CN111924133A - 适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计方法及系统，包括：考虑空中信号无高程假设的高精度三维定位所期望的四星编队空间构形形式，将多个构形参数优化问题转化为单变量优化问题，同时规避编队卫星的碰撞风险，并满足四星定位性能与共视性能的约束。本发明充分考虑了四颗卫星同时接收到目标信号的实际需要，针对空中信号无高程假设的高精度三维定位所期望的四星相对位置关系，将四星构形多参数优化设计问题简化为以辅助角为单变量的优化设计问题，并从编队构形形式上规避了编队卫星的碰撞风险。
Description
技术领域
本发明涉及电子信号定位技术领域，具体地，涉及适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计方法及系统。
背景技术
随着电子信号定位需求的增加，越来越多的编队飞行卫星投入到这一领域使用，且对信号定位卫星系统提出了全频段、全天时、全区域、全目标覆盖等要求，同时还要具备高灵敏度接收、高精度测量、高辨识判断能力。
现有的三星时差体制对空中目标信号进行定位时，由于通过两组组时差定位方程无法解算辐射源高程信息，需要假设高程信息，存在明显的应用约束条件。通过增加一颗卫星形成四星方案，在对空中目标信号进行定位时增加了一组时差定位方程，从而可实现无高程假设的三维定位，获得较高的辐射源三维定位精度；在同样假设高程的情况下，四星体制具备更快的辐射源定位跟踪收敛速度。
受限于相对轨道动力学以及摄动情况，四星的相对位置关系将随时间变化，需要通过设计四星的编队构形来使得编队卫星满足高精度的定位性能要求。
在信号定位实际运用过程中，还需要四颗卫星同时接收到目标信号，考虑到窄波束信号定位情况，需综合考虑共视性能要求，不能仅考虑定位性能而增加编队的尺寸。
已有的方法中没有完全适用于空中信号无高程假设三维定位的编队构形设计问题，相关的方法中《一种卫星编队构型设计方法》(计算机仿真，2014,031(2)：126-130)仅描述了构形参数与卫星距离信息之间的关系，不适用于时频差综合定位系统对编队构形的需求；《主星位于中心、辅星cartwheel编队的分布式SAR构型》(专利号CN201810861642.9)介绍了一种多星共面绕飞椭圆编队设计方法，不适用于本发明所需求的异面空间编队构形设计；《InSAR卫星编队构形多约束优化设计方法研究》(上海航天，2014,31(6)6-12)提供了一种双星异面编队构形优化设计方法，对编队构形参数进行了优化，对于双星而言所需设计的构形参数较少，但对于四星编队构形而言，直接优化所有构形参数的速度较慢。
本发明提出的一种适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计方法，考虑了空中信号无高程假设的高精度三维定位所期望的四星相对位置关系，同时针对共视问题，转化得到四星编队构形尺寸，使得四星定位编队构形更加符合工程实际需要。相比于对所有构形参数进行优化的方法，本发明根据无高程假设三维定位所期望的正三角形投影位置关系，将所有构形参数仅用构形尺寸与一个辅助角来表示，从而仅需要对辅助角进行单变量优化，极大提高了构形优化效率，同时在构形方案上规避了四星编队的碰撞风险，提高了编队安全性。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计方法及系统。
根据本发明提供的一种适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计方法，包括：
考虑空中信号无高程假设的高精度三维定位所期望的四星编队空间构形形式，将多个构形参数优化问题转化为单变量优化问题，同时规避编队卫星的碰撞风险，并满足四星定位性能与共视性能的约束。
优选地，所述四星编队空间构形形式为三颗副星以主星为中心进行绕飞，其中两颗副星具有相同的平面内构形尺寸和平面外构形尺寸，两者的相对偏心率矢量相位角互为相反数，当主星运行至纬度幅角为0°或180°时，三颗副星的高度相同且围成正三角形。
优选地，包括：
步骤S1：确定编队构形尺寸；
