CN105589465B - 星载二维驱动天线运动指标计算方法 - Google Patents

星载二维驱动天线运动指标计算方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及到星载二维驱动天线运动指标计算方法，其先需建立天线驱动运动模型、卫星轨道动力学、姿态信息模型，再建立天线与地面或中继星等目标的联系关系，建立几何意义上的互动关系，进行数学仿真计算，获取卫星上二维驱动天线的运动指标。本发明解决了星载二维驱动天线运动指标的论证工程实际问题，能有效地给出二维驱动天线与整星运动指标，解决相应的指标接口问题，并能够判断二维驱动天线的控制方式合理性。通过循环迭代分析，能够指导卫星选用二维驱动天线的控制类型。

Description

星载二维驱动天线运动指标计算方法
技术领域
本发明涉及星载二维驱动天线运动指标的论证，属于卫星接口指标论证,具体涉及一种星载二维驱动天线运动指标计算方法。
背景技术
随着卫星技术的发展，有效载荷的功能、性能决定了卫星应用的广度和深度，目前世界各大国都在抓紧进行光学、红外、微波等有效载荷的研究，数据信息量越来越大，卫星传统的数传技术很难满足要求，数传采用更高频率的频段，这就要求采用二维驱动的点目标传输方案，中继数传也同样采用点目标传输方案；另外对于一些特定的卫星，需卫星与卫星之间进行相互通讯，也可采用二维驱动的通讯方式。
这将需要精确指向对方以保证数据传输/通信的质量，特别是在卫星之间存在相对运动时，更需及时调整卫星天线的指向，保证信号接收/发送始终处于最佳接收状态。
二维驱动天线的使用带来了二维驱动天线的运动指标提出和天线控制方案的选型问题，本发明将针对这两个方面问题提出具体的方法进行解决。
发明内容
为了解决星载二维驱动天线运动指标论证问题，本发明的目的在于提出一种星载二维驱动天线运动指标计算方法，利用本发明，可以提出天线角度控制角速度范围、天线角度控制角加速度范围、天线与地面站或中继星等目标的可见时间、天线对整星的干扰力矩指标，解决相应的指标接口问题，并能够判断二维驱动天线的控制方式合理性，指导卫星对二维驱动天线的控制方案选型。
根据本发明提供的一种星载二维驱动天线运动指标计算方法，包括如下步骤：
步骤S101：建立卫星轨道动力学模型和姿态信息模型；
步骤S102：建立天线二维驱动的控制模型；
步骤S103：根据天线二维驱动的控制模型，计算获取天线与目标的可见性。
优选地，在所述步骤S101中：
将卫星轨道参数作为输入，建立卫星轨道动力学模型；姿态信息模型，用于按照卫星总体的运行模式，并结合卫星轨道特性，仿真输出卫星姿态信息；
优选地，在所述步骤S101中：
在计算目标地理位置时，考虑地球椭球面模型，地球椭球面模型采用如下公式：
其中，r为目标在地固系下的位置矢量，x,y,z分别表示在地固系下的X方向、Y方向、Z方向的位置矢量，I为目标的地理经度，μ为目标的地理纬度，h为目标的水平地高，代式λs和rs由以下公式表示：
λs＝arctan((1-f)2tanμ)
其中，f为地球椭率，数值为R为地球赤道半径，数值为6378137米。
优选地，在所述步骤S102中：
根据星载二维驱动天线的机械物理状态，建立天线二维驱动的运行控制模型，并建立二维驱动天线的天线坐标系，建立卫星本体坐标系与二维驱动天线的控制参数的对应关系。
优选地，在建立XY向天线二维驱动的运动控制模型时：
Xj角和Yj角表示天线的真实驱动目标角度；
将定义在二维驱动天线坐标系(OjXjYjZj)中的俯仰角β、方位角α转换成二维驱动天线坐标系下的两轴转角Xj和Yj；
对应的光轴指向矢量为：
