CN103364805A - 伺服天线自动跟踪中轨导航卫星的方法及系统 - Google Patents

Abstract

一种卫星导航信号质量监测技术领域的伺服天线自动跟踪中轨导航卫星的方法及系统，该系统包括：用于轨道预报和角度计算操作的信息预报单元、用于以闭环反馈方式调整天线姿态的伺服控制单元、用于驱动天线转台在方位和俯仰两个轴向转动的转台单元、用于接收目标卫星信号的前馈大口径抛物面天线以及用于观测接收信号质量的频谱分析仪。本发明能够在脱离人工监控的状态下达到理想的跟踪效果。

Description

伺服天线自动跟踪中轨导航卫星的方法及系统

技术领域

本发明涉及的是一种卫星导航信号质量监测技术领域的天线跟踪系统和伺服跟踪方法，具体是一种利用全球卫星导航系统(GNSS)的广播星历结合轨道预报原理引导大口径抛物面天线自动跟踪观测可视弧段内某颗特定中轨道导航卫星的系统和方法。

背景技术

以GNSS为核心的无线电导航业务(RNSS)已经深入到国民经济和社会发展的各个领域，使得我们对卫星导航信号精度和可靠性的要求日益提高。而目前GNSS的实际设计方式不可能对所有脆弱性影响因素完全免疫，某些卫星在某些时刻可能会出现故障或失效而导致定位、导航和授时(PNT)等服务性能的降低，所以有必要通过固定地面站对这些卫星进行连续不间断的跟踪观测，以利于进一步实现信号质量分析与问题排查的工作。

传统的L波段固定地面站伺服跟踪天线系统主要有三种跟踪模式：手动跟踪、记忆跟踪和步进跟踪，其中：手动跟踪又叫指向跟踪，是按照给定的方位角和俯仰角人工调节方位电机和俯仰电机，控制天线锁定目标卫星；记忆跟踪模式是基于曾经跟踪过的历史数据，打开过去某一天同一时刻的角度记录信息用于控制天线的转动；步进跟踪又叫点动跟踪或极值跟踪，它是一步一步地控制天线在方位平面内和俯仰平面内分别以一个微小的角度进行阶跃式转动，使天线逐步对准卫星，直到接收到的信号达到最大值后，系统才进入休息状态，经过一段时间后，再开始进入跟踪状态，如此周而复始地进行工作。

不过以上三种模式存在着明显的缺陷：手动跟踪需要人工参与，操作繁琐，不够灵活；记忆跟踪可行的前提是系统保存有要跟踪的目标卫星以往的历史信息，并且就各大全球卫星导航系统而言，仅GPS卫星的运行周期是半个恒星日，适用于记忆跟踪策略，北斗系统(BDS)的静止轨道卫星(GEO)因抖动漂移较大无法采用这种方式，非静止轨道卫星每天同一时刻的观测角度都不太一样，也无法直接采用记忆跟踪；步进跟踪的动态响应速度严重滞后，若要求进行目标卫星的切换则相当被动。

经对现有技术文献检索发现，专利申请号200580011176.6，名称为：卫星跟踪天线系统及所用的方法，正是采用步进跟踪方式，实际使用中存在一定的延迟；专利申请号201010152646.3，名称为：海上平台卫星通信自跟踪控制系统，虽然支持移动测控平台，但需要增加信标接收机，对系统设备提出较高要求，也不适用于对不发射信标的导航卫星进行跟踪。因此寻找简便高效的导航卫星伺服跟踪方法对于信号质量连续监测具有重要的现实意义。

发明内容

本发明针对现有技术存在的上述不足，提出一种伺服天线自动跟踪中轨导航卫星的方法及系统，能够以自动控制的方式引导地面前馈天线对可视天顶范围内的导航卫星进行准确的指向跟踪，一天内的跟踪精度优于0.01°，避免了手动跟踪的操作复杂性、记忆跟踪的条件约束性以及步进跟踪的响应滞后性。

