CN106372036B - 一种卫星太阳翼遮挡对地数传天线时间的计算方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种卫星太阳翼遮挡对地数传天线时间的计算方法，针对卫星任务规划中计算卫星太阳翼遮挡对地数传天线时间的问题，考虑太阳翼转动、卫星姿态信息、卫星位置以及地面站位置，设计了一种卫星太阳翼遮挡对地数传天线时间的计算方法。该方法将太阳翼转动遮挡对地数传天线的动作抽象为空间几何关系，然后利用向量工具为该几何关系建立模型，最后输入卫星姿态信息、卫星瞬时精轨根数、卫星过地面站时间、地面站位置等信息，利用模型输出的数据进行计算，最终得到发生太阳翼遮挡对地数传天线的时间。该方法具有计算效率高、易于实现、易于扩展、兼容性强的特点。

Description

一种卫星太阳翼遮挡对地数传天线时间的计算方法
技术领域
本发明涉及一种卫星太阳翼遮挡对地数传天线时间的计算方法，特别适用于卫星任务规划领域中计算卫星太阳翼遮挡对地数传天线时间的问题。
背景技术
卫星在执行回放、实传以及边记边放等任务期间需要进行侧摆、俯仰等卫星姿态调整。同时为了更好对电池进行充电，太阳翼也需要根据太阳的位置不断的进行转动。因此，这就使得卫星太阳翼在某些情况下会进入到卫星对地数传天线信号波束视场范围内，干扰卫星与地面的通信能力，影响数据传输效果。为了保证顺利的执行卫星任务以及正确的规划卫星任务，需要对卫星对地数传发生遮挡的时间进行精确计算。
计算卫星太阳翼遮挡对地数传的时间的目的在于提前判定卫星在特定姿态下与指定地面站是否具有可通信的能力，若发生了太阳翼遮挡对地数传天线的情况出现，则需要在卫星任务规划中提前规避遮挡时段，采取卫星换站下传等措施。使用传统的基于坐标系转换的计算方法判断太阳翼是否遮挡对地数传天线的过程复杂且抽象、不易进行错误调试与检查、兼容性不高。
发明内容
本发明所需解决的技术问题在于避免上述背景技术中的不足之处而提供一种卫星太阳翼遮挡对地数传天线时间的计算方法。本发明具有逻辑清晰可见、计算效率高、易于实现与调试、易于扩展、兼容性强等特点。
本发明所要解决的技术问题是由以下技术方案实现的：
一种卫星太阳翼遮挡对地数传天线时间的计算方法，包括以下步骤：
(1)根据卫星星体结构设计，分析得到卫星太阳翼遮挡对地数传天线时卫星太阳翼和对地数传天线波束之间的几何运动关系以及卫星太阳翼和太阳之间的几何运动关系；
(2)建立空间向量模型：根据卫星太阳翼与对地数传天线波束之间的几何运动关系建立卫星本体坐标系，并作对地数传天线波束发射点与地面站连线的向量；根据卫星太阳翼与太阳的几何运动关系建立卫星太阳翼坐标系，以对地数传天线波束发射点为起点，分别向多个太阳翼边缘点作对应的太阳翼边缘向量；将对地数传天线波束发射点与地面站连线的向量与多个太阳翼边缘向量之间对应的夹角作为判定夹角；
(3)向步骤(2)中建立的空间向量模型输入卫星瞬时精轨根数、卫星过地面站时间和地面站位置，利用空间向量模型输出的所有判定夹角的大小计算卫星太阳翼遮挡对地数传天线的时间；
完成卫星太阳翼遮挡对地数传天线时间的计算。
其中，步骤(2)中根据卫星太阳翼与对地数传天线波束之间的几何运动关系建立卫星本体坐标系，并作对地数传天线波束发射点与地面站连线的向量；根据卫星太阳翼与太阳的几何运动关系建立卫星太阳翼坐标系，以对地数传天线波束发射点为起点，分别向多个太阳翼边缘点作对应的太阳翼边缘向量，具体包括以下步骤：
(201)在卫星上建立卫星本体坐标轴，所述的卫星本体坐标轴中卫星的飞行方向为X轴，卫星中心指向地心的方向为Z轴，构成右手坐标系；
(202)根据卫星星体姿态信息修正卫星本体坐标轴，在修正后的卫星本体坐标轴上建立卫星本体坐标系；
(203)根据卫星星体实际尺寸计算出对地数传天线波束发射点在卫星本体坐标系中的坐标，将坐标位置作为对地数传天线波束发射点，并作对地数传天线波束发射点与地面站连线的向量；
