CN103413006A - 一种空间惯性定向姿态卫星数传天线波束的设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种空间惯性定向姿态卫星数传天线波束的设计方法。利用本发明为空间惯性定向姿态卫星提供的数传天线波束设计方法获得的星载数传天线，无需采用球形全向波束天线或机械转台就可以保证数传天线的发射波束覆盖指定地面站、以达到要求的数传时间，可以减小执行特定数传任务时对数传天线波束宽度的需求，从而实现用一副窄波束定向天线代替球形全向天线、并避免使用机械转台。因此，在满足任务数传时间的情况下，能够提高数传天线的增益，获得高速数据传输性能，同时降低了发射功率、解决星上能源消耗问题。

Description

一种空间惯性定向姿态卫星数传天线波束的设计方法

技术领域

本发明涉及卫星通信领域，尤其涉及一种空间惯性定向姿态卫星数传天线波束的设计方法。

背景技术

一般地，近地轨道卫星在完成有效载荷数据传输任务时，数传天线采用定向窄波束方式，可以获得3dBi以上的增益，与星载发射机及地面站配合，使得链路具备足够大的增益支持高速数据传输。这就要求卫星姿态能够保证数传天线的发射波束始终指向地球，从而实现星—地数传链路的信号传输畅通。但是，由于有效载荷工作需要的原因，在卫星姿态无法保证数传天线的发射波束指向地球时，则卫星不能与地面站建立数传链路。

有一种科学探测卫星，由于探测任务的需要，其姿态一直保持对空间某个指定方向的惯性定向。当卫星进入地面站可视弧段时，这种空间惯性定向运行方式使固定在卫星平台上的数传天线的发射波束不一定都能够指向地球，在数传天线的发射波束没有指向地球时，卫星的数传任务将无法正常开展。或者说，相对于对地定向姿态的卫星，采用空间惯性定向姿态的卫星与地面站数传的时间将会大大减少，不能满足有效载荷数据传输需要。

解决上述探测卫星有效载荷数据传输问题的方法是：采用球形全向波束的数传天线，这样，无论卫星的姿态指向何处，地面站在可视弧度内都能够接收到卫星发射的数传信号。但是，球形全向波束天线的增益相对一般数传天线要下降近10dB，需要加大星上发射功率（10倍）、提高地面接收能力来弥补，这是目前星上和地面设备的实际能力难以实现的。

现有技术为了满足空间惯性定向姿态卫星对地面站数据传输时间的要求，可以采用具有球形全向波束的数传天线，这势必造成天线增益指标上不去，需要加大星上发射功率来弥补。例如：采用两副半球形波束天线合成近似球形全向波束的单天线增益一般小于-3dBi，而普通数传天线增益可以大于3dBi，两者相差6dB以上。这就要求整个卫星增加发射功率（4倍）、增大接收机灵敏度，这些要求有时在工程中是不可能实现的，或者实现时需要消耗大量星上和地面站资源。

现有技术为了满足空间惯性定向姿态卫星对地面站数据传输时间的要求，还可以采用带机械转台的数传天线，这时天线是窄波束的高增益天线，但是机械转台本身自重较大（数倍于天线重量），工作在舱外时环境条件严酷、对产品可靠性要求高，而且需要配置专门的控制器、根据卫星轨道及姿态数据实时计算转台的方位角与俯仰角，完成相应的角度控制才能保证天线波束稳定指向地面站。上述资源代价在小型卫星上也是难以实现的。

事实上，在空间惯性定向姿态卫星的数据传输时间范围内，天线的全向波束并没有在各个方向上都得到使用，实际上只有部份指向地球的波束能够发挥信号传输作用，在其它波束方向辐射的信号没有发挥有效作用；显然，这种采用全向波束的天线设计方式浪费了宝贵的卫星发射功率资源。

发明内容

本发明为了解决现有技术中探测卫星数传天线存在的上述技术问题，提供了一种空间惯性定向姿态卫星数传天线波束的设计方法。利用本发明的设计方法，在满足数传时间任务要求的条件下能够将天线的波束变窄，该窄波束天线能够获得比全向波束天线更高的增益，进而降低卫星的资源消耗、提高通信性能。

为了实现上述目的，本发明提供一种空间惯性定向姿态卫星数传天线波束的设计方法，所述的方法包括：

步骤1)、建立空间惯性定向姿态卫星轨道动力学模型和地面站模型；

步骤2)、根据已知的卫星轨道根数，利用步骤1）建立的空间惯性定向姿态卫星轨道的动力学模型，对该卫星轨道进行递推计算，并通过坐标系转化，获得空间惯性定向姿态卫星在地球J2000坐标系下的位置矢量；

