CN102394688B - 一种天线固联式对地通信方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种天线固联式对地通信方法，特别涉及一种地球同步静止轨道中继卫星对地通信方法，属于卫星通信领域。本发明的一种天线固联式对地通信方法，中继卫星根据具体跟踪任务要求对目标进行实时跟踪，取消中继卫星对地通信天线的转动机构，通过与中继卫星本体以最优安装角固联的天线实现对地实时通信，所述最优安装角需保证中继卫星在满足实际跟踪任务要求的姿态机动过程中，最长时间保持与地面站的通信而不受中继卫星本体姿态机动的影响。采用此方式，使得中继卫星的姿态机动精度更高；同时有效地减少了原有天线机动所需的燃料的消耗，一方面使得发射所需携带的燃料重量减轻，另一方面也降低了中继卫星的运行成本。

Description

一种天线固联式对地通信方法

技术领域

本发明涉及一种天线固联式对地通信方法，特别涉及一种地球同步静止轨道中继卫星对地通信方法，属于卫星通信领域。

背景技术

跟踪与数据中继卫星系统(Tracking and Data Relay Satellite System)，简称TDRSS，是为中、低轨道的航天器与航天器之间、航天器与地面站之间提供数据中继、连续跟踪与轨适测控服务的系统，简称中继系统。跟踪与数据中继卫星系统(TDRSS)是20世纪航天测控通信技术的重大突破，其“天基”设计思想，从根本上解决了测控、通信的高覆盖率问题，同时还解决了高速数传和多目标测控通信等技术难题，并且有很高的经济效益。TDRSS系统使航天测控通信技术发生了革命性的变化，目前还在继续向前发展，不断地拓宽自己的应用领域。现在，美国与俄罗斯两国的跟踪与数据中继卫星系统均已进入应用阶段，正在发展后续系统；欧空局和日本在这类卫星的发展中采用了新的思路和技术途径；我国正在积极推进研究跟踪与数据中继卫星系统。

位于地球同步静止轨道上的中继卫星，距离地球的高度约为36000km，卫星的运行方向与地球自转方向相同、运行周期与地球自转一周的时间相等，即23时56分4秒。其作用相当于把地面的测控站升高到了地球静止卫星轨道高度，可居高临下地观测到在近地空间内运行的大部分航天器，将其测控信号发回地面通信站，实现地面站对近地空间内运行的航天器的长期跟踪。地球同步静止中继卫星的最大特点是保持与地球的相对静止，这样使得卫星上所安装的对地通信天线能够更加稳定持续地指向地球表面上特定的接收点，避免了地球自转带来的干扰。

现在的中继卫星的天线有越来越大型化的趋势，且带有一定的柔性。天线在工作时要做一些较为快速的机动动作，天线运动过程的柔性不是总可以忽略的，在系统的动力学分析中，有时需要考虑部件柔性的影响，这种影响有时会很大，甚至达到破坏性的程度。北京理工大学学报2007年2月第27卷第2期第171页——第173页，文章题目“大型柔性天线运动对中继卫星姿态影响的分析”中以跟踪与数据中继卫星为分析对象，建立了整星多柔体系统动力学模型，分析了天线运动作用下，柔性天线和其他附件的综合作用对星本体姿态的扰动，并分析了各种现象产生的原因。同时，天线在做快速机动动作时，必然需要消耗一定量的能量，这样增加了航天器本体的负担。由此可以看出，为改变现有天线需随着任务的执行进行快速机动，不断调整天线指向的局面，采用天线与航天器相固联的方式安装，必然可以有效地避免其机动带来的扰动和相应的能量的消耗，具有很重要的工程实际意义。

发明内容

本发明要解决中继卫星对地通信天线随任务要求做快速机动动作带来的对航天器本体姿态扰动和相应的能量消耗问题，提出了一种天线固联式对地通信方法，该方法既能保证中继卫星在满足实际跟踪任务要求的姿态机动过程中，最长时间保持与地面站的通信，且能避免天线机动动作对航天器本体姿态扰动和相应的能量消耗问题。

