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

一种用于低轨星载天线跟踪地面站的方法 Download PDF

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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
[0001] 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
[0002] 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° (30)。
[0003] 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。
[0004] 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。
[0005] 与本发明方法相关的技术文献说明如下:
[0006] [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;
[0007] [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;
[0008] [3]刘林,王彦荣.卫星轨道预报的一种分析方法.天文学报.2005 46⑶;
[0009] 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。
[0010] 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Ikm的需求。
[0011] 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
[0012] 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。
[0013] 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:
[0014] 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;
[0015] 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;
[0016] 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;
[0017] 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、炜度、高程;
[0018] 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;
[0019] 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;
[0020] 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;
[0021] 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;
[0022] 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;
[0023] 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 足示。
[0024] 所述步骤1)的具体计算方法如下:
[0025] 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;
[0026] 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JDjseconc^。将JDjseconc^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;
Figure CN104332707BD00061
[0029] 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:
[0027]
[0028]
[0030]
Figure CN104332707BD00062
[0031]
Figure CN104332707BD00071
[0032] 113)计算当前时间的儒略天数JD_day:
[0033]
Figure CN104332707BD00072
[0034] 其中JD_Initial_Day为卫星基准时刻的简约儒略天数;
[0035] 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;
Figure CN104332707BD00073
[0036]
[0037]
[0038]
[0039]
[0040]
[0041] 则天线指向时刻UTC时为:[0042]
Figure CN104332707BD00074
[0043]
[0044]
[0045]
[0046]
[0047]
[0048] 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 X Minute;
[0049] 对上述分钟数进行修正,得到修正后的分钟数:令seconds" = (seconds' X 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'+I;如果seconds〈60,则修正后的分钟数Minute=Minute'。
[0050] 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I、升交点赤 经Π 、近地点幅角瓦、平近点角i;所述的长周期摄动项包括半长轴ai、倾角ei、偏心率^、升 交点赤经Ω 1、近地点幅角ω :、平近点角Mi;所述的短周期摄动项包括半长轴as、倾角es、偏心 率i s、升交点赤经Ωs、近地点幅角ωs、平近点角Ms;所述的大气阻力摄动项包括半长轴修正 项A a,平近点角修正Δ Μ;
[0051] 则天线下一指向时刻的卫星瞬时轨道根数为:
[0052]
Figure CN104332707BD00081
[0053] 本发明与现有技术相比有益效果为:
[0054] (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、季节炜度变化、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,J 3, 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。
[0055] (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。
[0056] (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。
[0057] (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
[0058] 图1为跟踪北京站外推24小时后的X轴和Y轴角度曲线;
[0059] 图2为外推24小时后的X轴和Y轴误差曲线;
[0060] 图3为为天线方位角α,天线俯仰角β定义示意图;
[0061] 图4为本发明方法流程图。
具体实施方式
[0062] 首先先介绍本发明的原理:
[0063] (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。
[0064] (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J 2,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。
[0065] (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;
[0066] (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。
[0067] 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。
[0068] •简约儒略日:
[0069] 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。
[0070] •协调世界时UTC:
[0071] 根据国际规定,协调世界时的秒长与原子时秒长一致。
[0072] #J2000惯性坐标系:
[0073] 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。
