CN100530019C - 一种绕月卫星双轴天线对地指向控制方法 - Google Patents

Abstract

一种绕月卫星双轴天线对地指向控制方法，首先根据地面向星上注入的地球星历信息和赤道惯性系到卫星轨道坐标系的变换矩阵计算任一时刻地球在卫星轨道坐标系的星历；然后根据计算出的星历计算卫星可见地球区域，并在可见区域内计算卫星指向地心的矢量在卫星轨道坐标系中的指向；对卫星指向地心的矢量在卫星轨道坐标系中的指向进行补偿计算，得到卫星指向地心的矢量在卫星本体坐标系中的指向；根据卫星指向地心的矢量在卫星本体坐标系中的指向计算出天线目标角度，对天线零位偏差进行补偿后得到最终指令角，送给天线驱动机构，由驱动机构驱动天线指向地球。本发明克服现有技术的不足，采用简单的开环程序跟踪方式，满足指向精度要求。

Description

一种绕月卫星双轴天线对地指向控制方法

技术领域

本发明涉及一种绕月卫星环月阶段使用的双轴天线对地指向控制的方法。

背景技术

双轴天线是绕月卫星完成载荷信息下传的一个重要部件。控制系统需要控制天线沿两个轴转动，并获得天线的位置信息，保证天线对地指向精度。

双轴天线在国外的中继卫星和通信卫星上已经有较多的研究和应用，例如，日本EST-VI卫星上KSA卫星天线定位系统，Matra Marconi研制的DRRS卫星天线定位系统均为双轴天线控制。其控制方法有：PI控制、LQG加前馈控制、LQG/LTR方法、模糊PID和自适应控制等方法。这些方法均为闭环控制方法，算法过于复杂，计算量较大，同时，上面所述方法的指向目标多为其他卫星，其运动规律不固定，因此不能给出目标运行轨迹的解析表达式，必须采用闭环跟踪方式。

国内以往卫星定向天线为固定位置的天线，在卫星运动过程中，天线是不需要进行控制的。而绕月卫星的双轴天线在环月阶段作为唯一使用的天线需要向地面传输平台信息和载荷信息。由于月球探测器距离地球距离远、定向天线波束较窄，因此信息传输时必须保证定向天线指向地球。目前国内卫星的双轴天线指向控制采用程序跟踪的控制方法，其目标轨道为地面处理得到的分段拟和轨道，星上通过扫描搜索目标后再跟踪目标，这种方法的控制逻辑复杂，天线需要有反馈装置，能实时反馈目标信息，通过星上控制律的计算进行天线的闭环指向控制。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种绕月卫星双轴天线对地指向控制方法，该方法采用简单的开环程序跟踪方式，完成绕月卫星环月阶段的双轴天线对地指向的控制，同时考虑卫星姿态的影响，进行姿态偏差补偿，满足指向精度的要求。

本发明的技术解决方案是：一种绕月卫星双轴天线对地指向控制方法，包括下列步骤：

(1)根据地面向星上注入一个时刻的地球星历信息，计算任一时刻地球在卫星轨道坐标系的星历；

(2)根据所述步骤(1)计算出的地球在卫星轨道坐标系的星历计算卫星可见地球区域，并在所述的该可见区域内计算卫星指向地心的矢量在卫星轨道坐标系中的指向；

(3)根据卫星实时姿态角估值对所述的卫星指向地心的矢量在卫星轨道坐标系中的指向进行补偿计算，得到卫星指向地心的矢量在卫星本体坐标系中的指向，消除姿态偏差对天线指向的影响；

(4)根据所述步骤(3)中的卫星指向地心的矢量在卫星本体坐标系中的指向计算出天线目标角度，并对天线零位偏差进行补偿后得到最终指令角，并将所述的指令角送给天线驱动机构，由驱动机构驱动天线指向地球。

所述步骤(1)中的任一时刻地球在卫星轨道坐标系的星历的计算，首先计算地球在惯性坐标系的星历，然后根据地球在惯性坐标系的星历和赤道惯性系到卫星轨道坐标系的变换矩阵计算出地球在卫星轨道坐标系的星历。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明由于采用实时外推地球星历，通过开环程序跟踪方法，实现了天线对地指向的开环控制，相比现有技术中的双轴天线闭环控制方法，在满足绕月卫星环月阶段双轴天线对地指向精度的前提下，简化了计算过程。

(2)本发明通过对卫星姿态信息进行补偿，保证了双轴天线对地指向控制的精度。

附图说明

图1为本发明双轴天线指向控制流程图；

图2为月球遮挡卫星的几何条件示意图；

图3为本发明双轴天线的指令转角仿真曲线图；

图4为本发明双轴天线的实际转角曲线图；

图5为本发明双轴天线的指令转角与实际转角差值曲线图。

具体实施方式

如图1所示，本发明双轴天线指向控制流程图，具体步骤如下：

(1)首先地面向星上注入t₀(t₀可以为地面已算出的星历信息中对应的任一时刻)时刻地球星历信息，根据外推算法计算出任意时刻t地球在赤道惯性系的星历。月心指向地心的矢量在月心赤道惯性系中的矢量E_i计算公式：

