CN107579759A - 一种无人机卫星通信系统中天线波束的稳定方法及装置 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种无人机卫星通信系统中天线波束的稳定方法及装置，其中方法包括：根据无人机的位置信息和姿态信息以及目标通信卫星的经度，获得天线波束在无人机坐标系下的波束指向角；根据所述波束指向角和无人机坐标系下的姿态角速率，获得无人机在方位角坐标系下的控制角速率和在俯仰角坐标系下的控制角速率；根据所述无人机在方位角坐标系下的控制角速率和在俯仰角坐标系下的控制角速率，调整无人机的天线波束的角度，使其对准目标卫星。本发明充分利用大规模MIMO角度域信号特征，降低无人机卫星波速跟踪的复杂度。
Description
技术领域
本发明涉及无人机卫星通信技术领域，更具体地，涉及无人机卫星通信系统中天线波束的跟踪。
背景技术
随着信息化时代的到来和新军事变革的迅猛发展，人们对通信的需求不断增大，迫切需要实现高速率、高带宽通信。卫星通信不受时间和地域限制，是实现无缝广域连接的有效手段。与此同时，无人机通信部署灵活，同样受到了学术界和工业界的广泛关注，无人机卫星通信已经成为建立空天一体化网络的有效选择。
频谱资源的不断紧缺使得通信频段转向毫米波段，尤其是Ka波段。一方面，毫米波频率较高、路径损耗较大，限制了其应用范围。另一方面，毫米波波长较小，可以使得成百甚至上千根天线集中在较小的区域内，大规模多天线系统与毫米波相结合可以带来巨大的空间增益、克服路径损耗。并且小尺寸的阵列天线可以有效降低无人机的载荷，更好的发挥无人机的优良性能。此外，对于无人机卫星通信系统而言，受无人机成本和能量消耗的限制，无人机上可以利用的射频链路数目往往是有限的。
通信系统的性能取决于信道信息的准确度，因此，有很多文献研究了大规模多天线系统的信道信息获取问题。然而，区别于传统无线通信，无人机卫星通信面临着很多新的挑战。无人机与卫星通信的前提是波束的实时对准。然而，无人机的姿态变化会不断改变天线波束的指向，即无人机与卫星通信是典型的移动中卫星通信。由于对于阵列的天线而言，天线的最佳工作范围是波束稳定在阵列平面法线附近，因此，无人机卫星通信需要实时调整天线波束使其对准卫星。
发明内容
本发明提供一种克服上述问题或者至少部分地解决上述问题的无人机卫星通信系统中天线波束的跟踪。
根据本发明的一个方面，提供一种无人机卫星通信系统中天线波束的稳定方法，包括：
S1、根据无人机的位置信息和姿态信息以及目标通信卫星的经度，获得天线波束在无人机坐标系下的波束指向角；
S2、根据所述波束指向角和无人机坐标系下的姿态角速率，获得无人机在方位角坐标系下和俯仰角坐标系下的控制角速率；
S3、根据所述无人机在方位角坐标系下的角速率和在俯仰角坐标系下的角速率，调整无人机的天线波束的角度。
优选地，所述无人机卫星通信系统中天线波束的稳定方法还包括：
S4、根据无人机的天线波束的结构以及接收信号的强度，基于梯度扰动算法获得无人机分别对应所述方位角和俯仰角的调整角度，根据所述方位角和俯仰角的调整角度调整无人机的天线波束的角度。
优选地，所述步骤S1包括：
S1.1、根据无人机的位置信息以及卫星的经度，获得天线波束指向卫星的方向在地理坐标系下的欧拉角；
S1.2、根据欧拉旋转定理，将所述欧拉角由地理坐标系变换至天线坐标系，将所述姿态信息由地理坐标系变换至所述无人机坐标系；
S1.3、根据变化至所述天线坐标系的欧拉角以及变化至无人机坐标系的所述姿态信息，获得所述天线波束在无人机坐标系下的方位角和俯仰角；
其中，所述天线坐标系的原点为天线重心，x轴指向卫星，y轴指向电场方向，z轴垂直于x轴和y轴张成的平面。
优选地，所述步骤S2包括：
S2.1、根据所述无人机坐标系下的姿态角速率以及波束指向角，获得所述天线坐标系下的姿态角速率；
S2.2、根据所述天线坐标系下的姿态角速率以及欧拉旋转定理，获得无人机在方位角坐标系下的控制角速率和在俯仰角坐标系下的控制角速率；
其中，所述方位角坐标系的原点为天线重心，z轴指向地面，y轴天线的法线平行，x轴垂直于z轴和y轴张成的平面；
所述俯仰角坐标系的原点为天线重心，x轴指向卫星，y轴天线的法线平行，z轴垂直于x轴和y轴张成的平面。
优选地，所述步骤S4包括：
S4.1、根据无人机的天线波束的结构以及接收信号的强度获得接收信号的能量梯度；
S4.2、根据所述接收信号的能量梯度和预设的步长参数，对相移器的模拟输出值进行若干次迭代计算，获得相移器迭代后的模拟输出值；
S4.3、根据所述相移器迭代后的模拟输出值以及各天线波束的天线索引，获得所述无人机分别对应所述方位角和俯仰角的调整角度；
S4.4、根据所述方位角和俯仰角的调整角度调整无人机的天线波束的角度。
优选地，所述步骤S3.1具体包括：
根据各天线波束的天线索引、接收信号的瞬时功率、随机扰动参数以及当前的迭代次数，获得接收信号的能量梯度。
根据本发明一种无人机卫星通信系统中天线波束的稳定装置，包括：
波束指向角获得模块，用于根据无人机的位置信息和姿态信息以及目标通信卫星的经度，获得天线波束在无人机坐标系下的波束指向角；
角速率获得模块，用于根据所述波束指向角和无人机坐标系下的姿态角速率，获得无人机在方位角坐标系下的角速率和在俯仰角坐标系下的角速率；
第一调整模块，用于根据所述无人机在方位角坐标系下的角速率和在俯仰角坐标系下的角速率，调整无人机的天线波束的角度；
其中，所述无人机的位置信息包括无人机的高程和经纬度，所述姿态信息包括无人机在地理坐标系下的偏航角、纵摆角以及横滚角，所述波束指向角包括方位角和俯仰角。
优选地，所述无人机卫星通信系统中天线波束的稳定装置还包括：
