CN105045298A - 一种基于惯导系统量测滞后的动中通天线跟踪控制方法 - Google Patents

Abstract

一种基于惯导系统量测滞后的动中通天线跟踪控制方法，该方法首先通过惯导系统导航信息解算出当前天线俯仰轴和方位轴的驱动角度值；然后在每个天线驱动控制周期中，利用预设的超前驱动系数引入天线俯仰轴和方位轴的超前驱动补偿量，并发送给天线控制系统驱动天线转动，实现天线的跟踪补偿控制。该方法解决了惯导系统量测滞后导致天线系统跟踪延迟的问题，有效地提高了大动态下动中通天线的卫星跟踪精度。

Description

一种基于惯导系统量测滞后的动中通天线跟踪控制方法

技术领域

本发明提供了一种基于惯导系统量测滞后的动中通天线跟踪控制方法，适用于要求系统大动态下保持高精度卫星跟踪能力的场合，属于卫星通讯技术领域。

背景技术

基于惯导方案的动中通天线系统的卫星跟踪控制主要是依赖惯导系统能实时解算出载体的俯仰角P、滚动角R和航向角Y信息，再通过坐标转换引导天线隔离载体运动维持天线始终指向目标卫星。惯导系统进行姿态解算时，前一个控制周期进行仪表数据采样，下一个控制周期进行仪表数据解算，这样解算出的载体姿态比实际姿态延迟了一个控制周期。另外，惯导系统为保证某些系统特性，有时会对仪表进行滤波，而不同阶次的滤波器也必然会造成系统不同程度的量测延迟，同样会引起载体姿态的滞后输出。当系统根据滞后的载体姿态信息控制天线指向目标卫星，必然会影响天线指向目标卫星的精度，尤其在大动态情况下，载体较大的量测滞后会带来天线的较大跟踪延迟，从而严重影响天线的卫星指向精度。

因此，如何解决由于惯导系统量测滞后造成的天线跟踪卫星精度下降的问题，实现大动态下天线高精度卫星指向功能，是基于惯导方案动中通系统的一个难点。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供了一种基于惯导系统量测滞后的动中通天线跟踪控制方法，解决了由于惯导系统量测滞后造成的天线跟踪卫星精度下降的问题。

本发明的技术解决方案：

一种基于惯导系统量测滞后的动中通天线跟踪控制方法，步骤如下：

(1)进入天线跟踪状态时，预设超前驱动系数K₀(K₀≤1.0)，设置控制周期定时器T和补偿标志MFlag，初值均为零；读取天线俯仰角和方位角值，存入数组变量fAInc_old[2]中；

(2)控制周期定时器T开始计时，当达到预定控制时间后，进入步骤(3)；

(3)根据惯导系统的导航信息解算出本周期天线俯仰角fPitch和方位角fYaw，存入数组变量fAInc[2]中，并计算本周期天线俯仰和方位驱动角度fDrv[2]＝fAInc[2]-fAInc_old[2]；判断补偿标志MFLAG是否有效，MFLAG＝0时表示无效，MFLAG＝1时表示有效，若补偿标志MFLAG无效则执行步骤(a)；若补偿标志MFLAG有效，则执行步骤(b)；

(a)计算天线俯仰角和方位角的超前驱动补偿量fPulse[2]＝K₀·fDrv[2]，并设置补偿标志MFlag有效，即MFlag＝1，之后进入步骤(4)；

(b)计算天线俯仰角和方位角的超前驱动补偿量fPulse[2]＝K₀·(fDrv[2]-fDrv_Old[2])，之后进入步骤(4)；

(4)根据超前驱动补偿量fPulse[2]解算出天线俯仰角和方位角本周期补偿后驱动角度fModify[2]＝fDrv[2]+fPulse[2]，并发送给天线控制系统驱动天线转动，之后进入步骤(5)；

(5)设置上周期天线俯仰角和方位角数组变量fAInc[2]＝fAInc_old[2]，上周期天线俯仰和方位驱动角度fDrv_old[2]＝fDrv[2]，之后返回步骤(2)，进行下一周期的天线跟踪补偿驱动控制。

