CN106329120A - 一种动中通低成本测控方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种动中通低成本测控方法，包括以下步骤：1)检测载体的运行特性数据，对加速度计及陀螺检测出的载体的运动特性数据进行去噪处理；2)根据载体的运动特性数据以及载体的地理位置信息通过姿态估计算法估计出载体的角速率及姿态角；3)对载体的角速率进行校正，再将校正后载体的角速率通过动中通测控系统中的稳定环路进行补偿，确定伺服系统的补偿角速度；同时对步骤2)估计出来的载体的姿态角进行坐标转换得伺服系统的调整角，再通过天线的指向误差对伺服系统的调整角进行校正，伺服控制器根据伺服系统的补偿角速度及校正后伺服系统的调整角通过伺服系统调整天线的指向，该方法能够实现天线对准卫星，并且成本较低。

Description

一种动中通低成本测控方法

技术领域

本发明属于移动卫星通信领域，涉及一种动中通低成本测控方法。

背景技术

近年来，受运动中远程、宽带多媒体应急通信需求的驱动，一种新的卫星通信技术——动中通卫星通信(Satcom On-the-Move,SOTM)应运而生，并得到快速发展。动中通卫星通信的实质是基于固定卫星服务(Fixed Satellite Service,FSS)资源而实现的宽带移动卫星通信。动中通系统集成于飞机、轮船、汽车等移动载体上，能在快速运动中实时传递语音、数据和视频等多媒体信息。动中通具有机动灵活、通信能力强、可靠性高等特点，在军事领域能够提供各作战单元运动中远程卫星通信服务，实现公共态势图互知，达到对作战部队不间断的指挥控制和真正意义上的联合作战。另外，动中通还广泛地应用于车载、轮船、飞机的电视接收和通信保障服务，公安、消防的现场指挥，大型的语音和视频会议，银行、交通管理以及其它大型的管理调度系统。总之，凭借其出色的超视距传输能力和系统独立性，动中通在军用和民用两方面都具有广阔的应用前景。与静止状态的卫星地面站一样，动中通天线波束在运动状态下必须时刻与卫星保持方位、俯仰和极化的三维对准，才能正常工作。但动中通天线增益高、波束窄，且置于不停运动的载体上，因此，要求天线在运动过程中，必须具有较高的指向精度和较快的调整速度。显然，这对测控系统的要求是很高的，因此采用何种方式及何种设备保持指向精度也就成为本领域需要解决的一个关键问题。

当前，国内、外一般采用高精度的航姿参考系统(Attitude and HeadingReference System,AHRS)或者惯性导航系统(Inertial Navigation System,INS)给天线波束指向提供一个参考基准，对载体扰动进行稳定隔离，是一种开环测控体制。虽然测控精度高、运行稳定可靠，但成本较高，仅AHRS或INS的价格就在几十万乃至上百万，是动中通系统总成本的50％到80％，严重制约了动中通的推广应用。为降低系统成本，一个有效的途径是利用低成本微机械惯性传感器对天线进行开环稳定，同时结合闭环跟踪信号校正天线指向误差，这属于开、闭环混合测控体制。但当前基于微机械惯性传感器的姿态确定系统大多应用在低精度、低动态的场合，如无人机、机器人等领域；对于动中通高精度、高动态的应用，现有的产品很难满足要求。因此，研究低成本测控系统成为国内外动中通相关机构研究与开发的热点和难点。

综上所述，低成本动中通测控系统是一个开、闭环复杂测控系统，涉及信号处理、控制和天线等多学科，目前尚未提出可靠的动中通低成本测控方法。

发明内容

本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供了一种动中通低成本测控方法，该方法能够实现天线对准卫星，并且成本较低。

