CN105789894A - 一种太阳同步轨道卫星的uhf天线跟踪方法 - Google Patents

一种太阳同步轨道卫星的uhf天线跟踪方法 Download PDF

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韩大鹏
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项军华
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袁福
高玉东
连君
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Abstract

本发明提供一种太阳同步轨道卫星的UHF天线跟踪方法，在满足跟踪精度的要求下，用以解决传统的天线跟踪方法无法连续跟踪卫星的问题。本发明所述的UHF天线跟踪方法包括以下步骤：确定天线转向控制器的零位；计算卫星过境的时间和过境时的方位角、俯仰角序列；将卫星过境弧段的测控方位角转换到一段连续的区间；在卫星过境时，按照转换后的方位角、计算的俯仰角和时间序列控制天线转向控制器，实现对卫星的不间断跟踪。本发明提供的跟踪方法克服了以往UHF天线在控制过程中会出现无法连续跟踪卫星的缺点，可以连续跟踪卫星，极大提高了测控效率。

Description

一种太阳同步轨道卫星的UHF天线跟踪方法
技术领域
本发明涉及一种卫星地面测控领域的天线控制方法，特别是涉及一种太阳同步轨道卫星的UHF天线跟踪方法，它为太阳同步轨道卫星过境期间无间断测控提供了一种地面测控天线指向控制方法。
背景技术
太阳同步轨道卫星的轨道平面和太阳始终保持相对固定取向，轨道的倾角接近90度(大于90度)，卫星要在两极附近通过。太阳同步轨道兼有极轨道的特点，可以俯瞰整个地球边表面。选择适当的发射时间，可以使卫星经过一些地区时，这些地区始终有较好的光照条件。气象卫星、地球资源卫星一般都选取太阳同步轨道，以使拍摄的地面目标图像最好。
UHF(指甚高频段，频率为300～3000MHz，是UltraHighFrequency的缩写)天线跟踪测控卫星时，将天线对卫星的指向分解成方位角和俯仰角，并分别对方位角和俯仰角进行控制，其方位角的范围为0～360度。目前市面上的天线转向控制器，在方位角上的控制范围为0～450度。以正东为X轴正向，以正北为Y轴正向建立坐标系，常用的SpidAlfa，WispDDE等天线跟踪控制方法设置天线的零位为正北方向。如图1所示，当卫星一次过境的测控方位角分布在一、二、四象限时(升段从二象限入，四象限出；降段从四象限入，二象限出)，由于限位装置的限制，SpidAlfa等天线跟踪方法会控制天线从0度转到360度(或者从360度倒转回0零度)再跟踪卫星，天线旋转360度需要40多秒，导致无法连续跟踪卫星。而这种测控方位角分布在一、二、四象限这种情况在太阳同步轨道卫星中很常见。如何解决天线连续快速跟踪卫星的控制方法成为卫星地面测控的重要技术
发明内容
鉴于现有技术存在的上述问题，本发明提供一种太阳同步轨道卫星的UHF天线跟踪方法，用以解决当前天线跟踪方法无法连续快速跟踪卫星的缺陷。
本发明所述太阳同步轨道卫星的UHF天线跟踪方法包括以下步骤：
S1：根据太阳同步轨道卫星过境测控弧段的特点和天线转台限制，确定天线转向控制器的零位；
S2：根据卫星轨道参数计算卫星过境的时间和过境时的方位角、俯仰角序列；
S3：将卫星过境弧段的测控方位角转换到一段连续的区间；
S4：在卫星过境时，按照转换后的方位角、计算的俯仰角和时间序列控制天线转向控制器，实现对卫星的不间断跟踪。
进一步，S1中确定的天线转向控制器的零位的角度选择空间优选为[120°，150°]。
进一步，S3中所述的一段连续的区间优选为[0，450°]或者[450°，0]区间中一段连续的区间。
进一步，S3中所述的测控方位角转换的具体算法如下：
其中x为S1中确定的控制器零位，Azms[i]为S2得到的方位角控制序列，Azms′[i]为换算后得到的方位角控制序列，Az为卫星过境的弧段。
相对于现有技术而言，本发明具有下列优点：本发明根据太阳同步轨道卫星过境时测控弧段的特点设计，考虑了天线转台控制器方位角控制范围的限制，克服了以往UHF天线控制过程中会出现无法连续快速跟踪卫星的缺点，方便快捷，提高了测控效率。
附图说明
图1为卫星过境时的方位角分布示意图。
图2为本发明实施例中所述天线跟踪方法的流程图。
图3为实施例1中卫星过境弧段方位角跨越零位的转换关系图。
图4为实施例2中卫星过境弧段方位角跨越零位的转换关系图。
图5为实施例3中卫星过境弧段方位角不跨越零位的转换关系图。
具体实施方式
为了解本发明的特征、内容与优点及其所能的达成的功效，下面结合附图2和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
针对某一次卫星过境，其具体操作如下：
S1：太阳同步轨道卫星升段过境时由南向北经过地面站，降段过境时由北向南经过地面站。天线零位位于第一象限时，测控弧度经过一、二、三象限时会出现测控间断的情况；天线零位位于第三象限时，测控弧度经过三、四、一象限时会出现测控间断的情况，因此天线零位只能位于第二或者第四象限。天线零位位于第四象限时，卫星测控完毕天线位置归零转动的角度大于天线零位位于第二象限的情况，为减少控制器的机械转动，选择天线零位位于第二象限。设置天线零位位于第二象限，当卫星测控弧段经过一、二、三象限时，要求零位位于[120°,180°]区间中(根据太阳同步轨道卫星轨道统计结果，卫星经过一、二、三象限情形下，进入或者离开第三象限时，太阳同步轨道卫星的最大方位角小于210度，转台最大转动角度为450度，因此要求零位大于210-(450-360)，即120度)；同时又要保证卫星经过二、三、四象限时，测控弧段不跨越天线零位(否则出现测控间断)，要求零位位于[90,150]区间中(根据太阳同步轨道卫星轨道统计结果，卫星经过二、三、四象限情形下，进入或者离开第二象限时，太阳同步轨道卫星的最小方位角大于150度，因此要求零位小于150度)。同时满足两个必要条件的零位区间为[120°,150°]。因此确定天线转向控制器的零位为x度(x∈[120°,150°])；
S2：根据卫星的TLE(两行轨道数据，是Two-LineOrbitalElement的缩写)格式轨道参数，计算卫星下一次入境时的时刻T(仰角为0°)、方位角控制序列Azms、俯仰角控制序列Elvs；