第二调整模块，用于根据无人机的天线波束的结构以及接收信号的强度，基于梯度扰动算法获得无人机分别对应所述方位角和俯仰角的调整角度，根据所述方位角和俯仰角的调整角度调整无人机的天线波束的角度。
根据本发明的另一个方面，还提供一种非暂态计算机可读存储介质，所述非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令使所述计算机执行以下方法：
S1、根据无人机的位置信息和姿态信息以及目标通信卫星的经度，获得天线波束在无人机坐标系下的波束指向角；
S2、根据所述波束指向角和无人机坐标系下的姿态角速率，获得无人机在方位角坐标系下的角速率和在俯仰角坐标系下的角速率；
S3、根据所述无人机在方位角坐标系下的角速率和在俯仰角坐标系下的角速率，调整无人机的天线波束的角度；
其中，所述无人机的位置信息包括无人机的高程和经纬度，所述姿态信息包括无人机在地理坐标系下的偏航角、纵摆角以及横滚角，所述波束指向角包括方位角和俯仰角。
本发明提出的一种无人机卫星通信系统中天线波束的稳定方法和装置，通过获得根据无人机的位置信息和姿态信息以及目标通信卫星的经度，获得天线波束在无人机坐标系下的波束指向角，即获得了天线波束跟踪的基准角度，为后期实现稳定天线波束的指向提供了基础，根据波束指向角和无人机坐标系下的姿态角速率，结合欧拉旋转定理，即可获得无人机在方位角坐标系下的控制角速率和在俯仰角坐标系下的控制角速率，以上述两种角速率作为基准调整无人机的天线波束的角度，使得大规模多天线的空间波束稳定在阵列天线平面法线附近，实现无人机与卫星间通信的波束对准。
附图说明
图1为根据本发明实施例所涉及的实施环境的示意图；
图2为根据本发明实施例的无人机卫星通信系统中天线波束的稳定方法的流程示意图；
图3为根据本发明实施例的波束稳定调整方法获得的性能示意图；
图4为根据本发明实施例的波束电子调整方法的步骤流程示意图；
图5为根据本发明实施例的波束电子调整方法获得的性能示意图；
图6为根据本发明实施例的无人机卫星通信系统中天线波束的稳定装置的功能框图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。
为了克服现有技术的上述问题，本发明实施例提供了一种无人机卫星通信系统中天线波束的稳定方法，在此先对本实施例及后续实施例中可能涉及到的相关概念进行解释说明：
地理坐标系，也称作n-坐标系，其原点为无人机重心，三个坐标轴xn、yn、zn分别指向北、东、地心方向。
无人机坐标系，也称作b-坐标系，其原点为无人机重心，三个坐标轴xb、yb、zb分别指向无人机的前向、右向和地向。
方位角坐标系，也称作a-坐标系，其原点为天线重心，三个坐标轴xa、ya、za满足：za与zb平行(即za指向地心)，ya与阵列天线的法线平行，xa垂直于ya和za轴张成的平面。
俯仰角坐标系，也称作f-坐标系，其原点为天线重心，三个坐标轴xf、yf、zf满足：yf与ya平行(即yf与阵列天线法线平行)，xf指向卫星，zf垂直于xf和yf张成的平面
天线坐标系，也称作t-坐标系，其原点为天线重心，三个坐标轴xt、yt、zt满足：xt与xf平行(即xt指向卫星)，yt指向电场方向(信号传播的电场方向)，zt垂直于xt和yt轴张成的平面
欧拉旋转定理：在运动学里，欧拉旋转定理(Euler's rotation theorem)表明，在三维空间里，假设一个刚体在做一个位移的时候，刚体内部至少有一点固定不动，则此位移等价于一个绕着包含那固定点的固定轴的旋转。根据欧拉旋转定理，任何两个坐标系的相对定向，可以由一组四个数字来设定；其中三个数字是方向余弦，用来设定特征矢量(固定轴)；第四个数字是绕着固定轴旋转的角值。这样四个数字的一组称为四元数。在航空学应用方面，通过四元数方法来计算旋转，已经替代了方向余弦方法，这是因为它能减少所需的工作，和它能减小舍入误差。在电脑图形学里，四元数与四元数之间，简易执行插值的能力是很有价值的。
在三维空间中，旋转矩阵有一个等于单位1的实特征值。旋转矩阵指定关于对应的特征向量的旋转(欧拉旋转定理)。如果旋转角是θ，则旋转矩阵的另外两个(复数)特征值是exp(iθ)和exp(-iθ)。从而得出3维旋转的迹数等于1+2cos(θ)，这可用来快速的计算任何3维旋转的旋转角。
生成旋转矩阵的一种简单方式是把它作为三个基本旋转的序列复合。关于右手笛卡尔坐标系的x-,y-和z-轴的旋转分别叫做pitch,yaw和roll旋转。因为这些旋转被表达为关于一个轴的旋转，它们的生成元很容易表达：
绕x-轴的主动旋转γ角度定义为:
绕y-轴的主动旋转β角度定义为:
绕z-轴的主动旋转α角度定义为:
图1示出了本发明各个实施例所涉及的实施环境的示意图，本发明各个实施例主要说明通过波束机械调整和电子调整使得大规模天线波束实时对准卫星。但在本发明实施例的具体应用中，可以存在对多个无人机进行波束跟踪的控制过程，对于每一个无人机的控制方法与本发明实施例中的说明相同。在图1中，仅就一个无人机构成的实施环境进行说明。
本发明设计到的波束稳定方法，基于无人机卫星通信有限径入射模型，无人机基站部署M×N面阵列天线，卫星部署单天线，根据该信道模型，可以将无人机终端入射信号与卫星基站间的信道表征为：
其中，H表示无人机终端入射信号与卫星基站间的信道，L表示入射径的数目，dl表示入射径l的无人机第一根天线与卫星间的距离，λc表示载波波长，al表示入射径l的信道衰减系数，αl和βl分别表示入射径l的方位角和俯仰角，A(αl,βl)∈CM×N表示M×N的阵列流型且满足：
对于本发明实施例的无人机卫星通信而言，在信号传播空间内散射体的数目很少，入射径的数目满足L＜＜M，L＜＜N。此外，对于Ka波段而言，信号传播以直射径为主，非直射径可以忽略。
