本發明涉及衛星圖像的目標定位技術領域，具體是一種無地面控制點的目標定位精度分析方法。

背景技術：
軍事偵察衛星圖像的目標定位精度直接影響戰場打擊效果，是戰略決策重要的參考依據，是我軍天基攻防水平的重要體現。現有的分析方法主要是針對某一項影響定位精度的因素進行誤差分析，沒有考慮其他在軌因素影響。這種分析方法得到的目標定位精度較差。

技術實現要素：
針對現有技術中的缺陷，本發明的目的是提供一種無地面控制點的目標定位精度分析方法。本發明是通過以下技術方案實現的。一種無地面控制點的目標定位精度分析方法，包括以下步驟：步驟1，針對衛星在軌實際情況，分析影響目標定位精度的誤差源；步驟2，分別對各誤差源建立誤差傳遞模型；步驟3，綜合各個誤差源的影響值，計算出衛星對目標的定位精度；所述影響目標定位精度的誤差源包括：衛星位置誤差、敏感軸定向誤差、目標高度誤差以及時鐘誤差，其中：-衛星位置誤差，包括：位置縱向誤差ΔI，沿衛星速度向量方向的位移；位置橫向誤差ΔC，垂直于衛星軌道平面方向的位移；位置徑向誤差ΔRs，沿星下點方向的位移；-敏感軸定向誤差，包括：姿態方位角誤差Δφ，敏感軸繞星下點的轉角誤差；姿態俯仰角誤差Δη，星下點與敏感軸的夾角誤差；-目標高度誤差ΔRT，被觀測對象的高度的不確定性誤差；-衛星時鐘誤差ΔT，實際觀測時間的不確定性誤差。所述位置縱向誤差ΔI的誤差傳遞模型為：所述位置橫向誤差ΔC的誤差傳遞模型為：所述位置徑向誤差ΔRs的誤差傳遞模型為：所述姿態方位角誤差Δφ的誤差傳遞模型為：RΔφ＝ΔφDsinη；所述姿態俯仰角誤差Δη的誤差傳遞模型為：RΔη＝sin(Δη)×D/sinε；所述目標高度誤差ΔRT的誤差傳遞模型為：所述衛星時鐘誤差ΔT的誤差傳遞模型為：RΔT＝Vecos(lat)ΔT，其中，Vecos(lat)為原目標位置A的自轉線速度，lat為目標緯度；所述衛星對目標的定位精度為：其中，RT為地心至目標的距離，RS為地心至衛星的距離，λ為從目標到衛星的地心角，φ為目標相對地跡的方位角，θ、均為計算過程中的輔助角(記所在大圓圓心為OE，所在小圓圓心為OA，θ、均為∠OAAOE)；η為目標相對地跡的仰角，ε為地平仰角；D為衛星至目標的距離；Vecos(lat)為原目標位置A的自轉線速度，lat為目標緯度。所述建立位置縱向誤差ΔI的誤差傳遞模型包括以下步驟：步驟2.1.1，在不考慮其它誤差因素的情況下，由于衛星位置縱向誤差ΔI的存在，導致原目標位置A變成了現目標位置A′，其定位誤差為步驟2.1.2，由已知條件可知，則根據比例關系可以求得星下點軌跡的長度：其中，S為理論衛星位置，S′為實際衛星位置，為只考慮縱向誤差時的衛星位置偏差；步驟2.1.3，以垂直于星下點地面軌跡平面的方向看，可得：其中，所在大圓圓心為OE，所在小圓圓心為OA，在垂直于星下點地面軌跡平面的方向看，兩圓心投影重合，RE為地球半徑；再以衛星的角度看地球，可得：OAA＝REcosθ，則有∠θ＝∠OAAOE＝∠AOEB,而∠AOEB＝AB/RE，即步驟2.1.4，在球面三角形AOB中，由于∠ABO＝90°，則由直角球面三角形基本公式可以有sino＝sinbsinO，又因為∠O＝∠φ，所以有o＝θ，b＝λ，O＝φ，所以sinθ＝sinλsinφ，可得，所述建立位置橫向誤差ΔC的誤差傳遞模型包括以下步驟：步驟2.1.1，在不考慮其它誤差因素的情況下，由于衛星位置橫向誤差ΔC的存在，導致原目標位置A變成了現目標位置A′，其定位誤差為步驟2.1.2，由已知條件可知，則根據比例關系可以求得星下點軌跡的長度：其中，S為理論衛星位置，S′為實際衛星位置，為只考慮橫向誤差時的衛星位置偏差；步驟2.1.3，以垂直于星下點地面軌跡平面的方向看，可得：其中，所在大圓圓心為OE，所在小圓圓心為OA，在垂直于星下點地面軌跡平面的方向看，兩圓心投影重合，RE為地球半徑；再以衛星的角度看地球，可得：則有∠θ＝∠OAAOE＝∠AOEB,而∠AOEB＝