S3：对方位角控制序列Azms进行变换，得到方位角控制序列Azms'，变换算法如下所示，
其中x为S1中确定的控制器零位，Azms[i]为S2得到的方位角控制序列，Azms′[i]为换算后得到的方位角控制序列，Az为卫星过境的弧段。
S4：时间到达时刻T时，按照控制序列Azms'和Elvs分别控制天线转向控制器的方位角和俯仰角，直至卫星出境。
下面结合图3至图5通过实施例来更好的理解本发明。
实施例1：测控弧度跨越零位
输入参数：
a)卫星TLE轨道参数为：
140144U14053B15167.82809124.0000451600000-015723-309997
240144097.3834244.59630012915005.3964133.893315.3012168143024
b)长沙地面站的地理位置为：经度112.9710°E，维度28.1894°N，高度150m。
c)当前时刻为北京时间：2015-07-1322:00:00。
操作步骤：
步骤一：天线转向控制器零位设为135度；
步骤二：使用卫星轨道参数，计算卫星下一次过境时刻为北京时间2015-07-1222:44:42，过境弧段为[166.4,0]、[360,350.1]两个区间，方位角序列Azms为[166.44,166.43,166.42，……,60.35,53.47,……,350.2,350.1]，俯仰角序列Elvs为[0.05,0.1,0.2,……,83.1,82.8,……,0.2,0.1]。方位角序列和俯仰角序列中控制量的间隔都为1秒钟，单位度。
步骤三：根据转换规则，得到转换后的方位角序列Azms'为[391.44,391.43,391.42,……,285.35,278.47,……,215.2,215.1]。
步骤四：北京时间2015-07-1322:44:42时，按照控制序列Azms'和Elvs分别控制天线转向控制器的方位角和俯仰角。22:44:42秒时用Azms'[0]和Elvs[0]控制天线方位角和俯仰角，22:44:43秒时用Azms'[1]和Elvs[1]控制天线方位角和俯仰角，以此类推，直至卫星出境。
实施例1中的方位角序列变换如图3所示(图中短虚线表示变换前的测控弧弧段，长虚线表示变换后的测控弧段)。由图3可得，通过方位角序列变换，将不连续的方位角序列转换为连续的方位角序列，在UHF天线跟踪卫星时不会出现跟踪不连续的现象。
实施例2：测控弧度跨越零位
输入参数：
a)卫星TLE轨道参数为：
140144U14053B15167.82809124.0000451600000-015723-309997
240144097.3834244.59630012915005.3964133.893315.3012168143024
b)长沙地面站的地理位置为：经度112.9710°E，维度28.1894°N，高度150m。
c)当前时刻为北京时间：2015-07-1322:00:00。
操作步骤：
步骤一：天线转向控制器零位为145度；
步骤二：使用卫星轨道参数，计算卫星下一次过境时刻为北京时间2015-07-1222:44:42，过境弧段为[166.4,0]、[360,350.1]两个区间，方位角序列Azms为[166.44,166.43,166.42，……,60.35,53.47,……,350.2,350.1]，俯仰角序列Elvs为[0.05,0.1,0.2,……,83.1,82.8,……,0.2,0.1]。方位角序列和俯仰角序列中控制量的间隔都为1秒钟，单位度。
步骤三：根据转换规则，得到转换后的方位角序列Azms'为[381.44,381.43,381.42,……,275.35,268.47,……,205.2,205.1]。
步骤四：北京时间2015-07-1322:44:42时，按照控制序列Azms'和Elvs分别控制天线转向控制器的方位角和俯仰角。22:44:42秒时用Azms'[0]和Elvs[0]控制天线方位角和俯仰角，22:44:43秒时用Azms'[1]和Elvs[1]控制天线方位角和俯仰角，以此类推，直至卫星出境。
实施例2中的方位角序列变换如图4所示(图中短虚线表示变换前的测控弧弧段，长虚线表示变换后的测控弧段)。由图4可得，通过方位角序列变换，将不连续的方位角序列转换为连续的方位角序列，在UHF天线跟踪卫星时不会出现跟踪不连续的现象。
实施例3：测控弧度不跨越零位
输入参数：
a)卫星TLE轨道参数为：
140144U14053B15294.92153301.0000405700000-013872-309991
240144097.374410.93590010888266.1939181.445915.3079859362467
b)长沙地面站的地理位置为：经度112.9710°E，维度28.1894°N，高度150m。
c)当前时刻为北京时间：2015-07-1411:00:00。
操作步骤：
步骤一：天线转向控制器零位为135度；
步骤二：使用卫星轨道参数，计算卫星下一次过境时刻为北京时间2015-07-1411:38:10，过境弧段为[2.7,0]、[360,204.8]两个区间，方位角序列Azms为[2.74,2.73,2.72，……,284.0,283.1,……,204.9,204.8]，俯仰角序列Elvs为[0.0,0.1,0.15,……,42.8,42.8,……,0.2,0.1]。方位角序列和俯仰角序列中控制量的间隔都为1秒钟，单位度。
步骤三：根据转换规则，得到转换后的方位角序列Azms'为[227.74,227.73,227.72,……,149.0,148.1……,69.9,69.8]。
步骤四：北京时间2015-07-1411:38:10时，按照控制序列Azms'和Elvs分别控制天线转向控制器的方位角和俯仰角。11:38:10秒时用Azms'[0]和Elvs[0]控制天线方位角和俯仰角，11:38:11秒时用Azms'[1]和Elvs[1]控制天线方位角和俯仰角，以此类推，直至卫星出境。
实施例3中的方位角序列变换如图5所示(图中短虚线表示变换前的测控弧弧段，长虚线表示变换后的测控弧段)。由图5可得，在卫星测控弧度不跨越零位时，该变换方法能保证天线连续跟踪测控卫星。
本发明提供了一种可以连续跟踪的太阳同步轨道卫星的UHF天线跟踪方法，考虑了天线转台控制器方位角控制范围的限制，克服了以往UHF天线控制过程中会出现无法连续跟踪卫星的缺点，在解决问题的同时可以达到比较满意的效果，在应用过程中可以根据卫星过境弧段的特点，修改天线转向器零位的位置，将该方法扩展应用到非太阳同步轨道卫星的天线跟踪控制中。

