CN103064366A - 一种基于轨道驱动的自动化工程遥测接收站作业生成方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于轨道驱动的自动化工程遥测接收站作业生成方法，在卫星工程遥测接收任务实施中使用。该方法包括两部分：第一部分是计算跟踪弧段任务，功能是根据多颗卫星瞬时轨道根数和遥测站位置来计算相应卫星跟踪弧段；第二部分是生成遥测站接收作业，功能是根据卫星跟踪弧段任务和卫星优先级定义，排除跟踪弧段任务冲突，将卫星接收任务按时间顺序排序，即生成了遥测站接收作业。该作业是遥测站自动化运行接收任务的依据。

Description

一种基于轨道驱动的自动化工程遥测接收站作业生成方法

技术领域

本发明涉及卫星工程遥测地面接收领域，特别涉及了工程遥测接收站接收作业自动生成。

背景技术

卫星工程遥测是卫星对其内部和外部有关对象的参数进行测量，并将测量结果通过下行无线电链路传送至地面工程遥测接收站。地面工程遥测接收站接收处理卫星工程遥测数据，用于工程技术人员掌握卫星工作状态、工作环境，进行应急故障处置，确保卫星在轨正常业务运行。我国航天系统制定了工程测控标准，包括S波段统一测控系统（USB）体制和扩频体制。目前卫星工程测控任务由地面测控系统完成，由于在轨卫星数量增加，测控设备资源紧张，航天八院卫星总体单位建立了工程遥测接收站，用于八院卫星在轨卫星实时监视，工作原理见图1。该遥测站位于所区内，天线活动范围内部分有楼房遮挡。

工程遥测接收站采用方位-俯仰-楔形转台式天线座、单脉冲自动跟踪体制，支持在轨运行卫星的无盲区跟踪与遥测数据接收，具有天线自动跟踪、中频信号解调和基带信号处理（USB和扩频体制）、遥测数据处理显示和存储等功能。系统由天馈分系统、伺服分系统、接收信道分系统、基带分系统、监控分系统、时频分系统、测试标校分系统、远控分系统和其它辅助设备（UPS）等组成，具体组成见图2和图3。

遥测站接收信道和数据处理配置冗余备份，系统监控机具有自主判断、切换功能。系统监控机根据基带的故障指示、下变频器的故障指示、LNA的电流超限（高限/低限）指示，立即将故障设备离线；主备通道信噪比相差较大时，使信噪比低的通道处于备份状态。

遥测站控制分为三级方式，分别是本控、分控、远控。本控是单机通过自带面板和界面对本身工作参数进行设置，此控制方式优先级最高。具有本控功能的单机有：天线控制单元(ACU)、下变频器、基准源与开关矩阵（含极化控制与LNA选择）、基带、时码器、遥测模拟源、校验上变频器。分控是系统监控机通过网络和串口监视各分机的工作状态，对各分机工作参数和工作状态进行设置，此控制方式优先级其次。具有本控功能的单机都可通过系统监控机控制，但ACU除外（只监视不控制）。远控是远控计算机通过局域网与系统监控机交互信息，通过系统监控机监视各分机的工作状态，对各分机工作参数和工作状态进行设置，此控制方式优先级最低。具有本控功能的单机都可进行远控，但ACU除外（只监视不控制）。本控为应急使用方式；分控和远控为临时使用方式；正常使用方式是遥测站按照接收作业自动运行，在轨监测值班人员通过远控计算机监视遥测站工作状态，遥测站机房无人值守。自动化运行中，遥测站自主控制跟踪方式：采用程序跟踪方式在卫星出现的预定时间、方位控制天线进入搜索模式，捕获稳定后转自跟踪方式；自跟踪异常下转程序跟踪，重新捕获。

接收作业生成过程是在轨监测值班人员在远控计算机上运行作业生成工具，设置计算参数，确认遥测站接收作业。根据需要修改计算参数，重新生成作业。符合要求后远程启动接收作业，原接收作业停止运行。系统监控机运行工程遥测接收作业，在轨监测值班人员通过远控计算机监视接收作业运行状态。

