CN107450582A - 一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法 - Google Patents

一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107450582A
CN107450582A CN201710723784.4A CN201710723784A CN107450582A CN 107450582 A CN107450582 A CN 107450582A CN 201710723784 A CN201710723784 A CN 201710723784A CN 107450582 A CN107450582 A CN 107450582A
Authority
CN
China
Prior art keywords
mrow
satellite
phased array
array antenna
priority
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201710723784.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107450582B (zh
Inventor
刘萌萌
徐开
陈福财
童鑫
戴路
陈志刚
范林东
王国刚
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Chang Guang Satellite Technology Co Ltd
Original Assignee
Chang Guang Satellite Technology Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Chang Guang Satellite Technology Co Ltd filed Critical Chang Guang Satellite Technology Co Ltd
Priority to CN201710723784.4A priority Critical patent/CN107450582B/zh
Publication of CN107450582A publication Critical patent/CN107450582A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107450582B publication Critical patent/CN107450582B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B13/00—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
    • G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
    • G05B13/04—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators
    • G05B13/042—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators in which a parameter or coefficient is automatically adjusted to optimise the performance

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Medical Informatics (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Computer Vision & Pattern Recognition (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Artificial Intelligence (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
  • Radio Relay Systems (AREA)

Abstract

一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法，涉及航天器姿态的确定与控制领域，实现了微小卫星成像后快速数传以及成像的同时进行数传的功能。本发明包括：若为成像模式，则成像和数传优先级分别为1和0；若为两数传站同时数传，则将数传站优先级排序，优先级高的优先级为1，另一个为0；若为单一数传，优先级为1；计算相控阵天线的期望指向、方位角与离轴角；若离轴角均满足约束条件，则无需姿态机动，否则以优先级为1的模式为主；在以优先级为1的模式为主的情况下，若离轴角满足约束条件，则卫星不需要姿态机动，否则以优先级高的数传站为期望，通过控制卫星的姿态使相控阵天线指向目标点。本发明可实现快速数传及成像的同时数传。

