CN104332707B - 一种用于低轨星载天线跟踪地面站的方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种用于低轨星载天线跟踪地面站的方法，1)计算天线下一指向时刻的UTC；2)计算获得天线下一指向时刻的卫星瞬时轨道根数；3)计算卫星在J2000惯性坐标系下的位置；4)计算天线下一指向时刻地面站在J2000惯性坐标系下的位置；5)计算卫星与地面站在J2000惯性坐标系下的相对位置分量；6)计算卫星与地面站相对位置分量在地心拱线系下的分量；7)计算卫星与地面站相对位置分量在卫星轨道坐标系下的分量；8)计算获得卫星与地面站相对分量在卫星本体系下的分量；9)计算获得卫星与地面站相对位置分量在天线坐标系下的分量；10)获得天线指向角度，并驱动天线对地面站进行指向跟踪。

Description

一种用于低轨星载天线跟踪地面站的方法

技术领域

本方法涉及中一种用于低轨星载天线跟踪地面站的方法，特别要求具有高指向精度，属于天线控制技术领域。

背景技术

随着航天器数据中继、星间链路、对地高分辨率观测等任务的日益增多，对终端点波束跟踪天线的需求也随之增多。点波束跟踪天线用于完成对地面站、中继星或目标星的指向跟踪，以实现高速数据传输。由此，当天线口径一定时，天线具有更高的增益，波束宽度更窄，天线跟踪的跟踪精度对任务的完成尤为重要。跟踪精度由执行误差、安装误差、姿态误差以及热变形等组成，其中天线的执行误差占主要成分，且在系统设计时可通过仿真验证。目前，遥感卫星对天线的执行精度要求为小于0.1°(3σ)。

在对地观测遥感卫星中，高增益、极化复用双轴点波束跟踪天线已成为卫星高速数据传输最重要的手段之一。但由于低轨卫星易受地球非球形引力和大气阻力等摄动力的影响，并且存在天线安装误差等原因，数传天线指向地面站的指向精度难以保证，从而影响卫星遥感数据的传输。因此，设计具有高精度数传天线指向地面站算法是星高速数据传输的关键技术之一。

专利针对低轨卫星数传天线跟踪地面站的轨道外推计算跟踪精度小于0.1度的要求，在保证星上设备运算量可行性的基础上，考虑了地球非球形引力和大气阻力等摄动力的影响，并进行了天线的安装偏差补偿，利用解析法进行24小时轨道外推。

与本发明方法相关的技术文献说明如下：

[1]杨海峰，侯朝桢.遥感卫星的轨道外推方法.全球定位系统.2007,6；

[2]张晓坤.星载轨道预报算法和轨道机动仿真研究.中国科学院空间科学与应用研究中心硕士学位论文.2005；

[3]刘林，王彦荣.卫星轨道预报的一种分析方法.天文学报.2005 46(3)；

文献[1]在分析遥感卫星轨道特点的基础上，提出一种新的简化执道摄动力模型(仅考虑J2项)，利用模型实现了轨道外推，并利用最小方差序列匹配对低执卫星外推数据进行修正。该文献是利用GPS数据，结合集合法和轨道外推法，以提高卫星星历的密度。该文献轨道摄动力模型未考虑J2、J3、J4项以及大气阻力的对轨道根数的影响。

文献[2]研究星载传统解析预报方法，提出一种星历计算数值方法，采用嵌套插值方法的单步法积分器，实现了较高精度的轨道外推。该算法在考虑J2、J3、J4项摄动的情况下，外推24小时的位置误差约为4km。该文献所采用的轨道外推算法不能满足本专利要求外推24小时的位置误差约为1km的需求。

