用卫星群的系统的时间性能和干涉能力相媲美的时间性能和干涉能力；以及 [0003] ·减少对这样的系统的设计、研发、测试、试运行、操作等的成本以及因此关联的遥感服务的成本。 背景技术[0004] 在对地观测领域中，由于连续获取地球表面上各处的广阔区域的数据的能力，卫星遥感系统使得能够采集关于地球表面的具有基本的政治、经济和环境重要性的大量信息。 [0009] 另外，总是为了简化描述起见，术语“获取SAR图像”(还或者“捕获SAR图像”)，或者等同地，术语“SAR图像获取”还或者“SAR获取”在本文中将用于指示形成SAR卫星图像的整个处理，如已知，该处理包括： [0010] ·借助于由卫星携带的SAR传感器发送雷达信号，以使用所述雷达信号照射关注区域； [0011] ·借助于所述SAR传感器接收来自所述区域的背向散射雷达信号；以及[0012] ·借助于集成在SAR传感器中或者(甚至远程地)连接至SAR传感器的处理单元处理所接收到的雷达信号，以基于所接收到和处理后的雷达信号形成或者生成所述区域的SAR图像。 [0013] 相似地，总是为了简化描述起见，一般术语“获取图像”(还或者“捕获图像”)，或者等同地，术语“图像获取”或者甚至仅仅“获取”在本文中将用于指示通过使用安装在卫星上的SAR传感器或光学传感器来形成SAR卫星图像或光学卫星图像的整个处理。 [0014] 遗憾的是，如已知，卫星遥感系统具有极其高的设计、研发、制造、测试、运行等的成本。另外，这些系统的成本还取决于所期望的性能。特别地，卫星遥感任务的主要参数中的一个主要参数为表示测量频率的重访时间(revisit time)，使用该重访时间可以获得一个相同区域的连续的图像。为了减少重访时间以便增大观测能力，许多现代的卫星遥感系统使用卫星群。然而，如可以容易地推测，使用卫星群的卫星遥感系统的成本比使用单个卫星的系统的成本更高。然而，单个卫星系统： [0015] ·不能保证可与基于卫星群的系统的时间性能媲美的时间性能； [0016] ·或者，在单个卫星系统能够提供可与基于卫星群的系统的时间性能媲美的时间性能的情况下，单个卫星系统不能保证对地球表面的全球覆盖。 [0017] 由欧洲航天局(ESA)的欧洲遥感卫星ERS-1来表示基于使用单个卫星的对地观测系统的示例。ERS-1于1991年以极地太阳同步轨道(SSO)被发射，ERS-1的高度为782千米至785千米并且具有包括三个不同的轨道重复周期(具体地，3天的周期、35天的周期和176天的周期)的可能性。ERS-1于2000年终止其任务。在M.Rosengren的下述文章中提供了关于ERS-1的轨道设计的进一步的信息：标题“ERS-1–AN EARTH OBSERVER THAT EXACTLY FOLLOWS ITS CHOSEN PATH”,ESABulletin,ESA Scientific and Publications Branch,Noordwijk,NL,第72号,1992年12月1日,第76页至第82页。在文章中，大致给出了ERS-1的特别是下述周期的轨道的特性： [0018] ·3天的轨道重复周期，该轨道周期不能够实现对地球表面的全球覆盖； [0019] ·35天的轨道重复周期，替代地，该轨道周期能够实现对地球表面的全球覆盖；以及 [0021] 由同样为ESA的Envisat卫星来表示基于使用单个卫星的对地观测系统的另一示例。Envisat于2002年以极地SSO被发射，Envisat的高度为大约800千米并且具有35天的轨道重复周期，Envisat被选择以确保几乎全球覆盖(取决于安装在卫星上的各种仪器可访问的区域)。Envisat于2012年终止了其任务。在C.J.Readings和P.A.Dubock的下述文章中提供了关于Envisat卫星的进一步的信息：标题“ENVISAT-1:EUROPE’S MAJOR CONTRIBUTION TO EARTH OBSERVATION FOR THE LATE NINETIES”，ESA Bulletin,ESA Scientific and Publications Branch,Noordwijk,NL,第76号,1993年11月1日,第15页至第28页。 [0022] 替代地，基于使用卫星群并且由于这些卫星群而在低重访时间的情况下具有高访问能力的对地观测系统的示例为包括四个卫星的意大利COSMO-SkyMed系统以及包括五个卫星的德国SAR Lupe系统。特别地，在F.Covello等人的下述文章中提供了关于COSMO-SkyMed系统的进一步的信息：标题“COSMO-SkyMed an existing opportunity for observing the Earth”，Journal of Geodynamics,Pergamon,Amsterdam,NL,第49卷,第3-4号,2010年4月1日,第171页至第180页。 [0023] 此外，最近几年，基于地球表面的SAR图像的干涉分析的重要性不断增大，该干涉分析用于生成数字高程模型(DEM)、分析沉降和估计地形变化。在用于干涉应用的卫星遥感系统的情况下，两个连续的SAR获取之间的时间具有特别的重要性，原因在于连续的SAR图像之间的干涉性随着连续的SAR图像之间的时间间隙的增大而下降。因此，在干涉应用的情况下，对一个相同的地点的低重访时间对所采集的数据的数量和其质量二者而言具有两面性。 [0024] 如已知，用于干涉应用的卫星遥感系统通常使用： [0025] ·以串列配置(例如使用TerraSAR-X卫星和TanDEM-X卫星)操作以同时捕获地球表面的一个相同的区域的SAR图像的(至少)一对卫星；或者 [0026] ·能够总是以预定天数为间隔通过使用至少两个卫星捕获地球表面的一个相同的区域的SAR图像的配置(如例如使用COSMO-SkyMed系统和RADARSAT 1卫星和RADARSAT 2卫星构成)。 [0027] 例如，通过使用两个卫星，COSMO-SkyMed的串列型配置使得能够针对干涉应用以每天为间隔获得一个相同的地理区域的SAR图像。 [0028] 以上提及的解决方案或者更合适地使用至少两个卫星同时或者以预定天数为间隔捕获一个相同的区域的SAR图像，使得所采用的卫星遥感系统的复杂性和成本二者均增大。 [0029] 在下述文章中提供了已知的雷达干涉技术的示例： [0030] ·H.A.Zebker和J.Villasenor的文章，标题为“Decorrelation in Interferometric Radar Echoes”，IEEE Transactions on Geoscience and Remote Sensing,第30卷,第5号,1992年9月5日,第950页至第959页，在该文章中，给出经由单个卫星的连续的航行获得基于SAR获取的干涉技术； [0031] ·A.K.Gabriel等人的文章，标题为“Mapping Small Elevation Changes Over Large Areas:Differential Radar Interferometry”，Journal of Geophysical Research,第94卷,第B7号,1989年7月10日,第9183页至第9191页，在该文章中，给出用于基于SAR图像检测非常小的地面移动的差分干涉技术； [0032] ·欧洲专利申请EP 2 535 735 A1，该申请涉及用于获取用于干涉处理的SAR图像特别是用于基于由安装有单个SAR传感器的单个卫星在单次航行中获取的SAR图像来生成数字高程模型(DEM)的方法；以及 [0033] ·欧洲专利申请EP 1 273 518 A2，该申请涉及用于干涉应用的卫星配置。 [0034] 卫星遥感系统的非常高的成本(关于一个或更多个卫星的设计、研发、测试、运行、发射等)实际上仍然防止许多国家能够具有其自己的卫星对地观测系统或者防止许多国家能够具有多于一个的卫星遥感系统(例如，使用光学传感器的系统和使用SAR传感器的系统)。 [0035] 正是针对这一原因，不同的国家之间共享一些卫星遥感系统的当前用途。例如，意大利和法国共同使用基于SAR传感器的意大利COSMO-SkyMed系统和基于光学传感器的法国Helios 2系统。然而，由于用于解决可能的冲突的计划和协调逻辑的复杂性增大，所以管理这些共享的系统的复杂性增大。由于与各个用户之间的资源协调有关的时间被增加到与计划操作严格关联的时间，所以获取请求的安置与数据的有效可用性之间的时间(已知为响应时间)的增大也与该复杂性关联。 发明内容[0036] 本发明的目的是提供针对对地观测空间任务的创新轨道设计，该针对对地观测空间任务的创新轨道设计能够实现具有非常好的时间性能和优异的干涉能力的对地观测卫星系统并且同时还使得能够减少该系统的设计、研发、测试、运行、操作等的成本以及因此关联的卫星遥感服务的成本，在这种方式下，还有助于那些由于受经济能力限制而被当前排除在外的国家进入卫星遥感市场。 [0038] 为了更好的理解本发明，现在将参照附图(未按照规定比例)描述借助于非限制性示例提供的一些优选实施方式，在附图中： [0039] ·图1示出TerraSAR卫星相对于地球表面的重访时间； [0040] ·图2至图4示出分别根据本发明的第一实施方式、第二实施方式和第三实施方式的对地观测系统的相对于地球表面的重访时间； [0041] ·图5和图6示出根据本发明的特定方面分别作为所使用的每日交叉航迹基线和卫星轨道的半长轴的变化的函数的用于使操作卫星的地面航迹的平移反向的两个连续的策略之间经过的时间的示例曲线图； [0042] ·图7示出根据本发明的上述特定方面作为每日交叉航迹基线的函数的仅由用于使卫星的地面航迹的平移反向的策略引起的推进剂消耗的示例曲线图； [0043] ·图8示出根据本发明的上述特定方面作为针对三个不同的每日交叉航迹基线的时间的函数的卫星的地面航迹的位置的变化； [0044] ·图9a和图9b分别示出根据本发明的上述特定方面作为针对给定的每日交叉航迹基线的函数的地面航迹的位置的变化以及卫星高度的对应的变化(相对于相应的标称高度)；以及 [0045] ·图10示意性示出根据本发明的优选实施方式的卫星遥感系统。 