Description

一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法
技术领域
本发明涉及航天器姿态的确定与控制技术领域，具体涉及一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法。
背景技术
针对地面天线的跟踪控制问题，由于微小卫星使用的是现成的地面站设备，在进行数传应用时，需要设计针对每个数传站都有效的方案。因此，通过改变微小卫星的姿态进行数传控制或者根据微小卫星姿态进行相应的星上天线控制指令计算就会更加方便快捷。针对地面点的数传控制问题，现有一般采用具有鲁棒性的控制器，但是地面点坐标的计算过程中地球模型采用的是球面模型，而实际上，地球并不是规则的球形，因此，采用球面模型来研究地面点的数传控制问题显然不合适，影响计算精度。针对天线的指向问题，一般采用相应的控制算法进行解算，但是也只是针对目标点超出天线作用范围时的情况，针对目标点未超出天线作用范围的情况却不适用。
随着微小卫星技术的发展、视频以及成像功能的不断增强，由于数传站数量以及数传站可控范围的约束，将微小卫星拍摄的图片以及视频等有用数据和信息在最短时间内下传，成为目前本领域中关注的重点。因此迫切需要研制出一种可以实现微小卫星成像后快速数传以及成像的同时进行数传的数传引导方案与控制方法。
发明内容
为了实现微小卫星成像后快速数传以及成像的同时进行数传的功能，本发明提供一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法。
本发明为解决技术问题所采用的技术方案如下：
本发明的一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法，包括以下步骤：
步骤一、卫星天线的选取
在卫星上同时使用一个普通固连天线和一个相控阵天线，或者，在卫星上同时使用至少两个相控阵天线；
步骤二、卫星现运行模式的确定
若卫星现运行模式为成像模式，则将成像功能优先级设为1，数传功能优先级设为0；
若为两数传站同时数传，则将数传站优先级进行排序，优先级高的数传站数传优先级设为1，另一个数传站数传优先级设为0；
若为单一数传站的数传，则优先级设为1；
步骤三、相控阵天线的方位角与离轴角的计算
通过卫星的实时姿态和数传站的经度、纬度、高度信息得到相控阵天线的期望指向，再经计算得到相控阵天线的方位角与离轴角；
步骤四、卫星在不同工作模式下的相应控制方法
根据步骤三中得到的离轴角信息以及离轴角的60°约束，并根据步骤二中确定的卫星现运行模式与优先级，判断并选取卫星控制模式：若离轴角均满足约束条件，则卫星不需要姿态机动，否则以优先级为1的模式为主；
在以优先级为1的模式为主的情况下，若离轴角满足约束条件，则卫星不需要姿态机动，否则以优先级高的数传站为期望，通过控制卫星的姿态使相控阵天线指向目标点。
进一步的，步骤一中，至少安装有两个相控阵天线。
进一步的，步骤三中，普通固连天线坐标系和相控阵天线坐标系均与卫星质心坐标系重合，相控阵天线轴向为OZ方向，OZ’为相控阵天线的目标指向，则离轴角定义为OZ与OZ’之间的夹角β，范围为0～60°，方位角定义为OZ’在XOY平面的投影与OX轴之间的夹角α，范围为0～360°。
进一步的，步骤三中，相控阵天线的方位角与离轴角的具体计算过程如下：
(1)计算期望相对轨道坐标系的旋转四元数
四元数定义为：q＝q0+q1i+q2j+q3k
矢量乘积规则如下：
j＝-ji＝k
jk＝-kj＝i
ki＝-ik＝j
满足约束方程：
四元数运算：q-1＝q0-q1i-q2j-q3k
通过卫星的GPS数据得到卫星在WGS84地球固连坐标系下的实时位置
假设地球为椭球体，椭球体计算公式如下所示：
其中，lon、lat、h分别表示数传站的经度、纬度、高度，a为赤道半径，e为偏心率；
通过椭球体计算公式得到数传站在WGS84地球固连坐标系下的位置
数传站至卫星的向量表示为O、K、S三点共面，作平面OKS的法线从而求得向量和的夹角旋转至与重合需要轨道坐标系沿着旋转轴旋转角，得到由期望轨道坐标系的旋转四元数
(2)计算期望相对卫星质心坐标系的姿态四元数
通过星上测量元件得到卫星质心坐标系相对地球惯性坐标系的旋转四元数由卫星的轨道信息得到轨道坐标系相对地球惯性坐标系的旋转四元数由四元数连续旋转运算得到则期望相对卫星质心坐标系的姿态四元数为
(3)计算相控阵天线的离轴角与方位角
在相控阵天线坐标系中，相控阵天线的目标指向OZ’表示为其中相控阵天线坐标系与卫星质心坐标系重合，为旋转四元数对应的旋转矩阵，则方位角为
离轴角为其中β1＝atan2d(xT，yT)。
进一步的，步骤三中，由于星上测量元件在测量过程中存在噪声，噪声的存在使(xT,yT)数值发生变化，因此，根据相控阵天线的波束宽度B，允许范围角度X，其中X＝[2，B]°，βa＝sin(X)；则：
当|xT|≤βa时，
当|xT|＞βa时，
进一步的，步骤四的具体的控制过程如下：
(1)当卫星处于成像与数传同时进行时，以成像为主，当计算得到的离轴角在相控阵天线的测控范围内时进行数传，否则只进行成像；
(2)当卫星进行两个数传站同时数传时，将两个数传站的优先级进行排序，优先级高的数传站的数传为主，若两数传站计算得到的离轴角均在相控阵天线的测控范围内时或者优先级高的数传站计算得到的离轴角在相控阵天线的测控范围内时，卫星不进行姿态机动；否则卫星按优先级高的数传站为期望进行姿态机动；
(3)当卫星只进行单数传站的数传时，当计算离轴角未在相控阵天线的测控范围内时，进行星体姿态机动，通过控制卫星的姿态使相控阵天线主轴指向目标点。
本发明的有益效果是：本发明在理论上分析了卫星位置、姿态、天线安装等偏差因素对天线指向误差的影响。本发明的主要内容分为两部分，首先是对卫星天线进行了选取和设计，其次根据该天线的选取和设计方法进行了相应控制算法的设计，用于实现并优化卫星的实时数传功能。