文献[3]在已有分析法得到t时刻平均根数的基础上给出一种轨道预报方法，由t时刻的平均根数给出该时刻卫星的位置和速度，在此基础上将地球非球形引力摄动的周期项直接用卫星直角坐标的位置和速度分量表示，这样可以避免在计算轨道根数变化的周期项时出现的奇点问题，从而对根数的选择无特殊要求，可适用于各种轨道，简化预报程序和相应的软件，提高预报效率。该文献只未给出如何计算星载天线对地面站的指向角度。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种用于低轨星载天线跟踪地面站的方法，引入半长轴衰减量以补偿大气阻力引起的摄动影响，补偿天线的安装偏差，满足指向计算误差不能超过0.1°的指标要求。

本发明的技术方案是：一种用于低轨星载天线跟踪地面站的方法，步骤如下：

1)根据卫星数管系统提供的航行时间，利用简约儒略日时间，计算天线下一指向时刻的世界协调时UTC；

2)获取卫星轨道初始时间UTC时、卫星初始平均轨道根数和卫星轨道半长轴衰减，计算获得天线下一指向时刻的卫星瞬时轨道根数；

3)根据步骤2)获得的天线下一指向时刻的卫星瞬时轨道根数，计算获得下一天线指向时刻卫星在J2000惯性坐标系下的位置；

4)根据地面站信息和天线指向时刻的世界协调时UTC，计算获得天线指向时刻地面站在J2000惯性坐标系下的位置；所述的地面站信息包括经度、纬度、高程；

5)根据步骤3)、步骤4)获得的天线指向时刻卫星以及地面站在J2000惯性坐标系下的位置，计算获得卫星与地面站在J2000惯性坐标系下的相对位置分量；

6)计算获得卫星与地面站相对位置分量在地心拱线系下的分量；

7)计算获得卫星与地面站相对位置分量在卫星轨道坐标系下的分量；

8)根据卫星提供的姿态角和轨道根数，计算获得卫星与地面站相对分量在卫星本体系下的分量；

9)获取卫星上天线安装偏差矩阵和天线坐标系与星体坐标系的关系矩阵，计算获得卫星与地面站相对位置分量在天线坐标系下的分量；

10)根据步骤9)获得的卫星与地面站相对位置分量在天线坐标系下的分量，计算获得天线指向角度，包括方位角和俯仰角；根据该指向角度驱动天线对地面站进行指向跟踪。

所述步骤1)的具体计算方法如下：

11)将卫星航行时间转换成简约儒略天数、简约儒略秒数、简约儒略毫秒数；

111)将卫星航行时间的毫秒部分FlightTime_msecond与卫星基准时刻的儒略毫秒部分JD_Initial_msecond相加得到JD_msecond′。将JD_msecond′中大于1000的部分去除，得到当前时间的儒略毫秒JD_msecond；其中[int]表示取整；

JD_msecond′＝FlightTime_msecond+JD_Initial_msecond，

112)将卫星航行时间的整秒部分FlightTime_second与卫星基准时刻的儒略整秒部分JD_Initial_second相加，计算得到当前时间的儒略秒数JD_second：

113)计算当前时间的儒略天数JD_day：

其中JD_Initial_Day为卫星基准时刻的简约儒略天数；

12)将步骤11)求得的卫星航行时间的简约儒略天数、简约儒略秒数、简约儒略毫秒数转换成UTC时；

令

则

则天线指向时刻UTC时为：

天数Day＝[INT](c-e+0.5)-[INT](30.6001*f)；

月份

年份

小时数

秒数seconds′＝JD_second-3600*Hour；

分钟数

对上述秒数进行修正，得到修正后的秒数：修正后的秒数seconds为seconds＝seconds′-60×Minute；

对上述分钟数进行修正，得到修正后的分钟数：令seconds″＝(seconds′×10000+0.5)/10000，如果此时seconds″≥60，则再次修正后的秒数second_s＝seconds″-60，且修正后的分钟数Minute＝Minute′+1；如果seconds<60，则修正后的分钟数Minute＝Minute′。