(204)作卫星星体指向太阳的向量在卫星轨道面上的投影向量，该投影向量即为太阳翼平面的法向量，以该投影向量作为-Z轴，星体飞行方向作为X轴，满足右手坐标系规则得到太阳翼坐标轴；
(205)根据卫星星体姿态信息修正太阳翼坐标轴，在修正后的太阳翼坐标轴上建立太阳翼坐标系；
(206)根据卫星星体实际尺寸、太阳翼安装位置和太阳翼实际尺寸，在太阳翼坐标系中建立多个太阳翼边缘点；以对地数传天线波束发射点为起点，分别向多个太阳翼边缘点作对应的太阳翼边缘向量。
其中，步骤(3)，具体为：
向空间向量模型输入卫星瞬时精轨根数、卫星过地面站时间和地面站位置，利用空间向量模型计算每一时刻所有判定夹角的大小，所有判定夹角中有任意一个角度小于对地数传天线波束半锥角的时刻，即为发生了遮挡，所有这些时刻组成了最终的遮挡时段。
本发明与背景技术相比具有如下优点：
1、本发明使用空间向量工具建立模型模拟太阳翼遮挡对地数传天线的过程，逻辑清晰可见；
2、本发明在计算遮挡时间时利用模型直接输出，计算效率高且稳定；
3、本发明还具有易于实现与调试的特点；
4、本发明具有易于扩展、兼容性强的特点。
附图说明
图1为卫星向外飞行遮挡发生时卫星太阳翼与对地数传天线波束几何关系示意图。
图2为遮挡判据几何关系示意图。
图3为卫星建立本体坐标轴并加入卫星姿态信息示意图。
图4为建立对地数传天线波束发射点与地面站连线向量示意图。
图5为建立太阳翼坐标系示意图。
图6为最终模型示意图。
具体实施方式
下面，结合图1至图6对本发明作进一步说明。
一种卫星太阳翼遮挡对地数传天线时间的计算方法，包括以下步骤：
(1)根据卫星星体结构设计，分析得到卫星太阳翼遮挡对地数传天线时卫星太阳翼和对地数传天线波束之间的几何运动关系以及卫星太阳翼和太阳之间的几何运动关系；太阳翼分布在卫星两侧并随着卫星与太阳相对位置的不断变化而不断转动，以本实施方法为例，对地数传天线信号发射波束半锥角为5°，当太阳翼进入这一范围内时，则对地数传天线波束发射点与太阳翼边缘点的连线与对地数传天线波束发射点与地面站连线的夹角小于对地数传天线信号发射波束半锥角，可以判断为遮挡发生，如图1、图2所示；图2中角1为对地数传天线信号发射波束半锥角5°，角2为对地数传天线波束发射点与太阳翼边缘点的连线与对地数传天线波束发射点与地面站连线的夹角。
(2)卫星在飞行过程中发生遮挡时，卫星太阳翼平面法向量始终指向太阳的位置并不断的转动，卫星对地数传天线始终指向特定的地面站，使用空间向量工具中的空间要素建立空间向量模型：根据卫星太阳翼与对地数传天线波束之间的几何运动关系建立卫星本体坐标系，并作对地数传天线波束发射点与地面站连线的向量；根据卫星太阳翼与太阳的几何运动关系建立卫星太阳翼坐标系，以对地数传天线波束发射点为起点，分别向多个太阳翼边缘点作对应的太阳翼边缘向量；将对地数传天线波束发射点与地面站连线的向量与多个太阳翼边缘向量之间对应的夹角作为判定夹角；具体包括以下步骤：
(201)在卫星上建立卫星本体坐标轴RollBodyAexs，所述的卫星本体坐标轴RollBodyAexs中卫星飞行方向为X轴，卫星中心指向地心的方向为Z轴，卫星飞行方向的右侧为Y轴，构成右手坐标系；
(202)根据卫星星体姿态信息修正卫星本体坐标轴RollBodyAexs，在修正后的卫星本体坐标轴RollBodyAexs上建立卫星本体坐标系RollBodySystem，如图3所示；
(203)根据卫星星体实际尺寸计算出对地数传天线波束发射点在卫星本体坐标系RollBodySystem中的坐标，根据这个坐标在卫星本体坐标系RollBodySystem中建立对地数传天线波束发射点AntennaPoint，并作出对地数传天线波束发射点与地面站连线的向量AntennaToFacilityVector，如图4所示；