通过本发明的控制方法可以实现成像后快速数传以及成像的同时进行数
传、多数传站同时数传等，卫星姿态机动以及天线控制方法简单，在微小卫星上应用方便实用。本发明采用相控阵天线作为数传天线时，卫星姿态机动的同时实现天线指向目标点。
附图说明
图1为地球惯性坐标系J2000的示意图。
图2为相控阵天线方位角与离轴角定义示意图。
图3为卫星与数传站相对位置示意图。
图4为偏差四元数计算流程图。
图5为卫星13:48:05.000对日定向三轴稳定模式相控阵天线指向示意图。
图6为卫星13:49:45.000对日定向三轴稳定模式相控阵天线指向示意图。
图7为卫星对日定向三轴稳定模式相控阵天线指向示意图。
图8为卫星对地定向三轴稳定模式相控阵天线指向示意图。
图9为卫星对固定点数传模式相控阵天线指向示意图。
图中：1、天球，2、黄道平面，3、赤道平面，4、轨道平面，5、黄赤交角，6、轨道倾角，7、升交点赤经，8、升交点幅角。9、升交线。
具体实施方式
以下结合附图对本发明作进一步详细说明。
本发明的一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法，该方法主要是通过以下步骤实现的：
步骤一、卫星天线的选取和设计
为了实现卫星具有在成像的同时进行实时数传的功能，在卫星安装有普通固连天线的基础上，增加一个相控阵天线，也就是说，同时使用一个普通固连天线和一个相控阵天线，或者，在卫星上不使用普通固连天线而同时使用两个或多个相控阵天线，也就是同时使用至少两个相控阵天线。相控阵天线是一种新型的电控波束扫描天线，由于其本身波束快速扫描，波束指向精度高，且易于与平台共形。普通固连天线进行数传时需要通过调整卫星姿态实现对目标点的数传，相控阵天线可以通过方位角和离轴角实现对目标点的数传，在指令约束范围内可实现不对卫星姿态进行调整的情形下进行数传任务，因此卫星可实现成像与数传双模式运行。如果两数传站相邻较近，在进行普通固连天线对数传站一数传的同时可进行相控阵天线对数传站二的数传工作，从而提高数传效率。
首先定义卫星质心坐标系、轨道坐标系、WGS84地球固连坐标系和天线坐标系4种坐标系。
(1)卫星质心坐标系
卫星质心坐标系是指固连于卫星的直角坐标系ObXbYbZb，亦称控制坐标系，坐标原点Ob位于卫星质心处，三坐标轴分别平行于星体安装坐标系OsXsYsZs的各坐标轴，并且方向一致，对地定向无姿态偏差时，与卫星轨道坐标系重合。
(2)轨道坐标系
轨道坐标系是指ObXoYoZo直角坐标系，其坐标原点为卫星质心Ob，+Yo轴指向轨道角速度反方向，+Zo轴指向地球中心，+Xo轴与+Yo、+Zo轴成右手直角坐标系(飞行方向)，此坐标系为对地定向基准。
(3)WGS84地球固连坐标系
WGS84地球固连坐标系(World Geodetic System)是一种国际上采用的地心空间直角坐标系，其坐标原点为地球质心Ce，其地心空间直角坐标系的Z轴指向国际时间局(BIH)1984.0定义的协议地极(CTP)方向，X轴指向BIH1984.0的协议子午面和CTP赤道的交点，Y轴与Z轴、X轴垂直构成右手坐标系，称为1984年世界大地坐标系。这是一个国际协议地球参考系统(ITRS)，是目前国际上统一采用的大地坐标系。导航广播星历是以WGS-84坐标系为根据的。
(4)地球惯性坐标系J2000
如图1所示，地球惯性坐标系J2000(地球第一赤道惯性坐标系)是指CeiXeiYeiZei直角坐标系，其坐标系原点为地球质心Ce，Xei轴指向平春分点(2000年1月1日12时)，Zei轴指向平北极(2000年1月1日12时，JD＝2451545.0)，Yei轴和Xei轴、Zei轴构成右手直角坐标系，此坐标系也是J2000地球惯性坐标系，是姿态测量基准和轨道测量基准。图1中，1为天球，2为黄道平面，3为赤道平面，4为轨道平面，5为黄赤交角，6为轨道倾角，7为升交点赤经，8为升交点幅角，9为升交线。
(5)天线坐标系
两种天线坐标系(普通固连天线坐标系和相控阵天线坐标系T)均与卫星质心坐标系重合，相控阵天线轴向为OZ方向，其中相控阵天线方位角与离轴角定义为：OZ’为相控阵天线的目标指向，离轴角定义为OZ与OZ’的夹角β，范围为0～60°；方位角定义为OZ’在XOY平面的投影与OX轴的夹角α，范围为0～360°，如图2所示。
步骤二、卫星现运行模式的确定
若卫星现运行模式为成像模式，则将成像功能优先级设为1，数传功能优先级设为0；若为两数传站同时数传，则将数传站优先级进行排序，优先级高的数传站数传优先级设为1，另一个数传站数传优先级设为0；若为单一数传站的数传，则优先级设为1。
步骤三、计算相控阵天线的方位角与离轴角
如图2所示，两种天线坐标系(普通固连天线坐标系和相控阵天线坐标系T)均与卫星质心坐标系重合，相控阵天线轴向为OZ方向，其中相控阵天线方位角与离轴角定义为：OZ’为相控阵天线的目标指向，离轴角定义为OZ与OZ’的夹角β，范围为0～60°；方位角定义为OZ’在XOY平面的投影与OX轴的夹角α，范围为0～360°。
通过目标点的姿态以及卫星的实时姿态可以计算得到相控阵天线对目标点指向所需要的离轴角和方位角，由于方位角α的范围为0～360°，计算值在实际应用中均可实现，而离轴角β最大值为60°，当计算离轴角大于60°时，相控阵天线无法执行指令。由此可知，在卫星进行其他成像任务的数传时，并非所有情形都可实现相控阵天线对目标点的数传，因此分为离轴角范围在相控阵天线的测控范围内和超出测控范围两种情形进行分析。
(1)离轴角范围在相控阵天线的测控范围内
计算离轴角能够实现的情形下，可以近似为相控阵天线的指向与卫星的姿态相分离，在相控阵天线进行数传的同时，卫星可以进行惯性空间成像、对地成像、对地面目标点成像、对数传站进行数传等多种模式，并且可实现成像结束后立即数传任务的功能。
(2)离轴角范围超出相控阵天线的测控范围
