[发明专利]星载微波遥感仪器光路建模方法

权利要求书

1.一种星载微波遥感仪器光路建模方法，其特征在于，将微波遥感仪器的独立组件分为平面反射面、旋转抛物面反射面、旋转双曲面反射面以及馈源共四类独立组件，依据视线反射传输的路径顺序，通过坐标转换矩阵实现视线状态向量在相邻反射面固连坐标系之间投影的转换，然后通过各反射面的状态方程对视线状态向量做变换，以描述光路的反射传输；

采用视线状态向量表征微波波束视线；

所述视线状态向量，视线状态向量X是7维向量，由视线在反射面的落点坐标[x,y,z]^T、视线方向单位矢量[u,v,w]^T和1构成：

X＝[x y z u v w 1]^T，

其中，X为视线状态向量；

坐标转换矩阵表示为a坐标系到b坐标系的坐标转换矩阵，左乘视线状态向量X在a坐标系的投影X_a，得到视线状态向量X在b坐标系的投影X_b：

X_b＝T_baX_a，

a坐标系到b坐标系的坐标转换矩阵，是6×6阶矩阵，形式如下：

其中，X_a为视线状态向量X在a坐标系的投影，A_b为a坐标系原点在b坐标系的投影，X_b为视线状态向量X在b坐标系的投影。

2.根据权利要求1所述的星载微波遥感仪器光路建模方法，其特征在于，在当前反射面固连坐标系下，当前反射面的出射视线状态向量X_out等于当前反射面的状态转移矩阵M左乘当前反射面的入射视线状态向量X_in：

X_out＝MX_in

其中，X_out为当前反射面的出射视线状态向量，M为当前反射面的状态转移矩阵，X_in为当前反射面的入射视线状态向量。

3.根据权利要求2所述的星载微波遥感仪器光路建模方法，其特征在于，状态转移矩阵的表达式为：

I_3×3是单位矩阵，n＝[n_x,n_y,n_z]^T是视线落点处的反射面外法向单位矢量在反射面固连坐标系的投影，M为当前反射面的状态转移矩阵，k是入射视线单位方向矢量与出射视线落点坐标的耦合系数。

4.根据权利要求3所述的星载微波遥感仪器光路建模方法，其特征在于，所述k的表达式如下：

当反射面为平面z＝0时：

k＝-z_in/w_in

当反射面为旋转抛物面x²+y²+az＝0,a＜0时：

当反射面为旋转双曲面x²+y²+az²＝0,z≤0,a＜0时：

5.根据权利要求1所述的星载微波遥感仪器光路建模方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，将星载微波遥感仪器中的独立光路组件划分为平面反射面、旋转抛物面反射面、旋转双曲面反射面以及馈源共四种类型；根据独立组件的类型，定义与独立组件固连的平面反射面固连坐标系、旋转抛物面反射面固连坐标系、旋转双曲面反射面固连坐标系、旋转轴系固连坐标系和馈源固连坐标系；

所述平面反射面固连坐标系，坐标系原点取为反射面几何中心，z轴为平面正法向，x轴在平面内指向一特征方向，y轴由右手定则确定；

所述旋转抛物面反射面固连坐标系，坐标系原点为旋转抛物面反射面的拐点，z轴与旋转抛物面反射面对称轴重合指向旋转抛物面拐点正法向方向，x轴垂直z轴指向旋转抛物面反射面一特征方向，y轴由右手定则确定；

所述旋转双曲面反射面固连坐标系，坐标系原点为旋转双曲面反射面的拐点，z轴与旋转双曲面反射面的对称轴重合指向旋转双曲面反射面拐点正法向方向，x轴垂直z轴指向旋转双曲面反射面某特征方向，y轴由右手定则确定；

所述馈源固连坐标系，坐标系对于馈源，固连坐标系原点取为馈源入口几何中心，z轴垂直馈源入口平面指向馈源外侧，x轴垂直z轴指向馈源入口平面一特征方向，y轴由右手定则确定；

步骤2，定义从馈源出发的波束、视线矢量簇、出射视线状态向量集合；

所述从馈源出发的波束、视线矢量簇、视线状态向量集合，波束从馈源固连坐标系原点出发，呈圆锥状，圆锥顶点与馈源固连坐标系原点重合，圆锥中轴与馈源系外法向重合，圆锥面为馈源入口处波束方向图-3dB包络渐近线；视线矢量簇由波束中心视线矢量和等间隔的波束边界视线矢量组成；出射视线状态向量集合是视线矢量簇对应的视线状态向量的集合；

步骤3，从馈源出发，通过相邻光路组件之间的坐标转换矩阵，将出射视线状态向量集合中的所有状态向量转换到光路中下一个反射面的固连坐标系下，作为该反射面的入射视线状态向量集合，根据该反射面的类型采用相应的状态转移矩阵，将入射视线状态向量集合中的所有状态向量分别代入状态转移方程，计算得到出射视线状态向量集合，循环此过程，直至获得仪器最外端指向探测目标的出射视线状态向量集合。