为达到上述目的，本发明所述的动中通低成本测控方法包括以下步骤：

1)加速度计及陀螺检测载体的运行特性数据，对加速度计及陀螺检测出的载体的运动特性数据进行去噪处理；

2)定位系统获取载体的地理位置信息，再根据步骤1)得到的去噪后载体的运动特性数据以及载体的地理位置信息通过姿态估计算法估计出载体的角速率及姿态角；

3)对步骤2)估计出来的载体的角速率进行校正，再将校正后载体的角速率通过动中通测控系统中的稳定环路进行补偿，确定伺服系统的补偿角速度；同时对步骤2)估计出来的载体的姿态角进行坐标转换得伺服系统的调整角，并根据闭环跟踪方法计算天线的指向误差，再通过天线的指向误差对伺服系统的调整角进行校正，并将伺服系统的补偿角速度及校正后伺服系统的调整角转发至伺服控制器中，伺服控制器根据伺服系统的补偿角速度及校正后伺服系统的调整角通过伺服系统调整天线的指向，使天线对准卫星。

对步骤2)估计出来的载体的角速率进行校正，再将校正后载体的角速率通过动中通测控系统中的稳定环路进行补偿，确定伺服系统的补偿角速度的具体操作为：对步骤2)估计出来的载体的角速率进行校正，然后将校正后载体的角速率投影到天线坐标系中进行补偿，得伺服系统的补偿角速度。

对步骤2)估计出来的载体的姿态角进行坐标转换得伺服系统的调整角的具体操作为：

天线波束相对于地理坐标系的指向取决于载体所在的经纬度，天线波束的方位角a、俯仰角e及极化角v为：

其中，Φ₁和Γ₁分别为载体当前的经度及纬度，Φ₂为卫星所在的经度；

将载体的姿态角(ψ,θ,φ)经过变换矩阵将天线的指向角转变到载体坐标系的指向角，其中，变换矩阵为：

$C_n^b=T_3\left(\mathrm{\φ}\right)T_2\left(\mathrm{\θ}\right)T_1\left(\mathrm{\ψ}\right)---\left(2\right)$

其中，

$T_1\left(\mathrm{\ψ}\right)=\left|\begin{array}{ccc}cos\mathrm{\ψ}& sin\mathrm{\ψ}& 0\\ -sin\mathrm{\ψ}& \cos \mathrm{\ψ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right|,T_2\left(\mathrm{\θ}\right)=\left|\begin{array}{ccc}cos\mathrm{\θ}& 0& -sin\mathrm{\θ}\\ 0& 1& 0\\ sin\mathrm{\θ}& 0& \cos \mathrm{\θ}\end{array}\right|,T_3\left(\mathrm{\φ}\right)=\left|\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& cos\mathrm{\φ}& sin\mathrm{\φ}\\ 0& -\sin \mathrm{\φ}& \cos \mathrm{\φ}\end{array}\right|$

载体地理坐标系n到波束坐标系t的变换矩阵为：

$C_n^t=T_3\left(v\right)T_2\left(e\right)T_1\left(a\right)---\left(3\right)$

载体坐标系系b到波束坐标系t的变换矩阵为：

$C_b^t=T_3\left(\mathrm{\γ}\right)T_2\left(\mathrm{\β}\right)T_1\left(\mathrm{\α}\right)---\left(4\right)$

当要使动中通的天线波束完全对准卫星，则有

$C_n^t=C_b^t{C}_n^b---\left(5\right)$

令

则伺服系统的调整角α、β及γ为：

$\{\begin{array}{c}\mathrm{\α}=arctan(T_{12}/T_{11})\\ \mathrm{\β}=-\arcsin \left(T_{13}\right)\\ \mathrm{\γ}=arctan(T_{23}/T_{33})\end{array}---\left(6\right).$

步骤3)中根据闭环跟踪方法计算天线指向误差，并通过天线指向误差对伺服系统的调整角进行校正的具体操作为：检测天线接收到信号的强度值，当天线接收到信号的强度值小于等于预设强度值时，则给天线的调整角叠加预设正弦信号。

正弦信号的角度θ_scan为：

θ_scan＝E_a·sinω_at

其中，E_a为天线的扫描幅度，ω_a为天线的扫描角速率。

本发明具有以下有益效果：

本发明所述的动中通低成本测控方法在具体操作时，先估计出载体的角速率及姿态角，然后通过动中通测控系统中的稳定环路对载体的角速率进行补偿，确定伺服系统的补偿角速度，同时计算伺服系统的调整角，并通过闭环跟踪的方法计算天线的指向误差，然后通过天线的指向误差对伺服系统的调整角进行校正，并根据校正后的伺服系统的调整角及补偿角速度通过伺服控制器控制伺服系统使天线对准卫星，实现天线与卫星的精确对准，需要说明的是，本发明通过稳定环路及闭环跟踪的方法对载体的角速率及调整角进行校正，降低系统对惯性传感器件的精度要求，解决了天线对准卫星的成本问题，同时确保天线对准卫星的精度及动态特性。

