CN107367258A - 一种二维可动点波束天线指向精度确定方法 - Google Patents
一种二维可动点波束天线指向精度确定方法 Download PDFInfo
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Abstract
一种二维可动点波束天线指向精度确定方法，首先将二维可动点波束天线指向精度分为方向角计算误差、天线机构误差，方向角计算误差包括轨道确定误差、时间统一误差、姿态确定误差、软件算法误差，天线机构误差包括传动误差、测量误差、热变形误差、装配误差，然后分别计算轨道确定误差、时间统一误差、姿态确定误差、软件算法误差对方向角计算误差的影响，进而得到方向角计算误差，最后根据传动误差、测量误差、热变形误差、装配误差对天线机构误差的影响计算得到天线机构误差，进而得到天线指向精度。本发明实现了对天线指向精度指标的量化预估，能够确认卫星系统设计时天线指向精度是否满足卫星工程实现的要求，与现有技术相比具有较好的实用效果。
Description
技术领域
本发明涉及一种二维可动点波束天线指向精度确定方法，适用于低轨遥感卫星二维机械扫描点波束天线指向精度的计算及确定。
背景技术
对地数传天线是遥感卫星实现图像数据传输的重要部件，近年来随着遥感卫星的发展，卫星有效载荷配置需求的增强、分辨率的提高，适应高数据率和低误码率的数据传输技术是传输型对地观测卫星面临的一个挑战。
点波束天线因具有较高的有效全向辐射功率，在获得高增益的同时避免了信号干扰，因此在遥感卫星上应用越来越多。但由于点波束天线波束宽度很窄，当需要指向目标区域时，往往采用天线双轴机构转动改变波束指向，而随着卫星轨道位置的变化，天线指向角是随时间变化的函数，为保证在工作时精确跟踪目标，对天线指向精度提出了较高的要求。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种二维可动点波束天线指向精度确定方法，从卫星工程实现的角度出发，对指向精度影响因素进行分解，完成卫星天线指向精度的预估。
本发明的技术解决方案是：一种二维可动点波束天线指向精度确定方法，包括如下步骤：
(1)将二维可动点波束天线指向精度分为方向角计算误差、天线机构误差，其中，方向角计算误差包括轨道确定误差、时间统一误差、姿态确定误差、软件算法误差；天线机构误差包括传动误差、测量误差、热变形误差、装配误差；
(2)计算轨道确定误差对方向角计算误差的影响、时间统一误差对方向角计算误差的影响、姿态确定误差对方向角计算误差的影响、软件算法误差对方向角计算误差的影响，根据轨道确定误差、时间统一误差、姿态确定误差、软件算法误差对方向角计算误差的影响计算得到方向角计算误差；
(3)根据传动误差、测量误差、热变形误差、装配误差对天线机构误差的影响计算得到天线机构误差；
(4)根据方向角计算误差、天线机构误差计算得到天线指向精度。
所述的计算轨道确定误差对方向角计算误差的影响的方法为：
轨道确定误差EO对方向角计算误差的影响α1为
其中，H为卫星轨道高度。
所述的计算时间统一误差对方向角计算误差的影响的方法包括如下步骤：
(1)将时间统一误差ET分为时间发送误差ET1、时间传输误差ET2、时间接收误差ET3；
(2)计算时间统一误差ET对方向角计算误差的影响α2为
其中，Re为地球半径，Q为卫星每天运行的圈数。
所述的计算姿态确定误差对方向角计算误差的影响的方法包括如下步骤：
(1)将姿态确定误差EA分为惯性姿态测量误差EA1，系统误差标定残差EA2，时间统一误差ET，轨道确定误差EO；
(2)计算姿态确定误差EA对方向角计算误差α3的影响为
所述的计算软件算法误差对方向角计算误差的影响的方法包括如下步骤：
(1)利用STK软件对天线方向角计算进行仿真，得到天线方向角计算数据后与星上控制器软件算法输出的天线方向角计算数据进行比对做差，得到软件算法误差ES；
(2)进而计算得到软件算法误差ES对方向角计算误差的影响α4＝ES。
所述的根据轨道确定误差、时间统一误差、姿态确定误差、软件算法误差对方向角计算误差的影响计算得到方向角计算误差的方法为：
所述的根据传动误差、测量误差、热变形误差、装配误差对天线机构误差的影响计算得到天线机构误差的方法包括如下步骤：
(1)将传动误差ED分为齿轮减速器的传动误差ED1、步进电机的传动误差ED2；
(2)计算传动误差ED对天线机构误差的影响β1为
β1＝ED1+ED2
ED2＝Δθ+Δθm+ΔθD
其中，k为传动误差修正系数，为齿轮减速器一对齿啮合时的转角误差，N为齿轮减速器同时啮合的齿对数；Δθ为选定步进电机的步距误差，Δθm为传动件的累积误差，ΔθD为由摩擦负载引起的随机误差；
(3)计算测量误差EM对天线机构误差的影响β2为
β2＝EM1+EM2
其中，EM1为旋转变压器的电气误差，EM2为变换电路的输出精度；
(4)计算热变形误差EH对天线机构误差的影响β3为
β3＝EH
(5)计算装配误差EF对天线机构误差的影响β4＝EF1，其中，EF1为天线自身装配误差EF1；
