CN102590831B - 载体旋转条件下判断卫星可见性的方法和装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种在载体旋转条件下判断卫星可见性的方法和装置，该方法主要包括：建立载体坐标系，计算载体旋转角度，根据所述载体旋转角度计算所述载体坐标系下的卫星位置；根据所述载体坐标系下的卫星位置计算卫星仰角，将所述卫星仰角和设定的卫星屏蔽角进行比较，根据比较结果判断卫星可见性。本发明实施例通过建立载体坐标系，并将卫星在地平坐标系中的位置转换到载体坐标系，并计算卫星仰角，从而可以在载体旋转的情况下根据卫星仰角有效地判断卫星可见性。

Description

载体旋转条件下判断卫星可见性的方法和装置

技术领域

本发明涉及通信技术领域，尤其涉及一种载体旋转条件下判断卫星可见性的方法和装置。

背景技术

继GPS(Global Positioning System，全球定位系统)后，各国致力于研制自己的卫星导航系统，我国在北斗一代卫星导航系统的基础上，开创了北斗二号卫星导航系统的新局面，并取得了阶段性成果。然而，北斗卫星导航系统的发展却面临着众多挑战。为了开展北斗制导技术研究，旋转体制的设备在高速飞行的同时还进行高速旋转运动，导致旋转体制的设备的可见星数目、接收卫星导航信号的幅度、多普勒、载波相位快速变化，因此，对接收机的捕获、跟踪性能提出了更高的要求。

现有技术中还没有在载体旋转的情况下，有效地判断卫星可见的方法。

发明内容

本发明的实施例提供了一种载体旋转条件下判断卫星可见性的方法和装置，以实现在载体旋转的情况下有效地判断卫星可见性。

一种在载体旋转条件下判断卫星可见性的方法，包括：

建立载体坐标系，计算载体旋转角度，根据所述载体旋转角度计算所述载体坐标系下的卫星位置；

根据所述载体坐标系下的卫星位置计算卫星仰角，将所述卫星仰角和设定的卫星屏蔽角进行比较，根据比较结果判断卫星可见性。

一在载体旋转条件下判断卫星可见性的装置，包括：

卫星位置获取模块，用于建立载体坐标系，计算载体旋转角度，根据所述载体旋转角度计算所述载体坐标系下的卫星位置；

卫星可见性判断模块，用于根据所述载体坐标系下的卫星位置计算卫星仰角，将所述卫星仰角和设定的卫星屏蔽角进行比较，根据比较结果判断卫星可见性。

由上述本发明的实施例提供的技术方案可以看出，本发明实施例通过建立载体坐标系，并将卫星在地平坐标系中的位置转换到载体坐标系，并计算卫星仰角，从而可以在载体旋转的情况下根据卫星仰角有效地判断卫星可见性。

附图说明

图1为本发明实施例一提供的一种在载体旋转条件下判断卫星可见性的方法的处理流程图；

图2为本发明实施例二提供的一种在载体旋转条件下判断卫星可见性的装置的具体结构图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图，以对本发明实施例进行清楚、完整地描述人员。

实施例一

本发明实施例通过建立载体坐标系，并将卫星在地平坐标系中的位置转换到载体坐标系，从而计算卫星仰角，根据卫星仰角判断卫星可见性。

该实施例提供的在载体旋转条件下判断卫星可见性的方法的处理流程如图1所示，包括如下的处理步骤：

步骤11、建立载体坐标系。

空间中的载体的高速旋转运动会造成载体对接收天线的遮挡，造成卫星可见性变化，在载体旋转的同时，载体的接收信号的多普勒和信号功率也随之发生变化。

本发明实施例建立的载体坐标系的原点O为旋转载体的天线相位中心，Y轴为载体轴线方向，Z轴为载体天线所在方向，X轴与Y、Z轴构成右手直角坐标系。载体航向角、俯仰角、横滚角分别为载体坐标系三个坐标轴与地平坐标系三轴的夹角。理论上认为天线辐射的信号以天线相位中心为圆心，向外辐射。

步骤12、计算载体旋转角度。

设载体沿轴线方向顺时针转动，自旋角速度为ω，角速度一阶变率为ω′，角速度二阶变率为ω″，仿真时间间隔为Δt，则载体旋转角度，即横滚角α计算公式如下：

$\mathrm{\α}=\mathrm{\ω\Δt}+\frac{1}{2}{\mathrm{\ω}}^{\′}\mathrm{\Δ}{t}^2+\frac{1}{6}{\mathrm{\ω}}^{\′\′}\mathrm{\Δ}{t}^3$

步骤13、基于载体旋转角度计算载体坐标系下的卫星位置。

设地平坐标系下卫星位置为[e n u]^T，上述上标T代表转置，载体坐标系原点在地平坐标系下的坐标为[e_o n_o u_o]^T，则基于上述载体的横滚角α，卫星在上述载体坐标系下的位置[x y z]^T的计算公式如下：