附图说明

图1为本发明的原理图；

图2为本发明中方位扫描控制示意图；

图3为叠加正弦信号的示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细描述：

参考图1，本发明所述的动中通低成本测控方法包括以下步骤：

1)加速度计及陀螺检测载体的运行特性数据，对加速度计及陀螺检测出的载体的运动特性数据进行去噪处理；

2)定位系统获取载体的地理位置信息，再根据步骤1)得到的去噪后载体的运动特性数据以及载体的地理位置信息通过姿态估计算法估计出载体的角速率及姿态角；

3)对步骤2)估计出来的载体的角速率进行校正，再将校正后载体的角速率通过动中通测控系统中的稳定环路进行补偿，确定伺服系统的补偿角速度；同时对步骤2)估计出来的载体的姿态角进行坐标转换得伺服系统的调整角，并根据闭环跟踪方法计算天线的指向误差，再通过天线的指向误差对伺服系统的调整角进行校正，并将伺服系统的补偿角速度及校正后伺服系统的调整角转发至伺服控制器中，伺服控制器根据伺服系统的补偿角速度及校正后伺服系统的调整角通过伺服系统调整天线的指向，使天线对准卫星。

对步骤2)估计出来的载体的角速率进行校正，再将校正后载体的角速率通过动中通测控系统中的稳定环路进行补偿，确定伺服系统的补偿角速度的具体操作为：对步骤2)估计出来的载体的角速率进行校正，然后将校正后载体的角速率投影到天线坐标系中进行补偿，得伺服系统的补偿角速度。

对步骤2)估计出来的载体的姿态角进行坐标转换得伺服系统的调整角的具体操作为：

天线波束相对于地理坐标系的指向取决于载体所在的经纬度，天线波束的方位角a、俯仰角e及极化角v为：

其中，Φ₁和Γ₁分别为载体当前的经度及纬度，Φ₂为卫星所在的经度；

将载体的姿态角(ψ,θ,φ)经过变换矩阵将天线的指向角转变到载体坐标系的指向角，其中，变换矩阵为：

$C_n^b=T_3\left(\mathrm{\φ}\right)T_2\left(\mathrm{\θ}\right)T_1\left(\mathrm{\ψ}\right)---\left(2\right)$

其中，

$T_1\left(\mathrm{\ψ}\right)=\left|\begin{array}{ccc}cos\mathrm{\ψ}& sin\mathrm{\ψ}& 0\\ -sin\mathrm{\ψ}& \cos \mathrm{\ψ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right|,T_2\left(\mathrm{\θ}\right)=\left|\begin{array}{ccc}cos\mathrm{\θ}& 0& -sin\mathrm{\θ}\\ 0& 1& 0\\ sin\mathrm{\θ}& 0& \cos \mathrm{\θ}\end{array}\right|,T_3\left(\mathrm{\φ}\right)=\left|\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& cos\mathrm{\φ}& sin\mathrm{\φ}\\ 0& -\sin \mathrm{\φ}& \cos \mathrm{\φ}\end{array}\right|$

载体地理坐标系n到波束坐标系t的变换矩阵为：

$C_n^t=T_3\left(v\right)T_2\left(e\right)T_1\left(a\right)---\left(3\right)$

载体坐标系系b到波束坐标系t的变换矩阵为：

$C_b^t=T_3\left(\mathrm{\γ}\right)T_2\left(\mathrm{\β}\right)T_1\left(\mathrm{\α}\right)---\left(4\right)$

当要使动中通的天线波束完全对准卫星，则有

$C_n^t=C_b^t{C}_n^b---\left(5\right)$

令

则伺服系统的调整角α、β及γ为：

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\α}=arctan(T_{12}/T_{11})\\ \mathrm{\β}=-\arcsin \left(T_3\right)\\ \mathrm{\γ}=arctan(T_{23}/T_{33})\end{array}\right.---\left(6\right).$