所述步骤2)的计算算法如下：获取卫星轨道初始时间UTC时、卫星初始平均轨道根数和卫星轨道半长轴衰减，计算获得卫星瞬时轨道根数的长期摄动项、长周期摄动项、短周期摄动项和大气阻力摄动项；所述的长期摄动项包括半长轴倾角偏心率升交点赤经近地点幅角平近点角所述的长周期摄动项包括半长轴a_l、倾角e_l、偏心率i_l、升交点赤经Ω_l、近地点幅角ω_l、平近点角M_l；所述的短周期摄动项包括半长轴a_s、倾角e_s、偏心率i_s、升交点赤经Ω_s、近地点幅角ω_s、平近点角M_s；所述的大气阻力摄动项包括半长轴修正项Δa,平近点角修正ΔM；

则天线下一指向时刻的卫星瞬时轨道根数为：

本发明与现有技术相比有益效果为：

(1)对于低于800km轨道的卫星，大气阻力的摄动力很大，不考虑大气阻力，其对精度的影响是致命的。阻力是很难用模型来描述的，因为它受到地球的自转、太阳的自转、太阳的活动、地磁活动、季节纬度变化、地球非球形等因素的影响。本专利不仅考虑了地球非球形摄动J₂，J₃，J₄摄动项，还引入半长轴衰减量以补偿大气阻力引起的摄动影响，以提高轨道预报精度。

(2)通常，为提高卫星天线跟踪的精度，应尽量减小天线在安装过程中的误差。但在实际安装过程中总是存在误差，会产生绕空间直角坐标系三个轴角度的偏差。本专利考虑了天线安装偏差，以提高天线在轨指向精度。

(3)本发明有效解决了低轨卫星星载天线跟踪地面站的轨道外推高精度指向的问题。可直接应用于低轨遥感卫星的数传天线。

(4)本申请针对低轨卫星星载天线跟踪地面站的应用，在保证技术先进性与工程实现可行性的基础上，结合将卫星航行时间计算UTC时，引入半长轴衰减量以补偿大气阻力引起的摄动影响，补偿天线的安装偏差，力求将轨道外推指向算法的计算误差降至最低，从而实现对地面站的高精度跟踪指向。

附图说明

图1为跟踪北京站外推24小时后的X轴和Y轴角度曲线；

图2为外推24小时后的X轴和Y轴误差曲线；

图3为为天线方位角α，天线俯仰角β定义示意图；

图4为本发明方法流程图。

具体实施方式

首先先介绍本发明的原理：

(1)首先解决卫星时间与轨道计算所用UTC时间的转换。根据卫星数管系统提供的航行时间，利用儒略时间，计算天线指向时刻的世界协调时UTC。

(2)由于轨道摄动因素的影响，会对轨道预报精度产生很大的误差。针对800km以下的轨道，考虑到大气模型的复杂性和星载计算机的计算能力，本发明考虑地球非球形摄动的J₂，J₃，J₄摄动项和大气阻力摄动补偿，利用卫星初始平均轨道根数计算天线指向时刻的卫星瞬时轨道根数。

(3)依次完成如下计算：利用精确的卫星瞬时轨道根数计算天线指向时刻卫星在J2000惯性坐标系下的位置；计算天线指向时刻地面站在J2000惯性坐标系下的位置；计算卫星与地面站在J2000惯性坐标系下的相对位置分量；计算卫星与地面站相对位置分量在卫星轨道坐标系下的分量；利用姿态角和轨道根数，轨道系下的分量计算在卫星本体系下的分量；

(4)利用天线安装偏差矩阵和天线坐标系与星体坐标系的关系矩阵，计算卫星与地面站相对位置分量在天线坐标系下的分量；之后，计算天线X轴和Y轴指向角度，流程图见图4。

为了更好的理解本发明，首先对本发明中涉及的坐标系进行说明。

●简约儒略日：

儒略日是一种不用年和月的纪日法，它是以公元前4713年1月1日世界时12时为起算点的积累日数。对于求两个事件之间相隔日数非常方便。但是由于位数太多和起点为正午12时，与通常0时作为起始点相差12小时，因此定义简约儒略日＝儒略日-2400000.5。本专利中所用简约儒略日时间为将简约儒略日分割成3部分：简约儒略天数、简约儒略整秒、简约儒略毫秒。