结合图2，是本发明实施例的一种无人机卫星通信系统中天线波束的稳定方法的流程示意图，该方法描述了基于本发明的控制无人机上天线波束稳定在卫星的发射信号方向的方法，该方法包括：
S201、根据无人机的位置信息和姿态信息以及目标通信卫星的经度，获得天线波束在无人机坐标系下的波束指向角。
需要说明的是，所述无人机的位置信息包括无人机的高程和经纬度，姿态信息包括无人机在地理坐标系下的偏航角、纵摆角以及横滚角。偏航角是指机体纵轴在水平面上的投影与正北方向之间的夹角，纵摆角为机体纵轴轴向与水平面之间的夹角；横滚角为机体横轴与水平面之间的夹角，偏航角、纵摆角以及横滚角能够准确反应飞机的姿态信息。由波束指向角的含义可知，波束指向角是在无人机坐标系下进行表征的，因此，在具体实施时，需要将无人机的位置信息和姿态信息利用欧拉旋转定，从地理坐标系变换至无人机坐标系下。
S202、根据所述波束指向角和无人机坐标系下的姿态角速率，获得无人机在方位角坐标系下的角速率和在俯仰角坐标系下的角速率。
作为本领域的公知常识，无人机的姿态信息包括方位角、俯仰角以及极化角，三个角度分别通过设置在无人机不同位置的方位角控制电机、俯仰角控制电机以及极化角控制电机进行控制，更重要的是，三种控制电机所参照的坐标系各不相同，其中方位角控制电机输出的是基于方位角坐标系下的角速率，俯仰角控制电机则输出的是基于俯仰角坐标系下的角速率。由于姿态角速率可通过无人机中传感器在无人机坐标系下获得。因此，将波束指向角、无人机坐标系下的姿态角速率以及上述两个角速率变换至一个统一的坐标系下，即可获得上述两个角速率。
S203、根据所述无人机在方位角坐标系下的角速率和在俯仰角坐标系下的角速率，调整无人机的天线波束的角度。
由上述内容可知，获取无人机在方位角坐标系下的角速率和在俯仰角坐标系下的角速率后，方向角控制电机即按照无人机在方位角坐标系下的角速率调整输出的角速率，俯仰角控制电机即按照无人机在俯仰角坐标系下的角速率调整输出的角速率。
需要说明的是，本发明实施例通过获得根据无人机的位置信息和姿态信息以及目标通信卫星的经度，获得天线波束在无人机坐标系下的波束指向角，即获得了天线波束跟踪的基准角度，为后期实现稳定天线波束的指向提供了基础，根据波束指向角和无人机坐标系下的姿态角速率，结合欧拉旋转定理，即可获得无人机在方位角坐标系下的角速率和在俯仰角坐标系下的角速率，以上述两种角速率作为基准调整无人机的天线波束的角度，使得大规模多天线的空间波束稳定在阵列天线平面法线附近，实现无人机与卫星间通信的波束粗对准。
在上述各实施例实现无人机与卫星间通信的波束粗对准的基础上，本实施例的天线波束的稳定方法还包括通过电子调整实现波束精对准的步骤：
根据无人机的天线波束的结构以及接收信号的强度，基于梯度扰动算法获得无人机分别对应所述方位角和俯仰角的调整角度，根据所述方位角和俯仰角的调整角度调整无人机的天线波束的角度。
需要说明的是，由于天线波束越靠近阵列平面的法线则接收信号的瞬时能量越大，因此，本发明实施例将天线波束对准的过程以接收信号的瞬时能量进行表征。在单通道接收模式下，无人机接收端的接收信号y可以表示为：
y＝wHhs+wHn；
其中，h＝vec(H)，H表示信道，h表示信道H的矩阵向量，w为MN×1接收波束成形矩阵，满足|wi|＝1，s为卫星发射信号，n为MN×1接收噪声向量。
无人机接收信号的瞬时功率P表示为：
P＝|y|2＝wHRsw+wHRnw；
其中：Rs＝hsshH，Rn＝nnH。
定义[α,β]为机械调整后对应的波束指向角，由于机械调整可以近似将波束稳定在天线法线附近，因此，[α,β]的取值较小。为进一步提高通信的质量，应该使得接收信号的瞬时能量最大。根据角度域信号传播特征可知，最大化无人机接收能量可以通过使波束精确地对准卫星方向实现。在此机制下，相移器的第(m,n)个相位可以表示为
由于相移器的最佳相位取值与阵列天线配置(m,n)相关，本发明利用基于阵列结构的梯度扰动算法最大化接收信号能量，达到最佳通信效果。本发明实施例通过改变无人机接收端相移器相位使得波束进一步对准卫星的发射信号方向，实现无人机与卫星间通信的精对准。
在上述各实施例的基础上，步骤S201具体包括：
根据无人机的位置信息以及卫星的经度，获得天线波束指向卫星的方向在地理坐标系下的欧拉角。
具体地，天线波束指向卫星的方向在地理坐标系下的欧拉角o,e,v的计算公式为：
其中：λ和分别表示无人机的经度和纬度；λs表示卫星的经度；RE和hE分别表示地球的半径和无人机的高程。
根据欧拉旋转定理，将所述欧拉角由地理坐标系变换至天线坐标系，将所述姿态信息由地理坐标系变换至所述无人机坐标系。
由于不同坐标系之间的变换可以用坐标变换矩阵实现，无人机姿态在n-坐标系由偏航角Ψ、纵摆角θ和横滚角φ表征；天线波束指向卫星的角度在b-坐标系由方位角α、俯仰角β和极化角γ表征；天线波束指向卫星的角度在n-坐标系由欧拉角o,e,v表征。
根据欧拉角o,e,v可得n-坐标系与t-坐标系之间的坐标变换矩阵为：
通过无人机上的相关传感器可以获得无人机的姿态信息：偏航角Ψ、纵摆角θ和横滚角φ，因此，可得n-坐标系与b-坐标系之间的坐标变换矩阵为：
根据变化至所述天线坐标系的欧拉角以及变化至无人机坐标系的所述姿态信息，获得所述天线波束在无人机坐标系下的方位角和俯仰角。
具体地，由于n-坐标系与t-坐标系之间的坐标变换可以由两次变换：n-坐标系与b-坐标系之间的坐标变换矩阵与b-坐标系与t-坐标系的坐标变换矩阵获得：
即
定义为b-坐标系与t-坐标系之间的坐标变换矩阵，可以通过三次空间旋转获得：绕轴zb转动α；绕轴ya转动β；绕轴xt转动γ，其中α表示方向角，β表示俯仰角，γ表示极化角，根据欧拉旋转定理可得：