发明内容

本发明的目的是生成工程遥测接收站作业，提高遥测站自动化运行水平。方法包括计算跟踪弧段和生成遥测站接收作业两部分。

根据本发明提供的基于轨道驱动的自动化工程遥测接收站作业生成方法，包括如下步骤：

步骤1：跟踪弧段任务计算，具体为，根据多颗卫星瞬时轨道根数和遥测站位置计算相应卫星跟踪弧段任务；

步骤2：生成遥测站接收作业，具体为，根据卫星跟踪弧段任务，排除接收冲突，将卫星工程遥测接收任务按时间顺序排序，生成遥测站接收作业。

优选地，采用轨道根数驱动，其中，轨道根数是瞬时轨道根数，坐标系是地心赤道惯性坐标系J2000。

优选地，多颗星瞬时轨道根数中时间参数日期相同，轨道递推时间为若干天。

优选地，所述轨道递推时间的天数由轨道根数精度、轨道递推模型精度和遥测站天线口径确定。

优选地，所述遥测站天线口径为7.3m，所述轨道递推时间为7天。

优选地，跟踪弧段根据遥测接收站几何遮挡条件计算，接收任务开始时刻是卫星出遮挡，接收任务结束时刻是卫星进入遮挡。

优选地，根据卫星跟踪弧段任务和卫星优先级定义，排除接收冲突，其中，卫星优先级可设。

优选地，所述多颗卫星为太阳同步轨道卫星和/或地球同步轨道卫星。

优选地，所述遥测站位置采用大地测量方式。

优选地，

-如果某卫星优先级低于地球同步卫星优先级，在有地球同步卫星工程遥测接收任务的情况下则不接收卫星工程遥测数据；

-如果某跟踪弧段的最大仰角小于最小跟踪仰角，则不安排自动接收工程遥测；

-如果跟踪弧段持续时间小于最小跟踪弧段持续时间，则不安排自动接收工程遥测；以及

-如果相邻跟踪弧段间隔小于任务转换时间，则认为接收冲突。

其中，跟踪弧段计算精度需要满足遥测站捕获要求，即1.3°天线波束宽度。跟踪弧段计算精度取决于轨道根数精度、轨道递推模型精度。跟踪弧段计算模型分为太阳同步轨道和地球同步轨道两种类型说明。

轨道计算采用数值积分法，以瞬根直接递推，在短期内，使用J2000.0坐标系下的笛卡儿坐标直接积分可以满足地面天线跟踪的要求。

数值积分采用阿达姆斯——考威尔多步积分方法。

计算地球非球形摄动项时将J2000.0坐标系下的卫星空间位置转换到实际历元对应的瞬时地球固连坐标系，模型精度考虑到4×4阶地球非球形摄动，其中，必须考虑格林尼治恒星时、岁差、章动这三项因素；

计算太阳、月球引力摄动时，直接采用DE405星历；

计算大气阻力摄动时，考虑Jacchia-Roberts模型；

最后，对于计算所得的J2000.0坐标系下的卫星坐标需转换至当时的地球固连坐标系下，从而计算与地面站的相对关系及可跟踪性。

太阳同步轨道跟踪弧段计算精度分析如下：

太阳同步轨道根数精度是半长轴15m、偏心率0.00007、倾角0.007°、升交点赤经0.012°、近地点幅角3°。

初始轨道误差对卫星位置确定的影响如下：

递推模型误差对卫星位置确定的影响如下：

按照指标的初始轨道误差和递推模型精度，可满足7天内，卫星轨位确定误差小于46km。在轨道高度500Km、仰角4°（考虑实际遮挡）情况下，1.3°天线波束宽度作用范围是49Km，可以捕获跟踪。

地球同步轨道跟踪弧段计算分析如下：

地球同步轨道根数精度是半长轴不大于100m、偏心率不大于0.00005、倾角不大于0.005°、平经度不大于0.002°。

初始轨道误差对卫星位置确定的影响如下：

递推模型误差对卫星位置确定的影响如下：

按照指标的初始轨道误差和递推模型精度，可满足7天内，卫星轨位确定误差小于20km。在跟踪距离40000Km情况下，1.3°天线波束宽度作用范围是905Km，可以捕获跟踪。