本发明是通过以下技术方案实现的：

本发明涉及一种伺服天线自动跟踪中轨导航卫星的方法，包括以下步骤：

第一步、根据最新的广播星历，利用轨道预报算法估计出跟踪时间段内目标卫星在ECEF坐标系下的位置，具体步骤包括：

1.1)获取服务器端的最新广播星历，选择要跟踪的卫星编号并设置跟踪的起始时刻t₁、终止时刻t₂和预报处理的时间间隔Δt，其中：Δt＝t₂-t₁；

1.2)卫星星历给出的轨道参数以星历参考时间t_oe作为基准，计算预报时刻t与参考时刻t_oe之间的差异：t_k＝t-t_oe，其中：t_k称为相对于t_oe的规划时间；

1.3)计算平均角速度

经校正的平均角速度为n＝n₀+Δn，其中：μ为地心引力常数，a_s为轨道半长轴，Δn为平均角速度校正值；

1.4)计算预报时刻的平近点角M_k＝M₀+nt_k，其中：M₀为参考历元时刻的平近点角；偏近点角E_k从下面的开普勒方程迭代解出M_k＝E_k-esinE_k，其中：e是偏心率；则预报时刻的真近点角为 $v_k={\tan }^{-1}\left\{\frac{\sin v_k}{\cos v_k}\right\}={\tan }^{-1}\left\{\frac{\sqrt{1-e^2}\sin E_k/(1-e\cos E_k)}{(\cos E_k-e)/(1-e\cos E_k)}\right\};$ 预报时刻的升交点角距为Φ_k＝ν_k+ω，其中：ω为参考历元时刻的近地点幅角；

1.5)计算预报时刻的摄动校正项得到二次谐波摄动校正量

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\δ}{u}_k=C_{\mathrm{us}}\sin \left(2{\mathrm{\Φ}}_k\right)+C_{\mathrm{uc}}\cos \left(2{\mathrm{\Φ}}_k\right)\\ \mathrm{\δ}{r}_k=C_{\mathrm{rs}}\sin \left(2{\mathrm{\Φ}}_k\right)+C_{\mathrm{rc}}\cos \left(2{\mathrm{\Φ}}_k\right)\\ \mathrm{\δ}{i}_k=C_{\mathrm{is}}\sin \left(2{\mathrm{\Φ}}_k\right)+C_{\mathrm{ic}}\cos \left(2{\mathrm{\Φ}}_k\right)\end{array}\right.,$ 其中：u_k为摄动校正后的升交点角距，r_k为卫星矢径长度，i_k为轨道倾角，C_uc是对升交点角距余弦的校正值，C_us是对升交点角距正弦的校正值，C_rc是对轨道半径余弦的校正值，C_rs是对轨道半径正弦的校正值，C_ic是对倾角余弦的校正值，C_is是对倾角正弦的校正值，并且有 $\left\{\begin{array}{c}{u}_k={\mathrm{\Φ}}_k+\mathrm{\δ}{u}_k\\ r_k=a_s(1-e\cos E_k)+\mathrm{\δ}{r}_k\\ i_k=i_0+\frac{\mathrm{di}}{\mathrm{dt}}\·t_k+\mathrm{\δ}{i}_k\end{array}\right.,$ 其中：

代表倾角的变化率；预报时刻卫星在轨道平面的位置为 $\left\{\begin{array}{c}{x}_k=r_k\cos u_k\\ y_k=r_k\sin u_k\end{array}\right.;$ 此时的升交点赤经为

其中，Ω₀是升交点经度，

是Ω₀的变化率，

是地球自转角速度常数，进一步得到目标卫星在ECEF地心地固直角坐标系中的坐标为

$\left\{\begin{array}{c}{X}_k=x_k\cos {\mathrm{\Ω}}_k-y_k\cos i_k\sin {\mathrm{\Ω}}_k\\ Y_k=x_k\sin {\mathrm{\Ω}}_k+y_k\cos i_k\cos {\mathrm{\Ω}}_k\\ Z_k=y_k\sin i_k\end{array}\right.;$

1.6)将预报时刻更新到t+Δt并返回上述步骤1.2，直至时间到达t₂，其中Δt最小取值为1s。

第二步、将目标卫星在ECEF坐标系下的位置转换为东北天(ENU)坐标系下的坐标，并结合地面天线的精确坐标位置计算其对目标卫星的方位角AZ和俯仰角EL，具体步骤包括：

