CN108957491B - 一种中低轨道星座卫星的天线跟踪方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于跟踪算法领域，涉及一种基于中低轨道星座卫星的天线跟踪方法。步骤如下：第一步：以中低轨星座卫星的各星座卫星SATi轨道的根数为基础，计算一定周期T内各星座卫星的位置P。第二步：获取天线载体S₀所处的当前位置PS₀，结合步骤一星座卫星SATi的轨道位置集合(T，P)，形成各SATi的过境序列。第三步：通过星座卫星SATi的过境序列(T_u，I_u，P_u)计算天线载体S₀对于星座卫星SATi的指令角A_u。第四步：根据各星座卫星SATi的(T_u，I_u，P_u，A_u)序列，制定星座卫星的跟踪策略，确保天线的运行流畅。本发明根据星座卫星运行动力学建立模型预测卫星在一段时间内的轨道信息，进行自动高效的天线跟踪功能，并且涉及多颗星座卫星优化跟踪的功能。

Description

一种中低轨道星座卫星的天线跟踪方法

技术领域

本发明属于跟踪算法领域，具体涉及一种基于中低轨道星座卫星的天线跟踪方法。

背景技术

对于高轨卫星，运行速度较慢，轨道漂移也慢，因此采用轨道根数对卫星轨道进行预测即可以完成高精度的引导测量，但是对于中低轨道卫星而言，其特点是运行速度快，轨道漂移也较快，采用事先轨道预报的方法无法保证引导精度，采用实时解算的方式由于各模型力学方程非线性程度高无法解析解，通过迭代法运算量大。故本发明基于星座卫星根数预测一定时间内轨道信息，在保证实时性的前提下，进而解算天线载体指令角，并对星座卫星过境参数进行优化，达到高效的跟踪星座卫星的效果。

发明内容

本发明基于星座卫星根数预测一定时间内轨道信息，在保证实时性的前提下，进而解算天线载体指令角，并对星座卫星过境参数进行优化，达到高效的跟踪星座卫星的效果。

本发明的技术方案是：

一种基于中低轨道星座卫星的天线跟踪方法，步骤如下：

第一步：以中低轨星座卫星的各星座卫星SATi轨道的根数为基础，其中 i∈{1,2,..n}，计算周期T内各星座卫星的位置P，其中，位置P为大地坐标系：经度、纬度、高度。

建立各星座卫星SATi的时间位置序列(T，P)：

P＝{P_i,i＝{0,1,…n}}；

根据各星座卫星SATi轨道的根数，建立各卫星星座SATi的时间位置序列 (T，P)，具体步骤如下：

1.1：根据星座卫星根数输入间隔，确定卫星位置输出间隔

该输出间隔

会影响卫星天线的跟踪精度。

1.2：由卫星的轨道根数，求解卫星在t₀时刻的卫星位置P₀。

1.3：由该时刻卫星位置P₀，根据卫星的运行特点进行外推迭代计算出卫星在周期T的轨道位置集合(T，P)。

所述的步骤1.2求解卫星在t₀时刻的卫星位置P₀，具体步骤如下：

1.2.1：由椭圆曲线方程以及开普勒方程得到真近地角f与偏近地角E的关系；

1.2.2：由1.2.1解算出卫星位置矢量方程；

在轨道平面t时刻，星座卫星的位置矢量

为近地点方向单位矢量

和与

垂直的单位矢量

则

代入步骤1.2.1的cos(f)，sin(f)得到：

其中，a＝r/(1-ecosE)；

则

的公式如下：

其中，ω为近地点辐角；Ω为升交点赤经；i为轨道倾角。

将卫星位置矢量(惯性系)写成标量形式：

1.2.3：根据位置矢量转换为地心地固系坐标，然后转换为大地坐标系。

第二步：获取天线载体S₀所处的当前位置PS₀，结合第一步星座卫星SATi 的轨道位置集合(T，P)，计算以PS₀位置为观测点的各星座卫星SATi的过境信息I_u＝(α_i,β_i),其中i∈{1,2,3,…n}，形成各SATi的过境序列：