工程遥测接收站位置采用大地测量方式，精度高（厘米级），分析中忽略不计。

生成作业计算说明如下：

卫星优先级：根据在轨监测需要，将在轨卫星按重要性排序。由于地球同步卫星时刻可见，如果某卫星优先级低于地球同步卫星优先级，在有地球同步卫星工程遥测接收任务的情况下则不会接收该卫星工程遥测数据。

最小跟踪仰角：如果某跟踪弧段的最大仰角小于最小跟踪仰角，不安排自动接收工程遥测。最小跟踪仰角可设，优选地为7°。

最小跟踪弧段持续时间：每个卫星跟踪弧段开始时刻为卫星出遮挡时刻，结束时刻为卫星进遮挡时刻。每颗卫星设置最小跟踪弧段时间优选地为5分钟，能人工修改最小的跟踪弧段持续时间。当跟踪弧段持续时间小于最小跟踪弧段持续时间,则不安排自动接收工程遥测。

任务转换时间：任务转换时间是相邻两次工程遥测接收任务切换和设置状态所需要的时间。若相邻跟踪弧段间隔小于任务转换时间，则认为接收冲突。目前暂定任务转换时间是5分钟，可人工修改。接收任务状态设置完毕后，天线在指定位置待命

计算过程中首先排除受遮挡、仰角低和跟踪时间短等观测条件不利的弧段，然后根据优先级排除接收冲突，按任务时间排序后即生成遥测站接收作业。

本发明的优点在于：

工程遥测接收站作为卫星地面站的一种类型，随着随着计算机和网络的发展，地面站自动化程度不断提高。在地面站实现自主监控、远程监视的情况下，通过执行作业实现自动化运行，显著提高了地面站自动化水平。

附图说明

图1为在轨监测原理图；

图2为工程遥测接收站一部分模块的组成示意图；

图3为工程遥测接收站另一部分模块的组成示意图；

图4为遥测站跟踪接收过程示意图；

图5示出生成接收作业的原理图。

图中：1为卫星，2为工程遥测接收站，3为卫星在轨监测中心。

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，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

轨道计算模型

阿达姆斯——考威尔多步积分方法

根据历元时刻t，J2000.0坐标系下轨道瞬时根数x₀（x₀＝[r,v]），假设对应(t,x₀)的加速度为f(t,x₀)（包含地球引力、4×4阶地球非球形摄动、太阳/月球引力摄动、大气阻力摄动，具体计算方式见后文）。

首先，建立表头，取1min为步长，采用八阶龙格——库塔法，计算x₁-x₉，计算过程如下:

f₀＝f(t_n,x_n)

$k_i=h\underset{j=0}{\overset{i-1}{\mathrm{\Σ}}}b(i,j+1)f_j$

f_i＝f(t_n+a(i)h,x_n+k_i)i＝1,2,3,...,9

$x_{n+1}=x_n+h\underset{i=0}{\overset{9}{\mathrm{\Σ}}}c(i+1)f_i$

其中，公式中的系数如下:

$a=\left[\begin{array}{ccccccccc}\frac{4}{27}& \frac{2}{9}& \frac{1}{3}& \frac{1}{2}& \frac{2}{3}& \frac{1}{6}& 1& \frac{5}{6}& 1\end{array}\right]$

$b\left(\mathrm{1,1}\right)=\frac{4}{27}$

$b(\mathrm{2,1}:2)=\frac{1}{18}\left[\begin{array}{cc}1& 3\end{array}\right]$

$b(\mathrm{3,1}:3)=\frac{1}{12}\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 3\end{array}\right]$

$b(\mathrm{4,1}:4)=\frac{1}{8}\left[\begin{array}{cccc}1& 0& 0& 3\end{array}\right]$

$b(\mathrm{5,1}:5)=\frac{1}{54}\left[\begin{array}{ccccc}13& 0& -27& 42& 8\end{array}\right]$