●协调世界时UTC：

根据国际规定，协调世界时的秒长与原子时秒长一致。

●J2000惯性坐标系：

坐标原点为地球质心，基本平面为J2000.0地球平赤道面，x轴在基本平面内指向J2000.0平春分点。

●卫星轨道坐标系

卫星轨道平面为坐标平面，z轴由质心指向地心(又称当地垂线)，x轴在轨道平面内与z轴垂直并指向卫星速度方向，y轴与x、z轴右手正交且与轨道平面的法线平行，此坐标系在空间中是旋转的。

●卫星本体坐标系：

坐标原点为卫星质心。x轴由卫星质心指向地心，y轴指向轨道面的负法向，x轴在轨道面内与z轴垂直指向卫星运动方向。

●天线坐标系

如图3所示，图中的OrN为天线对地面站的指向。天线结构形式为X-Y型，X轴和Y轴正交，Z轴由右手法则确定。

本发明的实现步骤如下：

(1)利用卫星数管系统提供的航行时间，计算天线指向时刻的UTC时；

输入：卫星航行时间为相对卫星基准时刻(如2008年1月1日0时0分0秒)的相对时间，时间格式为(整数秒部分FlightTime_S，毫秒部分FlightTime_MS)。

输出：天线下一指向时刻的UTC时，格式为(年、月、日、时、分、秒)。

处理过程：

●将卫星航行时间转换成简约儒略天数、简约儒略秒数、简约儒略毫秒数。

将卫星航行时间的毫秒部分(FlightTime_msecond)与卫星基准时刻的儒略毫秒部分(JD_Initial_msecond)相加，得到当前时间的儒略毫秒(JD_msecond)：

JD_msecond′＝FlightTime_msecond+JD_Initial_msecond

将卫星航行时间的整秒部分(FlightTime_second)与卫星基准时刻的儒略整秒部分(JD_Initial_second)相加，得到计算当前时间的儒略秒数(JD_second)：

计算当前时间的儒略天数(JD_day)：

JD_Initial_Day为卫星基准时刻的简约儒略天数。

●将卫星航行时间的简约儒略天数、简约儒略秒数、简约儒略毫秒数转换成UTC时。

令

则

天数Day＝[INT](c-e+0.5)-[INT](30.6001*f)；

月份

年份

小时数

秒数seconds′＝JD_seconds-3600*Hour；

分钟数

对上述秒数进行修正，得到修正后的秒数：修正后的秒数seconds为seconds＝seconds′-60×Minute；

对上述分钟数进行修正，得到修正后的分钟数：令seconds″＝(seconds′×10000+0.5)/10000，如果此时seconds″≥60，则再次修正后的秒数second_s＝seconds″-60，且修正后的分钟数Minute＝Minute′+1；如果seconds<60，则修正后的分钟数Minute＝Minute′。