其中，表示天线光轴在轨道坐标系下的矢量方向，rx1表示天线光轴在轨道坐标系下X轴矢量值，ry1表示表示天线光轴在轨道坐标系下Y轴矢量值，rz1表示表示天线光轴在轨道坐标系下Z轴矢量值；
Xj角：
Xj＝arctan(-ry/rz)；
Yj角：
其中，表示天线光轴在二维驱动天线坐标系下的矢量方向，rx表示天线光轴在二维驱动天线坐标系下的X轴矢量值，ry表示天线光轴在二维驱动天线坐标系下的Y轴矢量值，rz表示天线光轴在二维驱动天线坐标系下的Z轴矢量值，RY(180°)表示绕Y轴转180°的转置矩阵，RZ(-90°)表示绕Z轴转-90°的转置矩阵；Xj表示二维驱动天线的在X轴的真实角度，Yj表示二维驱动天线的在Y轴的真实角度。
优选地，在所述步骤S103中：
计算不同时间下地面站或中继星在二维驱动天线坐标系的矢量方向，并判断矢量方向是否在二维驱动天线的物理转动范围内，同时判断地球对二维驱动天线矢量方向是否有遮挡，若无遮挡，则判断在当前时间下天线与目标可见。
优选地，还包括步骤：
步骤S104：计算获取天线与目标在可见性下的跟踪角度：
输出目标在二维天线中的可见时间，并将目标相对卫星本体坐标系的方向矢量转换到天线坐标系下，同时根据天线二维驱动的控制模型，获取天线实际的目标控制角度，从而获取天线的控制角速度；
步骤S105：计算获取天线与目标在可见性下的跟踪角速度；
目标在二维天线中的可见时间内，计算不同时间下的跟踪角速度：
其中，表示天线光轴在X轴的跟踪角速度，Xj表示天线光轴在X轴当前时间拍的角度，Xj-1表示天线光轴在X轴当前时间的前一秒角度；表示天线光轴在Y轴的跟踪角速度，Yj表示天线光轴在Y轴当前时间拍的角度，Yj-1表示天线光轴在Y轴当前时间的前一秒角度；
步骤S106：计算获取天线与目标在可见性下的跟踪角加速度
目标在二维天线中的可见时间内，计算不同时间下的跟踪角加速度：
其中，表示天线光轴在X轴的跟踪角加速度，表示天线光轴在X轴当前时间拍的角速度，表示天线光轴在X轴当前时间的前一秒角速度；表示天线光轴在Y轴的跟踪角加速度，表示天线光轴在Y轴当前时间拍的角速度，表示天线光轴在Y轴当前时间的前一秒角速度；
步骤S107：计算获取天线与目标在可见性下的干扰力矩：
目标在二维天线中的可见时间内，计算不同时间下的干扰力矩：
其中，M为总干扰力矩；Mx为作用于二维天线根部的X轴干扰力矩，My为作用于二维天线根部的Y轴干扰力矩，My为作用于二维天线根部的Z轴干扰力矩，J为二维驱动天线质量特性参数；
Jxx表示二维天线的X主惯量
Jxy表示二维天线的XY向惯量积
Jxz表示二维天线的XZ向惯量积
Jyx表示二维天线的YX向惯量积
Jyy表示二维天线的Y主惯量
Jyz表示二维天线的YZ向惯量积
Jzx表示二维天线的ZX向惯量积
Jzy表示二维天线的ZY向惯量积
Jzz表示二维天线的Z主惯量
优选地，步骤S107计算的干扰力矩将给出反馈于卫星姿态控制中，若角加速度存在奇点，理论上将存在无穷大，那么干扰力矩也将趋近于无穷大，则说明天线二维驱动的物理设计不适合当前卫星的应用，需要更改天线二维驱动的物理设计避免奇点。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明可解决星载二维驱动天线运动指标的论证工程实际问题，能有效地给出二维驱动天线运动指标，解决相应的指标接口问题，并能够判断二维驱动天线的控制方式合理性。通过循环迭代分析，能够指导卫星选用二维驱动天线的控制类型。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1是本发明星载二维驱动天线运动指标计算方法的流程示意图。