将进行简化：其中Tij为的元素。
联立公式(1)-(5)，可得波束稳定对应的角度为：
在上述各实施例的基础上，步骤S202包括：
根据所述无人机坐标系下的姿态角速率以及波束指向角，获得所述天线坐标系下的姿态角速率。
当无人机飞行时，其姿态发生变化并影响天线波束指向，定义其在b-坐标系下的姿态角速率为ωub，ωub可通过相应的传感器采集获得。根据坐标系变换关系，可得在t-坐标系下无人机飞行引起的姿态角速率为：
其中，表示将无人机坐标系下的波束指向角变化至天线坐标系下的角度。
根据所述天线坐标系下的姿态角速率以及欧拉旋转定理，获得无人机在方位角坐标系下的角速率和在俯仰角坐标系下的角速率。
由上述内容可知，本发明实施例中的无人机控制方向角以及俯仰角的控制电机属于互不干涉的控制电机，定义方位角、俯仰角和极化角控制电机输出的角速率分别为ωαa，ωβf，ωγt，其中ωαa表示在a-坐标系下方位角控制电机输出的角速率，ωβf表示在f-坐标系下俯仰角控制电机输出的角速率，ωγt表示在t-坐标系下极化角控制电机输出的角速率。
将ωαa，ωβf，ωγt统一变换至t-坐标系下：
ωγt＝[ωγ 0 0]T
其中，ωα，ωβ，ωγ分别为方位角、俯仰角和极化角控制电机输出的角速率。需要说明的是，之所以将上述角速率统一转换至t-坐标系下，是因为最终波束天线的指向是在t-坐标系，因此把所有的量转到t坐标系具有更直观的有益效果。
由上述内容可获得，三个控制电机在t-坐标系的总的控制角速率为：
ωmt＝ωγt+T3(γ)ωβf+T3(γ)T2(β)ωαa.
以t-坐标系为参考，为实现动态隔离，天线波束的总的姿态变化速率应为0，即：ω＝ωmt+ωut＝0。通过化简可得无人机动态隔离所需的波束控制量由下式获得：
其中，ωubx、ωuby和ωubz表示无人机姿态变化角速率ωub在b-坐标系下x轴、y轴和z轴的分量。
通过本发明实施例的波束稳定调整方法获得的性能示意图如图3所示，由图可知，通过波束机械调整天线可以稳定在阵列天线法线附近，且可以实现无人机与卫星通信的波束粗对准。
在上述各实施例的基础上，通过电子调整实现波束精对准的步骤，参见图4，包括：
S401、根据无人机的天线波束的结构以及接收信号的强度获得接收信号的能量梯度；
S402、根据所述接收信号的能量梯度和预设的步长参数，对相移器的模拟输出值进行若干次迭代计算，获得相移器迭代后的模拟输出值；
S403、根据所述相移器迭代后的模拟输出值以及各天线波束的天线索引，获得所述无人机分别对应所述方位角和俯仰角的调整角度；
S404、根据所述方位角和俯仰角的调整角度调整无人机的天线波束的角度。
需要说明的是，由于波束对的越准则接收信号的瞬时能量越大，因此，本发明实施例把波束对准的过程用接收信号的瞬时能量进行表征。首先，通过相移器的第(m,n)个相位表达式：
可以发现m和n越大，则p(即瞬时能量)越大。但由于并不知道公式中的α和β的实际值，因此，p值是未知的。但是根据随机扰动算法，相移器的相位可以通过一个迭代公式表达：
其中wk+1为第k次迭代模拟相移器输出值；ηk为步长参数，为基于阵列结构获得的接收信号能量梯度。
因此，本发明通过上述迭代公式进行多次可以获得输出值，由于接收信号能量梯度是一个收敛函数，因此当迭代到一定次数的时候，实际上获得的w值将几乎没有变化。这个时候，即可以把几乎没有变化的w值作为目标值代入第(m,n)个相位表达式，以此求出α和β，作为进一步调整的角度。
具体地，对于步骤S401来说，基于阵列结构获得的接收信号能量梯度，可由下式获得：
其中，b、c、τ、ξk和△k分别表示随机摄动参数；为阵列配置特征矩阵，满足m和n表示天线波束的索引，例如第1行第1列的天线波束的索引即为(1,1)。
波束电子调整方法的性能示意图如图5所示，由结果可知，通过波束电子调整天线可以实现无人机与卫星通信的波束精对准，达到最佳通信效果。
本发明还提供一种无人机卫星通信系统中天线波束的稳定装置，参见图6，该系统用于在前述各实施例中将无人机天线波束控制在阵列天线法线附近。因此，在前述各实施例中的天线波束的稳定方法中的描述和定义，可以用于本发明实施例中各个执行模块的理解。
如图所示，无人机卫星通信系统中天线波束的稳定装置包括：
波束指向角获得模块601，用于根据无人机的位置信息和姿态信息以及目标通信卫星的经度，获得天线波束在无人机坐标系下的波束指向角。
需要说明的是，所述无人机的位置信息包括无人机的高程和经纬度，姿态信息包括无人机在地理坐标系下的偏航角、纵摆角以及横滚角。偏航角是指机体纵轴在水平面上的投影与正北方向之间的夹角，纵摆角为机体纵轴轴向与水平面之间的夹角；横滚角为机体横轴与水平面之间的夹角，偏航角、纵摆角以及横滚角能够准确反应飞机的姿态信息。由波束指向角的含义可知，波束指向角是在无人机坐标系下进行表征的，因此，在具体实施时，需要将无人机的位置信息和姿态信息利用欧拉旋转定，从地理坐标系变换至无人机坐标系下。
角速率获得模块602，用于根据所述波束指向角和无人机坐标系下的姿态角速率，获得无人机在方位角坐标系下的角速率和在俯仰角坐标系下的角速率。
作为本领域的公知常识，无人机的姿态信息包括方位角、俯仰角以及极化角，三个角度分别通过设置在无人机不同位置的方位角控制电机、俯仰角控制电机以及极化角控制电机进行控制，更重要的是，三种控制电机所参照的坐标系各不相同，其中方位角控制电机输出的是基于方位角坐标系下的角速率，俯仰角控制电机则输出的是基于俯仰角坐标系下的角速率。由于姿态角速率可通过无人机中传感器在无人机坐标系下获得。因此，将波束指向角、无人机坐标系下的姿态角速率以及上述两个角速率变换至一个统一的坐标系下，即可获得上述两个角速率。