所述根据惯导系统的导航信息解算出本周期天线俯仰角fPitch和方位角fYaw具体为：

(2.1)计算卫星位置信息在地理坐标系上的投影fX_t、fY_t、fZ_t，具体为：

其中，R_e为地球半径，h₀为载体当前高度，λ_Sat、λ₀、分别为卫星经度、载体经度和载体纬度；

(2.2)计算出卫星在载体坐标系上的投影fX_c、fY_c、fZ_c，具体为：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{fX}}_c\\ {\mathrm{fY}}_c\\ {\mathrm{fZ}}_c\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}\cos \left(R\right)\cos \left(Y\right)-\sin \left(P\right)\sin \left(R\right)\sin \left(Y\right)& -\cos \left(P\right)\sin \left(Y\right)& \sin \left(R\right)\cos \left(Y\right)+\cos \left(R\right)\sin \left(P\right)\sin \left(Y\right)\\ \cos \left(R\right)\sin \left(Y\right)+\sin \left(P\right)\sin \left(R\right)\cos \left(Y\right)& \cos \left(P\right)\cos \left(Y\right)& \sin \left(R\right)\sin \left(Y\right)-\cos \left(R\right)\sin \left(R\right)\cos \left(Y\right)\\ -\cos \left(P\right)\sin \left(R\right)& \sin \left(P\right)& \cos \left(R\right)\cos \left(P\right)\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{\mathrm{fX}}_t\\ {\mathrm{fY}}_t\\ {\mathrm{fZ}}_t\end{array}\right];$

其中，P、R和Y为载体俯仰角、滚动角和航向角；

(2.3)更新天线俯仰角和方位角为：

$fPitch=\arctan \left(\frac{{\mathrm{fZ}}_c}{\sqrt{{\mathrm{fX}}_c^2+{\mathrm{fX}}_c^2}}\right),$

$fYaw=\arctan \left(\frac{{\mathrm{fX}}_c}{{\mathrm{fY}}_c}\right);$

其中，fPitch为天线俯仰角和fYaw为天线方位角。

本发明与现有技术相比的优点如下：

(1)本发明在当前驱动控制的基础上进行了超前控制，利用超前控制技术弥补了惯导系统由于量测滞后造成的天线驱动控制延迟。相比现有技术，本发明充分考虑了惯导系统量测滞后对天线驱动控制精度的影响，并对量测延迟进行了补偿，进一步提高了天线指向卫星的精度，尤其是大动态环境下的天线的卫星指向精度；

(2)本发明中提供了天线方位角和俯仰角的计算公式，通过载体姿态和卫星位置等信息推导出天线方位角和俯仰角。与现有技术相比，简化了计算流程，提高了计算效率，能够快速实现天线俯仰角和方位角的计算。

附图说明

图1为本发明的方法流程图；

具体实施方式

动中通(SOTM,SatcomOnTheMove)是“移动中的卫星地面站通信系统”的简称，其利用地球同步静止卫星作为通信信号的中转平台，实现其覆盖区域内的点到点、点到多点、多点到多点的实时通信。主要特点为：卫星覆盖区域大，不受地域、距离等因素限制，专用传输信道，传输带宽大，传输速率高；可实现远程视频图像、伴音、电话以及数据传输。

动中通包括天线、天线控制系统、惯导系统。其中惯导系统的地理坐标系是指原点O选在载体重心处，X指向东，Y指向北，Z沿垂线方向指向天，即东北天坐标系OXYZ；载体坐标系是固连在载体上的坐标系，其坐标原点O位于载体的重心处，X₁沿载体横轴指向右，Y₁沿载体纵轴指向前，Z₁垂直于OX₁Y₁，并沿飞行器的竖轴指向上，载体坐标系表示为OX₁Y₁Z₁