$b(\mathrm{6,1}:6)=\frac{1}{4320}\left[\begin{array}{cccccc}389& 0& -54& 966& -824& 243\end{array}\right]$

$b(\mathrm{7,1}:7)=\frac{1}{20}\left[\begin{array}{ccccccc}-231& 0& 81& -1164& 656& -122& 800\end{array}\right]$

$b(\mathrm{8,1}:8)=\frac{1}{288}\left[\begin{array}{cccccccc}-127& 0& 18& -678& 456& -9& 576& 4\end{array}\right]$

$b(\mathrm{9,1}:9)=\frac{1}{820}\left[\begin{array}{ccccccccc}1481& 0& -81& 7104& -3376& 72& -5040& -60& 720\end{array}\right]$

$c=\frac{1}{840}\left[\begin{array}{cccccccccc}41& 0& 0& 27& 272& 27& 216& 0& 216& 41\end{array}\right]$

表头建立完成后，取m＝8,下标从1开始计算,积分公式如下:

$x_{10}^{*}=x_9+h\underset{k=1}{\overset{9}{\mathrm{\Σ}}}c\left(k\right)f_{10-k}$

并计算

用如下公式重新计算x₁₀：

$x_{10}=x_9+h\underset{k=1}{\overset{9}{\mathrm{\Σ}}}d\left(k\right)f_{11-k}$

其中h为积分步长。

如果

则x₁₀和f₁₀为所求，x₂-x₁₀并形成新的表头。否则，令

重新计算。重新计算一次还不满足，说明步长太大，需缩小步长。其中ε为预设的计算精度。

给出一种积分系数c(k)和d(k)的计算方法。

矩阵R(i,j)的元素为

$R=\left[\begin{array}{ccccccccc}1& & & & & & & & \\ 1& -1& & & & & & & \\ 1& -2& 1& & & & & & \\ 1& -3& 3& -1& & & & & \\ 1& -4& 6& -4& 1& & & & \\ 1& -5& 10& -10& 5& -1& & & \\ 1& -6& 15& -20& 15& -6& 1& & \\ 1& -7& 21& -35& 35& -21& 7& -1& \\ 1& -8& 28& -56& 70& -56& 28& -8& 1\end{array}\right]$

$a=\left[\begin{array}{ccccccccc}1& \frac{1}{2}& \frac{5}{12}& \frac{9}{24}& \frac{251}{720}& \frac{475}{1440}& \frac{19087}{60480}& \frac{36799}{120960}& \frac{1070017}{3628800}\end{array}\right]$

$b=\left[\begin{array}{ccccccccc}1& \frac{-1}{2}& \frac{-1}{12}& \frac{-1}{24}& \frac{-19}{720}& \frac{-27}{1440}& \frac{-863}{60480}& \frac{-1375}{120960}& \frac{-33953}{3628800}\end{array}\right]$

$c\left(k\right)=\underset{i=k}{\overset{9}{\mathrm{\Σ}}}a\left(i\right)R(i,k)$

$d\left(k\right)=\underset{i=k}{\overset{9}{\mathrm{\Σ}}}b\left(i\right)R(i,k)k=\mathrm{1,2},...,9$

历元t时刻卫星受到的加速度计算方法

f(t,x₀)＝f_g(t,x₀)+f_e(t,x₀)+f_s(t,x₀)+f_m(t,x₀)+f_a(t,x₀)