步骤S2：确定构形参数关系并选择待优化参数；
步骤S3：确定性能指标函数与约束条件；
步骤S4：对辅助角进行优化并得到编队构形参数。
优选地，所述步骤S1：
考虑四星同时接收目标信号的需要，根据目标信号的最小波束宽度、期望探测直径以及卫星轨道高度，计算得到编队构形的尺寸。
优选地，所述步骤S2：
按照无碰撞风险的编队构形方案，确定构形参数之间的关系，选择主星过降交点时，主星指向副星1的位置矢量在主星轨道平面内的投影与主星背离地心方向之间的夹角为优化参数。
优选地，所述步骤S3：
选择一定纬度范围内的空中信号无高程假设保精度平均定位面积为性能指标函数，选择全纬度范围的地表信号保精度平均定位面积作为定位性能的约束条件。
优选地，所述步骤S4：
采用带有非线性约束的参数优化算法对辅助角进行优化，在满足全纬度范围的地表信号保精度平均定位面积约束条件的基础上，使得一定纬度范围内的空中信号无高程假设保精度平均定位面积最大。
根据本发明提供的一种适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计系统，包括：
考虑空中信号无高程假设的高精度三维定位所期望的四星编队空间构形形式，将多个构形参数优化问题转化为单变量优化问题，同时规避编队卫星的碰撞风险，并满足四星定位性能与共视性能的约束；
所述四星编队空间构形形式为三颗副星以主星为中心进行绕飞，其中两颗副星具有相同的平面内构形尺寸和平面外构形尺寸，两者的相对偏心率矢量相位角互为相反数，当主星运行至纬度幅角为0°或180°时，三颗副星的高度相同且围成正三角形。
优选地，包括：
模块S1：确定编队构形尺寸；
模块S2：确定构形参数关系并选择待优化参数；
模块S3：确定性能指标函数与约束条件；
模块S4：对辅助角进行优化并得到编队构形参数。
优选地，所述模块S1：
考虑四星同时接收目标信号的需要，根据目标信号的最小波束宽度、期望探测直径以及卫星轨道高度，计算得到编队构形的尺寸；
所述模块S2：
按照无碰撞风险的编队构形方案，确定构形参数之间的关系，选择主星过降交点时，主星指向副星1的位置矢量在主星轨道平面内的投影与主星背离地心方向之间的夹角为优化参数；
所述模块S3：
选择一定纬度范围内的空中信号无高程假设保精度平均定位面积为性能指标函数，选择全纬度范围的地表信号保精度平均定位面积作为定位性能的约束条件；
所述模块S4：
采用带有非线性约束的参数优化算法对辅助角进行优化，在满足全纬度范围的地表信号保精度平均定位面积约束条件的基础上，使得一定纬度范围内的空中信号无高程假设保精度平均定位面积最大。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明充分考虑了四颗卫星同时接收到目标信号的实际需要，针对空中信号无高程假设的高精度三维定位所期望的四星相对位置关系，将四星构形多参数优化设计问题简化为以辅助角为单变量的优化设计问题，并从编队构形形式上规避了编队卫星的碰撞风险。
相比于对所有构形参数进行优化的方法，本发明根据无高程假设三维定位所期望的正三角形投影位置关系，将所有构形参数仅用构形尺寸与一个辅助角来表示，从而仅需要对辅助角进行单变量优化，极大提高了构形优化效率，同时在构形方案上规避了四星编队的碰撞风险，提高了编队安全性。本发明可用于信号定位编队构形设计，通过将四星构形多参数优化设计问题简化为以辅助角为单变量的优化设计问题，优化得到低纬度地区空中信号三维定位性能最优的编队构形，对空中信号的高精度三维定位能力的提高有着重要的意义。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为发明实施步骤示意图。
图2为四星相对位置投影示意图。
图3为四星相对位置示意图(侧视)。
图4为四星相对位置示意图(俯视)。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
根据本发明提供的一种适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计方法，包括：