第一调整模块603，用于根据所述无人机在方位角坐标系下的角速率和在俯仰角坐标系下的角速率，调整无人机的天线波束的角度。
由上述内容可知，获取无人机在方位角坐标系下的角速率和在俯仰角坐标系下的角速率后，方向角控制电机即按照无人机在方位角坐标系下的角速率调整输出的角速率，俯仰角控制电机即按照无人机在俯仰角坐标系下的角速率调整输出的角速率。
需要说明的是，本发明实施例通过获得根据无人机的位置信息和姿态信息以及目标通信卫星的经度，获得天线波束在无人机坐标系下的波束指向角，即获得了天线波束跟踪的基准角度，为后期实现稳定天线波束的指向提供了基础，根据波束指向角和无人机坐标系下的姿态角速率，结合欧拉旋转定理，即可获得无人机在方位角坐标系下的角速率和在俯仰角坐标系下的角速率，以上述两种角速率作为基准调整无人机的天线波束的角度，使得大规模多天线的空间波束稳定在阵列天线平面法线附近，实现无人机与卫星间通信的波束粗对准。
在上述各实施例的基础上，本实施例的无人机卫星通信系统中天线波束的稳定装置还包括：
第二调整模块，用于根据无人机的天线波束的结构以及接收信号的强度，基于梯度扰动算法获得无人机分别对应所述方位角和俯仰角的调整角度，根据所述方位角和俯仰角的调整角度调整无人机的天线波束的角度。
需要说明的是，由于天线波束越靠近阵列平面的法线则接收信号的瞬时能量越大，因此，本发明实施例将天线波束对准的过程以接收信号的瞬时能量进行表征。在单通道接收模式下，无人机接收端的接收信号y可以表示为：
y＝wHhs+wHn；
其中，h＝vec(H)，H表示信道，h表示信道H的矩阵向量，w为MN×1接收波束成形矩阵，满足|wi|＝1，s为卫星发射信号，n为MN×1接收噪声向量。
无人机接收信号的瞬时功率P表示为：
P＝|y|2＝wHRsw+wHRnw；
其中：Rs＝hsshH，Rn＝nnH。
定义[α,β]为机械调整后对应的波束指向角，由于机械调整可以近似将波束稳定在天线法线附近，因此，[α,β]的取值较小。为进一步提高通信的质量，应该使得接收信号的瞬时能量最大。根据角度域信号传播特征可知，最大化无人机接收能量可以通过使波束精确地对准卫星方向实现。在此机制下，相移器的第(m,n)个相位可以表示为
由于相移器的最佳相位取值与阵列天线配置(m,n)相关，本发明利用基于阵列结构的梯度扰动算法最大化接收信号能量，达到最佳通信效果。本发明实施例通过改变无人机接收端相移器相位使得波束进一步对准卫星的发射信号方向，实现无人机与卫星间通信的精对准。
在上述各实施例的基础上，波束指向角获得模块601具体用于：
根据无人机的位置信息以及卫星的经度，获得天线波束指向卫星的方向在地理坐标系下的欧拉角。
具体地，天线波束指向卫星的方向在地理坐标系下的欧拉角o,e,v的计算公式为：
其中：λ和分别表示无人机的经度和纬度；λs表示卫星的经度；RE和hE分别表示地球的半径和无人机的高程。
根据欧拉旋转定理，将所述欧拉角由地理坐标系变换至天线坐标系，将所述姿态信息由地理坐标系变换至所述无人机坐标系。
由于不同坐标系之间的变换可以用坐标变换矩阵实现，无人机姿态在n-坐标系由偏航角Ψ、纵摆角θ和横滚角φ表征；天线波束指向卫星的角度在b-坐标系由方位角α、俯仰角β和极化角γ表征；天线波束指向卫星的角度在n-坐标系由欧拉角o,e,v表征。
根据欧拉角o,e,v可得n-坐标系与t-坐标系之间的坐标变换矩阵为：
通过无人机上的相关传感器可以获得无人机的姿态信息：偏航角Ψ、纵摆角θ和横滚角φ，因此，可得n-坐标系与b-坐标系之间的坐标变换矩阵为：
根据变化至所述天线坐标系的欧拉角以及变化至无人机坐标系的所述姿态信息，获得所述天线波束在无人机坐标系下的方位角和俯仰角。
具体地，由于n-坐标系与t-坐标系之间的坐标变换可以由两次变换：n-坐标系与b-坐标系之间的坐标变换矩阵与b-坐标系与t-坐标系的坐标变换矩阵获得：
即
定义为b-坐标系与t-坐标系之间的坐标变换矩阵，可以通过三次空间旋转获得：绕轴zb转动α；绕轴ya转动β；绕轴xt转动γ，其中α表示方向角，β表示俯仰角，γ表示极化角，根据欧拉旋转定理可得：
将进行简化：其中Tij为的元素。
联立公式(1)-(5)，可得波束稳定对应的角度为：
在上述各实施例的基础上，角速率获得模块602具体用于：
根据所述无人机坐标系下的姿态角速率以及波束指向角，获得所述天线坐标系下的姿态角速率。
当无人机飞行时，其姿态发生变化并影响天线波束指向，定义其在b-坐标系下的姿态角速率为ωub，ωub可通过相应的传感器采集获得。根据坐标系变换关系，可得在t-坐标系下无人机飞行引起的姿态角速率为：
其中，表示将无人机坐标系下的波束指向角变化至天线坐标系下的角度。
根据所述天线坐标系下的姿态角速率以及欧拉旋转定理，获得无人机在方位角坐标系下的控制角速率和在俯仰角坐标系下的控制角速率。
由上述内容可知，本发明实施例中的无人机控制方向角以及俯仰角的控制电机属于互不干涉的控制电机，定义方位角、俯仰角和极化角控制电机输出的角速率分别为ωαa，ωβf，ωγt，其中ωαa表示在a-坐标系下方位角控制电机输出的角速率，ωβf表示在f-坐标系下俯仰角控制电机输出的角速率，ωγt表示在t-坐标系下极化角控制电机输出的角速率。
将ωαa，ωβf，ωγt统一变换至t-坐标系下：
ωγt＝[ωγ 0 0]T
其中，ωα，ωβ，ωγ分别为方位角、俯仰角和极化角控制电机输出的角速率。需要说明的是，之所以将上述角速率统一转换至t-坐标系下，是因为最终波束天线的指向是在t-坐标系，因此把所有的量转到t坐标系具有更直观的有益效果。
由上述内容可获得，三个控制电机在t-坐标系的总的控制角速率为：