[0074] •卫星轨道坐标系
[0075] 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。
[0076] •卫星本体坐标系:
[0077] 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。
[0078] •天线坐标系
[0079] 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。
[0080] 本发明的实现步骤如下:
[0081] (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;
[0082] 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Fl ightTime_S,毫秒部分Fl ightTime_MS)。
[0083] 输出:天线下一指向时刻的UTC时,格式为(年、月、日、时、分、秒)。
[0084] 处理过程:
[0085] •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。
[0086] 将卫星航行时间的毫秒部分(FlightTimejnsecond)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):
[0087]
Figure CN104332707BD00101
[0089] 将卫星航行时间的整秒部分(FlightTime_SeC〇nd)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):
[0088]
Figure CN104332707BD00102
[0090]
[0091]
[0092]
[0093]
[0094] JD_Initial_Day为卫星基准时刻的简约儒略天数。
Figure CN104332707BD00103
[0095] •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。
[0096]
[0097]
[0098]
[0099]
[0100]
[0101]
[0102]
[0103]
[0104]
[0105]
[0106]
[0107] 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 X Minute;
[0108] 对上述分钟数进行修正,得到修正后的分钟数:令seconds"= (seconds' X 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'+I;如果seconds〈60,则修正后的分钟数Minute=Minute'。
[0109] (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;
[oho] 输入:①.卫星轨道初始时间UTC时,此项为外部输入。
[0111] ②.卫星初始平均轨道根数(半长轴巧、倾角I;、偏心率?〇、升交点赤经Gh)、近地 点幅角石(0、平近点角取。)),此项为外部输入。
[0112] ③.半长轴衰减dot,此项为外部输入。
[0113] ④.天线下一指向时刻的UTC时,此项为外部输入。
[0114] 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)。
[0115] 处理过程:
[0116] 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。
[0117] •计算卫星瞬时轨道根数的长期摄动项
[0118] 卫星瞬时轨道根数长期摄动项伴长轴¥、倾角百.、偏心率I、升交点赤经5、近地点 幅角孩、平近点角S)计算如下:
Figure CN104332707BD00111
[0125]
Figure CN104332707BD00121
[0126] 其中 p =[0127] Re为地球半径,
Figure CN104332707BD00122
[0128]
[0129]
[0130]
[0131] t0为卫星轨道初始时间UTC时;
[0132] t为天线下一指向时刻的UTC时;
[0133] μ为地心引力常数;该项为常数。
[0134] J2、J3、J4为轨道根数摄动项,该项为常数。
[0135] •计算卫星瞬时轨道根数的长周期摄动项;
[0136] 卫星瞬时轨道根数长周期摄动项伴长轴ai、倾角ei、偏心率^、升交点赤经Q 1、近 地点幅角ω i、平近点角M1)计算如下:
Figure CN104332707BD00123
[0141]
Figure CN104332707BD00131
[0149] •计算卫星瞬时轨道根数的短周期摄动项
[0150] 卫星瞬时轨道根数短周期摄动项(半长轴as、倾角es、偏心率i s、升交点赤经Qs、近 地点幅角《5、平近点角Ms)计算如下:
Figure CN104332707BD00132
Figure CN104332707BD00141
[0159] •计算卫星瞬时轨道根数的大气阻力摄动项
[0160] 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。
[0161] 半长轴修正项Aa如下:
Figure CN104332707BD00142
[0162]
[0163]
[0164]
[0165] dot为半长轴衰减量,该项为外部输入。
[0166] t为外推时间;
[0167] to为初始时刻;
[0168] 则天线下一指向时刻的卫星瞬时轨道根数为:
[0169]
Figure CN104332707BD00143
[0170] (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
[0171] 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
[0172] 输出:卫星在J2000惯性坐标系中的三个位置分量(xs,ys,z s);
[0173] 处理过程:
[0174] 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(Xs,ys,zs),计算公式为:
Figure CN104332707BD00151
[0175]
[0176]
[0177]
[0178] 398600.44km3/s2。
[0179] ⑷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:
[0180] •根据地面站信息(经度β、炜度α、高程h)计算地面站在WG84地固坐标系下的位置 分里(Xw,yw,Zw);
[0181] 输入:①.地面站信息(经度β、炜度α、高程h),此项为外部输入。
[0182] 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。
[0183] 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。
[0184] 输出:地面站在WG84地固坐标系下的位置分量(Xw,yw,Zw);
[0185] 计算参考椭球模型,纵剖面椭圆的偏心率
[0186]
Figure CN104332707BD00152
[0187] 在地心赤道旋转坐标系下在XY平面内的投影
Figure CN104332707BD00153
[0188]
[0189]
[0190]
[0191] 地面站位置在地心赤道旋转坐标系中的X,Y,Z方向分量(xw,yw,z w):
[0192] xw=xy *cosP;
[0193] yw=xy*sin0;
[0194] Zw=Z ;
[0195] •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;
[0196] 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)。
[0197] 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。
[0198] a.计算给定时刻对应的儒略日JD;
[0199]
Figure CN104332707BD00154
[0200] 协调世界时儒略日JD计算如下:
[0201] JD = J-O · 5+ (h-8) /24 · 0+m/1440 · 0+s/86400 · 0
[0202] 对应的协调世界时简略儒略日为
[0203] 简约儒略日 MJD = JD-2400000.5
[0204] b.计算纪数;
[0205] 儒略世纪数
Figure CN104332707BD00161
[0206] c.根据儒略世纪数JC,计算格林威治平恒星时;
[0207] Sg = 280 · 4606184+360 · 9856122863MJD
[0208] d.计算三个赤道岁差参数;