具体实施方式[0046] 提供以下描述以使得能够熟悉实施和使用本发明的领域。对本领域技术人员而言，对所示的实施方式的变型将会变得立刻明显，并且在不背离本发明的保护范围的情况下，可以将本文中所描述的一般原理应用于其他实施方式和应用。 [0047] 因此，本发明不意图限于本文中所描述和示出的实施方式，而是具有根据与本文中所描述的以及权利要求所限定的原理和特征一致的最广泛的范围。 [0048] 本发明涉及能够实现下述卫星遥感系统的针对对地观测空间任务的创新轨道设计： [0049] ·该卫星遥感系统包括单个卫星，在这种方式下，该卫星遥感系统比基于使用卫星群的系统花费更少；并且，同时， [0050] ·确保可与基于卫星群的系统的时间性能和干涉能力媲美的时间性能和干涉能力；并且，因此， [0051] ·通过其构想的方式，导致通过联合并且因此参与对该项目的研发，其在每个能观测的国家中独立的应用，导致降低相关的系统成本。 [0052] 如已知的，直到现在为止，针对卫星遥感系统的轨道设计总是基于选择例如确保对所有的可能访问的地球纬度的全球覆盖的轨道重复周期，例如COSMO-Skymed系统为16天，TerraSAR-X系统为11天并且RADARSAT系统为24天。 [0053] 替代地，本发明的第一方面为下述创新思想：基于通过选择具有少于三天(优选地，等于一天或两天)的重复周期的轨道以保证非常短的最大重访时间并且因此例如不确保对所有的可能访问的地球纬度的全球覆盖来放弃轨道设计的该基本原理。如将要在下文中所描述，该全球访问能力的损失使得能够实现能与基于遍及可以从选定轨道有效观测的地球表面的区域的卫星群的对地观测系统的时间性能和干涉能力媲美的时间性能和干涉能力。 [0054] 另外，如将要在下文中详细描述的，选择不保证对地球表面的全球覆盖的轨道重复周期导致位于系统的覆盖有效区域内的不同的国家之间共同利用卫星遥感系统，从而保证这些国家中的每个国家在操作不冲突以及优异的时间性能的情况下独立访问其领土，并且同时，使得由不同的国家之间共同承担系统的设计、研发、测试、运行、操作等的成本，以使得每个国家可以以大大减少的成本从针对其领土的卫星观测服务中获益。 [0055] 应当注意，为了简化描述起见，在下文中，还使用更多简明的术语例如“轨道周期”和“重复周期”来指示轨道重复周期。 [0056] 方便地，根据本发明，使用如已知具有在地球大气层与范爱伦辐射带之间或者在160千米和2000千米之间的高度的低地球轨道(LEO)；例如，可以方便地使用具有400千米、 600千米或800千米的标称高度的LEO。 [0057] 特别地，根据本发明，取决于地球表面的关注区域的纬度，可以使用极地太阳同步轨道(SSO)或者倾斜轨道来优化经过低纬度区域的性能。 [0058] 在卫星遥感领域中，通常使用在表示轨道重复周期的给定天数中绕地球的整数的公转数目来定义轨道。重复周期越长，轨道的地面颗粒度越大。例如，COSMO-SkyMed系统的卫星在16天中进行237个公转，并且在该周期的末尾，卫星被精确地定位在其初始位置处。 [0059] 如果通过将地球的赤道周长(Ce＝40075千米)除以卫星在轨道周期内的公转数目而获得的地球赤道处的针对卫星的间隔小于由所述卫星使用的传感器的地面访问区域的大小，则然后保证了全球访问，或者卫星可以进行对地球的任何点的获取。另外，该间隔与传感器的地面访问区域之比越小，在获取单个图像时的不同入射角的数目越多。 [0060] 然而，选择长轨道周期使得两个干涉获取之间的大的时间间隙，并且因此，所获取的数据的相干性和准确性减小。如先前所描述的，为了解决该问题，针对干涉应用的当前卫星遥感系统使用以下述形式的至少两个卫星： [0061] ·同时捕获地球表面的相同区域的SAR图像的串联配置的配置；或者 [0062] ·使得能够以预定天数为间隔捕获地球表面的相同区域的SAR图像的配置。 [0063] 替代地，根据本发明的上述第一方面，可以通过使用极其小的轨道周期特别是一天的轨道周期来放弃全球覆盖，从而确保12小时或24小时的最大重访时间，或者无论如何，通过使用两天的轨道周期进行全球访问，从而保证48小时的最大重访时间(如将要在下文中更详细地阐述)。 [0064] 在一天的轨道周期的情况下，针对每天14个和16个之间的公转提供轨道设计，并且该公转数目还与轨道周期中的公转数目一致。因此，随后产生的在一天进行干涉拍摄的可能性被去除。因此，就相对于基于仅可以以若干天为间隔进行干涉拍摄的单个卫星的系统的时间相关性而言，优点清楚地显现。 [0065] 在一天的轨道周期的情况下，还明显的是，在存在覆盖的区域中的最大重访时间精确地为24小时。而在上升航迹和下降航迹相交的区域中，重访时间为12小时。 [0066] 应当强调，仅在太阳同步轨道的情况下轨道周期与整数天数一致，太阳同步轨道的特征在于，轨道旋转平面与地球在黄道上的轨道平面一致。为此，卫星总是在相同的当地时间进行获取。而倾斜轨道通常不遵循该限制并且因此，当在下文中提及一天/两天/三天的轨道周期时，应当理解为“大体上”或“大约”，也就是说，“大约”一天/两天/三天，具有甚至大约几小时的变化；该现象引起获取的本地时间的变化，并且因此，引起被拍摄的区域的照明条件的变化。 [0067] 使用倾斜轨道来增大经过低纬度区域的性能专用于安装有SAR传感器的卫星，在这种方式下，该卫星可以通过生成非常规则的网格而获益。而由于该卫星取决于太阳对关注区域的照射的条件，通常专有地在SSO上采用光学卫星，另外仅使用轨道的受照射的(上升的或下降的)部分。 [0068] 为了更好的理解根据本发明的轨道设计的时间性能与传统的对地观测系统的时间性能之间的差异，图1示出TerraSAR-X卫星(如已知的，安装有SAR传感器)相对于地球表面的重访时间，同时图2示出根据本发明的第一实施方式的对地观测系统(特别是基于具有极地太阳同步轨道和一天的轨道周期的单个卫星的系统)相对于地球表面的重访时间。 [0069] 如图1所示，TerraSAR-X卫星在绕赤道的区域中的重访时间在60小时与84小时之间，并且在中纬度区域中的重访时间在40小时与50小时之间。 [0070] 反之，根据本发明的第一实施方式的上述对地观测系统的最大重访时间通过设计被明显地缩短至24小时。特别地，可以在图2中观测到非可访问区域(白色)以及具有12小时和24小时的重访时间的可访问区域。覆盖在中-高纬度处非常好，但是在较低的纬度处，需要校正访问带中的关注区域的位置。图2中所示的地面访问模式特别适于使用光学传感器，这考虑到下列事实：如已知的，光学传感器通常使得能够获取中-高纬度的区域(或者图2中所示的覆盖较好的区域)的高质量图像，而赤道带上的区域(或者图2中的非可访问区域更集中和更广阔的区域)的光学图像的质量由于这些区域的天气(例如，由于下雨、云层过多湿度过大等)而通常显著地劣化。 [0071] 通过使用倾斜轨道，仍然可以确保12小时至24小时的最大重访时间并且还可以优化所得到的地面网格以获得例如确保对多个国家的完全覆盖的确定大小(例如，大约2400×2400平方千米)的区域。鉴于此，图3示出根据本发明的第二实施方式的对地观测系统特别是基于安装有SAR传感器并且具有倾斜轨道和一天的轨道周期的单个卫星的系统相对于地球表面的重访时间。在图3中，明显的是，覆盖相对于图2中所示的覆盖更规律，并且首先，该覆盖在中纬度的带中是连续的。 [0072] 明显地，可以通过改变轨道的倾斜度来优化对不同的地理区域的覆盖，从而提高对关注区域的覆盖。 [0073] 因此，产生由覆盖的区域内的各个国家使用该系统的可能性，同时在无冲突操作的情况下获得优异的性能。 [0074] 特别地，使用图3所示的类型的地面图案覆盖不同的国家的真实可能性使根据本发明的系统具有显著的竞争和商业优势。 [0075] 事实上，与卫星遥感通常使用的轨道不同，轨道的每天的重复性使得能够避免复杂的获取计划阶段，原因在于从卫星可访问的区域为每天相同的区域。 [0076] 在由单个用户使用的情况下，该系统的优点在于，生成确保在连续的航行中对访问区域的覆盖的重复获取计划，而且在由位于独特的地理区域中的不同的用户使用的情况下的优点更多，原因在于可以在不需要与其他用户协调获取的情况下将卫星单个地分配给每个用户，特别是使用时间划分策略。换言之，一旦在设计阶段定义可可操作负载，则对于仅关注于监测其自身领土的各个国家而言，在使卫星总是可用与使根据本发明的系统以预定义时间间隔可用之间不存在差别。另外，重要强调的是，对仅关注监测其自身领土的国家而言，全球访问的失去并不滋生问题。 [0077] 因此，该设想导致许多操作优点。事实上，若干国家可以形成联邦并且获取对单个卫星遥感系统的“共用”，从而大大减少针对每个国家的设计、研发、测试、运行、操作等的成本。经由时间划分独立地访问其自身领土确保不存在冲突并且因此使得传统的多用户卫星遥感系统常有的计划和协调的复杂性(关于设计和研发的成本以及关联的时间)变得多余。换言之，根据本发明的创新轨道设计简化了任务规划和资源共享二者。特别地，在由国家联邦使用的情况下，除在各个联合的国家之间动态分配卫星上的传感器的使用时间之外，还通过提供各个轨道上的动态分配以使各个用户针对其领土具有排他的规划，来从全球覆盖的损失中得出优势；通过轨道的严格的重复、所提出的解决方案的结果做出该解决方案。 [0078] 在这种方式下，由于联合，国家可以以传统的单用户系统的一小部分成本对其领土独立访问。