2.1)取天线的LLH坐标作为ENU站心系的参考原点，并令φ＝Lat_a，λ＝Lon_a，将卫星的ECEF坐标(X_k，Y_k，Z_k)转换为ENU坐标(E_k，N_k，U_k)，转换公式为 $\left[\begin{array}{c}{E}_k\\ N_k\\ U_k\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}-\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\λ}& 0\\ -\sin \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}& -\sin \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\φ}\\ \cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}& \sin \mathrm{\φ}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{X}_k\\ Y_k\\ Z_k\end{array}\right];$

转换阵 $S=\left[\begin{array}{ccc}-\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\λ}& 0\\ -\sin \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}& -\sin \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\φ}\\ \cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}& \sin \mathrm{\φ}\end{array}\right]=\mathrm{\Φ}(\mathrm{\λ},\mathrm{\φ})$ 不涉及参考站点高度，所以默认位置在地球质心，实际应用中算出的U_k要加上地球半径R和天线高度H，得到U_k′＝U_k+R+H。

2.2)计算预报时刻的天线观测方位角

其中：arctan2()是四象限反正切函数，它的返回值范围落在[-180°，180°]内，而一般方位角定义在以正北方向为0°的[0°，360°]范围内，所以需要在

时进行区间转化。设Mask代表卫星的遮蔽角，仰角低于遮蔽角的卫星认为不可见，则计算预报时刻的天线观测俯仰角为

第三步、将目标卫星的方位角AZ和俯仰角EL与天线实时姿态角AZ₀、EL₀作比较，得到偏差角ΔAZ、ΔEL，与偏差角成正比的误差信号为ΔS_AZ、ΔS_EL，经伺服放大后生成控制信号驱动天线对目标卫星进行跟踪并实现闭环跟踪状态。

本发明涉及一种实现上述方法的系统，包括：用于轨道预报和角度计算操作的信息预报单元、用于以闭环反馈方式调整天线姿态的伺服控制单元、用于驱动天线转台在方位和俯仰两个轴向转动的转台单元、用于接收目标卫星信号的前馈大口径抛物面天线以及用于观测接收信号质量的频谱分析仪，其中：IGS(国际GPS服务组织)服务器与信息预报单元相连并实时更新广播星历，信息预报单元与伺服控制单元相连并传输预报角度信息，伺服控制单元与转台单元相连并传输驱动信号，转台单元与抛物面天线相连并传输旋转指令，抛物面天线与频谱分析仪相连并传输跟踪到卫星的射频信号。

所述的信息预报单元通过IGS官方FTP站点或伺服跟踪天线系统所在现场的辅助接收机读取导航系统广播星历，进行预处理后筛选出最近更新的开普勒轨道参数，然后对选定跟踪的GPS/Galileo/BDS的中轨道(MEO)卫星进行轨道预报，并在已知天线精确坐标位置的前提下计算观测角度AZ和EL。

所述的伺服控制单元包括：两个比较器、两个数模转换器和两个伺服放大器，其中：两个比较器分别比较天线当前方位角和俯仰角的数字量AZ₀和EL₀(转台单元中编码器采集)与预报量AZ和EL(信息预报单元传送)，得到角度偏差量ΔAZ和ΔEL后分别输出至对应的数模转换器，通过数模转换器分别得到模拟量ΔS_AZ和ΔS_EL，并进一步由两个伺服放大器分别放大处理，因为方位角与俯仰角要分别控制，所以分两路进行处理。

所述的转台单元包括：方位角编码器、俯仰角编码器、方位电机、俯仰电机和天线转台，其中：编码器直接采样天线转台的实时姿态角AZ₀和EL₀，方位电机与俯仰电机依据放大的ΔS_AZ和ΔS_EL驱动天线转台的转动，实现对天线指向的双路单闭环反馈控制，保证天线对可视范围内目标卫星进行连续监控。