(2)获取卫星轨道初始时间的UTC时、卫星初始平均轨道根数，计算获得天线下一指向时刻的卫星瞬时轨道根数；

输入：①.卫星轨道初始时间UTC时，此项为外部输入。

②.卫星初始平均轨道根数(半长轴倾角偏心率升交点赤经)、近地点幅角平近点角)，此项为外部输入。

③.半长轴衰减dot，此项为外部输入。

④.天线下一指向时刻的UTC时，此项为外部输入。

输出：卫星瞬时轨道根数(半长轴a、倾角i、偏心率e、升交点赤经Ω、近地点幅角ω、平近点角M)。

处理过程：

卫星瞬时轨道根数由长期摄动项、长周期摄动项、短周期摄动项和大气阻力摄动项组成。

●计算卫星瞬时轨道根数的长期摄动项

卫星瞬时轨道根数长期摄动项(半长轴倾角偏心率升交点赤经近地点幅角平近点角)计算如下：

其中

Re为地球半径，

t0为卫星轨道初始时间UTC时；

t为天线下一指向时刻的UTC时；

μ为地心引力常数；该项为常数。

J2、J3、J4为轨道根数摄动项，该项为常数。

●计算卫星瞬时轨道根数的长周期摄动项；

卫星瞬时轨道根数长周期摄动项(半长轴a_l、倾角e_l、偏心率i_l、升交点赤经Ω_l、近地点幅角ω_l、平近点角M_l)计算如下：

a_l＝0，

●计算卫星瞬时轨道根数的短周期摄动项

卫星瞬时轨道根数短周期摄动项(半长轴a_s、倾角e_s、偏心率i_s、升交点赤经Ω_s、近地点幅角ω_s、平近点角M_s)计算如下：

●计算卫星瞬时轨道根数的大气阻力摄动项

由于大气阻力的影响，需要对卫星轨道根数中的半长轴和平近点角进行修正。

半长轴修正项Δa如下：

平近点角修正项ΔM如下：

dot为半长轴衰减量，该项为外部输入。

t为外推时间；

t₀为初始时刻；

则天线下一指向时刻的卫星瞬时轨道根数为：

(3)利用卫星瞬时轨道根数计算天线下一指向时刻卫星在J2000惯性坐标系下的位置

输入：卫星瞬时轨道根数(半长轴a、倾角i、偏心率e、升交点赤经Ω、近地点幅角ω、真近点角f′)

输出：卫星在J2000惯性坐标系中的三个位置分量(x_s,y_s,z_s)；

处理过程：

根据卫星在轨运行时的瞬时轨道根数(a,e,i,Ω,f,ω)，确定卫星在J2000惯性坐标系中的三个位置分量(x_s,y_s,z_s)，计算公式为：

x_s＝r(cos u·cosΩ-sin u·cos i·sinΩ)

y_s＝r(cos u·sinΩ+sin u·cos i·cosΩ)