本发明是通过下述技术解决方案实现的：

本发明的一种天线固联式对地通信方法，中继卫星根据具体跟踪任务要求对目标进行实时跟踪，取消中继卫星对地通信天线的转动机构，通过与中继卫星本体以最优安装角固联的天线实现对地实时通信，所述最优安装角需保证中继卫星在满足实际跟踪任务要求的姿态机动过程中，最长时间保持与地面站的通信而不受中继卫星本体姿态机动的影响。

所述的最优安装角确定方法如下：

步骤1：根据具体跟踪任务的要求，中继卫星上的跟踪部件实时跟踪任务中的用户星，已知被跟踪用户星的轨道参数和中继卫星自身的轨道参数，由这两颗星的轨道参数得到中继卫星到被跟踪用户星的方向矢量。

步骤2：为实现中继卫星对用户星的实时跟踪，使中继卫星到被跟踪用户星的方向矢量实时的与中继卫星上安装的跟踪部件视线轴重合。由于中继卫星上安装的跟踪部件的视线轴相对于中继卫星本体是固定不变的，而且矢量方向是已知的。因此，可以得到由具体任务所决定的中继卫星的期望姿态欧拉角。

步骤3：当中继卫星上的跟踪部件视线轴与两星之间的方向矢量实时重合之后，中继卫星本体绕自身滚转轴运动，但是对跟踪任务是不产生影响的，因为任何机动都是需要消耗能量并会产生相应的振动干扰的，所以假设中继卫星本体绕自身滚转轴不动。中继卫星上安装的通信天线需要与地面站保持通信，考虑最近的通信链路，选择地面站位于中继卫星星下点位置；中继卫星、地球和地面站之间的几何关系需要满足约束条件1：无论中继卫星本体姿态如何机动，都能保证通信天线始终指向地面站；由中继卫星、地球和地面站之间的几何关系可以得出中继卫星与地面站之间的方向矢量；

步骤4：为保证中继卫星对地面站的实时通信需要满足约束条件2：中继卫星与地面站之间的方向矢量与中继卫星上通信天线的视线轴之间的夹角在所发射的波束宽度范围内。中继卫星上通信天线的视线轴矢量方向是确定的。由于中继卫星上通信天线所发射的波束有一定的宽度范围，一般在0.6°到1°之间。只要使中继卫星与地面站之间的方向矢量与中继卫星上通信天线的视线轴之间的夹角在此波束宽度范围内，就能够满足中继卫星对地面站的实时通信。

步骤5：建立中继卫星本体坐标系OX_BY_BZ_B，中继卫星本体坐标系OX_BY_BZ_B原点O位于中继卫星质心，坐标系的三轴分别为中继卫星的惯量主轴，分别为滚转轴X_B轴，偏航轴Y_B轴，俯仰轴Z_B轴；满足所述约束条件1和约束条件2的安装角有多组，其中同时满足所述约束条件1和约束条件2累计时间最长的安装角即为所要确定的通信天线固联在中继卫星本体上最优安装角(β，γ)，其中β(0≤β≤2π)为天线方向

在中继卫星本体坐标系X_BOY_B平面内的投影与X_B轴正方向的夹角，γ(0≤γ≤π)为天线方向

与中继卫星本体坐标系Z_B轴正方向的夹角。

有益效果：

1、采用天线与中继卫星本体固联的方式，减少了星本体上的活动部件，消除了天线的快速机动动作对中继卫星本体姿态运动的影响，减少了由此而带来的扰动和不确定性因素，使得中继卫星的姿态机动精度更高。

2、采用对地通信天线与中继卫星本体固联的方式，有效地减少了原有天线机动所需的燃料的消耗，一方面使得发射所需携带的燃料重量减轻，另一方面也降低了中继卫星的运行成本。

附图说明

图1为中继卫星轨道任务及地心惯性坐标系、中继卫星本体坐标系、中继卫星轨道坐标系和中继卫星期望坐标系示意图；

图2为天线与中继卫星本体固联的位置示意图；

图3为用户星轨道为太阳同步圆轨道时中继卫星对地通信天线安装角时间分布图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做进一步说明。