(204)作由卫星星体指向太阳的向量Sun在卫星轨道面上的投影向量SunOnXZVector，此投影向量即为太阳翼平面的法向量，以此投影向量作为-Z轴，星体飞行方向作为X轴，卫星飞行方向的右侧为Y轴，满足右手坐标系规则得到太阳翼坐标轴SunPlaneTempAxes，
(205)根据卫星星体姿态信息修正太阳翼坐标轴SunPlaneTempAxes，在修正后的太阳翼坐标轴SunPlaneTempAxes上建立太阳翼坐标系SunPlaneSystem，如图5所示；
(206)根据卫星星体实际尺寸、太阳翼安装位置以及太阳翼实际尺寸，在太阳翼坐标系SunPlaneSystem中建立多个太阳翼边缘点，以本实施方案为例建立三个太阳翼边缘点Point1、Point2、Point3，以对地数传天线波束发射点AntennaPoint为起点，向太阳翼边缘点Point1、Point2、Point3分别作对应的太阳翼边缘向量Vector1、Vector2、Vector3,之后分别作对地数传天线波束发射点与地面站位置连线的向量AntennaToFacilityVector与多个太阳翼边缘向量之间的多个对应的判定夹角Angle1、Angle2、Angle3，至此空间向量模型建立完成，如图6所示。
(3)向该空间向量模型输入卫星瞬时精轨根数、卫星过地面站时间、地面站位置等信息，利用模型计算每一时刻多个对应判定夹角Angle1、Angle2、Angle3的大小，当任意一个角度有小于对地数传天线波束半锥角的情况出现的时刻，本实施方案为5°，说明这一时刻太阳翼已经进入了对地数传天线的波束范围，即发生了遮挡，所有这些时刻组成了最终的遮挡时段。

Claims (2)

1.一种卫星太阳翼遮挡对地数传天线时间的计算方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)根据卫星星体结构设计，分析得到卫星太阳翼遮挡对地数传天线时卫星太阳翼和对地数传天线波束之间的几何运动关系以及卫星太阳翼和太阳之间的几何运动关系；
(2)建立空间向量模型：根据卫星太阳翼与对地数传天线波束之间的几何运动关系建立卫星本体坐标系，并作对地数传天线波束发射点与地面站连线的向量；根据卫星太阳翼与太阳的几何运动关系建立卫星太阳翼坐标系，以对地数传天线波束发射点为起点，分别向多个太阳翼边缘点作对应的太阳翼边缘向量；将对地数传天线波束发射点与地面站连线的向量与多个太阳翼边缘向量之间对应的夹角作为判定夹角；
(3)向步骤(2)中建立的空间向量模型输入卫星瞬时精轨根数、卫星过地面站时间和地面站位置，利用空间向量模型计算每一时刻所有判定夹角的大小，所有判定夹角中有任意一个角度小于对地数传天线波束半锥角的时刻，即为发生了遮挡，所有这些时刻组成了最终的遮挡时段；
完成卫星太阳翼遮挡对地数传天线时间的计算。
2.根据权利要求1所述的一种卫星太阳翼遮挡对地数传天线时间的计算方法，其特征在于，步骤(2)中根据卫星太阳翼与对地数传天线波束之间的几何运动关系建立卫星本体坐标系，并作对地数传天线波束发射点与地面站连线的向量；根据卫星太阳翼与太阳的几何运动关系建立卫星太阳翼坐标系，以对地数传天线波束发射点为起点，分别向多个太阳翼边缘点作对应的太阳翼边缘向量，具体包括以下步骤：
(201)在卫星上建立卫星本体坐标轴，所述的卫星本体坐标轴中卫星的飞行方向为X轴，卫星中心指向地心的方向为Z轴，构成右手坐标系；
(202)根据卫星星体姿态信息修正卫星本体坐标轴，在修正后的卫星本体坐标轴上建立卫星本体坐标系；
(203)根据卫星星体实际尺寸计算出对地数传天线波束发射点在卫星本体坐标系中的坐标，将坐标位置作为对地数传天线波束发射点，并作对地数传天线波束发射点与地面站连线的向量；
(204)作卫星星体指向太阳的向量在卫星轨道面上的投影向量，该投影向量即为太阳翼平面的法向量，以该投影向量作为-Z轴，星体飞行方向作为X轴，满足右手坐标系规则得到太阳翼坐标轴；