考虑空中信号无高程假设的高精度三维定位所期望的四星编队空间构形形式，将多个构形参数优化问题转化为单变量优化问题，同时规避编队卫星的碰撞风险，并满足四星定位性能与共视性能的约束。
具体地，所述四星编队空间构形形式为三颗副星以主星为中心进行绕飞，其中两颗副星具有相同的平面内构形尺寸和平面外构形尺寸，两者的相对偏心率矢量相位角互为相反数，当主星运行至纬度幅角为0°或180°时，三颗副星的高度相同且围成正三角形。
具体地，包括：
步骤S1：确定编队构形尺寸；
步骤S2：确定构形参数关系并选择待优化参数；
步骤S3：确定性能指标函数与约束条件；
步骤S4：对辅助角进行优化并得到编队构形参数。
具体地，所述步骤S1：
考虑四星同时接收目标信号的需要，根据目标信号的最小波束宽度、期望探测直径以及卫星轨道高度，计算得到编队构形的尺寸。
具体地，所述步骤S2：
按照无碰撞风险的编队构形方案，确定构形参数之间的关系，选择主星过降交点时，主星指向副星1的位置矢量在主星轨道平面内的投影与主星背离地心方向之间的夹角为优化参数。
具体地，所述步骤S3：
选择一定纬度范围内的空中信号无高程假设保精度平均定位面积为性能指标函数，选择全纬度范围的地表信号保精度平均定位面积作为定位性能的约束条件。
具体地，所述步骤S4：
采用带有非线性约束的参数优化算法对辅助角进行优化，在满足全纬度范围的地表信号保精度平均定位面积约束条件的基础上，使得一定纬度范围内的空中信号无高程假设保精度平均定位面积最大。
根据本发明提供的一种适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计系统，包括：
考虑空中信号无高程假设的高精度三维定位所期望的四星编队空间构形形式，将多个构形参数优化问题转化为单变量优化问题，同时规避编队卫星的碰撞风险，并满足四星定位性能与共视性能的约束；
所述四星编队空间构形形式为三颗副星以主星为中心进行绕飞，其中两颗副星具有相同的平面内构形尺寸和平面外构形尺寸，两者的相对偏心率矢量相位角互为相反数，当主星运行至纬度幅角为0°或180°时，三颗副星的高度相同且围成正三角形。
具体地，包括：
模块S1：确定编队构形尺寸；
模块S2：确定构形参数关系并选择待优化参数；
模块S3：确定性能指标函数与约束条件；
模块S4：对辅助角进行优化并得到编队构形参数。
具体地，所述模块S1：
考虑四星同时接收目标信号的需要，根据目标信号的最小波束宽度、期望探测直径以及卫星轨道高度，计算得到编队构形的尺寸；
所述模块S2：
按照无碰撞风险的编队构形方案，确定构形参数之间的关系，选择主星过降交点时，主星指向副星1的位置矢量在主星轨道平面内的投影与主星背离地心方向之间的夹角为优化参数；
所述模块S3：
选择一定纬度范围内的空中信号无高程假设保精度平均定位面积为性能指标函数，选择全纬度范围的地表信号保精度平均定位面积作为定位性能的约束条件；
所述模块S4：
采用带有非线性约束的参数优化算法对辅助角进行优化，在满足全纬度范围的地表信号保精度平均定位面积约束条件的基础上，使得一定纬度范围内的空中信号无高程假设保精度平均定位面积最大。
下面通过优选例，对本发明进行更为具体地说明。
优选例1：
本发明要解决的问题是设计四星编队构形，使得在满足地表信号定位性能需求的基础上，实现对低纬度地区空中目标信号无高程假设的三维定位性能最优，同时针对窄波束目标信号具备较好的瞬时共视能力，并减少编队卫星碰撞风险。为解决上述技术问题，本发明包括如下步骤：
第1步：确定编队构形尺寸
考虑四星同时接收目标信号的需要，根据目标信号的最小波束宽度、期望探测直径以及卫星轨道高度，计算得到编队构形的尺寸。
第2步：确定构形参数关系并选择待优化参数
按照无碰撞风险的编队构形方案，确定构形参数之间的关系，选择主星过降交点时，主星指向副星1的位置矢量在主星轨道平面内的投影与主星背离地心方向之间的夹角为优化参数。
第3步：确定性能指标函数与约束条件
选择一定纬度范围内的空中信号无高程假设保精度平均定位面积为性能指标函数，选择全纬度范围的地表信号保精度平均定位面积作为定位性能的约束条件。
第4步：对辅助角进行优化并得到编队构形参数