实施例

本发明的一种天线固联式对地通信方法，中继卫星根据具体跟踪任务要求对目标进行实时跟踪，取消中继卫星对地通信天线的转动机构，通过与中继卫星本体以最优安装角固联的天线实现对地实时通信，所述最优安装角需保证中继卫星在满足实际跟踪任务要求的姿态机动过程中，最长时间保持与地面站的通信而不受中继卫星本体姿态机动的影响。

所述的最优安装角确定方法如下：

步骤1：本实施例的具体跟踪任务为地球同步静止轨道中继卫星上的跟踪部件实时跟踪太阳同步圆轨道用户星，设定中继卫星对用户星的跟踪时间为10⁵秒(大于一个地球同步轨道周期)，所述中继卫星轨道半径为r₁＝4.2164×10⁷m，星下点经度为λ＝110°E，入轨时刻为2012年1月1日0时0分。地球半径为R_e＝6378km，地球自转角速度为ω_e＝7.2921159×10^-5rad/s，地球引力常数为μ_e＝3.986×10^-5km³/s²。被跟踪用户星选择太阳同步圆轨道上的卫星，轨道参数如表1所示。

表1太阳同步圆轨道上的用户星参数列表

由这两颗星的轨道参数得到中继卫星到被跟踪用户星的方向矢量，为求得中继卫星到被跟踪用户星的方向矢量，建立地心惯性坐标系MX_IY_IZ_I，其原点位于地心M，Z_I轴沿地球极轴指向北极，X_I轴指向春分点，Y_I轴与X_I轴、Z_I轴构成右手系。该坐标系如图1所示。中继卫星与被追踪用户星之间的方向矢量

可以由两个航天器所在轨道的轨道信息获得，航天器所在轨道的轨道信息都是已知的。设由地心指向被跟踪用户星的矢径在地心惯性坐标系下表示为

其具体形式为：

$r_t=\frac{a_1(1-e_1^2)}{1+e_1\cos f_1}\left[\begin{array}{c}\cos {\mathrm{\Ω}}_1\cos ({\mathrm{\ω}}_1+f_1)-\sin {\mathrm{\Ω}}_1\sin ({\mathrm{\ω}}_1+f_1)\cos i_1\\ \sin {\mathrm{\Ω}}_1\cos ({\mathrm{\ω}}_1+f_1)+\cos {\mathrm{\Ω}}_1\sin ({\mathrm{\ω}}_1+f_1)\cos i_1\\ \sin ({\mathrm{\ω}}_1+f_1)\sin i_1\end{array}\right]$

其中f₁为中继卫星轨道的真近点角，表达式为：

$f_1=M_1+({2e}_1-e_1^{\frac{3}{4}})\sin M_1+\frac{5}{4}{e}_1^2\sin \left({2M}_1\right)+\frac{13}{12}{e}_1^3\sin \left({3M}_1\right)$

其中平近点角M₁的表达式为：M₁＝n₁(t-t_p1)，用户星平均转动角速度

由地心指向中继卫星的矢径在地心惯性坐标系下表示为

其具体形式为：

$r_c=\left[\begin{array}{c}{r}_1\cos \mathrm{\α}\\ r_1\sin \mathrm{\α}\\ 0\end{array}\right]$