$\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right]=R[\left[\begin{array}{c}e\\ n\\ u\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{e}_o\\ n_o\\ u_o\end{array}\right]]=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\α}& 0& -\sin \mathrm{\α}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\α}& 0& \cos \mathrm{\α}\end{array}\right][\left[\begin{array}{c}e\\ n\\ u\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{e}_o\\ n_o\\ u_o\end{array}\right]]$

其中，R为地平坐标系到载体坐标系的转换矩阵，是由地平坐标系和载体坐标系以及他们之间的旋转角度α得到的，将地平坐标系绕Y轴旋转α得到载体坐标系，其转换矩阵即为R。

步骤14：基于载体坐标系下的卫星位置计算卫星仰角，根据卫星仰角和设定的卫星屏蔽角判断卫星可见性。

卫星在载体坐标系下的仰角计算公式如下。

$\mathrm{\θ}=\arctan \frac{z}{\sqrt{x^2+y^2}}$

设卫星屏蔽角为

则当

时，判定卫星可见，当时卫，则判定卫星不可见。

实施例二

该实施例提供了一种在载体旋转条件下判断卫星可见性的装置，其具体结构如图2所示，包括如下的模块：

卫星位置获取模块21，用于建立载体坐标系，计算载体旋转角度，根据所述载体旋转角度计算所述载体坐标系下的卫星位置；

卫星可见性判断模块22，用于根据所述载体坐标系下的卫星位置计算卫星仰角，将所述卫星仰角和设定的卫星屏蔽角进行比较，根据比较结果判断卫星可见性。

具体的，所述的卫星位置获取模块21可以包括：

载体旋转角度计算模块211，用于建立载体坐标系，所述载体坐标系的原点O为旋转载体的天线相位中心，Y轴为载体轴线方向，Z轴为载体天线所在方向，X轴与Y、Z轴构成右手直角坐标系，所述载体坐标系与地平坐标系之间的转动角度即为载体航向角、俯仰角和横滚角；

设载体沿轴线方向顺时针转动，自旋角速度为ω，所述ω的一阶变率为ω′，所述ω的二阶变率为ω″，仿真时间间隔为Δt，所述载体的旋转角度，即横滚角α计算公式如下：

$\mathrm{\α}=\mathrm{\ω\Δt}+\frac{1}{2}{\mathrm{\ω}}^{\′}\mathrm{\Δ}{t}^2+\frac{1}{6}{\mathrm{\ω}}^{\′\′}\mathrm{\Δ}{t}^3;$

卫星位置计算模块212，用于设地平坐标系下卫星位置为[e n u]^T，载体坐标系原点在地平坐标系下的坐标为[e_o n_o u_o]^T，则基于所述载体的横滚角α，卫星在所述载体坐标系下的位置[x y z]^T的计算公式如下：

$\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right]=R[\left[\begin{array}{c}e\\ n\\ u\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{e}_o\\ n_o\\ u_o\end{array}\right]]=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\α}& 0& -\sin \mathrm{\α}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\α}& 0& \cos \mathrm{\α}\end{array}\right][\left[\begin{array}{c}e\\ n\\ u\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{e}_o\\ n_o\\ u_o\end{array}\right]]$

其中，所述R为地平坐标系到载体坐标系的转换矩阵。

具体的，所述的卫星可见性判断模块22，还用于设卫星在所述载体坐标系下的位置为[x y z]^T，所述卫星在所述载体坐标系下的仰角计算公式如下：

$\mathrm{\θ}=\arctan \frac{z}{\sqrt{x^2+y^2}}$

设卫星屏蔽角为

则当

时，则判定所述卫星可见，当

时，则判定所述卫星不可见。

应用本发明实施例的装置判断卫星可见性的方法的具体处理过程与前述方法实施例类似，此处不再赘述。

本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，所述的存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体(Read-Only Memory，ROM)或随机存储记忆体(Random Access Memory，RAM)等。

综上所述，本发明实施例通过建立载体坐标系，并将卫星在地平坐标系中的位置转换到载体坐标系，并计算卫星仰角，从而可以在载体旋转的情况下根据卫星仰角有效地判断卫星可见性。

本发明实施例提出了一种载体旋转条件下卫星可见性的判断方法，有效的解决了由于飞机或导弹在姿态变化时，信号被自身遮挡引起的卫星可见性变化问题。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种在载体旋转条件下判断卫星可见性的方法，其特征在于，包括：