步骤3)中根据闭环跟踪方法计算天线指向误差，并通过天线指向误差对伺服系统的调整角进行校正的具体操作为：检测天线接收到信号的强度值，当天线接收到信号的强度值小于等于预设强度值时，则给天线的调整角叠加预设正弦信号。

正弦信号的角度θ_scan为：

θ_scan＝E_a·sinω_at

其中，E_a为天线的扫描幅度，ω_a为天线的扫描角速率。

如图3所示，假设天线的波束形状为二次曲线即抛物线，考虑到测量噪声的影响，二次曲线方程为

RF_power＝-a·(Δθ)²+c+n (8)

其中，RF_power为接收信号的强度，Δθ为方位误差角，n为均值为0的高斯白噪声，a、c为标定得到的接收信号强度检测曲线的参数，a＞0,c＞0。

天线跟踪的任务就是找到天线调整的方向和步距，当天线的指向位置与卫星的指向有一个向右的偏差，即Δθ_r＞Δθ_thres时，则得

${\mathrm{RF}}_{power}=\left\{\begin{array}{cc}-a\·{({\mathrm{\Δ\θ}}_r-E_a\·{\mathrm{sin\ω}}_{a}t)}^2+c+n,& t\∈\[0,0.5T\]\\ a\·{({\mathrm{\Δ\θ}}_r-E_a\·{\mathrm{sin\ω}}_{a}t)}^2-c+n,& t\∈(0.5T,T\]\end{array}\right.$

然后对上式进行积分处理，得方位的偏差信号ΔA_r，

$\begin{array}{c}{\mathrm{\ΔA}}_r={\∫}_0^T{\mathrm{RF}}_{\mathrm{power}}\left(t\right)\mathrm{dt}\\ ={\∫}_0^{0.5T}[-a\·{({\mathrm{\Δ\θ}}_r-E_a\·\sin {\mathrm{\ω}}_{a}t)}^2+c+n]\mathrm{dt}+{\∫}_{0.5T}^T[a\·{({\mathrm{\Δ\θ}}_r-E_a\·\sin {\mathrm{\ω}}_{a}t)}^2-c+n]\mathrm{dt}\\ =\frac{8a{E}_a}{{\mathrm{\ω}}_a}{\mathrm{\Δ\θ}}_r\end{array}$

可以看出积分结果是一个与偏差角有关的一次函数，并且因为积分的作用去除了噪声的影响，所以经过比例校正就可以实现误差角的校正，积分结果为一个正值，意味着此时波束指向相对卫星偏右，调整的方向就应该向左，调整的步距Δα为：

$\mathrm{\Δ}\mathrm{\α}={\mathrm{\Δ\θ}}_r=\frac{{\mathrm{\ω}}_a\·{\mathrm{\ΔA}}_r}{8{\mathrm{aE}}_a}---\left(9\right).$

Claims (5)

1.一种动中通低成本测控方法，其特征在于，包括以下步骤：

1)加速度计及陀螺检测载体的运行特性数据，对加速度计及陀螺检测出的载体的运动特性数据进行去噪处理；

2)定位系统获取载体的地理位置信息，再根据步骤1)得到的去噪后载体的运动特性数据以及载体的地理位置信息通过姿态估计算法估计出载体的角速率及姿态角；

3)对步骤2)估计出来的载体的角速率进行校正，再将校正后载体的角速率通过动中通测控系统中的稳定环路进行补偿，确定伺服系统的补偿角速度；同时对步骤2)估计出来的载体的姿态角进行坐标转换得伺服系统的调整角，并根据闭环跟踪方法计算天线的指向误差，再通过天线的指向误差对伺服系统的调整角进行校正，并将伺服系统的补偿角速度及校正后伺服系统的调整角转发至伺服控制器中，伺服控制器根据伺服系统的补偿角速度及校正后伺服系统的调整角通过伺服系统调整天线的指向，使天线对准卫星。