ωmt＝ωγt+T3(γ)ωβf+T3(γ)T2(β)ωαa.
以t-坐标系为参考，为实现动态隔离，天线波束的总的姿态变化速率应为0，即：ω＝ωmt+ωut＝0。通过化简可得无人机动态隔离所需的波束控制量由下式获得：
其中，ωubx、ωuby和ωubz表示无人机姿态变化角速率ωub在b-坐标系下x轴、y轴和z轴的分量。
在上述各实施例的基础上，第二调整模块具体用于：
根据无人机的天线波束的结构以及接收信号的强度获得接收信号的能量梯度；
根据所述接收信号的能量梯度和预设的步长参数，对相移器的模拟输出值进行若干次迭代计算，获得相移器迭代后的模拟输出值；
根据所述相移器迭代后的模拟输出值以及各天线波束的天线索引，获得所述无人机分别对应所述方位角和俯仰角的调整角度；
根据所述方位角和俯仰角的调整角度调整无人机的天线波束的角度。
需要说明的是，由于波束对的越准则接收信号的瞬时能量越大，因此，本发明实施例把波束对准的过程用接收信号的瞬时能量进行表征。首先，通过相移器的第(m,n)个相位表达式：
可以发现m和n越大，则p(即瞬时能量)越大。但由于并不知道公式中的α和β的实际值，因此，p值是未知的。但是根据随机扰动算法，相移器的相位可以通过一个迭代公式表达：
其中wk+1为第k次迭代模拟相移器输出值；ηk为步长参数，为基于阵列结构获得的接收信号能量梯度。
因此，本发明通过上述迭代公式进行多次可以获得输出值，由于接收信号能量梯度是一个收敛函数，因此当迭代到一定次数的时候，实际上获得的w值将几乎没有变化。这个时候，即可以把几乎没有变化的w值作为目标值代入第(m,n)个相位表达式，以此求出α和β，作为进一步调整的角度。
根据本发明的另一个方面，还提供一种非暂态计算机可读存储介质，所述非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令使所述计算机执行如下方法：
S1、根据无人机的位置信息和姿态信息以及目标通信卫星的经度，获得天线波束在无人机坐标系下的波束指向角；
S2、根据所述波束指向角和无人机坐标系下的姿态角速率，获得无人机在方位角坐标系下的控制角速率和在俯仰角坐标系下的控制角速率；
S3、根据所述无人机在方位角坐标系下的控制角速率和在俯仰角坐标系下的控制角速率，调整无人机的天线波束的角度。
以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，其中所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (9)
1.一种无人机卫星通信系统中天线波束的稳定方法，其特征在于，包括：
S1、根据无人机的位置信息和姿态信息以及目标通信卫星的经度，获得天线波束在无人机坐标系下的波束指向角；
S2、根据所述波束指向角和无人机坐标系下的姿态角速率，获得无人机在方位角坐标系下的控制角速率和在俯仰角坐标系下的控制角速率；
S3、根据所述无人机在方位角坐标系下的控制角速率和在俯仰角坐标系下的控制角速率，调整无人机的天线波束的角度。
2.如权利要求1所述的无人机卫星通信系统中天线波束的稳定方法，其特征在于，还包括：
S4、根据无人机的天线波束的结构以及接收信号的强度，基于梯度扰动算法获得无人机分别对应所述方位角和俯仰角的调整角度，根据所述方位角和俯仰角的调整角度调整无人机的天线波束角度。
3.如权利要求1或2所述的无人机卫星通信系统中天线波束的稳定方法，其特征在于，所述步骤S1包括：
S1.1、根据无人机的位置信息以及卫星的经度，获得天线波束指向卫星的方向在地理坐标系下的欧拉角；
S1.2、根据欧拉旋转定理，将所述欧拉角由地理坐标系变换至天线坐标系，将所述姿态信息由地理坐标系变换至所述无人机坐标系；
S1.3、根据变化至所述天线坐标系的欧拉角以及变化至无人机坐标系的所述姿态信息，获得所述天线波束在无人机坐标系下的方位角和俯仰角；
其中，所述天线坐标系的原点为天线重心，x轴指向卫星，y轴指向电场方向，z轴垂直于x轴和y轴张成的平面。
4.如权利要求1或2或3所述的无人机卫星通信系统中天线波束的稳定方法，其特征在于，所述步骤S2包括：
S2.1、根据所述无人机坐标系下的姿态角速率以及波束指向角，获得所述天线坐标系下的姿态角速率；
S2.2、根据所述天线坐标系下的姿态角速率以及欧拉旋转定理，获得无人机在方位角坐标系下的控制角速率和在俯仰角坐标系下的控制角速率；
其中，所述方位角坐标系的原点为天线重心，z轴指向地面，y轴天线的法线平行，x轴垂直于z轴和y轴张成的平面；
所述俯仰角坐标系的原点为天线重心，x轴指向卫星，y轴天线的法线平行，z轴垂直于x轴和y轴张成的平面。
5.如权利要求2或3或4所述的无人机卫星通信系统中天线波束的稳定方法，其特征在于，所述步骤S4包括：
S4.1、根据无人机的天线波束的结构以及接收信号的强度获得接收信号的能量梯度；
S4.2、根据所述接收信号的能量梯度和预设的步长参数，对相移器的模拟输出值进行若干次迭代计算，获得相移器迭代后的模拟输出值；
S4.3、根据所述相移器迭代后的模拟输出值以及各天线波束的天线索引，获得所述无人机分别对应所述方位角和俯仰角的调整角度；
S4.4、根据所述方位角和俯仰角的调整角度调整无人机的波束指向。
6.如权利要求5所述的无人机卫星通信系统中天线波束的稳定方法，其特征在于，所述步骤S3.1具体包括：
根据各天线波束的天线索引、接收信号的瞬时功率、随机扰动参数以及当前的迭代次数，获得接收信号的能量梯度。
7.一种无人机卫星通信系统中天线波束的稳定装置，其特征在于，包括：
波束指向角获得模块，用于根据无人机的位置信息和姿态信息以及目标通信卫星的经度，获得天线波束在无人机坐标系下的波束指向角；