建立载体坐标系，计算载体旋转角度，根据所述载体旋转角度计算所述载体坐标系下的卫星位置；

其中，所述的建立载体坐标系，计算载体旋转角度，具体包括：建立的载体坐标系的原点O为旋转载体的天线相位中心，Y轴为载体轴线方向，Z轴为载体天线所在方向，X轴与Y、Z轴构成右手直角坐标系，所述载体坐标系与地平坐标系之间的转动角度即为载体航向角、俯仰角和横滚角；设载体沿轴线方向顺时针转动，自旋角速度为ω，所述ω的一阶变率为ω′，所述ω的二阶变率为ω″，仿真时间间隔为Δt，所述载体的旋转角度，即横滚角α计算公式如下： $\mathrm{\α}=\mathrm{\ω\Δt}+\frac{1}{2}{\mathrm{\ω}}^{\′}{\mathrm{\Δt}}^2+\frac{1}{6}{\mathrm{\ω}}^{\′\′}\mathrm{\Δ}{t}^3;$

根据所述载体坐标系下的卫星位置计算卫星仰角，将所述卫星仰角和设定的卫星屏蔽角进行比较，根据比较结果判断卫星可见性。

2.根据权利要求1所述的在载体旋转条件下判断卫星可见性的方法，其特征在于，所述的根据所述载体旋转角度计算所述载体坐标系下的卫星位置，包括：

设地平坐标系下卫星位置为[e n u]^T，载体坐标系原点在地平坐标系下的坐标为[e_o n_o u_o]^T，则基于所述载体的横滚角α，卫星在所述载体坐标系下的位置[x y z]^T的计算公式如下：

$\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right]=R[\left[\begin{array}{c}e\\ n\\ u\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{e}_o\\ n_o\\ u_o\end{array}\right]]=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\α}& 0& -\sin \\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\α}& 0& \cos \mathrm{\α}\end{array}\right][\left[\begin{array}{c}e\\ n\\ u\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{e}_o\\ n_o\\ u_o\end{array}\right]]$

其中，所述R为地平坐标系到载体坐标系的转换矩阵。

3.根据权利要求1或2所述的在载体旋转条件下判断卫星可见性的方法，其特征在于，所述的根据所述载体坐标系下的卫星位置计算卫星仰角，将所述卫星仰角和设定的卫星屏蔽角进行比较，根据比较结果判断卫星可见性，包括：

设卫星在所述载体坐标系下的位置为[x y z]^T，所述卫星在所述载体坐标系下的仰角计算公式如下：

$\mathrm{\θ}=\arctan \frac{z}{\sqrt{x^2+y^2}}$

设卫星屏蔽角为

，则当

时，则判定所述卫星可见，当

时，则判定所述卫星不可见。

4.一在载体旋转条件下判断卫星可见性的装置，其特征在于，包括：

卫星位置获取模块，用于建立载体坐标系，计算载体旋转角度，根据所述载体旋转角度计算所述载体坐标系下的卫星位置；

卫星可见性判断模块，用于根据所述载体坐标系下的卫星位置计算卫星仰角，将所述卫星仰角和设定的卫星屏蔽角进行比较，根据比较结果判断卫星可见性。

其中，所述的卫星位置获取模块包括：

载体旋转角度计算模块，用于建立载体坐标系，所述载体坐标系的原点O为旋转载体的天线相位中心，Y轴为载体轴线方向，Z轴为载体天线所在方向，X轴与Y、Z轴构成右手直角坐标系，所述载体坐标系与地平坐标系之间的转动角度即为载体航向角、俯仰角和横滚角；

设载体沿轴线方向顺时针转动，自旋角速度为ω，所述ω的一阶变率为ω′，所述ω的二阶变率为ω″，仿真时间间隔为Δt，所述载体的旋转角度，即横滚角α计算公式如下：

$\mathrm{\α}=\mathrm{\ω\Δt}+\frac{1}{2}{\mathrm{\ω}}^{\′}{\mathrm{\Δt}}^2+\frac{1}{6}{\mathrm{\ω}}^{\′\′}\mathrm{\Δ}{t}^3;$

卫星位置计算模块，用于设地平坐标系下卫星位置为[e n u]^T，载体坐标系原点在地平坐标系下的坐标为[e_o n_o u_o]^T，则基于所述载体的横滚角α，卫星在所述载体坐标系下的位置[xyz]^T的计算公式如下：

$\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right]=R[\left[\begin{array}{c}e\\ n\\ u\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{e}_o\\ n_o\\ u_o\end{array}\right]]=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\α}& 0& -\sin \\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\α}& 0& \cos \mathrm{\α}\end{array}\right][\left[\begin{array}{c}e\\ n\\ u\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{e}_o\\ n_o\\ u_o\end{array}\right]]$

其中，所述R为地平坐标系到载体坐标系的转换矩阵。

5.根据权利要求4所述的在载体旋转条件下判断卫星可见性的方法，其特征在于，所述的卫星可见性判断模块，还用于设卫星在所述载体坐标系下的位置为[x y z]^T，所述卫星在所述载体坐标系下的仰角计算公式如下：

$\mathrm{\θ}=\arctan \frac{z}{\sqrt{x^2+y^2}}$

设卫星屏蔽角为

，则当时，则判定所述卫星可见，当

时，则判定所述卫星不可见。

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