[0209] 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;
[0210] 输入:儒略世纪数JC
[0211] 输出:ζ,θ,ζ:三个赤道岁差参数,单位:度
[0212] ζ= (2306.2181*JC+0.30188*JC2+0.017998*JC3)/3600.0
[0213] z= (2306.2181*JC+1.09468*JC2+0.018203*JC3)/3600.0
[0214] θ= (2004.3109*JC-0.42665*JC2-0.041833*JC3)/3600.0
[0215] 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;
[0216] 输入:三个赤道岁差参数:ζ,θ,Ζ。
[0217] 输出:岁差矩阵PR
[0218]
Figure CN104332707BD00162
[0219] 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;
[0220]
Figure CN104332707BD00163
[0221] •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;
[0222] HG = PR*ER;
[0223] •计算天线下一指向时刻地面站在J2000惯性坐标系下的位置(Xf,y f,zf)
[0224]
Figure CN104332707BD00164
[0225] (5)计算卫星与地面站在J2000惯性坐标系下的相对位置分量;
[0226] 输入:卫星在J2000惯性坐标系中的三个位置分量(xs,ys,z s)
[0227] 地面站在J2000惯性坐标系下的位置(Xf,yf,z f)
[0228] 输出:卫星与地面站在J2000惯性坐标系下的相对位置分量(Δ X,Δ y,Δ ζ);
[0229] 处理过程:
[0230] Δ X = Xf-Xs ;
[0231] Δ y = yf-ys ;
[0232] Δ Z = Zf-Zs;
[0233] ⑶计算卫星与地面站相对位置矢量在地心拱线系下的分量;
[0234] 输入:卫星与地面站在J2000惯性坐标系下的相对位置分量(Δ X,Δ y,Δ ζ);
[0235] 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(Δ ή,Δ yi,Δ Zi);
[0236] 处理过程:
[0237] •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。
[0238] •利用转换矩阵GACS,计算相对矢量在地心拱线坐标系下Χ、Υ、Ζ方向的分量(Δ χΐ,Δ yl,Δ zl) 〇
[0239] 处理过程:
[0240] •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。
[0241]
Figure CN104332707BD00171
[0242] •利用转换矩阵GACS,计算相对矢量在地心拱线坐标系下Χ、Υ、Ζ方向的分量(Δ XI, Δ yi, Δ Zl) 〇
[0243]
Figure CN104332707BD00172
[0244] ⑵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;
[0245] 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(Δή,Ayl,Δζΐ); [0 246] 输出:相对位置矢量在卫星轨道坐标系下Χ、Υ、Ζ方向的分量(Δ χ2, Δ y2, Δ ζ2);
[0247] 处理过程:
[0248] •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 GNCO0
[0249]
Figure CN104332707BD00173
[0250] •利用转换矩阵GNC0,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(Δ Χ2, Δ y2, Δ Ζ2)。
[0251]
Figure CN104332707BD00174
[0252] (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;
[0253] 输入:①.卫星姿态角:偏航角Φ、俯仰角Φ、滚转角Θ,此项为外部输入。
[0254] ②.相对位置分量在卫星轨道坐标系下的分量(Δ χ2, Δ y2, Δ Z2);
[0255] 输出:相对位置分量在卫星本体系下的分量(Δ χ3, Δ y3, Δ Z3);
[0256] 处理过程:
[0257] •卫星轨道坐标系转换为卫星本体坐标系
[0258] 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(l-3-2Euler角转动顺序)依次转动姿态角Φ,Φ,Θ,转 换矩阵为:
[0259]
Figure CN104332707BD00181
[0260] •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(Δ X3,Δ y3, Δ Ζ3)
[0261]
Figure CN104332707BD00182
[0262] (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;
[0263] 输入:①.相对位置矢量在卫星本体坐标系下的分量(Δ χ3, Δ y3, Δ Z3)。
[0264] ②·天线安装偏差(φ,φ,θ),此项为外部输入。
[0265] ③.天线坐标系与星体坐标系的关系矩阵Τχ,此项为外部输入。
[0266] 输出:天线坐标系下Χ、Υ、Ζ方向的分量(rx,ry,r z)
[0267] 处理过程:
[0268] 天线安装偏差为天线坐标系分别绕星体X轴、z轴、y轴(l-3-2Euler角转动顺序)依 次转动角Φ,Φ,Θ,转换矩阵为:
[0269]
Figure CN104332707BD00183
[0270] (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。
[0271] 输入:天线坐标系下Χ、Υ、Ζ方向的分量(rx,ry,r z)。
[0272] 输出:天线方位角α,天线俯仰角β。
[0273] 处理过程:
[0274] 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;
[0275] 转动角度α,β的计算公式为:
[0276]
Figure CN104332707BD00191
[0277]
[0278]
[0279] 天线的方位角α和俯仰角β定义见图3。。
[0280] 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。
[0281] 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、炜度、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Fl ightTime_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:
Figure CN104332707BC00021
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_ sec〇nd表示卫星基准时刻的儒略整秒部分:
Figure CN104332707BC00022
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;
Figure CN104332707BC00031
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 X Minute; 对上述分钟数进行修正,得到修正后的分钟数:令seconds" = (seconds' X 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'+I;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S、倾角I、偏心率Ϊ、升交点赤经石、近地点幅 角孩.、平近点角.1所述的长周期摄动项包括半长轴ai、倾角ei、偏心率i 1、升交点赤经Ω :、近 地点幅角ω 1、平近点角Mi;所述的短周期摄动项包括半长轴as、倾角es、偏心率is、升交点赤 经〇 3、近地点幅角cos、平近点角Ms;所述的大气阻力摄动项包括半长轴修正项A a,平近点 角修正ΔΜ; 则天线下一指向时刻的卫星瞬时轨道根数为:
Figure CN104332707BC00041
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