AB/RE，即步驟2.1.4，在球面三角形AOB中，由于∠ABO＝90°，則由直角球面三角形基本公式可以有sino＝sinbsinO，又因為∠O＝90°-∠φ，所以有b＝λ，O＝π/2-φ，所以可得：所述建立位置徑向誤差ΔRs的誤差傳遞模型包括以下步驟：步驟2.3.1，在不考慮其它誤差因素的情況下，由于衛星位置徑向誤差ΔRS的存在，導致原目標位置A變成了現目標位置A′，其定位誤差為AA′；步驟2.3.2，由三角形相似定律容易得到即在ΔA′OS′中，由正弦定理有所以有可得：所述建立姿態方位角誤差Δφ的誤差傳遞模型包括以下步驟：步驟2.4.1，在不考慮其它誤差因素的情況下，由于姿態方位角誤差Δφ的存在，導致原目標位置A變成了現目標位置A′，其定位誤差為步驟2.4.2，由此可得：所述建立姿態俯仰角誤差Δη的誤差傳遞模型包括以下步驟：步驟2.5.1，在不考慮其它誤差因素的情況下，由于姿態仰角誤差Δη的存在，導致原目標位置A變成了現目標位置A′，其定位誤差為AA′；步驟2.5.2，由此可得：RΔη＝AA′＝sin(Δη)×A′S/sinε＝sin(Δη)×D/sinε。所述建立目標高度誤差ΔRT的誤差傳遞模型包括以下步驟：步驟2.6.1，在不考慮其它誤差因素的情況下，由于目標高度誤差ΔRT的存在，導致原目標位置A變成了現目標位置A′，其定位誤差為步驟2.6.2，由三角關系可得：所述建立衛星時鐘誤差ΔT的誤差傳遞模型包括以下步驟：步驟2.7.1，在不考慮其它誤差因素的情況下，由于衛星時鐘誤差ΔT的存在和地球的固有自轉速度，導致原目標位置A變成了現目標位置A′，其定位誤差為步驟2.7.2，地球赤道處的地球自轉線速度Ve＝464m/s，即O點處的自轉線速度為Ve，假設A處的緯度為lat，則A處的自轉線速度為VA＝Vecos(lat)，若時鐘誤差為ΔT時，可得：本發明提供的無地面控制點的目標定位精度分析方法，結合衛星在軌實際分析各個因素對目標定位精度的影響，通過分析影響在軌衛星實際對地面目標成像定位精度的各主要因素，計算出各因素對目標定位精度影響的大小，并通過建立誤差傳遞模型，再根據各因素影響值綜合計算圖像目標的定位精度，可作為理論分析的參考依據。附圖說明通過閱讀參照以下附圖對非限制性實施例所作的詳細描述，本發明的其它特征、目的和優點將會變得更明顯：圖1為本發明的目標定位精度示意圖；圖2為位置縱向誤差引起的目標定位誤差示意圖；圖3為位置縱向誤差引起的目標定位誤差計算的第一個輔助圖；圖4為位置縱向誤差引起的目標定位誤差計算的第二個輔助圖；圖5為位置縱向誤差引起的目標定位誤差計算輔助球面三角形；圖6為位置徑向誤差引起的目標定位誤差示意圖；圖7為姿態方位角誤差引起的目標定位誤差示意圖；圖8為姿態俯仰角誤差引起的目標定位誤差示意圖；圖9為目標高度誤差引起的目標定位誤差示意圖；圖10為衛星時鐘誤差引起的目標定位誤差示意圖。具體實施方式下面對本發明的實施例作詳細說明：本實施例在以本發明技術方案為前提下進行實施，給出了詳細的實施方式和具體的操作過程。應當指出的是，對本領域的普通技術人員來說，在不脫離本發明構思的前提下，還可以做出若干變形和改進，這些都屬于本發明的保護范圍。本實施例提供了一種無地面控制點的目標定位精度分析方法，包括以下步驟：步驟1，針對衛星在軌實際情況，分析影響目標定位精度的誤差源；步驟2，分別對各誤差源建立誤差傳遞模型；步驟3，綜合各個誤差源的影響值，計算出衛星對目標的定位精度；所述影響目標定位精度的誤差源包括：衛星位置誤差、敏感軸定向誤差、目標高度誤差以及時鐘誤差，其中：-衛星位置誤差，包括：位置縱向誤差ΔI，沿衛星速度向量方向的位移；位置橫向誤差ΔC，垂直于衛星軌道平面方向的位移；位置徑向誤差ΔRs，沿星下點方向的位移；-敏感軸定向誤差，包括：姿態方位角誤差Δφ，敏感軸繞星下點的轉角誤差；姿態俯仰角誤差Δη，星下點與敏感軸的夾角誤差；-目標高度誤差ΔRT，被觀測對象的高度的不確定性誤差；-衛星時鐘誤差ΔT，實際觀測時間的不確定性誤差。