(6)进而计算得到天线机构误差β为
所述的根据方向角计算误差、天线机构误差计算得到天线指向精度Δ的方法为：
其中，j、k为正整数。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明与现有技术相比，给出了卫星系统设计中对二维可动点波束天线指向精度指标的影响因素的详细分解，确定了影响指向精度的相关环节；
(2)本发明与现有技术相比，根据分解的影响指向精度的误差项，给出了计算指向精度的数学公式；
(3)本发明与现有技术相比，实现了在卫星系统设计时对指向精度指标的量化预估，确认是否满足卫星工程实现的要求。
附图说明
图1为本发明方法中天线指向精度影响因素分解图。
具体实施方式
本发明针对现有技术的不足，提出一种二维可动点波束天线指向精度确定方法，通过分析卫星设计中天线指向精度的影响因素，根据分解误差项得到天线指向精度指标计算公式，实现对天线指向精度指标的量化预估，能够确认卫星系统设计时天线指向精度是否满足卫星工程实现的要求，具有很好的实用效果，下面结合附图对本发明方法进行详细说明。本发明方法包括如下步骤：
(一)影响因素分解
如图1所示为本发明方法中天线指向精度影响因素分解图，将天线指向精度分解为方向角计算误差α及天线机构误差β两部分，其中，方向角计算误差α分为轨道确定误差EO、时间统一误差ET、姿态确定误差EA、软件算法误差ES；天线机构误差β分为传动误差ED、测量误差EM、热变形误差EH、装配误差EF。
(二)方向角计算误差确定
方向角计算误差分为轨道确定误差EO、时间统一误差ET、姿态确定误差EA及软件算法误差ES。
(2.1)轨道确定误差EO由GPS接收机输出的轨道数据误差确定，在单机测试时获得。卫星飞过地面站正上方时，轨道确定误差EO对方向角计算精度的影响计算公式为：
其中，H为卫星轨道高度。卫星至地面站的距离与方向角计算误差成反比，因此，在卫星飞过地面站正上方时轨道确定误差EO对方向角计算精度影响最大，而在保证信号传输有效条件下地面站存在一定仰角时影响最小。
(2.2)时间统一误差ET包括时间发送误差ET1、时间传输误差ET2、时间接收误差ET3；ET1由GPS接收机输出的时间信号精度确定，在单机测试时获得；ET2为时间信号在传输过程中产生的时间延迟，在信号接口测试时可获得；ET3为天线控制器的时钟精度确定，在单机测试获得；时间统一误差对方向角计算精度的影响计算公式为：
其中Re为地球半径，Q为卫星每天运行的圈数。
(2.3)姿态确定误差EA包括惯性姿态测量误差EA1，系统误差标定残差EA2，时间统一误差ET，轨道确定误差EO。EA1由星敏感器单机指标与星上安装方式理论分析可得；EA2为星敏感器测量系统误差及发射后的力热变形等引起的系统误差的标定残差，根据工程经验，一般取20"。姿态确定误差对方向角计算精度的影响计算公式为：
(2.4)软件算法误差ES为天线控制器进行方向角计算的算法误差，此误差可通过STK软件进行仿真，输出得到的天线方向角计算数据与星上控制器软件算法输出的天线方向角计算数据进行比对得出。软件算法误差对方向角计算精度的影响计算公式为：
α4＝ES (4)
综合以上分析，方向角计算误差为：
(三)天线机构误差确定
天线机构误差分为传动误差ED、测量误差EM、热变形误差EH、装配误差EF，这些误差会直接作用于天线的指向精度。
(3.1)传动误差ED包括齿轮减速器的传动误差ED1和步进电机的传动误差ED2，传动误差对天线机构误差的影响计算公式为：
β1＝ED1+ED2 (6)
ED2＝Δθ+Δθm+ΔθD (8)
其中，k为传动误差修正系数，取值范围为0.8～1.3，为齿轮减速器一对齿啮合时的转角误差，N为齿轮减速器同时啮合的齿对数；Δθ为选定步进电机的步距误差，Δθm为传动件的累积误差，ΔθD为由摩擦负载引起的随机误差。
(3.2)测量误差EM由旋转变压器及其轴角变换电路产生，由旋转变压器的类型确定，测量误差对天线机构误差的影响计算公式为：
β2＝EM1+EM2 (9)
其中，EM1为旋转变压器的电气误差，EM2为变换电路的输出精度。
(3.3)热变形误差EH为卫星在轨运行外热流不断的变化引起天线产生一定的热变形，从而影响天线指向精度，此部分误差可通过有限元热分析方法获得。热变形误差对天线机构误差的影响计算公式为：
β3＝EH (10)
(3.4)装配误差EF包括天线自身装配误差EF1和天线在卫星上的装配误差EF2，EF1为天线机械轴与电轴之间的角度偏差，根据标定仪器精度确定；对于EF2，在天线控制器软件中对安装偏差参数进行了预留，可根据地面精测数据进行在轨修改。装配误差对天线机构误差的影响计算公式为：
β4＝EF1 (11)
因此，天线机构误差为：
(四)天线指向精度计算
天线指向精度为方向角计算误差和天线机构误差之和，即：
下面结合实施例对本发明方法进行详细说明。本实施例以某低轨遥感卫星为例，根据卫星系统参数、星敏感器、双频GPS接收机、点波束天线、控制器及接口配置，利用本发明提出的方法计算天线指向精度，表1为实施例的输入参数表，表2为天线指向精度计算结果。
表1 实施例中输入参数表