图2是二维驱动天线坐标系中各角度定义。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
图1是本发明星载二维驱动天线运动指标计算方法流程图；如图1的实施例所示，该流程包括：
步骤A：建立卫星轨道动力学和姿态信息模型
通过引入地球岁差、章动、自转和极移模型，计算惯性系和地固系的转换矩阵，继而得到目标随地球转动在惯性空间中的位置；通过二体或J2轨道模型(甚至更加精确的轨道模型)根据时间递推卫星轨道，根据卫星运行模式，在卫星轨道动力学基础上，添加卫星姿态信息状态；
步骤B：建立天线二维驱动的控制模型
根据星载二维驱动天线的机械物理状态，建立天线二维驱动的运行控制数学模型，并建立二维驱动天线的天线坐标系，建立卫星本体坐标系与二维驱动天线的控制参数的对应关系；
步骤C：仿真计算星载二维天线的运动指标
根据以上的模型，仿真输出目标在二维天线中的可见时间，并将目标相对卫星本体坐标系的方向矢量转换到二维驱动天线的天线坐标系下，同时根据天线二维驱动的控制模型，获取天线实际的目标控制角度，从而获取天线的控制角速度、角加速度和干扰力矩。
本发明提供的星载二维驱动天线运动指标计算方法，具体的先后和逻辑关系如下：
步骤S101，建立卫星轨道动力学和姿态信息模型：
准备卫星轨道参数作为输入，用于建立卫星轨道动力学模型；姿态信息模型，按照卫星总体的运行模式，并结合卫星轨道特性，仿真输出卫星姿态信息。
在计算目标地理位置时，考虑地球椭球面模型，地球椭球面模型采用如下公式：
其中r为目标在地固系下的位置矢量，x,y,z分别表示在地固系下的X方向、Y方向、Z方向的位置矢量，I为目标的地理经度，μ为目标的地理纬度，h为目标的水平地高，λs和rs由以下公式表示：
λs＝arctan((1-f)2tanμ)
其中，f为地球椭率，数值为R为地球赤道半径，数值为6378137。
步骤S102，天线二维驱动的控制模型：
天线二维驱动的控制模型根据设计而来，现给出最典型的XY向天线二维驱动控制模型，XY向天线的转动中，Xj角和Yj角即天线的真实驱动目标角度。
OjP为二维驱动天线矢量，将定义在二维驱动天线坐标系(OjXjYjZj)中的俯仰角β、方位角α转换成二维驱动天线坐标系下的两轴转角Xj和Yj。
输入：方位角为α
俯仰角为β
对应的光轴指向矢量为：
(轨道坐标系)
其中，表示天线光轴在轨道坐标系下的矢量方向，rx1表示天线光轴在轨道坐标系下X轴矢量值，ry1表示表示天线光轴在轨道坐标系下Y轴矢量值，rz1表示表示天线光轴在轨道坐标系下Z轴矢量值；
输出：
Xj角：
Xj＝arctan(-ry/rz)；
Yj角：
其中，表示天线光轴在二维驱动天线坐标系下的矢量方向，rx表示天线光轴在二维驱动天线坐标系下的X轴矢量值，ry表示天线光轴在二维驱动天线坐标系下的Y轴矢量值，rz表示天线光轴在二维驱动天线坐标系下的Z轴矢量值，RY(180°)表示绕Y轴转180°的转置矩阵，RZ(-90°)表示绕Z轴转-90°的转置矩阵；Xj表示二维驱动天线的在X轴的真实角度，Yj表示二维驱动天线的在Y轴的真实角度；
步骤S103，计算获取天线与目标的可见性
计算不同时间下地面站或中继星在二维驱动天线坐标系的矢量方向，并判断矢量方向是否在二维驱动天线的物理转动范围内，同时判断地球是否对其矢量方向是否有遮挡，若无遮挡，则判断在当前时间下天线与目标可见。
步骤S104，计算获取天线与目标在可见性下的跟踪角度
输出目标在二维天线中的可见时间，并将目标相对卫星本体坐标系的方向矢量转换到天线坐标系下，同时根据天线二维驱动的控制模型，获取天线实际的目标控制角度，从而获取天线的控制角速度。