其中，

f_g(t,x₀)为地心引力产生的加速度，

G是万有引力常数，M是地球质量。

f_e(t,x₀)为地球非球形摄动引力产生的加速度，在本例中取到4×4阶。

f_s(t,x₀)、f_m(t,x₀)分别表示太阳、月球第三体引力导致的摄动加速度。

f_a(t,x₀)为大气阻力产生的加速度。

4×4阶的地球非球形摄动加速度f_e(t,x₀)计算方法为

首先，将卫星在J2000.0惯性坐标系下的位置向量r通过坐标变化，转换成地球固连坐标系下的位置向量r_fix。

然后以位置向量r_fix计算地球非球形摄动引起的加速度f_efix(t,x₀)。

最后，将f_efix(t,x₀)转换回J2000.0惯性坐标系，即得地球非球形引力摄动加速度在J2000.0惯性坐标系下的值：f_e(t,x₀)。

J2000.0惯性坐标系下的向量r与地球固连坐标系下的向量r_fix的转换关系为：

r_fix＝R_z(α_HxS)R_z(μ+Δμ)NP·r

N＝R_x[-(ε+Δε)]·R_z(Δψ)·R_x(ε)

P＝R_z(-Z_A)·R_y(θ_A)·R_z(-ζ_A)

$R_z\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\θ}& \sin \mathrm{\θ}& 0\\ -\sin \mathrm{\θ}& \cos \mathrm{\θ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right],$ $R_y\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\θ}& 0& -\sin \mathrm{\θ}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\θ}& 0& \cos \mathrm{\θ}1\end{array}\right],$ $R_x\left(\mathrm{\θ}\right)=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\θ}& \sin \mathrm{\θ}\\ 0& -\sin \mathrm{\θ}& \cos \mathrm{\θ}\end{array}\right]$

μ＝4612.4362"×T+1.39656"×T²+0.036201"×T³

Δε、Δψ按照IAU(1980)章动序列计算

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\Δ\ψ}=\underset{j=1}{\overset{20}{\mathrm{\Σ}}}(A_{0j}+A_{1j}t)\sin \left(\underset{i=1}{\overset{5}{\mathrm{\Σ}}}{k}_{\mathrm{ji}}{\mathrm{\α}}_i\left(t\right)\right)\\ \mathrm{\Δ\ϵ}=\underset{j=1}{\overset{20}{\mathrm{\Σ}}}(B_{0j}+B_{1j}t)\cos \left(\underset{i=1}{\overset{5}{\mathrm{\Σ}}}{k}_{\mathrm{ji}}{\mathrm{\α}}_i\left(t\right)\right)\end{array}\right.$

ε＝23°26'21″.448-46".8150t.

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\ζ}}_A=2306.21{81}^{\′\′}\×T+{0.30188}^{\′\′}\×T^2+{0.017998}^{\′\′}\×T^3\\ Z_A=2306.2181^{\′\′}\×T+1.09468^{\′\′}\×T^2+0.018203^{\′\′}\×T^3\\ {\mathrm{\θ}}_A=2004.3{109}^{\′\′}\×T-0.42665^{\′\′}\×T^2-0.0418{33}^{\′\′}\×T^3\end{array}\right.$

（JD(t)代表从J2000.0时刻到t时刻的儒略日，T为从J2000.0起算的儒略世纪数，时间系统为力学时TDT时间）

从位置向量r_fix计算4×4阶地球非球形摄动加速度f_efix(t,x₀)的方法为：

$f_{\mathrm{efix}}(t,x_0)=\left[\begin{array}{c}\frac{\∂U}{\∂x}\\ \frac{\∂U}{\∂y}\\ \frac{\∂U}{\∂z}\end{array}\right]$

G是万有引力常数，M是地球质量，a_e是地球半径。

J₂=0.00108263;

J₃=-2.54×10^-6

J₄=-1.61×10^-6

J₂₂=-1.8030×10^-6     λ₂₂=-14.91°

J₃₁=-2.1957×10^-6     λ₃₁=7.06°

J₃₂＝-0.3719×10^-6    λ₃₂＝-17.46°

J₃₃=-0.2214×10^-6     λ₃₃＝21.06°

J₄₁＝-0.4560×10^-6    λ₄₁＝-138.76°°

J₄₂＝-0.1681×10^-6    λ₄₂＝31.0335°

J₄₃＝-0.0603×10^-6    λ₄₃＝-3.8459°

J₄₄＝-0.0075×10^-6    λ₄₄＝30.7920°

将地球固连坐标系下的向量f_efix转换为J2000.0惯性坐标系下的向量f_e：

f_e＝(R_z(_HXS)R_z(μ+Δμ)NP)^-1·f_efix

太阳对卫星的摄动加速度为

$f_s(t,x_0)=\left[\begin{array}{c}\frac{\∂U}{\∂x}\\ \frac{\∂U}{\∂y}\\ \frac{\∂U}{\∂z}\end{array}\right]$