(205)根据卫星星体姿态信息修正太阳翼坐标轴，在修正后的太阳翼坐标轴上建立太阳翼坐标系；
(206)根据卫星星体实际尺寸、太阳翼安装位置和太阳翼实际尺寸，在太阳翼坐标系中建立多个太阳翼边缘点；以对地数传天线波束发射点为起点，分别向多个太阳翼边缘点作对应的太阳翼边缘向量。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113386979B (zh) * 2021-06-03 2022-12-13 长光卫星技术股份有限公司 一种自适应规避太阳的数传姿态规划方法
CN114969965B (zh) * 2022-05-06 2023-07-07 上海清申科技发展有限公司 直升机卫通天线遮挡率的计算方法、装置和电子设备

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7221316B2 (en) * 2005-10-10 2007-05-22 The Boeing Company Control segment-based lever-arm correction via curve fitting for high accuracy navigation
CN103413006A (zh) * 2013-08-27 2013-11-27 中国科学院空间科学与应用研究中心 一种空间惯性定向姿态卫星数传天线波束的设计方法
CN103591950A (zh) * 2013-10-30 2014-02-19 航天东方红卫星有限公司 一种敏捷卫星的结构布局参数确定方法
CN104133932A (zh) * 2014-05-27 2014-11-05 中国空间技术研究院 一种基于多学科优化的卫星总体方案确定系统及实现方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7221316B2 (en) * 2005-10-10 2007-05-22 The Boeing Company Control segment-based lever-arm correction via curve fitting for high accuracy navigation
CN103413006A (zh) * 2013-08-27 2013-11-27 中国科学院空间科学与应用研究中心 一种空间惯性定向姿态卫星数传天线波束的设计方法
CN103591950A (zh) * 2013-10-30 2014-02-19 航天东方红卫星有限公司 一种敏捷卫星的结构布局参数确定方法
CN104133932A (zh) * 2014-05-27 2014-11-05 中国空间技术研究院 一种基于多学科优化的卫星总体方案确定系统及实现方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
《An Exect Algorithm Opimizing Coverage-Resolution for Automated Satellite Frame Selection》;Song D，et al.;《IEEE International Conference on Robotics and Automation》;20041231;第1-8页 *
《一种提高我国空间站中继测控覆盖率的方法》;易予生;《航天器工程》;20140430;第23卷(第2期);第7-11页 *
《复杂约束下的卫星结构机构设计与动力学仿真分析》;马鑫;《中国博士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》;20160115(第1期);第C031-75页 *

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