2.根据权利要求1所述的动中通低成本测控方法，其特征在于，对步骤2)估计出来的载体的角速率进行校正，再将校正后载体的角速率通过动中通测控系统中的稳定环路进行补偿，确定伺服系统的补偿角速度的具体操作为：对步骤2)估计出来的载体的角速率进行校正，然后将校正后载体的角速率投影到天线坐标系中进行补偿，得伺服系统的补偿角速度。

3.根据权利要求1所述的动中通低成本测控方法，其特征在于，对步骤2)估计出来的载体的姿态角进行坐标转换得伺服系统的调整角的具体操作为：

天线波束相对于地理坐标系的指向取决于载体所在的经纬度，天线波束的方位角a、俯仰角e及极化角v为：

$\left\{\begin{array}{cc}a={180}^o+arctan\[tan({\mathrm{\ω}}_2-{\mathrm{\ω}}_1)/{\mathrm{sinr}}_1\]& \\ e=arctan\[\frac{{\mathrm{cosr}}_{1}cos({\mathrm{\ω}}_2-{\mathrm{\ω}}_1)-0.151}{\sqrt{1-{\[{\mathrm{cOsr}}_{1}cos({\mathrm{\ω}}_2-\mathrm{\Φ})\]}^2}}\]& \left(1\right)\\ v=arctan\[\sin ({\mathrm{\ω}}_2-\mathrm{\Φ})/{\mathrm{tanr}}_1\]& \end{array}\right.$

其中，Φ₁和Γ₁分别为载体当前的经度及纬度，Φ₂为卫星所在的经度；

将载体的姿态角(ψ,θ,φ)经过变换矩阵将天线的指向角转变到载体坐标系的指向角，其中，变换矩阵为：

$C_n^b=T_3\left(\mathrm{\φ}\right)T_2\left(\mathrm{\θ}\right)T_1\left(\mathrm{\ψ}\right)---\left(2\right)$

其中，

$T_1\left(\mathrm{\ψ}\right)=\left|\begin{array}{ccc}cos\mathrm{\ψ}& sin\mathrm{\ψ}& 0\\ -sin\mathrm{\ψ}& \cos \mathrm{\ψ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right|,$ $T_2\left(\mathrm{\θ}\right)=\left|\begin{array}{ccc}cos\mathrm{\θ}& 0& -sin\mathrm{\θ}\\ 0& 1& 0\\ sin\mathrm{\θ}& 0& \cos \mathrm{\θ}\end{array}\right|,$ $T_3\left(\mathrm{\φ}\right)=\left|\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& cos\mathrm{\φ}& sin\mathrm{\φ}\\ 0& -\sin \mathrm{\φ}& cos\mathrm{\φ}\end{array}\right|$

载体地理坐标系n到波束坐标系t的变换矩阵为：

$C_n^t=T_3\left(v\right)T_2\left(e\right)T_1\left(a\right)---\left(3\right)$

载体坐标系系b到波束坐标系t的变换矩阵为：

$C_b^t=T_3\left(\mathrm{\γ}\right)T_2\left(\mathrm{\β}\right)T_1\left(\mathrm{\α}\right)---\left(4\right)$

当要使动中通的天线波束完全对准卫星，则有

$C_n^t=C_b^t{C}_n^b---\left(5\right)$

令

则伺服系统的调整角α、β及γ为：

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{\α}=arctan(T_{12}/T_{11})\\ \mathrm{\β}=-\arcsin \left(T_{13}\right)\\ \mathrm{\γ}=arctan(T_{23}/T_{33})\end{array}\right.---\left(6\right).$

4.根据权利要求1所述的动中通低成本测控方法，其特征在于，步骤3)中根据闭环跟踪方法计算天线指向误差，并通过天线指向误差对伺服系统的调整角进行校正的具体操作为：检测天线接收到信号的强度值，当天线接收到信号的强度值小于等于预设强度值时，则给天线的调整角叠加预设正弦信号。

5.根据权利要求4所述的动中通低成本测控方法，其特征在于，正弦信号的角度θ_scan为：

θ_scan＝E_a·sinω_at

其中，E_a为天线的扫描幅度，ω_a为天线的扫描角速率。