如图1所示，本发明提供了一种基于惯导系统量测滞后的动中通天线跟踪控制方法，其特征在于步骤如下：

(1)进入天线跟踪状态时，预设超前驱动系数K₀(0<K₀≤1.0)，设置控制周期定时器T和补偿标志MFlag，初值均为零；读取天线俯仰角和方位角值，存入数组变量fAInc_old[2]中；

(2)控制周期定时器T开始计时，当达到预定控制时间后，进入步骤(3)；

(3)根据惯导系统的导航信息解算出本周期天线俯仰角fPitch和方位角fYaw，存入数组变量fAInc[2]中，并计算本周期天线俯仰和方位驱动角度fDrv[2]＝fAInc[2]-fAInc_old[2]；

根据惯导系统的导航信息解算出本周期天线俯仰角fPitch和方位角fYaw具体为：

先计算卫星位置信息在地理坐标系上的投影fX_t、fY_t、fZ_t，具体为：

其中，R_e为地球半径，h₀为载体当前高度，λ_Sat、λ₀、分别为卫星经度、载体经度和载体纬度；

然后计算出卫星在载体坐标系上的投影fX_c、fY_c、fZ_c，具体为：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{fX}}_c\\ {\mathrm{fY}}_c\\ {\mathrm{fZ}}_c\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}\cos \left(R\right)\cos \left(Y\right)-\sin \left(P\right)\sin \left(R\right)\sin \left(Y\right)& -\cos \left(P\right)\sin \left(Y\right)& \sin \left(R\right)\cos \left(Y\right)+\cos \left(R\right)\sin \left(P\right)\sin \left(Y\right)\\ \cos \left(R\right)\sin \left(Y\right)+\sin \left(P\right)\sin \left(R\right)\cos \left(Y\right)& \cos \left(P\right)\cos \left(Y\right)& \sin \left(R\right)\sin \left(Y\right)-\cos \left(R\right)\sin \left(R\right)\cos \left(Y\right)\\ -\cos \left(P\right)\sin \left(R\right)& \sin \left(P\right)& \cos \left(R\right)\cos \left(P\right)\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{\mathrm{fX}}_t\\ {\mathrm{fY}}_t\\ {\mathrm{fZ}}_t\end{array}\right];$

其中，P、R和Y为载体俯仰角、滚动角和航向角；

最后更新天线俯仰角和方位角为：

$fPitch=\arctan \left(\frac{{\mathrm{fZ}}_c}{\sqrt{{\mathrm{fX}}_c^2+{\mathrm{fY}}_c^2}}\right),$

$fYaw=\arctan \left(\frac{{\mathrm{fX}}_c}{{\mathrm{fY}}_c}\right);$

其中，fPitch为天线俯仰角和fYaw为天线方位角。

判断补偿标志MFLAG是否有效，MFLAG＝0时表示无效，MFLAG＝1时表示有效，若补偿标志MFLAG无效则执行步骤(a)；若补偿标志MFLAG有效，则执行步骤(b)；

(a)计算天线俯仰角和方位角的超前驱动补偿量fPulse[2]＝K₀·fDrv[2]，并设置补偿标志MFlag有效，即MFlag＝1，之后进入步骤(4)；

(b)计算天线俯仰角和方位角的超前驱动补偿量fPulse[2]＝K₀·(fDrv[2]-fDrv_Old[2])，之后进入步骤(4)；

(4)根据超前驱动补偿量fPulse[2]解算出天线俯仰角和方位角本周期补偿后驱动角度fModify[2]＝fDrv[2]+fPulse[2]，并发送给天线伺服系统驱动天线转动，之后进入步骤(5)；

(5)设置上周期天线俯仰角和方位角数组变量fAInc_old[2]＝fAInc[2]，上周期天线俯仰和方位驱动角度fDrv_old[2]＝fDrv[2]，之后返回步骤(2)，进行下一周期的天线跟踪补偿驱动控制。