对于那些由于受经济能力限制而通常被排除在外的国家而言，该特性能够显著地降低进入卫星遥感市场的障碍。 [0079] 关于此，重要强调的是，如图3所示，可以经过由于受经济能力限制而当前被从卫星遥感市场排除在外的国家(特别是非洲、拉丁美洲和东南亚的国家)而方便地优化本发明的性能。因此，本发明还能够使得这些国家从合适的卫星遥感装置获益。 [0080] 在任何情况下，应当再次记住，由于变化的照明条件，倾斜轨道不适于安装有光学有效负载因此限于使用SSO的卫星。 [0081] 通过尽可能权衡以下参数来方便地进行根据本发明的轨道的优化： [0082] ·轨道高度； [0083] ·轨道倾斜度；以及 [0084] ·所采用的传感器的地面访问区域。 [0085] 因此，需要对任务进行准确的初步研究，以增大邻近的访问区域并且使地面覆盖最大化。 [0086] 如先前所描述的，根据本发明的轨道设计不能够全球覆盖并且具有受限的地面访问多样性；事实上，可以仅使用一个或两个观察角获取每个目标，所以通常优选地具有在多个可用角中选择访问的可能性。 [0087] 为了解决这些缺点，可以选择具有两天而非仅一天的轨道周期的轨道。明显地，在这种情况下，最大重访时间增大至大约48小时，而且该轨道周期确保全球访问(在倾斜轨道、在所选择的纬度带内的全球访问的情况下)并且使得能够增大倾斜角的数目(除仍然具有一个轨道周期仅一次访问的特定区域之外)。关于此，图4示出根据本发明的第三实施方式的对地观测系统特别是基于安装有SAR传感器并且具有倾斜轨道和两天的轨道周期的单个卫星的系统相对于地球表面的重访时间。 [0088] 明显地，通过连续增大轨道周期，最大重访时间越来越大，直到其变得与传统的卫星遥感系统的重访时间相似从而失去由本发明实现的上述优点为止。 [0089] 鉴于此，应当注意，以上提及的文章“ERS-1–AN EARTH OBSERVER THAT EXACTLY FOLLOWS ITS CHOSEN PATH”和“Decorrelation in Interferometric Radar Echoes”二者均描述了针对典型的科学性质的任务使用三天的轨道重复周期。事实上，在科学任务的天体中，重要的是，在几天之后能够使用相同的几何形状再次观测相同的场景，以避免存在随后会影响进行信息检索的能力的显著变化。而且，本发明基于系统设想：选择具有低轨道周期特别是小于三天的轨道，以能够确保经过卫星可访问的区域的非常好的时间性能或者非常低的重访时间，这导致设想：如果由卫星“看见”的若干国家决定参与卫星遥感系统的联合研发以便获取其自身领土的卫星图像，则成本降低。 [0090] 此外，本发明的第二方面涉及卫星遥感系统的干涉能力。鉴于此，在继续本发明的描述之前，在以下提供SAR干涉部分中众所周知的某些特定术语(在下文中将用于详细描述本发明的上述第二方面)的意思： [0091] ·基线—相同目标的两个SAR图像的两个获取位置(特别是地球表面的相同区域中的)之间的距离； [0092] ·视线—连接目标与被假设为进行所谓的自主获取的位置的两个获取位置之一的线段； [0093] ·路程差—连接目标和两个获取位置的两个路程之间的差； [0094] ·正交基线—基线的垂直于视线的部分； [0095] ·有效基线—正交基线的平行于目标高度被测量的方向的部分；有效基线的出现确定路程差与目标高度之间的相关性，并且因此使得能够干涉； [0096] ·干涉模糊距离—高度相等并且具有相同的路程差的两个目标之间的距离； [0097] ·临界基线—干涉模糊距离与所获取的SAR图像的分辨率一致的有效基线值； [0100] 返回对本发明的描述，根据本发明的上述第二方面，除极其短的轨道周期(优选地，一天或两天)之外，轨道设计提供地面轨道的低经度漂移，虽然使轨道框架(或者经过赤道的长度)保持几乎固定，但是该轨道漂移引起轻微变化。该效应使得极其准确地调节连续的干涉SAR获取之间的基线。 [0101] 干涉基线表示所谓的SAR航迹交叉干涉中的极其重要的参数。特别地，在正交基线与高度测量的准确性之间存在相关，如在模糊高度的情况下。 [0102] 干涉基线(在任何情况下，纬度的函数)正比于轨道的经度漂移。事实上，明显的是，通过在随后的一天准确地经过相同的轨道，将会获取对相同位置的拍摄并且这不能够实现干涉测量。 [0103] 在以相同的单个卫星的轨道周期(或者每16天至25天)为间隔经由连续航行进行干涉拍摄的当前遥感系统中，通常利用引起从理想轨道偏离的轨道摄动(大气阻力、太阳风等)来生成可以用于SAR干涉的基线。然而，显然难以控制由标称轨道的“扰动”引起的该效应，并且所得到的基线因此不是非常准确。 [0104] 反之，本发明的第二方面提供以极其高的准确性自发生成经度漂移(通过适当地选择卫星高度来生成)。事实上，由于一天后的轨道摄动具有非常受限制的幅度，所以根据本发明的所述第二方面的轨道设计特别提供轨道的经度移动，特别是上升交点的经度的移动，以便生成关注的纬度处的所期望的航迹交叉基线。