z_s＝r sin u·sin i

其中为卫星的地心距，纬度幅角u＝ω+f′，地心引力常数μ＝398600.44km³/s²。

(4)计算天线下一指向时刻地面站在J2000惯性坐标系下的位置处理过程：

●根据地面站信息(经度β、纬度α、高程h)计算地面站在WG84地固坐标系下的位置分量(x_w，y_w，z_w)；

输入：①.地面站信息(经度β、纬度α、高程h)，此项为外部输入。

②.Re参考椭球模型，纵剖面椭圆的长半轴(地球赤道半径)，此项为常数。

③.Rp参考椭球模型，纵剖面椭圆的短半轴(极半径)，此项为常数。

输出：地面站在WG84地固坐标系下的位置分量(x_w，y_w，z_w)；

计算参考椭球模型，纵剖面椭圆的偏心率

在地心赤道旋转坐标系下在XY平面内的投影

在地心赤道旋转坐标系下z轴分量

地面站位置在地心赤道旋转坐标系中的X，Y，Z方向分量(x_w，y_w，z_w)：

x_w＝xy＊cosβ；

y_w＝xy＊sinβ；

z_w＝z；

●根据天线下一指向时刻的UTC时计算从WG84地固坐标系转换到J2000惯性坐标系的转换矩阵HG；

输入：天线下一指向时刻的UTC时(Y-年，M-月，D-日，h-时，m-分，s-秒)。

输出：给定时刻从地固坐标系到历元平赤道地心系的坐标变换矩阵HG。

a.计算给定时刻对应的儒略日JD；

协调世界时儒略日JD计算如下：

JD＝J-0.5+(h-8)/24.0+m/1440.0+s/86400.0

对应的协调世界时简略儒略日为

简约儒略日MJD＝JD-2400000.5

b.计算纪数；

儒略世纪数

c.根据儒略世纪数JC，计算格林威治平恒星时；

Sg＝280.4606184+360.9856122863MJD

d.计算三个赤道岁差参数；

根据儒略世纪数JC，计算由标准历元到计算历元的平赤道坐标系之间转换的三个赤道岁差参数；

输入：儒略世纪数JC

输出：ζ，θ，z:三个赤道岁差参数，单位：度

ζ＝(2306.2181*JC+0.30188*JC²+0.017998*JC³)/3600.0

z＝(2306.2181*JC+1.09468*JC²+0.018203*JC³)/3600.0

θ＝(2004.3109*JC-0.42665*JC²-0.041833*JC³)/3600.0

e.计算从瞬时平赤道地心系到历元平赤道地心系的转换矩阵；

输入：三个赤道岁差参数：ζ，θ，z。

输出：岁差矩阵PR

f.计算从地固坐标系到瞬时真赤道地心系的坐标转换矩阵；

●利用转换矩阵HG将WG84地固坐标系下的位置分量转换到J2000坐标系；

HG＝PR*ER；

●计算天线下一指向时刻地面站在J2000惯性坐标系下的位置(x_f,y_f,z_f)

(5)计算卫星与地面站在J2000惯性坐标系下的相对位置分量；

输入：卫星在J2000惯性坐标系中的三个位置分量(x_s,y_s,z_s)

地面站在J2000惯性坐标系下的位置(x_f,y_f,z_f)

输出：卫星与地面站在J2000惯性坐标系下的相对位置分量(Δx，Δy，Δz)；

处理过程：

Δx＝x_f-x_s；

Δy＝y_f-y_s；

Δz＝z_f-z_s；

(6)计算卫星与地面站相对位置矢量在地心拱线系下的分量；

输入：卫星与地面站在J2000惯性坐标系下的相对位置分量(Δx，Δy，Δz)；

输出：相对位置矢量在地心拱线坐标系下X、Y、Z方向的分量(Δx₁，Δy₁，Δz₁)；

处理过程：

●利用轨道倾角i，升交点赤经Ω，近地点幅角ω计算J2000惯性坐标系到地心拱线坐标系的转换矩阵GACS。

●利用转换矩阵GACS，计算相对矢量在地心拱线坐标系下X、Y、Z方向的分量(Δx1，Δy1，Δz1)。

处理过程：

●利用轨道倾角i，升交点赤经Ω，近地点幅角ω计算J2000惯性坐标系到地心拱线坐标系的转换矩阵GACS。

●利用转换矩阵GACS，计算相对矢量在地心拱线坐标系下X、Y、Z方向的分量(Δx₁，Δy₁，Δz₁)。

(7)计算卫星与地面站相对位置矢量在卫星轨道坐标系下的分量；

输入：相对位置矢量在地心拱线坐标系下X、Y、Z方向的分量(Δx₁，Δy1，Δz1)；

输出：相对位置矢量在卫星轨道坐标系下X、Y、Z方向的分量(Δx2，Δy2，Δz2)；

处理过程：

●利用近地点幅角f计算地心拱线坐标系到卫星轨道坐标系的坐标转换矩阵GNCO。

●利用转换矩阵GNCO，计算相对矢量在卫星轨道坐标系X、Y、Z方向的分量下X、Y、Z方向的分量(Δx₂，Δy₂，Δz₂)。

(8)利用卫星提供的姿态角和轨道根数，计算卫星与地面站相对位置矢量在卫星本体系下的分量；

输入：①.卫星姿态角:偏航角φ、俯仰角ψ、滚转角θ，此项为外部输入。

②.相对位置分量在卫星轨道坐标系下的分量(Δx₂，Δy₂，Δz₂)；

输出：相对位置分量在卫星本体系下的分量(Δx₃，Δy₃，Δz₃)；

处理过程：

●卫星轨道坐标系转换为卫星本体坐标系

根据卫星本体坐标系的定义，卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换顺序为由卫星轨道坐标系分别绕x轴、z轴、y轴(1-3-2Euler角转动顺序)依次转动姿态角φ,ψ,θ，转换矩阵为：

●计算计算卫星与地面站相对位置分量在卫星本体系下的分量(Δx₃，Δy₃，Δz₃)