其中中继卫星轨道半径 $r_1=\sqrt[3]{\frac{{\mathrm{\μ}}_e}{{\mathrm{\ω}}_0^2}}.$

两个矢径相减，便可得到中继卫星与被追踪用户星之间的方向矢量，从而可得到两个航天器之间的方向矢量在地心惯性系的投影列阵：

$\stackrel{v}{d}={\stackrel{V}{r}}_t-{\stackrel{V}{r}}_c---\left(1\right)$

设

为方向矢量

的单位矢量，称为方向单位矢量

步骤2：为实现中继卫星对用户星的实时跟踪，使中继卫星到被跟踪用户星的方向矢量实时的与中继卫星上安装的跟踪部件视线轴重合。由于中继卫星上安装的跟踪部件的视线轴相对于中继卫星本体是固定不变的，假设中继卫星上跟踪部件的视线轴与中继卫星本体坐标系的X_B轴重合，因此，可以得到由具体任务所决定的中继卫星的期望姿态欧拉角。为求得所决定的中继卫星的期望姿态欧拉角建立中继卫星轨道坐标系OX_OY_OZ_O、中继卫星本体坐标系OX_BY_BZ_B和中继卫星的期望坐标系为OX_DX_DZ_D。其中：中继卫星轨道坐标系OX_OY_OZ_O原点O位于中继卫星质心，Z_O轴指向地心，X_O轴在轨道面内与Z_O轴垂直且指向运动方向，Y_O轴与X_O轴、Z_O轴构成右手系；中继卫星本体坐标系OX_BY_BZ_B原点O位于中继卫星质心，坐标系的三轴分别为中继卫星的惯量主轴，分别为滚转轴X_B轴，偏航轴Y_B轴，俯仰轴Z_B轴，相应的欧拉角为滚转角

偏航角θ，俯仰角ψ；中继卫星期望坐标系OX_DX_DZ_D原点O位于中继卫星质心，X_D轴指向用户星质心，Y_D轴为X_D轴和X_B轴的叉乘方向，Z_D轴由右手定则得到。若在某个时刻相对运动中X_D轴和X_B轴重合，此时上述基于叉乘的定义无效，直接令Y_D轴、Z_D轴分别与Y_B轴、Z_B轴重合。相应的欧拉角为滚转角

偏航角θ_d，俯仰角ψ_d。中继卫星的期望姿态欧拉角计算过程如下：假设中继卫星上跟踪部件的视线轴与中继卫星本体坐标系的X_B轴重合，当中继卫星本体处于视线轴对准被追踪用户星的理想期望姿态位置时，两星之间方向单位矢量

在中继卫星期望坐标系的投影列阵应为：u_D＝[100]^T。已知参考坐标系(即中继卫星轨道坐标系)到中继卫星期望坐标系的转换矩阵为D_O，其具体表示形式如下：

中继卫星与被追踪用户星之间的方向单位矢量在参考坐标系(即中继卫星轨道坐标系)中可表示为：

$u_O=O_D{u}_D=D_O^T{u}_D---\left(3\right)$

中继卫星轨道选择地球同步静止轨道，则地心惯性坐标系到中继卫星轨道坐标系的变换矩阵为：

$O_I=R_x(-\frac{\mathrm{\π}}{2})R_z(\mathrm{\α}+\frac{\mathrm{\π}}{2})$

$=\left[\begin{array}{ccc}-\sin \mathrm{\α}& \cos \mathrm{\α}& 0\\ 0& 0& -1\\ -\cos \mathrm{\α}& -\sin \mathrm{\α}& 0\end{array}\right]---\left(4\right)$

其中：

$\mathrm{\α}=\frac{({\mathrm{\α}}_G+\mathrm{\λ})}{180}\mathrm{\π}+{\mathrm{\ω}}_{0}t$

${\mathrm{\α}}_G={\mathrm{\α}}_{G_0}+360.98564724(\frac{\mathrm{hour}}{24}+\frac{\min }{24\×60}+\frac{\sec }{24\×60\×60})$

${\mathrm{\α}}_{G_0}=100.4606184+36000.77004T_0+0.000387933T_0^2-2.583\×{10}^{-8}{T}_0^3$

$T_0=\frac{J_0-2451545}{36525}$

$J_0=367\mathrm{year}-\mathrm{INT}\left\{\frac{7[\mathrm{year}+\mathrm{INT}\left(\frac{\mathrm{month}+9}{12}\right)]}{4}\right\}+\mathrm{INT}\left(\frac{275\mathrm{month}}{9}\right)+\mathrm{day}+1721013.5$

其中，year、month、day、hour、min、sec是中继卫星进入地球同步轨道时刻的年份、月份、日、时、分、秒；α_G、

的单位为度；α的单位为弧度；λ为中继卫星进入地球同步轨道的经度；ω₀＝ω_e＝7.2921159×10^-5rad/s；t为中继卫星在轨运行时间。因此可得在地心惯性坐标系下表示的两星之间的方向单位矢量在中继卫星轨道坐标系下可表示为：

u_O＝O_Iu            (5)