角速率获得模块，用于根据所述波束指向角和无人机坐标系下的姿态角速率，获得无人机在方位角坐标系下的控制角速率和在俯仰角坐标系下的控制角速率；
第一调整模块，用于根据所述无人机在方位角坐标系下的角速率和在俯仰角坐标系下的角速率，调整无人机的天线波束的角度；
其中，所述无人机的位置信息包括无人机的高程和经纬度，所述姿态信息包括无人机在地理坐标系下的偏航角、纵摆角以及横滚角，所述波束指向角包括方位角和俯仰角。
8.如权利要求7所述的无人机卫星通信系统中天线波束的稳定装置，其特征在于，还包括：
第二调整模块，用于根据无人机的天线波束的结构以及接收信号的强度，基于梯度扰动算法获得无人机分别对应所述方位角和俯仰角的调整角度，根据所述方位角和俯仰角的调整角度调整无人机的天线波束的角度。
9.一种非暂态计算机可读存储介质，其特征在于，所述非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令使所述计算机执行如权利要求1至6任一所述的方法。
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|---|---|
| CN (1) | CN107579759A (zh) |
Cited By (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109245805A (zh) * | 2018-11-01 | 2019-01-18 | 南京航空航天大学 | 一种面向无人机毫米波通信的快速波束训练与追踪方法 |
| CN110365386A (zh) * | 2019-07-10 | 2019-10-22 | 李艳伟 | 无人机的通信增强方法和无人机 |
| CN110492911A (zh) * | 2019-07-10 | 2019-11-22 | 鹰潭泰尔物联网研究中心 | 一种用于无人机通信的波束追踪方法与系统 |
| CN110518943A (zh) * | 2019-08-02 | 2019-11-29 | 北京交通大学 | 高速移动场景下基于波束跟踪的大规模天线信道探测方法 |
| CN111316186A (zh) * | 2019-04-30 | 2020-06-19 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 无人机的控制方法和无人机 |
| CN111337870A (zh) * | 2020-04-17 | 2020-06-26 | 中国人民解放军海军装备部驻沈阳地区军事代表局驻大连地区第一军事代表室 | 一种基于欧拉公式的三轴电场修正方法 |
| CN111864347A (zh) * | 2020-06-24 | 2020-10-30 | 宁波大学 | 一种victs天线的极化动态匹配方法 |
| CN113194488A (zh) * | 2021-03-31 | 2021-07-30 | 西安交通大学 | 一种无人机轨迹和智能反射面相移联合优化方法及系统 |
| CN113595608A (zh) * | 2021-06-23 | 2021-11-02 | 清华大学 | 基于视觉感知的毫米波/太赫兹通信方法、装置和系统 |
| CN114285459A (zh) * | 2021-12-27 | 2022-04-05 | 北京微纳星空科技有限公司 | 一种卫星信号收发系统及其数据处理方法 |
| CN114297870A (zh) * | 2021-12-31 | 2022-04-08 | 北京航天驭星科技有限公司 | 一种星载旋转扫描探测器扫描范围的建模方法及系统 |
| CN116679327A (zh) * | 2023-04-20 | 2023-09-01 | 西安恒达微波技术开发有限公司 | 一种基于固定卫星的天馈伺机电轴标校方法 |
| CN117792482A (zh) * | 2024-02-23 | 2024-03-29 | 电子科技大学 | 一种基于大型无人机控制的北斗短消息通信恢复方法 |
| CN117824664A (zh) * | 2024-03-05 | 2024-04-05 | 河海大学 | 基于多波束测深声呐的自主无人系统主动slam方法 |
| CN117792482B (zh) * | 2024-02-23 | 2024-05-31 | 电子科技大学 | 一种基于大型无人机控制的北斗短消息通信恢复方法 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2004079859A1 (en) * | 2003-03-07 | 2004-09-16 | Raysat Cyprus Limited | Tracking system for flat mobile antenna |
| CN102662188A (zh) * | 2012-04-11 | 2012-09-12 | 北京星网宇达科技股份有限公司 | 一种移动卫星通信天线的初始化方法 |
| CN105007109A (zh) * | 2015-07-07 | 2015-10-28 | 中国人民解放军第二炮兵工程大学 | 动中通卫星通信系统的自适应组合导航天线波束控制方法 |
| CN105021191A (zh) * | 2015-07-07 | 2015-11-04 | 中国人民解放军第二炮兵工程大学 | 一种低成本动中通测控系统天线姿态估计方法 |
| CN106329122A (zh) * | 2016-08-29 | 2017-01-11 | 中国人民解放军火箭军工程大学 | 一种动中通卫星通信平板阵列天线跟踪装置及方法 |