当离轴角超出相控阵天线的测控范围时，无法实现卫星在多任务模式下的实时数传功能，但是针对成像结束后立即数传任务，可以采用卫星本体旋转与相控阵天线结合的形式，通过卫星姿态的旋转使得离轴角到达测控范围，星体所需旋转角度相对于纯卫星姿态旋转至目标点位置需要旋转的角度小，使得数传开始时间提前，有效数传时间增加。
通过卫星的实时姿态和数传站的经纬高信息，得到相控阵天线的期望指向，再经计算得到相控阵天线的方位角与离轴角。具体的计算过程如下：
(1)计算期望相对轨道坐标系的旋转四元数
四元数定义为：q＝q0+q1i+q2j+q3k
矢量乘积规则如下：
j＝-ji＝k
jk＝-kj＝i
ki＝-ik＝j
满足约束方程：
四元数运算：q-1＝q0-q1i-q2j-q3k。
卫星与数传站相对位置如图3所示，通过卫星的GPS数据得到卫星在WGS84地球固连坐标系下的实时位置假设地球为椭球体，椭球体计算公式如下所示：
其中，lon、lat、h分别表示数传站的经度、纬度、高度，a为赤道半径，e为偏心率。
通过椭球体计算公式得到数传站在WGS84地球固连坐标系下的位置
数传站至卫星的向量表示为O、K、S三点共面，作平面OKS的法线从而可以求得向量和的夹角旋转至与重合需要轨道坐标系沿着旋转轴旋转角，得到由期望轨道坐标系的旋转四元数
目前针对地面点的凝视控制问题，一般采用具有鲁棒性的控制器，但是地面点坐标的计算过程中地球模型采用球面模型，而实际地球并不为规则的球形，本发明采用椭球模型与实际更加相符，计算精度更高。
(2)计算期望相对卫星质心坐标系的姿态四元数
如图4所示，通过星上测量元件(陀螺或星敏感器)可以得到卫星质心坐标系相对地球惯性坐标系的旋转四元数由卫星的轨道信息可以得到轨道坐标系相对地球惯性坐标系的旋转四元数由上述步骤(1)得到了期望相对轨道坐标系的旋转四元数由四元数连续旋转运算可知期望相对卫星质心坐标系的姿态四元数为
(3)计算相控阵天线的离轴角与方位角
在相控阵天线坐标系(T)中，相控阵天线的目标指向OZ’表示为其中相控阵天线坐标系(T)与卫星质心坐标系(b)重合，为旋转四元数对应的旋转矩阵，则方位角表示为
离轴角表示为其中β1＝atan2d(xT，yT)。
由于星上测量元件在测量过程中存在测量噪声，在无测量噪声情形下计算得到的(xT,yT)数值较小时，由于噪声的存在，使得(xT,yT)数值发生变化，因此需要针对(xT,yT)数值较小的情形进行离轴角的分析讨论。
根据相控阵天线的波束宽度B，设计允许范围角度X，其中X＝[2，B]°，βa＝sin(X)。
当|xT|≤βa时，
当|xT|＞βa时，
步骤四、卫星在不同工作模式下的相应控制方法
根据步骤三中得到的离轴角信息以及离轴角的60°约束，并根据步骤二中确定的卫星现运行模式与优先级，判断并选取卫星控制模式：若离轴角均满足约束条件，则卫星不需要姿态机动，否则以优先级为1的模式为主。在以优先级为1的模式为主的情形下，若以优先级为1的模式的离轴角满足约束条件，卫星不需要姿态机动，否则以优先级高的数传站为期望，通过控制卫星的姿态使相控阵天线指向目标点。
具体的控制过程如下：
(1)当卫星处于成像与数传同时进行时，以成像为主，当计算得到的离轴角在相控阵天线的测控范围内时进行数传，否则只进行成像。
(2)当卫星进行两个数传站同时数传时，将两个数传站的优先级进行排序，优先级高的数传站的数传为主，若两数传站计算得到的离轴角均在相控阵天线的测控范围内时或者优先级高的数传站计算得到的离轴角在相控阵天线的测控范围内时，卫星不进行姿态机动；否则卫星按优先级高的数传站为期望进行姿态机动。
(3)当卫星只进行单数传站的数传时，当计算离轴角未在相控阵天线的测控范围内时，进行星体姿态机动，通过控制卫星的姿态使相控阵天线主轴指向目标点，由于相控阵天线离轴角具有60°，在卫星向期望姿态运动过程中相控阵天线可比普通固连天线提前进入可控范围，数传时间提前。
具体实施方式一
通过卫星分别对日定向三轴稳定模式、对地定向三轴稳定模式和对固定点数传模式三种运行模式下，给出相控阵天线所需旋转角度的计算以及与实际指向的仿真验证，验证算法计算数值的有效性。
相控阵天线目标点经纬度分别为2.1873rad和0.7659rad，卫星S1的初始轨道信息(初始时刻位置速度信息)如表1所示。卫星S1～S4为存在相位差的同轨卫星，相位关系如表2所示。
表1
表2
(1)卫星对日定向三轴稳定模式
卫星处于对日定向三轴稳定模式下，计算得到卫星在不同时刻下相控阵天线的离轴角和方位角如表3所示，通过卫星S1与太阳坐标系重合的实时姿态下，给出13:48:05和13:49:45时间点相控阵天线的数传情形如图5和图6所示，可以实现对目标点Facility1的数传。
表3
为了更方便在同一幅图像中表示不同时刻卫星的状态以及天线的数传过程，由卫星S2、卫星S3、卫星S4分别表示卫星S1在13:48:05、13:49:45和13:51:25三个时刻的状态，通过调整卫星S1相位近似得到(存在小偏差，光轴效果在目标点附近即可)。
计算得到卫星S2、卫星S3、卫星S4相应的相控阵天线旋转角度如表4所示，相控阵天线的数传结果为图7(卫星对日定向三轴稳定模式相控阵天线指向)可以看出，通过计算得到的相控阵天线的离轴角和方位角可以达到使相控阵天线指向固定点Facility1的控制目标。
表4
卫星 离轴角 方位角
S2 102.3631675 37.8562945
S3 67.47221912 41.19094725
S4 7.863982251 119.5368137
(2)卫星对地定向三轴稳定模式
卫星处于对地定向三轴稳定模式下，计算得到卫星在不同时刻下的相控阵天线的离轴角和方位角如表5所示，通过卫星S1与轨道坐标系重合的实时姿态下，给出13:48:05、13:49:45和13:51:25时间点下的卫星S2、卫星S3、卫星S4三个时刻的相控阵天线光轴指向情形如图8所示，可以看出实现对地成像的同时相控阵天线可以实现对目标点Facility1的数传。
表5
(3)卫星对固定点数传模式