$u_e=u_{l0}+{\stackrel{\·}{u}}_{l0}(t-t_0)+\mathrm{\π}$

E_ix＝cosΩ_l0 cosu_e-sinΩ_l0 cosi_e sinu_e

E_iy＝sinΩ_l0 cosu_e+cosΩ_l0 cosi_e sinu_e

E_iz＝sinu_e sin i_e

然后根据月心赤道惯性坐标系到卫星轨道坐标系的坐标变换矩阵A_OI和月心指向地心的矢量在月心赤道惯性系的矢量E_i，计算月心指向地心的向量在月心轨道坐标系的指向E_o，其计算公式为：

$\left[\begin{array}{c}{E}_{\mathrm{ox}}\\ E_{\mathrm{oy}}\\ E_{\mathrm{oz}}\end{array}\right]=A_{\mathrm{OI}}\·\left[\begin{array}{c}{E}_{\mathrm{ix}}\\ E_{\mathrm{iy}}\\ E_{\mathrm{iz}}\end{array}\right]$

其中，月心赤道惯性坐标系到卫星轨道坐标系的坐标变换矩阵A_OI根据卫星实时轨道信息得到，其计算公式为：

$A_{\mathrm{OI}}=\left[\begin{array}{ccc}{a}_{11}& a_{12}& a_{13}\\ a_{21}& a_{22}& a_{23}\\ a_{31}& a_{32}& a_{33}\end{array}\right]$

a₁₁＝-sin(u)cos(Ω)-cos(u)cos(i)sin(Ω)

a₁₂＝-sin(u)sin(Ω)+cos(u)cos(i)cos(Ω)

a₁₃＝cos(u)sin(i)

a₂₁＝-sin(i)sin(Ω)

a₂₂＝sin(i)cos(Ω)

a₂₃＝-cos(i)

a₃₁＝-cos(u)cos(Ω)+sin(u)cos(i)sin(Ω)

a₃₂＝-cos(u)sin(Ω)-sin(u)cos(i)cos(Ω)

a₃₃＝-sin(u)sin(i)

其中：

u为轨道幅角；

Ω为升交点赤经；

i为轨道倾角。

(2)根据计算出的地球在卫星轨道坐标系的星历计算出卫星可见地球区域，并在可见区域以内计算地心-卫星矢量在月心轨道坐标系中的指向E_s：

a、卫星可见地球区域判断条件：E_oz＜E_ozstar

如图2所示，月球遮挡卫星的几何条件示意图，做月球与地球的外切线，从卫星上观测地球，左边部分为不可见区域，  当卫星进入不可见区域时卫星看不到地球，E_ozstar根据月球遮挡卫星见地球的几何条件确定，其计算公式为E_ozstar＝cos(a sin(Rm/r))，当E_oz＜E_ozstar时，卫星在不可见区域外，进入可见区域；其中：Rm为月球赤道半径，r为卫星距月心距离；

b、可见地球区域内，计算地心-卫星矢量在月心轨道坐标系中的指向E_s：

E_sx＝r_EM E_ox

E_sy＝r_EM E_oy

E_sz＝r_EM E_oz+r

${\stackrel{\‾}{E}}_s={\stackrel{\‾}{E}}_s/\sqrt{E_{\mathrm{sx}}^2+E_{\mathrm{sy}}^2+E_{\mathrm{sz}}^2}$

其中：r_EM为地月距，计算公式为： $r_{\mathrm{EM}}=\frac{a_e(1-e_e^2)}{1+e_e\cos (u_e-{\mathrm{\ω}}_e+\mathrm{\π})}$

a_e为白道半长轴；

e_e为白道偏心率；

ω_e为白道近地点幅角；

r为月心距，计算公式为：r＝a(1-e cos E)；

E为卫星平近点角。

(3)在卫星无姿态偏差的情况下，根据坐标系定义可知：卫星本体坐标系下的地心矢量与轨道系中的地心矢量是一致的，可以直接应用轨道系中的地心矢量E_s进行天线指向控制，但实际过程当中，卫星姿态偏差是存在的，若不考虑卫星姿态偏差，直接应用轨道系中的地心矢量E_s进行天线指向控制，卫星姿态偏差就直接影响了天线的指向精度，当卫星姿态偏差为1度时，天线指向偏差就会有1度。因此这里考虑将卫星姿态偏差对天线指向的影响进行消除。消除办法是：根据星上实时提供的卫星姿态角估值(滚动、俯仰和偏航角分别为信息，将计算出的轨道系中的地心矢量E_s转换到卫星本体系中，得到卫星本体系中的地心矢量E_b，再根据E_b计算天线目标角度，该过程中消除了姿态偏差对天线指向的影响。