采用带有非线性约束的参数优化算法对辅助角进行优化，在满足全纬度范围的地表信号保精度平均定位面积约束条件的基础上，使得一定纬度范围内的空中信号无高程假设保精度平均定位面积最大。
下面结合附图1说明本发明的具体实施方式。
第1步：确定编队构形尺寸
根据相关知识可知，编队尺寸越大，越有利于实现高精度的定位性能，但是对于窄波束目标信号，当编队尺寸过大时会出现信号不能同时被四星捕获的情况，则无法进行四星时频差定位，因此需要对编队构形尺寸进行约束，以满足共视性能。
对于某一时刻，四星编队的构形尺寸可用最小包络球直径来表示，由于四颗卫星的相对位置关系是周期性变化的，一般与轨道周期相同，因此可以用一轨内最小包络球直径的最大值来表征编队构形的最大尺寸。
对于一般的信号定位编队卫星任务，会有接收目标信号的最小波束宽度βmin的要求，在进行编队构形设计时会基于定位性能提出保精度覆盖范围的约束，即对一定探测范围内的目标信号需要达到定位精度的要求，该探测范围可用以卫星星下点为中心的圆来表示，探测直径为RT，结合卫星的轨道高度H则可以根据目标信号共视要求得到编队构形的最大尺寸为
其中，
Lmax表示编队构形的最大尺寸；
βmin表示目标信号的最小波束宽度
第2步：确定构形参数关系并选择待优化参数
四星编队构形中，副星相对于主星的构形可用半长轴偏差Δa、平面内构形尺寸P、相对偏心率矢量相位角θF、平面外构形尺寸S、相对倾角矢量相位角
切向绕飞中心偏置量l六个构形参数来表示。其中，两星半长轴偏差Δa定义如下，其中主星的轨道根数用下标“0”区分
Δa＝a-a0 (2)
相对偏心率矢量和相对倾角矢量的定义为
其中，
Δe表示相对偏心率矢量
e表示副星的偏心率
ω表示副星的近地点幅角
e0表示主星的偏心率
ω0表示主星的近地点幅角
Δex表示相对偏心率矢量的第一个分量
Δey表示相对偏心率矢量的第二个分量
δe表示相对偏心率矢量的模
θF表示相对偏心率矢量相位角
Δi表示相对倾角矢量
i表示副星的轨道倾角
i0表示主星的轨道倾角
Ω表示副星的升交点赤经
Ω0表示主星的升交点赤经
Δix表示相对倾角矢量的第一个分量
Δiy表示相对倾角矢量的第二个分量
δi表示相对倾角矢量的模
平面内构形尺寸P和平面外构形尺寸S的定义为
P＝a0·δe (5)
S＝a0·δi (6)
切向绕飞中心偏置量l定义为
l＝a0·[ω+M-(ω0+M0)+(Ω-Ω0)cosi0] (7)
其中，
M表示副星的平近点角
M0表示主星的平近点角
用下标“1”、“2”、“3”区分三颗副星的构形参数。从上述构形参数可以看出，每颗副星相对于主星均有6个构形参数，对于四星定位编队构形而言，需要确定的编队构形参数的数量为18个，若直接对18个参数进行优化则计算量非常大，需要减少待优化参数的数量。
根据轨道摄动影响可知，为保持四星构形的相对稳定，需要具有相同的轨道周期和轨道面外摄动力，因此各星的轨道半长轴与轨道倾角需要相同，由前面的构形参数定义可知Δai＝0且
或270°，其中i＝1,2,3。
表示副星1、2、3的相对倾角矢量相位角；Δai表示副星1、2、3相对主星的半长轴偏差。
根据已有的信号定位知识，为了使四星在低纬度地区具有较理想的空中目标信号三维定位能力，需要让主星被三颗副星围绕，且在主星轨道系XOY平面内的投影呈如附图2所示时空中目标信号三维定位效果最佳。但是由于轨道动力学的影响，三颗副星绕飞时无法始终保持这种理想的最优构形，因此考虑如下的编队构形方案：三颗副星以主星为中心进行绕飞，其中两颗副星具有相同的平面内构形尺寸和平面外构形尺寸，相对偏心率矢量相位角互为相反数，当主星运行至纬度幅角为0°或180°时，三颗副星的高度相同且围成正三角形，如附图3、附图4所示，其中辅助角α为主星指向副星1的位置矢量在主星轨道平面内的投影与主星背离地心方向之间的夹角。
对于三颗副星形成的正三角形，其外接圆的半径为S3，当主副星之间的高度差P3小于S3时，则四星在纬度幅角为180°的最小包络球直径即为2S3，当α大于45°时，可以使得赤道处的最小包络球直径为整轨最小包络球直径的最大值。
因此，根据上述编队构形方案，三颗副星的编队构形参数存在如下关系
其中，
P1表示副星1的平面内构形尺寸