上述步骤循环执行，以实现动中通天线的跟踪控制。

实施例：

(1)设超前驱动系数K₀＝0.2，控制周期定时器T＝5ms，补偿标志MFlag＝0，读取天线俯仰角和方位角值，存入数组变量fAInc_old[2]＝{45.0°,180.0°}；当前载体俯仰角P＝0.5°、R＝0.5°和Y＝125°，卫星经度λ_Sat＝130°、载体经度λ₀＝116.14°、则本周期天线俯仰角fPitch＝49.091°和方位角fYaw＝194.328°，存入数组变量fAInc[2]＝{49.091°,194.328°}；计算本周期天线俯仰和方位驱动角度fDrv[2]＝{4.091°,14.328°}；

(2)当控制周期到来时，此时补偿标志MFlag＝0，超前驱动补偿量fPulse[2]＝{0.818°，2.865°}，设置补偿标志MFlag＝1，本周期补偿后驱动角度fModify[2]＝{4.909°，17.194°}，并发送给天线伺服系统驱动天线转动；上周期天线俯仰和方位驱动角度fDrv_old[2]＝{4.091°,14.328°}，上周期天线俯仰角和方位角数组变量fAInc_old[2]＝{49.091°,194.328°}；返回等待下一控制周期；

(3)当下一控制周期到来时，此时载体俯仰角P＝0.6°、R＝0.6°和Y＝126°，则本周期天线俯仰角fPitch＝49.241°和方位角fYaw＝198.346°，存入数组变量fAInc[2]＝{49.241°,198.346°}；计算本周期天线俯仰和方位驱动角度fDrv[2]＝{0.150°,4.018°}；

(4)补偿标志MFlag＝1，超前驱动补偿量fPulse[2]＝{-0.788°，-2.062°}，设置补偿标志MFlag＝1，本周期补偿后驱动角度fModify[2]＝{-0.638°，1.956°}，并发送给天线伺服系统驱动天线转动；上周期天线俯仰和方位驱动角度fDrv_old[2]＝{0.150°,4.018°}，上周期天线俯仰角和方位角数组变量fAInc_old[2]＝{49.241°,198.346°}；返回等待下一控制周期。

动中通惯导系统控制周期一般为5ms，当动中通载体扰动角速率为200°/s时，则5ms时间内的载体跟踪延迟角速率为1°/s。假设本发明中超前驱动系数K₀＝0.2，计算出的5ms角度超前驱动量为0.2°/s，则5ms时间内的载体跟踪延迟角速率降低为0.8°/s，小于未补偿前1°/s的延迟误差，而且当超前驱动系数K₀取值越大时对延迟误差补偿效果将越明显。

Claims (9)

1.一种基于惯导系统量测滞后的动中通天线跟踪控制方法，其特征在于步骤如下：

（1）当惯导系统进入天线跟踪状态时，预设超前驱动系数K₀，设置控制周期定时器T和补偿标志MFlag；读取天线俯仰角和方位角值，存入数组变量fAInc_old[2]中；

（2）控制周期定时器T开始计时，当达到预定控制时间后，进入步骤(3)；

（3）根据惯导系统的导航信息解算出当前周期天线俯仰角fPitch和方位角fYaw，存入数组变量fAInc[2]中，并计算当前周期天线俯仰驱动角度和方位驱动角度fDrv[2]=fAInc[2]-fAInc_old[2]；判断补偿标志MFLAG是否有效，若补偿标志MFLAG无效则执行步骤(a)；若补偿标志MFLAG有效，则执行步骤(b)；

(a)计算天线俯仰角和方位角的超前驱动补偿量fPulse[2]，并设置补偿标志MFlag有效，即MFlag=1，之后进入步骤（4）；

(b)计算天线俯仰角和方位角的超前驱动补偿量fPulse[2]，之后进入步骤（4）；

(4)根据超前驱动补偿量fPulse[2]解算出天线俯仰角和方位角当前周期补偿后驱动角度fModify[2]=fDrv[2]+fPulse[2]，并发送给天线控制系统驱动天线转动，之后进入步骤（5）；

（5）设置上周期天线俯仰角和方位角数组变量fAInc_old[2]=fAInc[2]，上周期天线俯仰和方位驱动角度fDrv_old[2]=fDrv[2]，令周期定时器T清零，之后返回步骤（2），进行下一周期的天线跟踪补偿驱动控制。