方便地，也可以提供在遥感任务期间通过进行特定轨道校正策略来改变基线的值。 [0105] 虽然非常慢，但是所生成的漂移趋于将卫星从预定义标称地面操作区域移动走。如果没有补偿，该效应一方面趋于减小用于SAR获取的可使用的地面访问区域的大小，同时另一方面使得能够获取SAR传感器的标称地面访问区域以外的区域的SAR图像。然而，在任何情况下，在预定义时间间隔之后，方便的是，使平移的方向反转以使卫星保持在其预定义的操作区域内。这使得产生比进行使基线保持稳定的轨道保持策略的幅度稍微更大幅度的策略。 [0106] 如从开普勒定律所已知的，在轨道周期与轨道半长轴之间存在正比的关系。因此，通过选择具有相对于整数天数的轨道周期(针对太阳同步轨道)的几秒的差异的轨道的高度，可以引起赤道相对于先前的轨道周期的交叉的平移。 [0107] 如此计算的赤道处的经度平移根据以下定律成为轨道的位置的变量差(在低于轨道曲率的纬度范围内可应用)： [0108] b_cross(lat)＝b_cross(0)*cos(lat)*sin(i) [0109] 其中： [0110] ·lat指示纬度； [0111] ·b_cross(lat)指示作为纬度的函数的航迹交叉基线； [0112] ·b_cross(0)指示赤道处的基线； [0113] ·cos指示余弦函数； [0114] ·sin指示正弦函数；以及 [0115] ·i指示轨道相对于地球赤道平面的倾斜角(如已知的，针对极地轨道，i＝90°)。 [0116] 给定关注区域的纬度，然后足以确定该区域中的所关注的基线以计算赤道处所需要的基线，并且因此相对于分配至轨道周期的24小时的延迟(或提前)的所期望的基线。 [0117] 随着地球完成24小时(或者86400秒)的旋转，地球以Ce/86400(千米/秒)或者大约500米/秒(认为地球的赤道周长Ce等于40075千米)的切向速度绕其轴转动。因此，500米为地面基线值，其中，在赤道相对于先前的轨道周期交叉时具有一秒的差异，而且，针对具有减小的离心率的轨道，轨道基线值正比于因数sma/Re，其中，Re指示地球的半径(大约6378千米)，并且sma指示轨道的半长轴(例如，认为卫星高度为600千米，则sma可以等于6978千米)。 [0118] 特别地，轨道基线可以表示为 [0119] [0120] 其中，h指示关注纬度处的轨道高度，以这种方式得到指示轨道基线的b_cross(h)以及指示地面基线的b_cross(0)。 [0121] 假设地球为球形，则可严格地应用该相关。鉴于此，重要强调的是，由地球的赤道半径和极地半径之间的差引起的变化(大约11千米)通常可忽略。在任何情况下，通过使用针对地球的椭球模型，总是可以更准确的确定轨道基线。 [0122] 为了提供示例，认为在大约600千米的标称高度(针对每天大约15个公转数，sma＝6978千米)处，50米的高度差引起轨道周期大约0.06秒的变化，这使得能够获得赤道处的每日航迹交叉基线为34米(该值也称为参照高度)。该值随高度变化的稳定性非常好：sma的 100千米的差异导致每日航迹交叉基线小于1米的变化。 [0123] 如先前所描述的，在预定时间间隔之后，进行平移反转策略，以引起具有相同绝对值但是沿相反方向的漂移。再次假设标称高度为大约600千米，对于具有约2000千克的质量的卫星平台而言，该平移反转策略可以方便地需要约0.05米/秒的δv，这与大约45克的化学推进剂的消耗对应。 [0124] 为了总结该分析，必须估算平移相对于地面参照位置的最大容差值。假设不期望考虑SAR传感器的地面访问区域的移动，可以确定承受大约20千米的最大总体地面漂移(假设20千米表示小于SAR传感器地面访问区域的10％)。为了在每日航迹交叉基线为34米的情况下大致保持在该值内，可以在大约每600天进行平移反转策略。如图5中所示，在保持20千米的最大总体地面漂移时，两个连续的平移反转策略之间的时间间隔随着每日航迹交叉基线的增大而快速地减小。例如，参照图5，通过使用100米的每日航迹交叉基线，两个连续的平移反转策略之间的时间为大约200天(在图5中，由“X航迹基线”指示航迹交叉基线)。 [0125] 图6示出再次在最大总体地面漂移为20千米的情况下经过两个连续的平移反转策略之间的曲线图，而该时间为sma变化的函数。 [0126] 为了获得较大的基线，除减少连续的平移反转策略之间的时间间隔之外，需要增大与sma的较大的变化关联的δv，针对所装载的相同量的推进剂，该δv会减少卫星的操作寿命。关于此，图7示出为了在5年的任务的过程期间保持20千米的最大总体地面漂移，作为每日航迹交叉基线(在图7中，由“X轨道基线”指示交叉基线)的函数的推进剂消耗(仅由于卫星的平移反转策略引起)的曲线图。 [0127] 而图8示出在总是假设最大总体地面漂移为20千米的情况下作为针对三个不同的每日基线(每天30米、50米和100米)的时间的函数的地面航迹的位置的改变的曲线图。