其中，

μ_s＝GM_s＝132712438000(km)³/s²。

r——卫星地心距。

r_s——太阳地心距。

n_⊙为地球平均公转角速度。

θ——太阳位置矢量与卫星位置矢量之间的夹角。

月球摄动加速度

$f_m(t,x_0)=\left[\begin{array}{c}\frac{\∂U}{\∂x}\\ \frac{\∂U}{\∂y}\\ \frac{\∂U}{\∂z}\end{array}\right]$

$U=\frac{{\mathrm{\μ}}_m}{2r_m}{\left(\frac{r}{r_m}\right)}^2(3{\cos }^2{\mathrm{\θ}}_m-1)\≈\frac{{\mathrm{\μ}}_m}{\mathrm{\μ}}{n}_D^2{r}^2(\frac{3}{2}{\cos }^2{\mathrm{\θ}}_m-\frac{1}{2})$

其中，

μ_m＝GM_m＝4902.8(km)³/s²，

θ_m——月亮的位置矢量与卫星的位置矢量的夹角。

r——卫星地心距。

r_m——月亮地心距。

n_D——月亮公转平均角速度。

大气阻力摄动加速度：

$f_a(t,x_0)=-\frac{1}{2}{C}_D\frac{A}{m}\mathrm{\ρV}\stackrel{\→}{V}$

其中,C_D——阻尼系数，取1~2.2之间的数。

A——卫星的横截面积，垂直于

单位:m²

m——卫星的质量，单位:kg。

ρ——卫星所在位置的大气密度，单位:kg/m³。它是高度、外层温度等量的函数，包含多种变化，例如周日变化、半年变化、季节变化、纬度变化、随太阳辐射的变化等。现行的模式很多，本软件采用Jacchia-Roberts模型。

——卫星相对大气的速度，

——大气旋转的角速度，一般取

地球自转角速度。ω_e＝7292115×10^-11rad/s，计算时，须把

由t时刻的真赤道坐标系转换至J2000.0惯性系。

——J2000.0惯性系下卫星的速度。

——J2000.0惯性系下卫星的位置矢量。

$V=\sqrt{\stackrel{\→}{V}\·\stackrel{\→}{V}}.$

生成作业计算模型

跟踪弧段参数说明：

n颗卫星生成规定时间内m次跟踪接收任务

S（s1,……,si,……,sn）n颗卫星代号

P（p1,……,pi,……,pn）n颗卫星优先级

Ts（ts1,……,tsj,……,tsm）卫星跟踪接收开始时间

Te（te1,……,tej,……,tem）卫星跟踪接收结束时间

A（a1,……,aj,……,am）卫星跟踪方位角

E（e1,……,ej,……,em）卫星跟踪俯仰角

Sign（sign_1,……,sign_j,……,sign_m）跟踪接收任务有效标志位，1为有效，0无效，初始为1

M1（sx，px，ts1,te1,a1,e1,sign-1）x∈[1，n]

第一个跟踪接收任务

Mj（sy，py，tsj,tej,aj,ej,sign-j）y ∈[1，n]j∈[1，m]

第j个跟踪接收任务

Mm（sz，pz，tsm,tem,am,em,sign-m）z∈[1，n]

第m个跟踪接收任务

计算参数说明：

Δ      任务转换时间

Ω(a)   遮挡（a是方位角参数）

Emin    最小跟踪仰角

Dmin    最小跟踪持续时间

方法步骤如下：

（1）排除跟踪遮挡

当ei＜Ω（ai），则sign-i=0，i∈[1，m]；

（2）排除仰角小的跟踪弧段

当ei＜Emin，则sign-i=0，i∈[1，m]；

（3）排除持续时间少的跟踪弧段

当（tei-tsi）＜Dmin，则sign-i=0，i∈[1，m]；

（4）排除跟踪接收冲突

当tei＜(tsj+Δ)，i、j∈[1，m]