联立式(3)和式(5)可得：

$O_{I}u=D_O^T{u}_D---\left(6\right)$

解上式可得期望欧拉角表达式：

θ_d＝-arcsinu_oz＝arcsin(u_xcosα+u_ysinα)        (7a)

${\mathrm{\ψ}}_d=\arctan \left(\frac{u_{\mathrm{oy}}}{u_{\mathrm{ox}}}\right)=\arctan \left(\frac{-u_z}{-u_x\sin \mathrm{\α}+u_y\cos \mathrm{\α}}\right)---\left(7b\right)$

步骤3：当中继卫星上的跟踪部件视线轴与两星之间的方向矢量实时重合之后，中继卫星本体绕自身滚转轴还可以运动，但是对跟踪任务是不产生影响的，因为任何机动都是需要消耗能量并会产生相应的振动干扰，所以假设中继卫星本体绕自身滚转轴不运动。考虑到能量最省和跟踪效果最佳，从而延长中继卫星的寿命，取：

中继卫星上安装的通信天线需要与地面站保持通信，考虑最近的通信链路，选择地面站位于中继卫星星下点位置；中继卫星、地球和地面站之间的几何关系需要满足约束条件1：无论中继卫星本体姿态如何机动，都能保证通信天线始终指向地面站；由中继卫星、地球和地面站之间的几何关系可以得出中继卫星与地面站之间的方向矢量；约束条件1中中继卫星与地面站之间的方向矢量的计算过程如下：设中继卫星指向地心方向的单位矢量

在中继卫星轨道坐标系中的表示为m_O＝[001]^T，则

在中继卫星期望坐标系中的表示为：

m_D＝D_Om_O            (8)

将式(2)、式(7a)、式(7b)和式(7c)代入式(8)得：

$m_D={\left[\begin{array}{ccc}-u_x\cos \mathrm{\α}-u_y\sin \mathrm{\α}& 0& \sqrt{1-{[u_x\cos \mathrm{\α}+u_y\sin \mathrm{\α}]}^2}\end{array}\right]}^T---\left(9\right)$

如图2所示，设天线方向

在中继卫星本体坐标系X_BOY_B平面内的投影与X_B轴正方向的夹角为β(0≤β≤2π)，与中继卫星本体坐标系Z_B轴正方向的夹角为γ(0≤γ≤π)，则天线方向

在中继卫星本体坐标系中的表示为：

n_B＝[sinγcosβsinγsinβcosγ]^T        (10)

即为约束条件1中中继卫星与地面站之间的方向矢量。

步骤4：为保证中继卫星对地面站的实时通信需要满足约束条件2：中继卫星与地面站之间的方向矢量与中继卫星上通信天线的视线轴之间的夹角在所发射的波束宽度范围内。中继卫星上通信天线的视线轴矢量方向是确定的。约束条件2中中继卫星与地面站之间的方向矢量与中继卫星上通信天线的视线轴之间的夹角的计算过程如下：矢量

和

之间的夹角δ为：

$\cos \mathrm{\δ}=\frac{{\stackrel{V}{m}}_D\·{\stackrel{V}{n}}_B}{\left|{\stackrel{V}{m}}_D\right|\left|{\stackrel{V}{n}}_B\right|}=m_D^T\·n_B---\left(11\right)$

$=-(u_x\cos \mathrm{\α}+u_y\sin \mathrm{\α})\sin \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\β}+\sqrt{1-{[u_x\cos \mathrm{\α}+u_y\sin \mathrm{\α}]}^2}\cos \mathrm{\γ}$

由于受到通信天线发射的波束宽度的限制，对地通信存在最大偏差角设为δ_m＝0.5°，在最大偏差角内，通信天线可以与地面站间进行实时通信。则实现对地通信需满足条件：

0≤δ≤δ_m            (12)