在卫星进行对经纬度分别为2.08735rad和0.698806rad点进行数传过程中卫星在13:48:05、13:49:45和13:51:25时间点的卫星S2、卫星S3、卫星S4三个时刻的姿态角如表6所示，相对应的相控阵天线的旋转角度如表7所示。由图9可以看出指向目标点Facility3的同时，计算得到的相控阵天线离轴角和相位角可以指向制定目标点Facility1。
表6
卫星姿态 X Y Z
S2 0.183721 -2.0629 3.121261
S3 -0.22445 -2.29172 3.076011
S4 -0.18569 3.024616 2.778307
表7
固定点数传模式 经度2.08735rad 纬度0.698806rad
卫星 离轴角 方位角
S2 58.01479915 40.35666995
S3 58.25640324 54.82863662
S4 41.17831754 74.73943291
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、卫星天线的选取
在卫星上同时使用一个普通固连天线和一个相控阵天线，或者，在卫星上同时使用至少两个相控阵天线；
步骤二、卫星现运行模式的确定
若卫星现运行模式为成像模式，则将成像功能优先级设为1，数传功能优先级设为0；
若为两数传站同时数传，则将数传站优先级进行排序，优先级高的数传站数传优先级设为1，另一个数传站数传优先级设为0；
若为单一数传站的数传，则优先级设为1；
步骤三、相控阵天线的方位角与离轴角的计算
通过卫星的实时姿态和数传站的经度、纬度、高度信息得到相控阵天线的期望指向，再经计算得到相控阵天线的方位角与离轴角；
步骤四、卫星在不同工作模式下的相应控制方法
根据步骤三中得到的离轴角信息以及离轴角的60°约束，并根据步骤二中确定的卫星现运行模式与优先级，判断并选取卫星控制模式：若离轴角均满足约束条件，则卫星不需要姿态机动，否则以优先级为1的模式为主；
在以优先级为1的模式为主的情况下，若离轴角满足约束条件，则卫星不需要姿态机动，否则以优先级高的数传站为期望，通过控制卫星的姿态使相控阵天线指向目标点。
2.根据权利要求1所述的一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法，其特征在于，步骤一中，至少安装有两个相控阵天线。
3.根据权利要求1所述的一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法，其特征在于，步骤三中，普通固连天线坐标系和相控阵天线坐标系均与卫星质心坐标系重合，相控阵天线轴向为OZ方向，OZ’为相控阵天线的目标指向，则离轴角定义为OZ与OZ’之间的夹角β，范围为0～60°，方位角定义为OZ’在XOY平面的投影与OX轴之间的夹角α，范围为0～360°。
4.根据权利要求3所述的一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法，其特征在于，步骤三中，相控阵天线的方位角与离轴角的具体计算过程如下：
(1)计算期望相对轨道坐标系的旋转四元数
四元数定义为：q＝q0+q1i+q2j+q3k
矢量乘积规则如下：
j＝-ji＝k
jk＝-kj＝i
ki＝-ik＝j
满足约束方程：
四元数运算：q-1＝q0-q1i-q2j-q3k
通过卫星的GPS数据得到卫星在WGS84地球固连坐标系下的实时位置假设地球为椭球体，椭球体计算公式如下所示：
<mrow> <msub> <mi>P</mi> <mrow> <mi>k</mi> <mi>x</mi> </mrow> </msub> <mo>=</mo> <mrow> <mo>(</mo> <mfrac> <mi>a</mi> <msqrt> <mrow> <mn>1</mn> <mo>-</mo> <msup> <mi>e</mi> <mn>2</mn> </msup> <msup> <mi>sin</mi> <mn>2</mn> </msup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>l</mi> <mi>a</mi> <mi>t</mi> <mo>)</mo> </mrow> </mrow> </msqrt> </mfrac> <mo>+</mo> <mi>h</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mi>c</mi> <mi>o</mi> <mi>s</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>l</mi> <mi>a</mi> <mi>t</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mi>c</mi> <mi>o</mi> <mi>s</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>l</mi> <mi>o</mi> <mi>n</mi> <mo>)</mo> </mrow> </mrow> 1