(9)利用天线安装偏差矩阵和天线坐标系与星体坐标系的关系矩阵，计算卫星与地面站相对位置分量在天线坐标系下的分量；

输入：①.相对位置矢量在卫星本体坐标系下的分量(Δx₃，Δy₃，Δz₃)。

②.天线安装偏差(φ，ψ，θ)，此项为外部输入。

③.天线坐标系与星体坐标系的关系矩阵Tx，此项为外部输入。

输出：天线坐标系下X、Y、Z方向的分量(r_x，r_y，r_z)

处理过程：

天线安装偏差为天线坐标系分别绕星体x轴、z轴、y轴(1-3-2Euler角转动顺序)依次转动角φ，ψ，θ，转换矩阵为：

(10)利用卫星与地面站相对位置分量在天线坐标系下的分量，算获得天线指向角度，包括方位角和俯仰角；根据该指向角度驱动天线对地面站进行指向跟踪。

输入：天线坐标系下X、Y、Z方向的分量(r_x，r_y，r_z)。

输出：天线方位角α，天线俯仰角β。

处理过程：

在天线坐标系中，天线从初始状态(指向角度均为零)依次绕天线坐标系的x轴转过角度α，即天线的方位角，绕y轴转过角度β后，即天线的俯仰角，就可使天线指向地面站；

转动角度α，β的计算公式为：

其中

天线的方位角α和俯仰角β定义见图3。。

利用本发明能够保证，满足外推24小时后计算精度小于0.1°的指标要求，计算结果见图1和图2。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (3)

1.一种用于低轨星载天线跟踪地面站的方法，其特征在于步骤如下：

1)根据卫星数管系统提供的航行时间，利用简约儒略日时间，计算天线下一指向时刻的世界协调时UTC；

2)获取卫星轨道初始时间UTC时、卫星初始平均轨道根数和卫星轨道半长轴衰减，计算获得天线下一指向时刻的卫星瞬时轨道根数；

3)根据步骤2)获得的天线下一指向时刻的卫星瞬时轨道根数，计算获得天线下一指向时刻卫星在J2000惯性坐标系下的位置；

4)根据地面站信息和天线指向时刻的世界协调时UTC，计算获得天线下一指向时刻地面站在J2000惯性坐标系下的位置；所述的地面站信息包括经度、纬度、高程；

5)根据步骤3)、步骤4)获得的天线下一指向时刻卫星以及地面站在J2000惯性坐标系下的位置，计算获得卫星与地面站在J2000惯性坐标系下的相对位置分量；

6)计算获得卫星与地面站相对位置分量在地心拱线系下的分量；

7)计算获得卫星与地面站相对位置分量在卫星轨道坐标系下的分量；

8)根据卫星提供的姿态角和轨道根数，计算获得卫星与地面站相对分量在卫星本体系下的分量；

9)获取卫星上天线安装偏差矩阵和天线坐标系与星体坐标系的关系矩阵，计算获得卫星与地面站相对位置分量在天线坐标系下的分量；

10)根据步骤9)获得的卫星与地面站相对位置分量在天线坐标系下的分量，计算获得天线指向角度，包括方位角和俯仰角；根据该指向角度驱动天线对地面站进行指向跟踪。

2.根据权利要求1所述的一种用于低轨星载天线跟踪地面站的方法，其特征在于：所述步骤1)的具体计算方法如下：

11)将卫星航行时间转换成简约儒略天数、简约儒略秒数、简约儒略毫秒数；

111)计算得到前时间的儒略毫秒JD_msecond，其中FlightTime_msecond表示卫星航行时间的毫秒部分，JD_Initial_msecond表示卫星基准时刻的儒略毫秒部分，[int]表示取整；

JD_msecond′＝FlightTime_msecond+JD_Initial_msecond，

$JD\_m\sec ond=JD\_{\mathrm{msecond}}^{\&prime;}-\&lsqb;INT\&rsqb;\frac{JD\_{\mathrm{msecond}}^{\&prime;}}{1000}\&times;1000,$