P2表示副星2的平面内构形尺寸
S1表示副星1的平面外构形尺寸
S2表示副星2的平面外构形尺寸
S3表示副星3的平面外构形尺寸
l1表示副星1的切向绕飞中心偏置量
l2表示副星2的切向绕飞中心偏置量
l3表示副星3的切向绕飞中心偏置量
由此可以看出，当确定了构形尺寸和辅助角α后，三颗副星的所有构形参数都确定了，因此需要优化的参数仅为辅助角α。
从构形方案上可以看出，由于副星1、副星2、副星3的相对偏心率矢量相位角θF1、θF2、θF3均不相同，始终存在相位差，因此即使当卫星运行至高纬度地区，四颗卫星均位于主星轨道平面内时，也不存在碰撞风险。当四颗卫星不共面时，三颗副星在主星轨道系XOY平面内的投影始终保持如附图2所示的正三角形，且主星投影在三角形的中心，满足空中目标信号三维定位的需求。
第3步：确定性能指标函数与约束条件
由编队构形尺寸保证了构形具备一定的共视性能，在对构形参数进行优化设计时，还需要考虑编队卫星对全球纬度范围地表信号的定位性能约束，本发明选取全纬度范围的地表信号保精度平均定位面积作为定位性能的约束条件，其中精度要求根据任务需要来确定。
本发明所设计的四星编队构形在满足定位性能的基础上，还需要具备对低纬度地区空中信号无高程假设的三维定位能力，因此在优化设计时以一定纬度范围内的空中信号无高程假设保精度平均定位面积作为性能指标函数。
第4步：对辅助角α进行优化并得到编队构形参数
构形参数优化问题已经简化为对辅助角α的单变量优化问题，采用带有非线性约束的参数优化算法对辅助角α进行优化，在满足全纬度范围的地表信号保精度平均定位面积约束条件的基础上，使得一定纬度范围内的空中信号无高程假设保精度平均定位面积最大。
对于优化得到的最优辅助角，结合式(8)即可得到三颗副星各自的6个编队构形参数。
以上对本发明的具体实施方式进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。
优选例2：
一种适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计方法，其特征在于：考虑了空中信号无高程假设的高精度三维定位所期望的四星编队空间构形形式，将多个构形参数优化问题转化为单变量优化问题，同时规避了编队卫星的碰撞风险，并满足了四星定位性能与共视性能的约束。本发明的步骤如下：
第1步：确定编队构形尺寸
第2步：确定构形参数关系并选择待优化参数
第3步：确定性能指标函数与约束条件
第4步：对辅助角进行优化并得到编队构形参数。
所采用的编队构形方案为三颗副星以主星为中心进行绕飞，其中两颗副星具有相同的平面内构形尺寸和平面外构形尺寸，两者的相对偏心率矢量相位角互为相反数，当主星运行至纬度幅角为0°或180°时，三颗副星的高度相同且围成正三角形。
考虑四星同时接收目标信号的需要，根据目标信号的最小波束宽度、期望探测直径以及卫星轨道高度，计算得到编队构形的尺寸。
按照无碰撞风险的编队构形方案，确定构形参数之间的关系，选择主星过降交点时，主星指向副星1的位置矢量在主星轨道平面内的投影与主星背离地心方向之间的夹角为优化参数。
选择一定纬度范围内的空中信号无高程假设保精度平均定位面积为性能指标函数，选择全纬度范围的地表信号保精度平均定位面积作为定位性能的约束条件。
采用带有非线性约束的参数优化算法对辅助角进行优化，在满足全纬度范围的地表信号保精度平均定位面积约束条件的基础上，使得一定纬度范围内的空中信号无高程假设保精度平均定位面积最大。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (10)
1.一种适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计方法，其特征在于，包括：
考虑空中信号无高程假设的高精度三维定位所期望的四星编队空间构形形式，将多个构形参数优化问题转化为单变量优化问题，同时规避编队卫星的碰撞风险，并满足四星定位性能与共视性能的约束。