<mrow> <msub> <mi>P</mi> <mrow> <mi>k</mi> <mi>y</mi> </mrow> </msub> <mo>=</mo> <mrow> <mo>(</mo> <mfrac> <mi>a</mi> <msqrt> <mrow> <mn>1</mn> <mo>-</mo> <msup> <mi>e</mi> <mn>2</mn> </msup> <msup> <mi>sin</mi> <mn>2</mn> </msup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>l</mi> <mi>a</mi> <mi>t</mi> <mo>)</mo> </mrow> </mrow> </msqrt> </mfrac> <mo>+</mo> <mi>h</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mi>c</mi> <mi>o</mi> <mi>s</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>l</mi> <mi>a</mi> <mi>t</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mi>s</mi> <mi>i</mi> <mi>n</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>l</mi> <mi>o</mi> <mi>n</mi> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>
<mrow> <msub> <mi>P</mi> <mrow> <mi>k</mi> <mi>z</mi> </mrow> </msub> <mo>=</mo> <mrow> <mo>(</mo> <mfrac> <mrow> <mi>a</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mn>1</mn> <mo>-</mo> <msup> <mi>e</mi> <mn>2</mn> </msup> <mo>)</mo> </mrow> </mrow> <msqrt> <mrow> <mn>1</mn> <mo>-</mo> <msup> <mi>e</mi> <mn>2</mn> </msup> <msup> <mi>sin</mi> <mn>2</mn> </msup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>l</mi> <mi>a</mi> <mi>t</mi> <mo>)</mo> </mrow> </mrow> </msqrt> </mfrac> <mo>+</mo> <mi>h</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mi>sin</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>l</mi> <mi>a</mi> <mi>t</mi> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>
其中，lon、lat、h分别表示数传站的经度、纬度、高度，a为赤道半径，e为偏心率；
通过椭球体计算公式得到数传站在WGS84地球固连坐标系下的位置数传站至卫星的向量表示为O、K、S三点共面，作平面OKS的法线 从而求得向量和的夹角 旋转至与重合需要轨道坐标系沿着旋转轴旋转角，得到由期望轨道坐标系的旋转四元数
(2)计算期望相对卫星质心坐标系的姿态四元数
通过星上测量元件得到卫星质心坐标系相对地球惯性坐标系的旋转四元数由卫星的轨道信息得到轨道坐标系相对地球惯性坐标系的旋转四元数由四元数连续旋转运算得到则期望相对卫星质心坐标系的姿态四元数为
(3)计算相控阵天线的离轴角与方位角
在相控阵天线坐标系中，相控阵天线的目标指向OZ’表示为其中相控阵天线坐标系与卫星质心坐标系重合，为旋转四元数对应的旋转矩阵，则方位角为离轴角为其中β1＝atan2d(xT，yT)。
5.根据权利要求4所述的一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法，其特征在于，步骤三中，由于星上测量元件在测量过程中存在噪声，噪声的存在使(xT,yT)数值发生变化，因此，根据相控阵天线的波束宽度B，允许范围角度X，其中X＝[2，B]°，βa＝sin(X)；则：
当|xT|≤βa时，
当|xT|＞βa时，
6.根据权利要求1所述的一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法，其特征在于，步骤四的具体的控制过程如下：
(1)当卫星处于成像与数传同时进行时，以成像为主，当计算得到的离轴角在相控阵天线的测控范围内时进行数传，否则只进行成像；
(2)当卫星进行两个数传站同时数传时，将两个数传站的优先级进行排序，优先级高的数传站的数传为主，若两数传站计算得到的离轴角均在相控阵天线的测控范围内时或者优先级高的数传站计算得到的离轴角在相控阵天线的测控范围内时，卫星不进行姿态机动；否则卫星按优先级高的数传站为期望进行姿态机动；
(3)当卫星只进行单数传站的数传时，当计算离轴角未在相控阵天线的测控范围内时，进行星体姿态机动，通过控制卫星的姿态使相控阵天线主轴指向目标点。
CN201710723784.4A 2017-08-22 2017-08-22 一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法 Active CN107450582B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710723784.4A CN107450582B (zh) 2017-08-22 2017-08-22 一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710723784.4A CN107450582B (zh) 2017-08-22 2017-08-22 一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107450582A true CN107450582A (zh) 2017-12-08
CN107450582B CN107450582B (zh) 2020-07-03