则如果pi＜pj，那么sign_i=0

如果pi＞pj，那么sign_j=0

（5）跟踪接收任务按时间顺序排序，生成遥测站作业。

进一步地，图5示出生成接收作业的原理图，其中，参数说明如下：

σ_l；第1颗星轨道瞬时根数

σ_i：第i颗星轨道瞬时根数

σ_n：第n颗星轨道瞬时根数

λ，

h：遥测站经度纬度高度

M：任务代号；s：卫星代号；p：卫星优先级；ts：开始时间；te：结束时间

Ml(sx，px，tsl，tel)：第1跟踪任务(卫星代号，优先级，开始时间，结束时间)

Mj(sy，py，tsj，tcj)：第j跟踪任务(卫星代号，优先级，开始时间，结束时间)j∈[1，m]

Mm(sz，pz，tsm，tem)：第m跟踪任务开始时间，结束时间

Ma(so，po，tsa，tea)：第a跟踪任务开始时间，结束时间a∈[1，m]

Mb(sq，pq，tsb，teb)：第b跟踪任务开始时间，结束时间b∈[1，m]

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形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (10)

1.一种基于轨道驱动的自动化工程遥测接收站作业生成方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1：跟踪弧段任务计算，具体为，根据多颗卫星瞬时轨道根数和遥测站位置计算相应卫星跟踪弧段任务；

步骤2：生成遥测站接收作业，具体为，根据卫星跟踪弧段任务，排除接收冲突，将卫星工程遥测接收任务按时间顺序排序，生成遥测站接收作业。

2.根据权利要求1所述的基于轨道驱动的自动化工程遥测接收站作业生成方法，其特征在于，采用轨道根数驱动，其中，轨道根数是瞬时轨道根数，坐标系是地心赤道惯性坐标系J2000。

3.根据权利要求1所述的基于轨道驱动的自动化工程遥测接收站作业生成方法，其特征在于，多颗星瞬时轨道根数中时间参数日期相同，轨道递推时间为若干天。

4.根据权利要求3所述的基于轨道驱动的自动化工程遥测接收站作业生成方法，其特征在于，所述轨道递推时间的天数由轨道根数精度、轨道递推模型精度和遥测站天线口径确定。

5.根据权利要求4所述的基于轨道驱动的自动化工程遥测接收站作业生成方法，其特征在于，所述遥测站天线口径为7.3m，所述轨道递推时间为7天。

6.根据权利要求1所述的基于轨道驱动的自动化工程遥测接收站作业生成方法，其特征在于，跟踪弧段根据遥测接收站几何遮挡条件计算，接收任务开始时刻是卫星出遮挡，接收任务结束时刻是卫星进入遮挡。

7.根据权利要求1所述的基于轨道驱动的自动化工程遥测接收站作业生成方法，其特征在于，根据卫星跟踪弧段任务和卫星优先级定义，排除接收冲突，其中，卫星优先级可设。

8.根据权利要求1所述的基于轨道驱动的自动化工程遥测接收站作业生成方法，其特征在于，所述多颗卫星为太阳同步轨道卫星和/或地球同步轨道卫星。

9.根据权利要求1所述的基于轨道驱动的自动化工程遥测接收站作业生成方法，其特征在于，所述遥测站位置采用大地测量方式。

10.根据权利要求7所述的基于轨道驱动的自动化工程遥测接收站作业生成方法，其特征在于，

-如果某卫星优先级低于地球同步卫星优先级，在有地球同步卫星工程遥测接收任务的情况下则不接收卫星工程遥测数据；

-如果某跟踪弧段的最大仰角小于最小跟踪仰角，则不安排自动接收工程遥测；

-如果跟踪弧段持续时间小于最小跟踪弧段持续时间，则不安排自动接收工程遥测；

-如果相邻跟踪弧段间隔小于任务转换时间，则认为接收冲突。

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