步骤3)、选定空间惯性定向姿态卫星的本体坐标系为惯性坐标系，并使该空间惯性定向姿态卫星保持初始的姿态，利用已知的地面站位置矢量、空间惯性定向姿态卫星的姿态数据和步骤2)中获得的空间惯性定向姿态卫星的位置矢量，计算得出地面站相对于卫星可视时的方位角、俯仰角规律性数据；

步骤4）、利用步骤3)中计算得出的地面站相对于卫星可视时的方位角、俯仰角规律性数据，计算得出数传天线波束中心轴的最佳指向，并通过轨道仿真将该数传天线的波束宽度设计为正好满足数传时间要求的宽度，从而完成数传天线关键参数的设计。

作为上述技术方案的进一步改进，所述步骤2）中卫星轨道递推计算的方法采用龙格库塔7/8阶数值积分法。

作为上述技术方案的进一步改进，所述步骤4）中数传天线波束中心轴的最佳指向的计算方法采用重心法。

作为上述技术方案的进一步改进，所述的数传天线可以采用小型背射螺旋天线，并根据指定的数传天线波束宽度确定该螺旋天线的参数。

作为上述技术方案的进一步改进，所述的数传天线的波束宽度设计为大于步骤4）中得到的波束宽度。

本发明的一种空间惯性定向姿态卫星数传天线波束的设计方法的优点在于：

通过对空间惯性定向姿态卫星实际运行轨道的仿真分析，获取卫星与地面站通信时地面站相对于卫星可视时的方位角、俯仰角规律性数据，采用独特的方法分析数据、获得数传天线波束中心轴的最佳指向，从而进一步获得在满足任务数传时间条件下的窄波束定向天线，无需采用球形全向波束天线或机械转台就可以保证数传天线的发射波束覆盖指定地面站、以达到要求的数传时间，可以减小执行特定数传任务时对数传天线波束宽度的需求，从而实现用一副窄波束定向天线代替球形全向天线、并避免使用机械转台。因此，在满足任务数传时间的情况下，能够提高数传天线的增益，获得高速数据传输性能，同时降低了发射功率、解决星上能源消耗问题。

附图说明

图1是本发明实施例中获取的数传天线波束宽度与数传时间的关系图。

图2是本发明实施例中的一种空间惯性定向姿态卫星数传天线波束的设计方法的流程图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步的描述并通过下述技术方案予以实现。

以某型空间惯性定向姿态卫星为例，该空间惯性定向姿态卫星的卫星轨道为太阳同步圆轨道，轨道高度为6**km，轨道倾角为9*度，计算了该卫星一个月的在轨运行数据；地面站选择青岛站和喀什站。

如图2所示，基于上述获得的在轨运行数据，提供一种空间惯性定向姿态卫星数传天线波束的设计方法，所述的方法包括：

步骤1)、建立空间惯性定向姿态卫星的轨道动力学模型和地面站模型；在建立轨道动力学模型时，可采用以地球为中心的WGS84引力场模型；同时考虑地球椭圆形体一阶和二阶摄动影响，加入Zonal-J4模型方法。

步骤2)、根据已知的卫星轨道根数，利用步骤1）建立的空间惯性定向姿态卫星轨道的动力学模型，采用龙格库塔7/8阶数值积分方法对该卫星轨道进行递推计算，并通过坐标系转化，获得空间惯性定向姿态卫星在地球J2000坐标系下的位置矢量。

步骤3)、选定空间惯性定向姿态卫星的本体坐标系为惯性坐标系，并使该空间惯性定向姿态卫星保持初始的姿态，利用已知的地面站位置矢量、空间惯性定向姿态卫星的姿态数据和步骤2)中获得的空间惯性定向姿态卫星的位置矢量，计算得出地面站相对于卫星可视时的方位角、俯仰角规律性数据；在本实施例中，地面站天线接收仰角>5°，单次接收时间>2min。

步骤4）、利用步骤3)中计算得出的地面站相对于卫星可视时的方位角、俯仰角规律性数据，通过“重心法”计算得出数传天线波束中心轴的最佳指向，并通过轨道仿真将该数传天线的波束宽度设计为正好满足数传时间要求的宽度，从而完成数传天线关键参数的设计。