表2 实施例中天线指向精度计算结果
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
Claims (8)
1.一种二维可动点波束天线指向精度确定方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)将二维可动点波束天线指向精度分为方向角计算误差、天线机构误差，其中，方向角计算误差包括轨道确定误差、时间统一误差、姿态确定误差、软件算法误差；天线机构误差包括传动误差、测量误差、热变形误差、装配误差；
(2)计算轨道确定误差对方向角计算误差的影响、时间统一误差对方向角计算误差的影响、姿态确定误差对方向角计算误差的影响、软件算法误差对方向角计算误差的影响，然后根据轨道确定误差、时间统一误差、姿态确定误差、软件算法误差对方向角计算误差的影响计算得到方向角计算误差；
(3)根据传动误差、测量误差、热变形误差、装配误差对天线机构误差的影响计算得到天线机构误差；
(4)根据方向角计算误差、天线机构误差计算得到天线指向精度。
2.根据权利要求1所述的一种二维可动点波束天线指向精度确定方法，其特征在于：所述的计算轨道确定误差对方向角计算误差的影响的方法为：
轨道确定误差EO对方向角计算误差的影响α1为
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其中，H为卫星轨道高度。
3.根据权利要求1所述的一种二维可动点波束天线指向精度确定方法，其特征在于：所述的计算时间统一误差对方向角计算误差的影响的方法包括如下步骤：
(1)将时间统一误差ET分为时间发送误差ET1、时间传输误差ET2、时间接收误差ET3；
(2)计算时间统一误差ET对方向角计算误差的影响α2为
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其中，Re为地球半径，Q为卫星每天运行的圈数。
4.根据权利要求1或2所述的一种二维可动点波束天线指向精度确定方法，其特征在于：所述的姿态确定误差对方向角计算误差的影响的计算方法包括如下步骤：
(1)将姿态确定误差EA分为惯性姿态测量误差EA1，系统误差标定残差EA2，时间统一误差ET，轨道确定误差EO；
(2)计算姿态确定误差EA对方向角计算误差α3的影响为
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5.根据权利要求1或2所述的一种二维可动点波束天线指向精度确定方法，其特征在于：所述的软件算法误差对方向角计算误差的影响的计算方法包括如下步骤：
(1)利用STK软件对卫星天线方向角计算进行仿真，得到天线方向角计算数据后与星上控制器软件算法输出的天线方向角计算数据进行比对做差，得到软件算法误差ES；
(2)进而计算得到软件算法误差ES对方向角计算误差的影响α4＝ES。
6.根据权利要求1或2所述的一种二维可动点波束天线指向精度确定方法，其特征在于：所述的根据轨道确定误差、时间统一误差、姿态确定误差、软件算法误差对方向角计算误差的影响得到方向角计算误差的方法为：
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7.根据权利要求1所述的一种二维可动点波束天线指向精度确定方法，其特征在于：所述的根据传动误差、测量误差、热变形误差、装配误差对天线机构误差的影响得到天线机构误差的方法包括如下步骤：
(1)将传动误差ED分为齿轮减速器的传动误差ED1、步进电机的传动误差ED2；
(2)计算传动误差ED对天线机构误差的影响β1为
β1＝ED1+ED2
ED2＝Δθ+Δθm+ΔθD
其中，k为传动误差修正系数，为齿轮减速器一对齿啮合时的转角误差，N为齿轮减速器同时啮合的齿对数；Δθ为选定步进电机的步距误差，Δθm为传动件的累积误差，ΔθD为由摩擦负载引起的随机误差；
(3)计算测量误差EM对天线机构误差的影响β2为
β2＝EM1+EM2
其中，EM1为旋转变压器的电气误差，EM2为变换电路的输出精度；
(4)计算热变形误差EH对天线机构误差的影响β3为
β3＝EH
(5)计算装配误差EF对天线机构误差的影响β4＝EF1，其中，EF1为天线自身装配误差EF1；
(6)进而计算得到天线机构误差β为
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8.根据权利要求1或2所述的一种二维可动点波束天线指向精度确定方法，其特征在于：所述的根据方向角计算误差、天线机构误差计算得到天线指向精度Δ的方法为：
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其中，j、k为正整数。
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|---|---|---|---|---|
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