技术效果

与现有技术相比，本发明能够以自动控制的方式引导地面前馈天线对可视天顶范围内的导航卫星进行准确的指向跟踪，轨道预报计算的方位角和俯仰角越准确，伺服系统闭环修正控制收敛得越快，天线便可以更快地准确跟踪到目标。该方式有效地避免了手动跟踪的操作复杂性、记忆跟踪的条件约束性以及步进跟踪的响应滞后性，拥有其独特的优势。

附图说明

图1为天线伺服跟踪系统基本结构图；

图2为伺服系统自动跟踪导航卫星的控制功能框图；

图3为轨道预报算法原理流程图；

图4为天线观测卫星方位角和俯仰角的计算方法；

图5为实际跟踪GPS PRN-19的L1C/A码和P(Y)码的功率谱；

图6为实际跟踪GPS PRN-19的L2P(Y)码的功率谱。

具体实施方式

下面对本发明的实施例作详细说明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。

实施例1

本实施例应用环境包括：用于轨道预报和角度计算操作的信息预报单元、用于以闭环反馈方式调整天线姿态的伺服控制单元、用于驱动天线转台在方位和俯仰两个轴向转动的转台单元，用于接收目标卫星信号的前馈大口径抛物面天线以及用于观测接收信号质量的频谱分析仪，其中：信息预报单元与伺服控制单元之间通过RS232串口通信。

本实施例以跟踪GPS卫星PRN-19为例，具体实现步骤如下：

第一步：在显控界面中从全球卫星导航系统(GPS/Galileo/BDS)中选择GPS，信息预报单元读取相应的广播星历，星历中包括的参数有：参考时刻t_oe、半长轴a_s、偏心率e、倾角i₀、升交点经度Ω₀及其变化率近地点幅角ω、平近点角M₀、平均角速度的校正值Δn、倾角的变化率

升交点角距余弦的校正值C_uc、升交点角距正弦的校正值C_us、轨道半径余弦的校正值C_rc、轨道半径正弦的校正值C_rs、倾角余弦的校正值C_ic、倾角正弦的校正值C_is，然后选择要跟踪的中轨卫星编号——#19，设置跟踪的起始时刻t₁、终止时刻t₂和预报处理的时间间隔Δt，如图1所示；

第二步：卫星星历给出的轨道参数以星历参考时间t_oe作为基准，为求出各轨道参数在有效预报区间(t₁，t₂)内任意时刻t的值，必须首先计算预报时刻t与参考时刻t_oe之间的差异：t_k＝t-t_oe，其中：t_k称为相对于t_oe的规划时间。

第三步：计算平均角速度经校正的平均角速度为n＝n₀+Δn；然后计算预报时刻的平近点角M_k＝M₀+nt_k，偏近点角E_k从下面的开普勒方程迭代解出M_k＝E_k-esinE_k；预报时刻的真近点角为

$v_k={\tan }^{-1}\left\{\frac{\sin v_k}{\cos v_k}\right\}={\tan }^{-1}\left\{\frac{\sqrt{1-e^2}\sin E_k/(1-e\cos E_k)}{(\cos E_k-e)/(1-e\cos E_k)}\right\};$ 预报时刻的升交点角距为Φ_k＝ν_k+ω。

第四步：计算预报时刻的摄动校正项得到二次谐波摄动校正量

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\δ}{u}_k=C_{\mathrm{us}}\sin \left(2{\mathrm{\Φ}}_k\right)+C_{\mathrm{uc}}\cos \left(2{\mathrm{\Φ}}_k\right)\\ \mathrm{\δ}{r}_k=C_{\mathrm{rs}}\sin \left(2{\mathrm{\Φ}}_k\right)+C_{\mathrm{rc}}\cos \left(2{\mathrm{\Φ}}_k\right)\\ \mathrm{\δ}{i}_k=C_{\mathrm{is}}\sin \left(2{\mathrm{\Φ}}_k\right)+C_{\mathrm{ic}}\cos \left(2{\mathrm{\Φ}}_k\right)\end{array}\right.,$ 计算摄动校正后的升交点角距u_k、卫星矢径长度r_k和轨道倾角i_k，其中： $\left\{\begin{array}{c}{u}_k={\mathrm{\Φ}}_k+\mathrm{\δ}{u}_k\\ r_k=A(1-e\cos E_k)+\mathrm{\δ}{r}_k\\ i_k=i_0+\mathrm{di}/\mathrm{dt}\·t_k+\mathrm{\δ}{i}_k\end{array}\right.;$ 预报时刻卫星在轨道平面的位置为 $\left\{\begin{array}{c}{x}_k=r_k\cos u_k\\ y_k=r_k\sin u_k\end{array}\right.;$ 此时的升交点赤经为