进一步的，由各星座卫星SATi位置求解卫星天线对应的位置的过境信息 I_u＝(α_i,β_i),其中i∈{1,2,3,…n}，组成过境序列(T_u，I_u，P_u)，具体步骤如下：

2.1：由卫星天线观测点经纬度PS₀(l₀,b₀)及星座卫星的瞬时经纬度(l_s,b_s), 解算两者所夹的地心角α_u；

α_u＝arccos(sinb₀sinb_s+cosb₀cosb_s cos(l₀-l_s)) (8)

2.2：解算出卫星天线观测点PS₀对应与星座卫星的仰角β_i。

其中，h为卫星轨道高度，R_e为地球平均半径。

2.3：对比给定卫星天线观测点最小仰角B。

计算出各个星座卫星SATi的过境时间序列：

将时间位置序列(T,P)与I_u合并，得到星座卫星SATi的有效序列 (T_u,(α_i,β_i),P_u)。

第三步：通过星座卫星SATi的过境序列(T_u，I_u，P_u)计算天线载体S₀对于星座卫星SATi的指令角A_u，形成(T_u，I_u，P_u，A_u)序列，包括如下步骤：

3.1：P_u＝{P_t}，t时刻，设置卫星高度H，纬度α1,经度β1；

设置载体所在地的纬度α0,经度β0,地球半径R；可以计算：

经度差Δα＝α₀-α₁ (10)

纬度差Δβ＝β₀-β₁ (11)

3.2：将卫星投影到载体地理系(东北天)下，求解向量，

如图3，卫星在其所在经度圈截面图OS在赤道平面投影：

OS₁＝OS*cosβ₁＝(R+H)*cosβ₁ (12)

3.3：如图4卫星在赤道平面位置图，

OS₁在东向坐标系分量下的投影：

AS₁＝OS₁*sinΔα＝(R+H)*cosβ₁*sinΔα (13)

O A＝OS₁*cosΔα＝(R+H)*cosβ₁*cosΔα (14)

3.4：如图5，卫星在载体所在经度圈截面图：

CS₂＝sin(∠COS₂)*OS₂ (15)

BS₂＝cos(∠COS₂)*OS₂-R (16)

3.5：如图6，OS₂为OS在载体经圈投影：

第四步：根据各星座卫星SATi的(T_u，I_u，P_u，A_u)序列，制定星座卫星的跟踪策略，操控天线载体进行动态跟踪；确保天线的运行流畅，自动卫星切星平滑，保障传输质量。

所述的星座卫星的跟踪策略，具体步骤如下：

a)记无过境星座卫星的时间段T，在星座卫星来临前一秒预先操控天线载体到即将到来的过境卫星指令角位置；

b)单颗星座卫星过境，则依据解算指令角自动追踪星座卫星；

c)多颗卫星过境，则在多星同时过境时间段的情况下同时解算指令角偏转矩阵，考虑偏转矩阵平滑度满足的前提下，选仰角最大的星座卫星跟踪。

上述步骤已经解算各星座卫星SATi在卫星天线所在的位置的有效序列 (T_u，I_u，P_u，A_u),T_u是由一段或几段连续时间片组成，而由于各星座SATi在同一时刻t对与天线载体而言，可以存在不同卫星同时过境。

本发明的有益效果是：本发明根据星座卫星运行动力学建立模型预测卫星在一段时间内的轨道信息，然后转化为天线载体指令角，进行自动高效的天线跟踪功能，并且涉及多颗星座卫星优化跟踪的功能。以星座卫星的仰角为判定依据指定切星策略,提取最优的卫星连接链路，根据链路进行数据上行和下载传输；双天线跟踪策略：以双天线在内部交互，同时跟踪2个不同的过境卫星，做主备切换，保证通信过程可靠不间断。使用相控阵同时跟踪2个不同星座卫星，进行无缝切换。