Claims (4)

1.一种太阳同步轨道卫星的UHF天线跟踪方法，其特征包括以下步骤：
S1：根据太阳同步轨道卫星过境测控弧段的特点和天线转台限制，确定天线转向控制器的零位；
S2：根据卫星轨道参数计算卫星过境的时间和过境时的方位角、俯仰角序列；
S3：将卫星过境弧段的测控方位角转换到一段连续的区间；
S4：在卫星过境时，按照转换后的方位角、计算的俯仰角和时间序列控制天线转向控制器，实现对卫星的不间断跟踪。
2.根据权利要求1所述的太阳同步轨道卫星的UHF天线跟踪方法，其特征在于S1中确定的天线转向控制器的零位的角度选择空间为[120°,150°]。
3.根据权利要求2所述的太阳同步轨道卫星的UHF天线跟踪方法，其特征在于S3中所述的一段连续的区间为[0，450°]或者[450°,0]区间中一段连续的区间。
4.根据权利要求3所述的太阳同步轨道卫星的UHF天线跟踪方法，其特征在于S3中所述的测控方位角转换的具体算法如下：
其中x为S1中确定的控制器零位，Azms[i]为S2得到的方位角控制序列，Azms′[i]为换算后得到的方位角控制序列，Az为卫星过境的弧段。
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