112)计算得到当前时间的儒略秒数JD_second，其中FlightTime_second表示卫星航行时间的整秒部分，JD_Initial_second表示卫星基准时刻的儒略整秒部分：

$JD\_{\mathrm{second}}^{\&prime;}=JD\_Initial\_\sec ond+FlightTime\_\sec ond+\&lsqb;INT\&rsqb;\frac{JD\_m\sec ond}{1000},$

$JD\_{\mathrm{second}}^{\&prime;}=JD\_{\mathrm{second}}^{\&prime;}-\&lsqb;INT\&rsqb;\frac{JD\_{\mathrm{second}}^{\&prime;}}{86400}\&times;86400;$

113)计算当前时间的儒略天数JD_day：

$JD\_day=JD\_Initial\_Day+\&lsqb;INT\&rsqb;\frac{JD\_\sec ond}{86400}\&times;86400;$

其中JD_Initial_Day为卫星基准时刻的简约儒略天数；

12)将步骤11)求得的卫星航行时间的简约儒略天数、简约儒略秒数、简约儒略毫秒数转换成UTC时；

令

则

$d=\&lsqb;INT\&rsqb;\frac{c-122.1}{365.25};$

$e=365*d+\&lsqb;INT\&rsqb;\frac{d}{4.0};$

$f=\&lsqb;INT\&rsqb;\frac{c-e}{30.6001};$

则天线指向时刻UTC时为：

天数Day＝[INT](c-e+0.5)-[INT](30.6001*f)；

月份

年份

小时数

秒数sec onds′＝JD_sec ond-3600*Hour；

分钟数

对上述秒数进行修正，得到修正后的秒数：修正后的秒数seconds为seconds＝seconds′-60×Minute；

对上述分钟数进行修正，得到修正后的分钟数：令seconds″＝(seconds′×10000+0.5)/10000，如果此时seconds″≥60，则再次修正后的秒数second_s＝seconds″-60，且修正后的分钟数Minute＝Minute′+1；如果seconds<60，则修正后的分钟数Minute＝Minute′。

3.根据权利要求1所述的一种用于低轨星载天线跟踪地面站的方法，其特征在于：所述步骤2)的计算算法如下：获取卫星轨道初始时间UTC时、卫星初始平均轨道根数和卫星轨道半长轴衰减，计算获得卫星瞬时轨道根数的长期摄动项、长周期摄动项、短周期摄动项和大气阻力摄动项；所述的长期摄动项包括半长轴倾角偏心率升交点赤经近地点幅角平近点角所述的长周期摄动项包括半长轴a_l、倾角e_l、偏心率i_l、升交点赤经Ω_l、近地点幅角ω_l、平近点角M_l；所述的短周期摄动项包括半长轴a_s、倾角e_s、偏心率i_s、升交点赤经Ω_s、近地点幅角ω_s、平近点角M_s；所述的大气阻力摄动项包括半长轴修正项Δa,平近点角修正ΔM；

则天线下一指向时刻的卫星瞬时轨道根数为：

$\left\{\begin{array}{c}a=\stackrel{\&OverBar;}{a}+a_l+a_s+\mathrm{\&Delta;}a\\ e=\stackrel{\&OverBar;}{e}+e_l+e_s\\ i=\stackrel{\&OverBar;}{i}+i_l+i_s\\ \mathrm{\&Omega;}=\stackrel{\&OverBar;}{\mathrm{\&Omega;}}+{\mathrm{\&Omega;}}_l+{\mathrm{\&Omega;}}_s\\ \mathrm{\&omega;}=\stackrel{\&OverBar;}{\mathrm{\&omega;}}+{\mathrm{\&omega;}}_l+{\mathrm{\&omega;}}_s\\ M=\stackrel{\&OverBar;}{M}+M_l+M_s+\mathrm{\&Delta;}M\end{array}\right..$