那么卫星在ECEF地心地固直角坐标系中的坐标为 $\left\{\begin{array}{c}{X}_k=x_k\cos {\mathrm{\Ω}}_k-y_k\cos i_k\sin {\mathrm{\Ω}}_k\\ Y_k=x_k\sin {\mathrm{\Ω}}_k+y_k\cos i_k\cos {\mathrm{\Ω}}_k\\ Z_k=y_k\sin i_k\end{array}\right.;$

然后将预报时刻更新到t+Δt，循环第二步至本步的过程直至t₂时刻结束，整个轨道预报的处理流程如图3所示。

第五步：取天线的LLH坐标作为ENU站心系的参考原点，并令φ＝Lat_a，λ＝Lon_a，将卫星的ECEF坐标(X_k，Y_k，Z_k)转换为ENU坐标(E_k，N_k，U_k)，转换公式为 $\left[\begin{array}{c}{E}_k\\ N_k\\ U_k\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}-\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\λ}& 0\\ -\sin \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}& -\sin \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\φ}\\ \cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}& \sin \mathrm{\φ}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{X}_k\\ Y_k\\ Z_k\end{array}\right];$

转换阵 $S=\left[\begin{array}{ccc}-\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\λ}& 0\\ -\sin \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}& -\sin \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\φ}\\ \cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}& \sin \mathrm{\φ}\end{array}\right]=\mathrm{\Φ}(\mathrm{\λ},\mathrm{\φ})$ 不涉及参考站点高度，所以默认位置在地球质心，实际应用中算出的U_k要加上地球半径R和天线高度H，得到U_k′＝U_k+R+H。

计算预报时刻的天线观测方位角

其中：arctan2()是四象限反正切函数，它的返回值范围落在[-180°，180°]内，而一般方位角定义在以正北方向为0°的[0°，360°]范围内，所以需要在时进行区间转化。设Mask代表卫星的遮蔽角，仰角低于遮蔽角的卫星认为不可见，则计算预报时刻的天线观测俯仰角为

角度计算的处理流程如图4所示。

第六步：编码器直接采样天线转台的实时姿态角，得到AZ₀和EL₀的数字量，它们被送入伺服控制单元的比较器，与预报量AZ和EL之差就是角度偏差量ΔAZ和ΔEL，然后两者经数模转换器得到模拟量ΔS_AZ和ΔS_EL。伺服放大角误差信息量后驱动方位电机与俯仰电机转动，从而实现对天线指向的双路单闭环反馈控制，保证天线对可视范围内目标卫星进行连续监控。伺服系统自动跟踪导航卫星的控制功能完整流程如图2所示。

为验证跟踪效果，用安捷伦MXA信号分析仪(N9020A)观测伺服跟踪系统直接接收到的信号功率谱。

如图5所示，为GPS PRN-19在L1载频(1575.42MHz)上C/A码和P(Y)码的复合频谱，可见C/A码功率谱的主瓣宽度大约2.046MHz，P(Y)码功率谱的主瓣宽度大约20.46MHz，只是因为周边环境部分干扰信号的存在使得波形不对称；

如图6所示，为GPS PRN-19调制到L2载波(1227.60MHz)上的P(Y)码功率谱。虽然其他信号的干扰导致波形不是完全理想，但对目标卫星的成功跟踪是明确的事实。

Claims (7)