Family

ID=60493173

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710723784.4A Active CN107450582B (zh) 2017-08-22 2017-08-22 一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107450582B (zh)

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108917698A (zh) * 2018-05-17 2018-11-30 四川九洲电器集团有限责任公司 一种方位角计算方法
CN109818666A (zh) * 2018-12-18 2019-05-28 中国电子科技集团公司电子科学研究院 一种卫星波束覆盖增强方法和系统
CN110502038A (zh) * 2019-07-23 2019-11-26 北京控制工程研究所 一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法
CN110502026A (zh) * 2019-08-26 2019-11-26 上海宇航系统工程研究所 基于视线指向考虑热控测控约束的卫星滚动姿态规划方法
CN111427003A (zh) * 2020-03-19 2020-07-17 上海卫星工程研究所 地面测站天线对卫星的指向导引系统
CN112278329A (zh) * 2020-10-30 2021-01-29 长光卫星技术有限公司 一种用于遥感卫星定姿的非线性滤波方法
CN112599978A (zh) * 2021-03-04 2021-04-02 成都天锐星通科技有限公司 一种相控阵天线自动拼阵方法及相控阵天线
CN112612295A (zh) * 2020-12-23 2021-04-06 长光卫星技术有限公司 一种遥感卫星地面站测控和数传资源自动分配方法
CN113386979A (zh) * 2021-06-03 2021-09-14 长光卫星技术有限公司 一种自适应规避太阳的数传姿态规划方法
CN113815903A (zh) * 2021-09-06 2021-12-21 长光卫星技术有限公司 一种用于遥感卫星的飞轮过零规避方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5957179A (ja) * 1982-09-27 1984-04-02 Natl Space Dev Agency Japan<Nasda> 合成開口レ−ダ
CN103471563A (zh) * 2013-09-27 2013-12-25 重庆大学 分布式相控阵天线的子阵波束指向角度校正方法
CN104332707A (zh) * 2014-10-27 2015-02-04 西安空间无线电技术研究所 一种用于低轨星载天线跟踪地面站的方法
WO2016206072A1 (zh) * 2015-06-26 2016-12-29 华为技术有限公司 一种控制波束稳定的方法及天线设备
CN106772366A (zh) * 2016-11-21 2017-05-31 上海卫星工程研究所 卫星微波成像的星上实时自主控制方法
CN106842184A (zh) * 2015-12-03 2017-06-13 中国航空工业集团公司雷华电子技术研究所 一种基于波束调度的多目标探测与跟踪方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5957179A (ja) * 1982-09-27 1984-04-02 Natl Space Dev Agency Japan<Nasda> 合成開口レ−ダ
CN103471563A (zh) * 2013-09-27 2013-12-25 重庆大学 分布式相控阵天线的子阵波束指向角度校正方法
CN104332707A (zh) * 2014-10-27 2015-02-04 西安空间无线电技术研究所 一种用于低轨星载天线跟踪地面站的方法
WO2016206072A1 (zh) * 2015-06-26 2016-12-29 华为技术有限公司 一种控制波束稳定的方法及天线设备
CN106842184A (zh) * 2015-12-03 2017-06-13 中国航空工业集团公司雷华电子技术研究所 一种基于波束调度的多目标探测与跟踪方法
CN106772366A (zh) * 2016-11-21 2017-05-31 上海卫星工程研究所 卫星微波成像的星上实时自主控制方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
姜薇: "基于Multi_Agent的星地数传动态规划问题研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》 *