S105计算获取天线与目标在可见性下的跟踪角速度；
目标在二维天线中的可见时间内，计算不同时间下的跟踪角速度：
其中，表示天线光轴在X轴的跟踪角速度，Xj表示天线光轴在X轴当前时间拍的角度，Xj-1表示天线光轴在X轴当前时间的前一秒角度；表示天线光轴在Y轴的跟踪角速度，Yj表示天线光轴在Y轴当前时间拍的角度，Yj-1表示天线光轴在Y轴当前时间的前一秒角度；
步骤S106，计算获取天线与目标在可见性下的跟踪角加速度；
目标在二维天线中的可见时间内，计算不同时间下的跟踪角加速度：
其中，表示天线光轴在X轴的跟踪角加速度，表示天线光轴在X轴当前时间拍的角速度，表示天线光轴在X轴当前时间的前一秒角速度；表示天线光轴在Y轴的跟踪角加速度，表示天线光轴在X轴当前时间拍的角速度，表示天线光轴在X轴当前时间的前一秒角速度；
步骤S107，计算获取天线与目标在可见性下的干扰力矩：
目标在二维天线中的可见时间内，计算不同时间下的干扰力矩：
其中，M为总干扰力矩；Mx为作用于二维天线根部的X轴干扰力矩，My为作用于二维天线根部的Y轴干扰力矩，My为作用于二维天线根部的Z轴干扰力矩，J为二维驱动天线质量特性参数，J由二维驱动天线研制单位提供。
Jxx表示二维天线的X主惯量
Jxy表示二维天线的XY向惯量积
Jxz表示二维天线的XZ向惯量积
Jyx表示二维天线的YX向惯量积
Jyy表示二维天线的Y主惯量
Jyz表示二维天线的YZ向惯量积
Jzx表示二维天线的ZX向惯量积
Jzy表示二维天线的ZY向惯量积
Jzz表示二维天线的Z主惯量
计算的干扰力矩将给出反馈于卫星姿态控制中，若角加速度存在奇点，理论上将存在无穷大，那么干扰力矩也将趋近于无穷大，则说明天线二维驱动的物理设计不适合当前卫星的应用，需要更改天线二维驱动的物理设计避免奇点。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (6)

1.一种星载二维驱动天线运动指标计算方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤A：建立卫星轨道动力学模型和姿态信息模型；
步骤B：建立天线二维驱动的控制模型；
步骤C：仿真计算星载二维天线的运动指标；具体为，根据卫星轨道动力学模型、姿态信息模型，仿真输出目标在二维天线中的可见时间，并将目标相对卫星本体坐标系的方向矢量转换到二维驱动天线的天线坐标系下，同时根据天线二维驱动的控制模型，获取天线实际的目标控制角度，从而获取天线的控制角速度、角加速度和干扰力矩；
所述步骤C包括如下步骤：
步骤S103：计算不同时间下地面站或中继星在二维驱动天线坐标系的矢量方向，并判断矢量方向是否在二维驱动天线的物理转动范围内，同时判断地球对二维驱动天线矢量方向是否有遮挡，若无遮挡，则判断在当前时间下天线与目标可见；
步骤S104：计算获取天线与目标在可见性下的跟踪角度：
输出目标在二维天线中的可见时间，并将目标相对卫星本体坐标系的方向矢量转换到天线坐标系下，同时根据天线二维驱动的控制模型，获取天线实际的目标控制角度，从而获取天线的控制角速度；
步骤S105：计算获取天线与目标在可见性下的跟踪角速度；
目标在二维天线中的可见时间内，计算不同时间下的跟踪角速度：
其中，表示天线光轴在X轴的跟踪角速度，Xj表示天线光轴在X轴当前时间拍的角度，Xj-1表示天线光轴在X轴当前时间的前一秒角度；表示天线光轴在Y轴的跟踪角速度，Yj表示天线光轴在Y轴当前时间拍的角度，Yj-1表示天线光轴在Y轴当前时间的前一秒角度；
步骤S106：计算获取天线与目标在可见性下的跟踪角加速度
目标在二维天线中的可见时间内，计算不同时间下的跟踪角加速度：