1.一种伺服天线自动跟踪中轨导航卫星的方法，其特征在于，包括以下步骤：

第一步、根据最新的广播星历，利用轨道预报算法估计出跟踪时间段内目标卫星在ECEF坐标系下的位置；

第二步、将目标卫星在ECEF坐标系下的位置转换为东北天坐标系下的坐标，并结合地面天线的精确坐标位置计算其对目标卫星的方位角AZ和俯仰角EL；

第三步、将目标卫星的方位角AZ和俯仰角EL与天线实时姿态角AZ₀、EL₀作比较，得到偏差角ΔAZ、ΔEL，与偏差角成正比的误差信号为ΔS_AZ、ΔS_EL，经伺服放大后生成控制信号驱动天线对目标卫星进行跟踪并实现闭环跟踪状态。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征是，所述的第一步具体步骤包括：

1.1)获取服务器端的最新广播星历，选择要跟踪的卫星编号并设置跟踪的起始时刻t₁、终止时刻t₂和预报处理的时间间隔Δt，其中：Δt＝t₂-t₁；

1.2)卫星星历给出的轨道参数以星历参考时间t_oe作为基准，计算预报时刻t与参考时刻t_oe之间的差异：t_k＝t-t_oe，其中：t_k称为相对于t_oe的规划时间；

1.3)计算平均角速度

经校正的平均角速度为n＝n₀+Δn，μ为地心引力常数，a_s为轨道半长轴，Δn为平均角速度校正值；

1.4)计算预报时刻的平近点角M_k＝M₀+nt_k，其中：M₀为参考历元时刻的平近点角；偏近点角E_k从下面的开普勒方程迭代解出M_k＝E_k-esinE_k，其中：e是偏心率；则预报时刻的真近点角为 $v_k={\tan }^{-1}\left\{\frac{\sin v_k}{\cos v_k}\right\}={\tan }^{-1}\left\{\frac{\sqrt{1-e^2}\sin E_k/(1-e\cos E_k)}{(\cos E_k-e)/(1-e\cos E_k)}\right\};$ 预报时刻的升交点角距为Φ_k＝ν_k+ω，其中：ω为参考历元时刻的近地点幅角；

1.5)计算预报时刻的摄动校正项得到二次谐波摄动校正量

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\δ}{u}_k=C_{\mathrm{us}}\sin \left(2{\mathrm{\Φ}}_k\right)+C_{\mathrm{uc}}\cos \left(2{\mathrm{\Φ}}_k\right)\\ \mathrm{\δ}{r}_k=C_{\mathrm{rs}}\sin \left(2{\mathrm{\Φ}}_k\right)+C_{\mathrm{rc}}\cos \left(2{\mathrm{\Φ}}_k\right)\\ \mathrm{\δ}{i}_k=C_{\mathrm{is}}\sin \left(2{\mathrm{\Φ}}_k\right)+C_{\mathrm{ic}}\cos \left(2{\mathrm{\Φ}}_k\right)\end{array}\right.,$ 其中：u_k为摄动校正后的升交点角距，r_k为卫星矢径长度，i_k为轨道倾角，C_uc是对升交点角距余弦的校正值，C_us是对升交点角距正弦的校正值，C_rc是对轨道半径余弦的校正值，C_rs是对轨道半径正弦的校正值，C_ic是对倾角余弦的校正值，C_is是对倾角正弦的校正值，并且有 $\left\{\begin{array}{c}{u}_k={\mathrm{\Φ}}_k+\mathrm{\δ}{u}_k\\ r_k=a_s(1-e\cos E_k)+\mathrm{\δ}{r}_k\\ i_k=i_0+\frac{\mathrm{di}}{\mathrm{dt}}\·t_k+\mathrm{\δ}{i}_k\end{array}\right.,$ 其中：

代表倾角的变化率；预报时刻卫星在轨道平面的位置为 $\left\{\begin{array}{c}{x}_k=r_k\cos u_k\\ y_k=r_k\sin u_k\end{array}\right.;$ 此时的升交点赤经为