附图说明

图1是卫星轨道参数图。

图2是轨道内卫星位置图。

图3是卫星在其所在经度圈截面图。

图4是卫星在赤道平面位置图。

图5是卫星在载体所在经度圈截面图。

图6是OS在载体经圈投影图。

图7是天线跟踪实例图。

图8是本发明的流程图。

具体实施方式

下面结合技术方案和附图对本发明的具体实施例详细说明。

结合图7，一种中低轨星座卫星的天线跟踪系统实例，包含星座卫星SAT1 100、星座卫星SAT2 200、天线载体300、伺服控制计算机400、卫星地球站500。星座卫星SAT1及星座卫星SAT2是具有相似功能和类型的多颗卫星示例，共享控制下协同完成一定任务；天线载体300负责跟踪并和星座卫星通讯；伺服控制计算机400一方面根据轨根数据来预测仰角及实现切星策略功能，另一方面负责和卫星地球站通讯来构成数据闭环；卫星地球站监测星座卫星及由星座卫星下传的数据并和卫星载体的伺服控制计算机关联。

首先由伺服控制计算机400根据星座卫星SAT1、星座卫星SAT2的轨根信息，预测时间周期T＝24小时内的卫星位置坐标P，时间间隔设置为

形成星座卫星SAT1及星座卫星SAT2的时间位置序列(P，T)。

根据时间位置序列(P，T)，由BD获取天线载体300位置坐标，解算各

时刻的地心角α_i以及天线载体与各SATi间的仰角β_i，假设天线载体最小仰角设置为15度，则可以获得从当前时间开始的持续24小时内天线载体对应星座卫星的过境信息(α_i,β_i)，其中β_i≥15度。并解算出对应于天线载体300的指令角信息{Au}。

假设其中的一个过境信息时间星座卫星SAT1在中午12：30～12：45过境，星座卫星SAT2在中午12：38～12：50过境。伺服控制计算机400在12：28～ 12：30，将星座卫星SAT1的12：30指令角信息传递，天线载体提前跟踪到12： 30时间的指令角位置预置；伺服控制计算机400将对比星座卫星SAT1及星座卫星SAT2在12：38～12：45的过境信息，通过切星策略来确定该重合过境阶段选取切星时刻t，使得在12：30～t持续提供星座卫星SAT1指令角信息；在t～ 12：50持续提供星座卫星SAT2的指令角信息。

天线载体300在跟踪星座卫星的同时，向星座卫星发送信标指令数据信号，该信号单向通过星座卫星下传到卫星地球站500，通过卫星地球站，反馈信号的接收信标质量及指令信号信息。

卫星地球站500和伺服控制计算机400反馈信标指令的接收情况，至此伺服控制计算机即可追踪历史跟踪的信号的有效性及可靠度。

本方法的自动性优化性可以表现在：

1.在卫星过境时间段内自动跟踪星座卫星。

2.多卫星过境时，以不同策略建立星座链路来过渡切星。其中链路优先级可以分为卫星优先或信号质量优先。卫星优先，是选择星间链路中的指定确定的卫星,根据卫星的轨根预测的各项参数,在满足功能需求前提下，卫星载体可以根据优先选择指定的卫星进行跟踪；信号质量优先，在星座卫星中，存在时间，位置，角度，强度等差异，在所有可测量的卫星中，在满足功能需求前提下优化出伺服系统最易控制的线路路径，传递给伺服系统。

Claims (3)

1.一种基于中低轨道星座卫星的天线跟踪方法，其特征在于，步骤如下：

第一步：以中低轨星座卫星的各星座卫星SATi轨道的根数为基础，其中i∈{1,2,..n}，计算周期T内各星座卫星的位置P，其中，位置P为大地坐标系：经度、纬度、高度；

建立各星座卫星SATi的时间位置序列(T，P)：

P＝{P_i,i＝{0,1,…n}}；

根据各星座卫星SATi轨道的根数，建立各卫星星座SATi的时间位置序列(T，P)，具体步骤如下：

1.1：根据星座卫星根数输入间隔，确定卫星位置输出间隔

该输出间隔

会影响卫星天线的跟踪精度；

1.2：由卫星的轨道根数，求解卫星在t₀时刻的卫星位置P₀；

1.3：由该时刻卫星位置P₀，根据卫星的运行特点进行外推迭代计算出卫星在周期T的轨道位置集合(T，P)；

第二步：获取天线载体S₀所处的当前位置PS₀，结合第一步星座卫星SATi的轨道位置集合(T，P)，计算以PS₀位置为观测点的各星座卫星SATi的过境信息I_u＝(α_i,β_i)，其中α_i表示地心角，β_i表示仰角，i∈{1,2,3,…n}，形成各SATi的过境序列：