图8中明显的是，随着每日基线增大，针对相同的最大总体地面漂移(20千米)的平移反转策略的数目也相应地增大。自然地，可以通过增大最大总体地面漂移的值来减少策略的数目。 [0128] 另外，图9a和图9b分别示出作为每天50米的每日基线的时间的函数地面航迹的位置的改变以及卫星高度相对于标称高度(与图9b的曲线图中的横轴对应)的对应变化。 [0129] 假设所期望的基线值需要通常小于一秒的不同的时间差，可以推断出，需要好的轨道控制(通过执行特殊的平移反转策略)来确保基线的稳定性，其中，这是绝对需要的。在任何情况下，应当强调，对于正常应用而言可以接受特定容差。然而，通过进行特殊轨道保持策略而获得的基线随时间的稳定性被确定为比通过使用传统的卫星遥感系统中的轨道摄动而获得的基线随时间的稳定性更大，传统的卫星遥感系统以相同的单个卫星的轨道周期为间隔经由连续航行来获取干涉拍摄。 [0130] 清楚地，当针对遥感任务定义轨道设计时，需要找到以下量之间的权衡： [0131] ·保持基线以及因此进行用于保持基线的轨道保持策略的频率的精确度；以及[0132] ·在进行平移反转策略之前的最大总体地面漂移，如先前所描述的，所述量取决于每日基线并且确定针对整个遥感任务而计划的平移反转策略的数目。 [0133] 针对任务的总体δv预算以及因此基于所装载的推进剂的卫星操作寿命的持续时间取决于该权衡。 [0134] 反过来，所装载的推进剂的体积也导致对卫星配置的定义的权衡。 [0135] 假设用于保持基线的轨道反转策略具有小的幅度，离子推进剂可以方便地用于保持基线，以这种方式减少化学推进剂的使用，并且因此确保上述权衡的进一步的自由度。在任何情况下，必须考虑到其自身因低的开发和使用成本而被识别的系统的复杂性和成本的增大来衡量离子推进剂的安装。 [0137] 使用离子推进剂可实现的第二优点在于轨道控制的可能性策略。事实上，由于由离子发动机的减少的特定比冲造成的受限制的消耗和准确度，可以考虑每天在到达关注区域之前进行少量公转，基于相对于前一天的差异进行少量的轨道调节。因此可以获得的优点在于，根据需要，可以确保大约毫米级的基线准确度。 [0138] 而且，对于漂移反转策略而言，使用化学推进剂是优选的，原因在于策略的较大的幅度。 [0139] 本文中所提到的轨道设计的另一关注的效应在于，假设在三个SAR获取、以一天为时间间隔和标称基线进行两对SAR获取以及以两天为时间间隔和标称基线二倍的基线进行一对SAR获取的情况下以一天为间隔对同一目标进行重复的SAR获取(所有均使用相同的入射角)。 [0140] 可以针对N个SAR获取清楚地概括该原因：以一天为间隔以及标称基线B进行N-1对SAR获取，以两天为间隔以及基线2B进行N-2对SAR获取等，直到到达以N-1天为间隔以及基线(N-1)*B获取一对SAR获取为止。 [0141] 连续数据(或者使用等同的基线进行的连续测量)的可用性使得能够对高度重建误差进行平均，从而获得干涉分析的结果的进一步提高，以及检测地面变化和进行短周期差分干涉(以检测目标的移动)的可能性。 [0142] 总之，借助于包括单个卫星的卫星遥感系统来实现本发明，所述单个卫星配备有SAR传感器或光学传感器，并且使用绕地球的根据先前描述的形成本发明的主题的创新轨道设计的轨道，特别是通过遵循具有非常短的轨道周期的倾斜轨道或极地太阳同步轨道，并且优选地借助于合适的高度选择平移其每个轨道周期的地面航迹，以确保针对由传感器在连续的轨道周期中获取的地球表面的相同区域的图像的预定义干涉基线。 [0143] 关于此，图10示意性示出根据本发明的优选实施方式的卫星遥感系统(不是示出比例，而是由附图标记1指示为整体)。 [0144] 特别地，如图10所示，卫星遥感系统1包括： [0145] ·卫星11，该卫星11包括： [0146] -传感器111，该传感器111被设计成获取地球表面的区域的图像， [0148] -推进系统113，该推进系统113可以由轨道控制模块112操作；以及 [0149] ·位于地球表面上的地面站12，该地面站12被配置成与卫星11远程通信(例如，接收由传感器111获取的图像)并且包括被设计成远程控制轨道控制模块112的任务控制系统121。 [0150] 如先前所描述，在使用时，卫星遵循绕地球表面的预定义轨道，该轨道包括针对每个轨道周期绕地球的预定义数目的公转。 [0151] 如先前所描述，轨道周期短于三天。优选地，轨道周期近似等于一天或两天。 [0152] 再次，如先前所描述，卫星11优选地被设计成遵循绕地球的预定义轨道，并且至少以预定义高度绕轨道运行，该预定义高度使得卫星11的地面航迹在每个轨道周期中经受经度平移，以例如确保针对地球表面的相同区域的、由传感器111在连续的轨道周期中获取的图像的预定义干涉基线。 [0153] 特别地，卫星11被设计成： [0154] ·遵循绕地球的预定义轨道，从而： [0155] -以第一预定义高度绕轨道运行，该第一预定义高度使得卫星11的地面航迹在每个轨道周期中经受第一经度平移，该第一经度平移例如确保针对地球表面的相同区域的由传感器111在连续的轨道周期中获取的图像的预定义干涉基线，以及 [0156] -以第二预定义高度绕轨道运行，该第二预定义高度使得卫星11的地面航迹在每个轨道周期中经受第二经度平移，该第二经度平移与第一经度平移相反并且例如确保针对地球表面的相同区域的由传感器111在连续的轨道周期中获取的图像的预定义干涉基线，以及 [0157] ·通过从第一预定义高度移动至第二预定义高度以及通过从第二预定义高度移动至第一预定义高度来使得卫星11的地面航迹的经度平移反向。 [0158] 优选地，卫星11被设计成通过下述使得卫星11的地面航迹的经度平移反向： [0159] ·在卫星11的地面航迹已经经受第一经度平移第一预定义时间段之后，从第一预定义高度移动至第二预定义高度；以及 [0160] ·在卫星11的地面航迹已经经受第二经度平移第二预定义时间段之后，从第二预定义高度移动至第一预定义高度。 [0161] 方便地，第一预定义时间段和第二预定义时间段相等。 [0162] 再次方便地，绕地球的预定义轨道与预定义标称高度关联，第一预定义高度高于预定义标称高度并且第二预定义高度低于预定义标称高度。更方便地，第一预定义高度和第二定义定高度相对于预定义标称高度对称。 [0163] 方便地，每个轨道周期绕地球的预定义公转数目和轨道周期例如使得传感器111仅获取地球表面的区域的预定义纬度处的图像。 [0164] 另外，星载轨道控制模块112被设计成： [0165] ·通过操作推进系统113进行轨道保持策略，以使卫星11的地面航迹的经度平移保持稳定；以及 [0166] ·通过操作推进系统113进行用于使卫星11的地面航迹的经度平移反转的策略，以将卫星11从第一预定义高度移动至第二预定义高度以及从第二预定义高度移动至第一预定义高度。 [0167] 优选地，如先前所描述，推进系统113包括离子推进系统(为了简化例示而未在图10中示出)和化学推进系统(为了简化例示而未在图10中示出)，并且轨道控制模块112被设计成： [0168] ·通过操作离子推进系统进行轨道保持策略；以及 [0169] ·通过操作化学推进系统进行用于使卫星11的地面航迹的经度平移 [0170] 反向的策略。 [0171] 可替选地，推进系统113可以为用于轨道保持策略和用于使卫星11的地面航迹的经度平移反向的策略二者的化学推进系统。 [0172] 优选地，传感器111为SAR传感器并且预定义轨道为极地太阳同步轨道，或者为了优化地面覆盖，预定义轨道为倾斜轨道。 [0173] 可替选地，传感器111为光学传感器并且预定义轨道为极地太阳同步轨道。 [0174] 优选地，任务控制系统121被设计成： [0176] ·将第一预定义高度的修改后的值和第二预定义高度的修改后的值传送至轨道控制模块112，从而使得该轨道控制模块112开始根据这些修改后的值来控制卫星11，以确保用户所请求的新的预定义干涉基线。 [0177] 本发明的优点可以根据前述描述而快速理解。 [0178] 特别地，再次重要强调的事实是，由于基于使用单个卫星，根据本发明的对地观测系统比基于使用卫星群的对地观测系统花费更少，并且在任何情况下，能够确保与基于使用卫星群的系统的时间性能和干涉能力媲美的时间性能和干涉能力。 [0179] 特别地，本发明能够： [0180] ·由于若干国家的联合而减少系统的成本；事实上，虽然该设想已经用于当前其他的系统(例如，意大利的COSMO-SkyMed系统和法国的Helios 2系统)，但由于轨道被创建的方式(以及因此相关的可访问区域)，本发明导致使用基于卫星遥感资源的时间划分利用的不同的逻辑；在这种方式下，每个国家可以从仅与轨道的其中卫星能够获取所述国家的图像的部分有关的系统资源获益；该策略的优点在于，由于不存在与其他国家的操作冲突，所以显著地简化了计划和协商逻辑； [0181] ·实现相对于使用传统的单个卫星系统可获得的性能的更好的性能；事实上，基于与轨道设计的通用原理相悖的设想的发明使得能够实现与使用卫星群获得的时间性能相似的时间性能，轨道设计的通用原理注重选择具有例如确保覆盖作为可访问的纬度(或者地球表面的针对极地SSO的全球覆盖或者针对倾斜轨道可访问的纬度带的任何经度上)的所有的区域的重复周期的轨道；以及 [0182] ·以一天为时间间隔进行干涉分析；直到现在为止，通过选择具有减少至一天的轨道周期的轨道来保证由基于使用卫星群的系统可以获得的该能力。 [0183] 最后，清楚的是，在不背离本发明的如权利要求中所限定的范围的情况下，可以对本发明做出各种变型。 |
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