基于上述步骤4）的内容，表1列出的是在本实施例中只摘取了卫星某一轨与地面站接入时的数据，把所有数据采用“重心法”进行分析处理，从而计算得到数传天线波束中心轴的最佳指向为方位角182.5°、俯仰角-32.0°；在空间惯性定向姿态卫星上加入数传天线模型，数传天线的波束中心轴指向选作上述的最佳指向；而在本实施例中卫星的任务要求是平均每天的数传时间不小于33分钟，通过如图1示出的数传天线波束宽度与数传时间的关系，可以得到数传天线的最小天线波束宽度为140°。

这就可以把数传天线的波束宽度仅设计成140°，而不是通常的全向360°。由于将全向波束天线转变为波束宽度为±70°的定向天线，从而获得额外的6dBi增益，能够将所需要的X波段数传信号发射功率降低为四分之一，即原来需要40W发射功率、消耗200W直流功耗，就变成仅需要10W发射功率、消耗50W直流功耗，这样就大大减小星上电源功耗。使得空间惯性定向姿态卫星与青岛站、喀什站的平均每天数传时间在保证达到任务要求的33分钟基础上，设计出来的数传天线增益大于常用的全向波束天线增益，提高了通信性能。

实际上，普通的空间惯性定向姿态卫星一般为小型卫星，难以单独为一台发射机提供200W的直流功耗，却能够非常容易为一台发射机提供50W的直流功耗。所以，天线增益设计指标往往成为数据传输链路设计的关键。而利用本发明的空间惯性定向姿态卫星数传天线波束的设计方法，设计并正确安装的数传天线有效地提高了通信链路增益。

另外，所述的数传天线可采用小型背射螺旋天线，并根据指定的数传天线的波束宽度确定该螺旋天线的参数，并根据需要，所述的数传天线的波束宽度也可设计为大于步骤4）中得到的数传天线的波束宽度。

表1：某型空间惯性定向姿态卫星某一轨与青岛站或喀什站接入时的数据

Time (UTCG)	Azimuth(deg)	Elevation(deg)	Range(km)
				1 Aug 2013 17:08:25.140	280.013	-25.806	2519.600543
1 Aug 2013 17:09:25.000	270.105	-25.927	2462.878524
				1 Aug 2013 17:10:25.000	259.980	-25.891	2478.966729
1 Aug 2013 17:11:02.916	253.778	-25.793	2526.459690

最后应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制。尽管参照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (5)

1.一种空间惯性定向姿态卫星数传天线波束的设计方法，所述的方法包括：

步骤1)、建立空间惯性定向姿态卫星轨道动力学模型和地面站模型；

步骤2)、根据已知的卫星轨道根数，利用步骤1）建立的空间惯性定向姿态卫星轨道的动力学模型，对该卫星轨道进行递推计算，并通过坐标系转化，获得空间惯性定向姿态卫星在地球J2000坐标系下的位置矢量；

步骤3)、选定空间惯性定向姿态卫星的本体坐标系为惯性坐标系，并使该空间惯性定向姿态卫星保持初始的姿态，利用已知的地面站位置矢量、空间惯性定向姿态卫星的姿态数据和步骤2)中获得的空间惯性定向姿态卫星的位置矢量，计算得出地面站相对于卫星可视时的方位角、俯仰角规律性数据；

步骤4）、利用步骤3)中计算得出的地面站相对于卫星可视时的方位角、俯仰角规律性数据，计算得出数传天线波束中心轴的最佳指向，并通过轨道仿真将该数传天线的波束宽度设计为正好满足数传时间要求的宽度，从而完成数传天线关键参数的设计。

2.根据权利要求1所述的空间惯性定向姿态卫星数传天线波束的设计方法，其特征在于，所述步骤2）中卫星轨道递推计算的方法采用龙格库塔7/8阶数值积分法。

3.根据权利要求1所述的空间惯性定向姿态卫星数传天线波束的设计方法，其特征在于，所述步骤4）中数传天线波束中心轴的最佳指向的计算方法采用重心法。

4.根据权利要求1所述的空间惯性定向姿态卫星数传天线波束的设计方法，其特征在于，所述的数传天线可以采用小型背射螺旋天线，并根据指定的数传天线波束宽度确定该螺旋天线的参数。

5.根据权利要求1所述的空间惯性定向姿态卫星数传天线波束的设计方法，其特征在于，所述的数传天线的波束宽度设计为大于步骤4）中得到的波束宽度。

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