Cited By (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108917698A (zh) * 2018-05-17 2018-11-30 四川九洲电器集团有限责任公司 一种方位角计算方法
CN109818666A (zh) * 2018-12-18 2019-05-28 中国电子科技集团公司电子科学研究院 一种卫星波束覆盖增强方法和系统
CN109818666B (zh) * 2018-12-18 2022-07-29 中国电子科技集团公司电子科学研究院 一种卫星波束覆盖增强方法和系统
CN110502038A (zh) * 2019-07-23 2019-11-26 北京控制工程研究所 一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法
CN110502038B (zh) * 2019-07-23 2022-04-22 北京控制工程研究所 一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法
CN110502026B (zh) * 2019-08-26 2022-04-15 上海宇航系统工程研究所 基于视线指向考虑热控测控约束的卫星滚动姿态规划方法
CN110502026A (zh) * 2019-08-26 2019-11-26 上海宇航系统工程研究所 基于视线指向考虑热控测控约束的卫星滚动姿态规划方法
CN111427003A (zh) * 2020-03-19 2020-07-17 上海卫星工程研究所 地面测站天线对卫星的指向导引系统
CN112278329A (zh) * 2020-10-30 2021-01-29 长光卫星技术有限公司 一种用于遥感卫星定姿的非线性滤波方法
CN112612295A (zh) * 2020-12-23 2021-04-06 长光卫星技术有限公司 一种遥感卫星地面站测控和数传资源自动分配方法
CN112612295B (zh) * 2020-12-23 2022-07-12 长光卫星技术股份有限公司 一种遥感卫星地面站测控和数传资源自动分配方法
CN112599978B (zh) * 2021-03-04 2021-06-04 成都天锐星通科技有限公司 一种相控阵天线自动拼阵方法及相控阵天线
CN112599978A (zh) * 2021-03-04 2021-04-02 成都天锐星通科技有限公司 一种相控阵天线自动拼阵方法及相控阵天线
CN113386979A (zh) * 2021-06-03 2021-09-14 长光卫星技术有限公司 一种自适应规避太阳的数传姿态规划方法
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
CN113815903A (zh) * 2021-09-06 2021-12-21 长光卫星技术有限公司 一种用于遥感卫星的飞轮过零规避方法
CN113815903B (zh) * 2021-09-06 2023-06-23 长光卫星技术股份有限公司 一种用于遥感卫星的飞轮过零规避方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN107450582B (zh) 2020-07-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107450582A (zh) 一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法
CN104848860B (zh) 一种敏捷卫星成像过程姿态机动规划方法
CN105184002B (zh) 一种数传天线指向角度的仿真分析方法
CN105698762B (zh) 一种单机航迹上基于不同时刻观测点的目标快速定位方法
CN104332707B (zh) 一种用于低轨星载天线跟踪地面站的方法
CN106197425B (zh) 基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算方法
CN108344396B (zh) 一种敏捷卫星斜条带成像模式姿态计算方法
CN106125745B (zh) 一种对空间合作目标跟踪成像的卫星姿态控制方法
CN104764443B (zh) 一种光学遥感卫星严密成像几何模型构建方法
CN106155074A (zh) 一种保证星地链路的卫星三轴对日定向控制方法
CN100533065C (zh) 基于多天体路标的星际巡航自主导航方法
CN101414003B (zh) 一种基于星地坐标转换的星载sar图像地理编码方法
CN101750067B (zh) 一种成像式地球敏感器地球扁率修正方法
CN105043417B (zh) 多目标连续成像偏流角补偿方法
CN110435930B (zh) 低轨光学卫星匀降速推扫姿态规划方法
CN105928525A (zh) 一种卫星对月定标的姿态确定方法
CN105160125A (zh) 一种星敏感器四元数的仿真分析方法
CN106197434A (zh) 基于地面目标点位置的卫星姿态角的计算方法
CN112130590B (zh) 一种基于瞬时惯性系下速度补偿的星载天线对地指向确定方法
CN110929427A (zh) 一种遥感卫星视频成像快速仿真方法
CN103487032B (zh) 低轨空间相机自由指向像移矢量计算方法
CN105446346A (zh) 遥感卫星对月相对定标姿态调整方法
CN105486315B (zh) 遥感卫星对月绝对定标姿态调整方法
CN110162069B (zh) 一种近地轨道航天器阳光反射凝视期望姿态解析求解方法
CN106023207A (zh) 一种基于移动测量系统双全景的城市部件采集方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CP03 Change of name, title or address

Address after: No. 1299, Mingxi Road, Beihu science and Technology Development Zone, Changchun City, Jilin Province

Patentee after: Changguang Satellite Technology Co.,Ltd.

Address before: No.1759 Mingxi Road, Gaoxin North District, Changchun City, Jilin Province

Patentee before: CHANG GUANG SATELLITE TECHNOLOGY Co.,Ltd.

CP03 Change of name, title or address
PE01 Entry into force of the registration of the contract for pledge of patent right

Denomination of invention: A phased array data transmission guidance control method based on on-board real-time planning

Effective date of registration: 20220720

Granted publication date: 20200703

Pledgee: National Development Bank of China Jilin branch

Pledgor: Changguang Satellite Technology Co.,Ltd.

Registration number: Y2022220000041

PE01 Entry into force of the registration of the contract for pledge of patent right