| CN106329120A (zh) * | 2016-08-29 | 2017-01-11 | 中国人民解放军火箭军工程大学 | 一种动中通低成本测控方法 |
-
2017
- 2017-09-19 CN CN201710847031.4A patent/CN107579759A/zh active Pending
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2004079859A1 (en) * | 2003-03-07 | 2004-09-16 | Raysat Cyprus Limited | Tracking system for flat mobile antenna |
| CN102662188A (zh) * | 2012-04-11 | 2012-09-12 | 北京星网宇达科技股份有限公司 | 一种移动卫星通信天线的初始化方法 |
| CN105007109A (zh) * | 2015-07-07 | 2015-10-28 | 中国人民解放军第二炮兵工程大学 | 动中通卫星通信系统的自适应组合导航天线波束控制方法 |
| CN105021191A (zh) * | 2015-07-07 | 2015-11-04 | 中国人民解放军第二炮兵工程大学 | 一种低成本动中通测控系统天线姿态估计方法 |
| CN106329122A (zh) * | 2016-08-29 | 2017-01-11 | 中国人民解放军火箭军工程大学 | 一种动中通卫星通信平板阵列天线跟踪装置及方法 |
| CN106329120A (zh) * | 2016-08-29 | 2017-01-11 | 中国人民解放军火箭军工程大学 | 一种动中通低成本测控方法 |
Cited By (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109245805B (zh) * | 2018-11-01 | 2021-07-13 | 南京航空航天大学 | 一种面向无人机毫米波通信的快速波束训练与追踪方法 |
| CN109245805A (zh) * | 2018-11-01 | 2019-01-18 | 南京航空航天大学 | 一种面向无人机毫米波通信的快速波束训练与追踪方法 |
| CN111316186A (zh) * | 2019-04-30 | 2020-06-19 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 无人机的控制方法和无人机 |
| CN110492911B (zh) * | 2019-07-10 | 2021-10-15 | 鹰潭泰尔物联网研究中心 | 一种用于无人机通信的波束追踪方法与系统 |
| CN110365386A (zh) * | 2019-07-10 | 2019-10-22 | 李艳伟 | 无人机的通信增强方法和无人机 |
| CN110492911A (zh) * | 2019-07-10 | 2019-11-22 | 鹰潭泰尔物联网研究中心 | 一种用于无人机通信的波束追踪方法与系统 |
| CN110518943A (zh) * | 2019-08-02 | 2019-11-29 | 北京交通大学 | 高速移动场景下基于波束跟踪的大规模天线信道探测方法 |
| CN111337870A (zh) * | 2020-04-17 | 2020-06-26 | 中国人民解放军海军装备部驻沈阳地区军事代表局驻大连地区第一军事代表室 | 一种基于欧拉公式的三轴电场修正方法 |
| CN111337870B (zh) * | 2020-04-17 | 2021-07-06 | 中国人民解放军海军装备部驻沈阳地区军事代表局驻大连地区第一军事代表室 | 一种基于欧拉公式的三轴电场修正方法 |
| CN111864347A (zh) * | 2020-06-24 | 2020-10-30 | 宁波大学 | 一种victs天线的极化动态匹配方法 |
| CN111864347B (zh) * | 2020-06-24 | 2021-04-13 | 宁波大学 | 一种victs天线的极化动态匹配方法 |
| CN113194488A (zh) * | 2021-03-31 | 2021-07-30 | 西安交通大学 | 一种无人机轨迹和智能反射面相移联合优化方法及系统 |
| CN113595608A (zh) * | 2021-06-23 | 2021-11-02 | 清华大学 | 基于视觉感知的毫米波/太赫兹通信方法、装置和系统 |
| CN113595608B (zh) * | 2021-06-23 | 2022-04-12 | 清华大学 | 基于视觉感知的毫米波/太赫兹通信方法、装置和系统 |
| CN114285459A (zh) * | 2021-12-27 | 2022-04-05 | 北京微纳星空科技有限公司 | 一种卫星信号收发系统及其数据处理方法 |
| CN114285459B (zh) * | 2021-12-27 | 2024-01-19 | 北京微纳星空科技有限公司 | 一种卫星信号收发系统及其数据处理方法 |
| CN114297870A (zh) * | 2021-12-31 | 2022-04-08 | 北京航天驭星科技有限公司 | 一种星载旋转扫描探测器扫描范围的建模方法及系统 |
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