其中，Ω₀是升交点经度，

是Ω₀的变化率，

是地球自转角速度常数，则得到目标卫星在ECEF地心地固直角坐标系中的坐标为

$\left\{\begin{array}{c}{X}_k=x_k\cos {\mathrm{\Ω}}_k-y_k\cos i_k\sin {\mathrm{\Ω}}_k\\ Y_k=x_k\sin {\mathrm{\Ω}}_k+y_k\cos i_k\cos {\mathrm{\Ω}}_k\\ Z_k=y_k\sin i_k\end{array}\right.;$

1.6)将预报时刻更新到t+Δt并返回上述步骤1.2，直至时间到达t₂，其中Δt最小取值为1s。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征是，所述的第二步具体步骤包括：

2.1)取天线的LLH坐标作为ENU站心系的参考原点，并令φ＝Lat_a，λ＝Lon_a，将卫星的ECEF坐标(X_k，Y_k，Z_k)转换为ENU坐标(E_k，N_k，U_k)，转换公式为 $\left[\begin{array}{c}{E}_k\\ N_k\\ U_k\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}-\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\λ}& 0\\ -\sin \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}& -\sin \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\φ}\\ \cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}& \sin \mathrm{\φ}\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{X}_k\\ Y_k\\ Z_k\end{array}\right];$

转换阵 $S=\left[\begin{array}{ccc}-\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\λ}& 0\\ -\sin \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}& -\sin \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\φ}\\ \cos \mathrm{\φ}\cos \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\φ}\sin \mathrm{\λ}& \sin \mathrm{\φ}\end{array}\right]=\mathrm{\Φ}(\mathrm{\λ},\mathrm{\φ})$ 不涉及参考站点高度，所以默认位置在地球质心，实际应用中算出的U_k要加上地球半径R和天线高度H，得到U_k′＝U_k+R+H；

2.2)计算预报时刻的天线观测方位角

其中：arctan2()是四象限反正切函数，它的返回值范围落在[-180°，180°]内，而一般方位角定义在以正北方向为0°的[0°，360°]范围内，所以需要在

时进行区间转化；设Mask代表卫星的遮蔽角，仰角低于遮蔽角的卫星认为不可见，则计算预报时刻的天线观测俯仰角为

4.一种实现上述任一权利要求所述方法的系统，其特征在于，包括：用于轨道预报和角度计算操作的信息预报单元、用于以闭环反馈方式调整天线姿态的伺服控制单元、用于驱动天线转台在方位和俯仰两个轴向转动的转台单元、用于接收目标卫星信号的前馈大口径抛物面天线以及用于观测接收信号质量的频谱分析仪，其中：IGS服务器与信息预报单元相连并实时更新广播星历，信息预报单元与伺服控制单元相连并传输预报角度信息，伺服控制单元与转台单元相连并传输驱动信号，转台单元与抛物面天线相连并传输旋转指令，抛物面天线与频谱分析仪相连并传输跟踪到卫星的射频信号。

5.根据权利要求4所述的系统，其特征是，所述的信息预报单元通过国际GPS服务组织官方FTP站点或伺服跟踪天线系统所在现场的辅助接收机读取导航系统广播星历，进行预处理后筛选出最近更新的开普勒轨道参数，然后对选定跟踪的GPS/Galileo/BDS的中轨道卫星进行轨道预报，并在已知天线精确坐标位置的前提下计算观测角度AZ和EL。

6.根据权利要求4所述的系统，其特征是，所述的伺服控制单元包括：两个比较器、两个数模转换器和两个伺服放大器，其中：两个比较器分别比较天线当前方位角和俯仰角的数字量AZ₀和EL₀与预报量AZ和EL，得到角度偏差量ΔAZ和ΔEL后分别输出至对应的数模转换器，通过数模转换器分别得到模拟量ΔS_AZ和ΔS_EL并进一步由两个伺服放大器分别放大处理。

7.根据权利要求4所述的系统，其特征是，所述的转台单元包括：方位角编码器、俯仰角编码器、方位电机、俯仰电机和天线转台，其中：编码器直接采样天线转台的实时姿态角AZ₀和EL₀，方位电机与俯仰电机依据放大的偏差量ΔS_AZ和ΔS_EL驱动天线转台的转动，实现对天线指向的双路单闭环反馈控制，保证天线对可视范围内目标卫星进行连续监控。

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