2.根据权利要求1所述的一种基于惯导系统量测滞后的动中通天线跟踪控制方法，其特征在于：所述根据惯导系统的导航信息解算出当前周期天线俯仰角fPitch和方位角fYaw具体为：

（2.1）计算卫星位置信息在惯导系统地理坐标系上的投影fX_t、fY_t、fZ_t，具体为：

其中，R_e为地球半径，h₀为动中通载体当前高度，λ_Sat、λ₀、分别为卫星经度、载体经度和载体纬度；

（2.2）计算出卫星在载体坐标系上的投影fX_c、fY_c、fZ_c，具体为：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{fX}}_c\\ {\mathrm{fY}}_c\\ {\mathrm{fZ}}_c\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}\cos \left(R\right)\cos \left(Y\right)-\sin \left(P\right)\sin \left(R\right)\sin \left(Y\right)& -\cos \left(P\right)\sin \left(Y\right)& \sin \left(R\right)\cos \left(Y\right)+\cos \left(R\right)\sin \left(P\right)\sin \left(Y\right)\\ \cos \left(R\right)\sin \left(Y\right)+\sin \left(P\right)\sin \left(R\right)\cos \left(Y\right)& \cos \left(P\right)\cos \left(Y\right)& \sin \left(R\right)\sin \left(Y\right)-\cos \left(R\right)\sin \left(R\right)\cos \left(Y\right)\\ -\cos \left(P\right)\sin \left(R\right)& \sin \left(P\right)& \cos \left(R\right)\cos \left(P\right)\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{\mathrm{fX}}_t\\ {\mathrm{fY}}_t\\ {\mathrm{fZ}}_t\end{array}\right];$

其中，P、R和Y为载体俯仰角、滚动角和航向角；

（2.3）更新天线俯仰角和方位角为：

$fPitch=\arctan \left(\frac{{\mathrm{fZ}}_c}{\sqrt{{\mathrm{fX}}_c^2+{\mathrm{fY}}_c^2}}\right),$

$fYaw=\arctan \left(\frac{{\mathrm{fX}}_c}{{\mathrm{fY}}_c}\right);$

其中，fPitch为天线俯仰角，fYaw为天线方位角。

3.根据权利要求2所述的一种基于惯导系统量测滞后的动中通天线跟踪控制方法，其特征在于：所述惯导系统地理坐标系定义为OXYZ：原点O选在动中通载体的重心处，X指向东，Y指向北，Z沿垂线方向指向天。

4.根据权利要求2所述的一种基于惯导系统量测滞后的动中通天线跟踪控制方法，其特征在于：所述载体坐标系是固连在载体上的坐标系，其坐标原点O位于载体的重心处，X₁沿载体横轴指向右，Y₁沿载体纵轴指向前，Z₁垂直于OX₁Y₁，并沿飞行器的竖轴指向上，载体坐标系表示为OX₁Y₁Z₁。

5.根据权利要求1所述的一种基于惯导系统量测滞后的动中通天线跟踪控制方法，其特征在于：所述超前驱动系数K₀的取值范围为0<K₀≤1.0。

6.根据权利要求1所述的一种基于惯导系统量测滞后的动中通天线跟踪控制方法，其特征在于：步骤（a）中天线俯仰角和方位角的超前驱动补偿量fPulse[2]=K₀·fDrv[2]。

7.根据权利要求1所述的一种基于惯导系统量测滞后的动中通天线跟踪控制方法，其特征在于：步骤（b）中天线俯仰角和方位角的超前驱动补偿量fPulse[2]=K₀·(fDrv[2]-fDrv_old[2])。

8.根据权利要求1所述的一种基于惯导系统量测滞后的动中通天线跟踪控制方法，其特征在于：控制周期定时器T和补偿标志MFlag的初值均为0。

9.根据权利要求1所述的一种基于惯导系统量测滞后的动中通天线跟踪控制方法，其特征在于：所述补偿标志MFLAG=0时表示无效，MFLAG=1时表示有效。