为了便于计算求解，设a＝-(u_xcosα+u_ysinα)，c＝cosδ，

则 $\sqrt{1-{[u_x\cos \mathrm{\α}+u_y\sin \mathrm{\α}]}^2}=\sqrt{1-a^2},$ 式(11)可化简为：

$c=a\sin \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\β}+\sqrt{1-a^2}\cos \mathrm{\γ}---\left(13\right)$

由此可得，中继卫星通信天线的安装角β和γ需满足约束条件2：

$\cos {\mathrm{\δ}}_m\≤a\sin \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\β}+\sqrt{1-a^2}\cos \mathrm{\γ}\≤1---\left(14\right)$

其中a是时间t的函数。

步骤5：满足所述约束条件1和约束条件2的安装角有多组，其中同时满足所述约束条件1和约束条件2累计时间最长的安装角即为所要确定的通信天线固联在中继卫星本体上最优安装角(β，γ)，为了解出满足条件的最优安装角(β，γ)，可以离散化β、γ，在中继卫星运行10⁵(大于一个轨道周期)内遍取所有离散点代入到式(14)中得到满足条件的时刻点，然后通过统计得出积累时刻最多的安装角β、γ，即为所需要的最优安装角(β，γ)。本实施例中满足约束条件1和约束条件2累计时间最长的最优安装角(β，γ)的计算仿真结果如图3所示，满足约束条件1和约束条件2累计时间最长的最优安装角为γ＝1.414rad，β＝0，该最长累积时间为48042秒。

Claims (2)

1.一种天线固联式对地通信方法，其特征在于：中继卫星根据具体跟踪任务要求对目标进行实时跟踪，取消中继卫星对地通信天线的转动机构，通过与中继卫星本体以最优安装角固联的天线实现对地实时通信，所述最优安装角需保证中继卫星在满足实际跟踪任务要求的姿态机动过程中，最长时间保持与地面站的通信而不受中继卫星本体姿态机动的影响；

所述最优安装角确定方法如下，

步骤1：根据具体任务的要求，中继卫星上的跟踪部件实时跟踪任务中的用户星，已知被跟踪用户星的轨道参数和中继卫星自身的轨道参数，由这两颗星的轨道参数得到中继卫星到被跟踪用户星的方向矢量；

步骤2：为实现中继卫星对用户星的实时跟踪，使中继卫星到被跟踪用户星的方向矢量实时的与中继卫星上安装的跟踪部件视线轴重合，由具体跟踪任务确定中继卫星的期望姿态欧拉角；

步骤3：当中继卫星上的跟踪部件视线轴与两星之间的方向矢量实时重合之后；中继卫星上安装的通信天线需要与地面站保持通信，选择地面站位于中继卫星星下点位置；中继卫星、地球和地面站之间的几何关系需要满足约束条件1：无论中继卫星本体姿态如何机动，都能保证通信天线始终指向地面站；由中继卫星、地球和地面站之间的几何关系可以得出中继卫星与地面站之间的方向矢量；

步骤4：为保证中继卫星对地面站的实时通信需要满足约束条件2：中继卫星与地面站之间的方向矢量与中继卫星上通信天线的视线轴之间的夹角在所发射的波束宽度范围内；

步骤5：建立中继卫星本体坐标系OX_BY_BZ_B，中继卫星本体坐标系OX_BY_BZ_B原点O位于中继卫星质心，坐标系的三轴分别为中继卫星的惯量主轴，分别为滚转轴X_B轴，偏航轴Y_B轴，俯仰轴Z_B轴；满足所述约束条件1和约束条件2的安装角有多组，其中同时满足所述约束条件1和约束条件2累计时间最长的安装角即为所要确定的通信天线固联在中继卫星本体上最优安装角(β,γ)，其中β（0≤β≤2π）为天线方向在中继卫星本体坐标系X_BOY_B平面内的投影与X_B轴正方向的夹角，γ（0≤γ≤π）为天线方向与中继卫星本体坐标系Z_B轴正方向的夹角。

2.根据权利要求1所述的一种天线固联式对地通信方法，其特征在于：所述的中继卫星上通信天线所发射的波束宽度范围为在0.6°到1°之间。

Images