2.根据权利要求1所述的适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计方法，其特征在于，所述四星编队空间构形形式为三颗副星以主星为中心进行绕飞，其中两颗副星具有相同的平面内构形尺寸和平面外构形尺寸，两者的相对偏心率矢量相位角互为相反数，当主星运行至纬度幅角为0°或180°时，三颗副星的高度相同且围成正三角形。
3.根据权利要求2所述的适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计方法，其特征在于，包括：
步骤S1：确定编队构形尺寸；
步骤S2：确定构形参数关系并选择待优化参数；
步骤S3：确定性能指标函数与约束条件；
步骤S4：对辅助角进行优化并得到编队构形参数。
4.根据权利要求3所述的适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计方法，其特征在于，所述步骤S1：
考虑四星同时接收目标信号的需要，根据目标信号的最小波束宽度、期望探测直径以及卫星轨道高度，计算得到编队构形的尺寸。
5.根据权利要求3所述的适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计方法，其特征在于，所述步骤S2：
按照无碰撞风险的编队构形方案，确定构形参数之间的关系，选择主星过降交点时，主星指向副星1的位置矢量在主星轨道平面内的投影与主星背离地心方向之间的夹角为优化参数。
6.根据权利要求3所述的适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计方法，其特征在于，所述步骤S3：
选择一定纬度范围内的空中信号无高程假设保精度平均定位面积为性能指标函数，选择全纬度范围的地表信号保精度平均定位面积作为定位性能的约束条件。
7.根据权利要求3所述的适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计方法，其特征在于，所述步骤S4：
采用带有非线性约束的参数优化算法对辅助角进行优化，在满足全纬度范围的地表信号保精度平均定位面积约束条件的基础上，使得一定纬度范围内的空中信号无高程假设保精度平均定位面积最大。
8.一种适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计系统，其特征在于，包括：
考虑空中信号无高程假设的高精度三维定位所期望的四星编队空间构形形式，将多个构形参数优化问题转化为单变量优化问题，同时规避编队卫星的碰撞风险，并满足四星定位性能与共视性能的约束；
所述四星编队空间构形形式为三颗副星以主星为中心进行绕飞，其中两颗副星具有相同的平面内构形尺寸和平面外构形尺寸，两者的相对偏心率矢量相位角互为相反数，当主星运行至纬度幅角为0°或180°时，三颗副星的高度相同且围成正三角形。
9.根据权利要求8所述的适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计系统，其特征在于，包括：
模块S1：确定编队构形尺寸；
模块S2：确定构形参数关系并选择待优化参数；
模块S3：确定性能指标函数与约束条件；
模块S4：对辅助角进行优化并得到编队构形参数。
10.根据权利要求9所述的适应空中信号高精度三维定位的编队构形设计系统，其特征在于，所述模块S1：
考虑四星同时接收目标信号的需要，根据目标信号的最小波束宽度、期望探测直径以及卫星轨道高度，计算得到编队构形的尺寸；
所述模块S2：
按照无碰撞风险的编队构形方案，确定构形参数之间的关系，选择主星过降交点时，主星指向副星1的位置矢量在主星轨道平面内的投影与主星背离地心方向之间的夹角为优化参数；
所述模块S3：
选择一定纬度范围内的空中信号无高程假设保精度平均定位面积为性能指标函数，选择全纬度范围的地表信号保精度平均定位面积作为定位性能的约束条件；
所述模块S4：
采用带有非线性约束的参数优化算法对辅助角进行优化，在满足全纬度范围的地表信号保精度平均定位面积约束条件的基础上，使得一定纬度范围内的空中信号无高程假设保精度平均定位面积最大。
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