其中，表示天线光轴在X轴的跟踪角加速度，表示天线光轴在X轴当前时间拍的角速度，表示天线光轴在X轴当前时间的前一秒角速度；表示天线光轴在Y轴的跟踪角加速度，表示天线光轴在Y轴当前时间拍的角速度，表示天线光轴在Y轴当前时间的前一秒角速度；
步骤S107：计算获取天线与目标在可见性下的干扰力矩：
目标在二维天线中的可见时间内，计算不同时间下的干扰力矩：
其中，M为总干扰力矩；Mx为作用于二维天线根部的X轴干扰力矩，My为作用于二维天线根部的Y轴干扰力矩，My为作用于二维天线根部的Z轴干扰力矩，J为二维驱动天线质量特性参数；
Jxx表示二维天线的X主惯量；
Jxy表示二维天线的XY向惯量积；
Jxz表示二维天线的XZ向惯量积；
Jyx表示二维天线的YX向惯量积；
Jyy表示二维天线的Y主惯量；
Jyz表示二维天线的YZ向惯量积；
Jzx表示二维天线的ZX向惯量积；
Jzy表示二维天线的ZY向惯量积；
Jzz表示二维天线的Z主惯量。
2.根据权利要求1所述的星载二维驱动天线运动指标计算方法，其特征在于，所述步骤A包括步骤S101：
将卫星轨道参数作为输入，建立卫星轨道动力学模型；姿态信息模型，用于按照卫星总体的运行模式，并结合卫星轨道特性，仿真输出卫星姿态信息。
3.根据权利要求1所述的星载二维驱动天线运动指标计算方法，其特征在于，在所述步骤A中：
在计算目标地理位置时，考虑地球椭球面模型，地球椭球面模型采用如下公式：
其中，r为目标在地固系下的位置矢量，x,y,z分别表示在地固系下的X方向、Y方向、Z方向的位置矢量，I为目标的地理经度，μ为目标的地理纬度，h为目标的水平地高，代式λs和rs由以下公式表示：
λs＝arctan((1-f)2tanμ)
其中f为地球椭率，数值为R为地球赤道半径，数值为6378137米。
4.根据权利要求1所述的星载二维驱动天线运动指标计算方法，其特征在于，所述步骤B包括步骤S102：
根据星载二维驱动天线的机械物理状态，建立天线二维驱动的运行控制模型，并建立二维驱动天线的天线坐标系，建立卫星本体坐标系与二维驱动天线的控制参数的对应关系。
5.根据权利要求4所述的星载二维驱动天线运动指标计算方法，其特征在于，在建立XY向天线二维驱动的运动控制模型时：
Xj角和Yj角表示天线的真实驱动目标角度；
将定义在二维驱动天线坐标系(OjXjYjZj)中的俯仰角β、方位角α转换成二维驱动天线坐标系下的两轴转角Xj和Yj；
对应的光轴指向矢量为：
其中，表示天线光轴在轨道坐标系下的矢量方向，rx1表示天线光轴在轨道坐标系下X轴矢量值，ry1表示表示天线光轴在轨道坐标系下Y轴矢量值，rz1表示表示天线光轴在轨道坐标系下Z轴矢量值；
Xj角：
Xj＝arc tan(-ry/rz)；
Yj角：
其中，表示天线光轴在二维驱动天线坐标系下的矢量方向，rx表示天线光轴在二维驱动天线坐标系下的X轴矢量值，ry表示天线光轴在二维驱动天线坐标系下的Y轴矢量值，rz表示天线光轴在二维驱动天线坐标系下的Z轴矢量值，RY(180°)表示绕Y轴转180°的转置矩阵，RZ(-90°)表示绕Z轴转-90°的转置矩阵；Xj表示二维驱动天线的在X轴的真实角度，Yj表示二维驱动天线的在Y轴的真实角度。
6.根据权利要求1所述的星载二维驱动天线运动指标计算方法，其特征在于，步骤S107计算的干扰力矩将给出反馈于卫星姿态控制中，若角加速度存在奇点，理论上将存在无穷大，那么干扰力矩也将趋近于无穷大，则说明天线二维驱动的物理设计不适合当前卫星的应用，需要更改天线二维驱动的物理设计避免奇点。
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