卫星本体坐标系下的地心矢量E_b公式如下：

其中，

为卫星轨道系到卫星本体系的坐标变换矩阵，变换矩阵与卫星姿态角的选择顺序有关，具体参见章仁为的《卫星轨道姿态动力学与控制》一书的141～143页，以先偏航再滚动再俯仰方向的旋转顺序为例，

(4)根据姿态补偿后的地心矢量E_b在卫星本体系中的表示计算出天线目标角度，并对天线零位偏差进行补偿得到天线指令角，计算公式如下：

β_be＝-sin^-1(E_bx)+GDA0_b

β_ae＝tan2^-1(E_by，-E_bz)+GDA0_a

其中GDA0_a和GDA0_b分别为双轴天线两轴的零位偏差，该偏差可以由地面测试得到，测试方法可为发β_be＝0的指令，测量天线沿b轴转动的实际位置，此时的b轴的角度即为-GDA0_b；相同原理，当发β_ae＝0的指令时测量天线沿a轴的转角即为-GDA0_a；天线零位偏差若不进行补偿时可设定为零。

最后将天线指令角送给天线驱动机构，由驱动机构驱动天线指向地球，完成绕月卫星环月阶段双轴天线对地指向的控制。

如图3、图4所示，分别为本发明双轴天线跟踪地球过程中双轴天线的指令转角、实际转角曲线图，仿真初始时刻，天线位于转角为90度的位置，指令角为0度，双轴天线零位偏差补偿值均为0.1度，仿真开始后，按本发明所述步骤计算出双轴天线的指令转角，指令转角曲线图如图2所示，将指令转角发送给天线驱动机构驱动天线转动，天线转动过程中的实际转角位置曲线如图3所示。

如图5所示，为本发明仿真指令转角与实际转角差值曲线图，从图中可以看出，在仿真初始及仿真结束时，天线实际转角与理论计算得到的指令转角出现差异，这是因为仿真初始天线实际转角在90度的位置，而指令角为0度，天线实际转动过程中的最大角速度设置为0.5度/秒，所以需要一段时间才能将误差角消除，仿真结束时也是由于天线实际转角与指令角不同才出现差异，差值由指令角减去实际转角，所以图中有正负的差异。

Claims (6)

1、一种绕月卫星双轴天线对地指向控制方法，其特征在于包括下列步骤：

(1)根据地面向星上注入一个时刻的地球星历信息，计算任一时刻地球在卫星轨道坐标系的星历；

(2)根据所述步骤(1)计算出的地球在卫星轨道坐标系的星历计算卫星可见地球区域，并在所述的该可见区域内计算卫星指向地心的矢量在卫星轨道坐标系中的指向；

(3)根据卫星实时姿态角估值对所述的卫星指向地心的矢量在卫星轨道坐标系中的指向进行补偿计算，得到卫星指向地心的矢量在卫星本体坐标系中的指向，消除姿态偏差对天线指向的影响；

(4)根据所述步骤(3)中的卫星指向地心的矢量在卫星本体坐标系中的指向计算出天线目标角度，并对天线零位偏差进行补偿后得到最终指令角，并将所述的指令角送给天线驱动机构，由驱动机构驱动天线指向地球。

2、根据权利要求1所述的绕月卫星双轴天线对地指向控制方法，其特征在于：所述步骤(1)中的计算任一时刻地球在卫星轨道坐标系的星历方法如下：首先计算地球在惯性坐标系的星历，然后根据地球在惯性坐标系的星历和赤道惯性系到卫星轨道坐标系的变换矩阵计算出地球在卫星轨道坐标系的星历。

3、根据权利要求1所述的绕月卫星双轴天线对地指向控制方法，其特征在于：所述步骤(2)中卫星可见地球区域首先做月球与地球的外切线，然后根据地球、卫星、月球三者之间的几何关系计算E_ozstar，E_ozstar＝cos(a sin(R_m/r))，当E_oz＜E_ozstar时，卫星进入可见区域；其中：Rm为月球赤道半径，r为卫星距月心距离。

4、根据权利要求1所述的绕月卫星双轴天线对地指向控制方法，其特征在于：所述步骤(3)中的卫星实时姿态角估值在不考虑卫星姿态偏差时置为零。

5、根据权利要求1所述的绕月卫星双轴天线对地指向控制方法，其特征在于：所述步骤(4)中的天线零位偏差根据地面测试结果给定。

6、根据权利要求1所述的绕月卫星双轴天线对地指向控制方法，其特征在于：所述步骤(4)中的天线零位偏差不进行补偿时设定为零。

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