具體為：1、影響目標定位精度的因素分析通過對成像過程及數據處理過程的分析，得出以下幾項是影響定位精度最為主要的因素，見表1。表1影響目標定位精度的誤差源表1中，敏感軸定向誤差在以星下點為中心點的極坐標內，誤差來源于(1)姿態確定誤差；(2)儀器安裝誤差；(3)定位的穩定性或指向控制誤差；2、對各個誤差源建立誤差傳遞建模2.1航天器位置誤差如圖1所示，在本實施例中，ε為地平仰角；lat為目標緯度；φ為目標相對地跡的方位角；η為目標相對地跡的仰角；λ為從目標到衛星的地心角；D為衛星至目標的距離；RT為地心至目標的距離，一般認為RT≈RE，RE為地球半徑；RS為地心至衛星的距離；衛星在空間位置的測量誤差會使目標位置在測量坐標系中沿著誤差方向進行平移，以下從縱向、橫向和徑向三個方面分別進行分析。2.1.1位置縱向誤差ΔI如圖2所示，在不考慮其它誤差因素的情況下，由于衛星位置縱向誤差ΔI的存在，導致原目標位置A變成了現目標位置A′，其定位誤差為由已知條件知，則根據比例關系可以求得星下點軌跡的長度：以垂直與星下點地面軌跡平面的方向看，見附圖3，可得再以衛星的角度看地球，得到的星下點地面軌跡和目標點軌跡如圖4所示，可得，OAA＝REcosθ，代入式(1)則有∠θ＝∠OAAOE＝∠AOEB,而∠AOEB＝AB/RE，即在球面三角形AOB中，如圖5所示，由于∠ABO＝90°，則由直角球面三角形基本公式可以有sino＝sinbsinO，又因為∠O＝∠φ，所以有o＝θ，b＝λ，O＝φ，所以sinθ＝sinλsinφ；綜上所述，由于衛星位置縱向誤差ΔI(km)導致的目標定位精度誤差為：2.1.2位置橫向誤差ΔC分析方法與位置縱向誤差相同，可得：由于衛星位置橫向誤差ΔC導致的目標定位精度誤差為：2.1.3位置徑向誤差ΔRs如圖6所示，在不考慮其它誤差因素的情況下，由于衛星位置徑向誤差ΔRS的存在，導致原目標位置A變成了現目標位置A′，其定位誤差為AA′；由三角形相似定律容易得到即在ΔA′OS′中，由正弦定理有所以有可得：2.2敏感軸定向誤差2.2.1姿態方位角誤差Δφ如圖7所示，在不考慮其它誤差因素的情況下，由于姿態方位角誤差Δφ的存在，導致原目標位置A變成了現目標位置A′，其定位誤差為可得：所以，由姿態方位角誤差Δφ引起的目標定位誤差如式(5)所示。2.2.2姿態俯仰角誤差Δη如圖8所示，在不考慮其它誤差因素的情況下，由于姿態仰角誤差Δη的存在，導致原目標位置A變成了現目標位置A′，其定位誤差為AA′；可得：RΔη＝AA′＝sin(Δη)×A′S/sinε＝sin(Δη)×D/sinε(6)；所以，由姿態俯仰角誤差Δη引起的目標定位誤差如式(6)所示。2.3其它誤差2.3.1目標高度誤差ΔRT如圖9所示，在不考慮其它誤差因素的情況下，由于目標高度誤差ΔRT的存在，導致原目標位置A變成了現目標位置A′，其定位誤差為由圖中三角關系可得：2.3.2航天器時鐘誤差ΔT如圖10所示，在不考慮其它誤差因素的情況下，由于航天器時鐘誤差ΔT的存在和地球的固有自轉速度，導致原目標位置A變成了現目標位置A′，其定位誤差為地球赤道處的地球自轉線速度Ve＝464m/s，即O點處的自轉線速度為Ve，假設A處的緯度為lat，則A處的自轉線速度為VA＝Vecos(lat)，若時鐘誤差為ΔT時，目標定位精度誤差為：3、衛星對目標的定位精度計算上述7項誤差源的誤差傳遞模型各自獨立，因此取各誤差平方和的平方根(RSS)作為綜合定位誤差，可得：由上述具體描述可知：步驟1對照表1的各項誤差源，根據衛星指標列出各項誤差值；步驟2分別按照公式(1)～(8)計算7項誤差源各自引起的目標定位誤差；步驟3按照公式(9)計算衛星目標定位精度分析計算值。以上對本發明的具體實施例進行了描述。需要理解的是，本發明并不局限于上述特定實施方式，本領域技術人員可以在權利要求的范圍內做出各種變形或修改，這并不影響本發明的實質內容。