第三步：通过星座卫星SATi的过境序列(T_u，I_u，P_u)计算天线载体S₀对于星座卫星SATi的指令角A_u，形成(T_u，I_u，P_u，A_u)序列，包括如下步骤：

3.1：P_u＝{P_t}，t时刻，设置卫星高度H，纬度α₁,经度β₁；

设置载体所在地的纬度α₀,经度β₀,地球半径R；可以计算：

经度差Δα＝α₀-α₁ (10)

纬度差Δβ＝β₀-β₁ (11)

3.2：将卫星投影到载体地理系下，求解向量，

卫星在其所在经度圈截面图OS在赤道平面投影：

OS₁＝OS*cosβ₁＝(R+H)*cosβ₁ (12)

3.3：卫星在赤道平面位置图，

OS₁在东向坐标系分量下的投影：

AS₁＝OS₁*sinΔα＝(R+H)*cosβ₁*sinΔα (13)

O A＝OS₁*cosΔα＝(R+H)*cosβ₁*cosΔα (14)

3.4：卫星在载体所在经度圈截面图：

CS₂＝sin(∠COS₂)*OS₂ (15)

BS₂＝cos(∠COS₂)*OS₂-R (16)

3.5：OS₂为OS在载体经圈投影：

第四步：根据各星座卫星SATi的(T_u，I_u，P_u，A_u)序列，制定星座卫星的跟踪策略，操控天线载体进行动态跟踪；确保天线的运行流畅，自动卫星切星平滑，保障传输质量；

所述的星座卫星的跟踪策略，具体步骤如下：

a)记无过境星座卫星的时间段T，在星座卫星来临前一秒预先操控天线载体到即将到来的过境卫星指令角位置；

b)单颗星座卫星过境，则依据解算指令角自动追踪星座卫星；

c)多颗卫星过境，则在多星同时过境时间段的情况下同时解算指令角偏转矩阵，考虑偏转矩阵平滑度满足的前提下，选仰角最大的星座卫星跟踪。

2.如权利要求1所述的天线跟踪方法，其特征在于，所述的步骤1.2求解卫星在t₀时刻的卫星位置P₀，具体步骤如下：

1.2.1：由椭圆曲线方程以及开普勒方程得到真近地角f与偏近地角E的关系；

1.2.2：由1.2.1解算出卫星位置矢量方程；

在轨道平面t时刻，星座卫星的位置矢量

为近地点方向单位矢量

和与

垂直的单位矢量

则

代入步骤1.2.1的cos(f)，sin(f)得到：

其中，a＝r/(1-ecosE)；

则

的公式如下：

其中，ω为近地点辐角；Ω为升交点赤经；

为轨道倾角；

将惯性系下的卫星位置矢量写成标量形式：

1.2.3：根据位置矢量转换为地心地固系坐标，然后转换为大地坐标系。

3.如权利要求1或权利要求2所述的天线跟踪方法，其特征在于，所述的第二步由各星座卫星SATi位置求解卫星天线对应的位置的过境信息I_u＝(α_i,β_i),其中i∈{1,2,3,…n}，组成过境序列(T_u，I_u，P_u)，具体步骤如下：

2.1：由卫星天线观测点经纬度PS₀(l₀,b₀)及星座卫星的瞬时经纬度(l_s,b_s),解算两者所夹的地心角α_u；

α_u＝arccos(sinb₀sinb_s+cosb₀cosb_scos(l₀-l_s)) (8)

2.2：解算出卫星天线观测点PS₀对应与星座卫星的仰角β_i；

其中，h为卫星轨道高度，R_e为地球平均半径；

2.3：对比给定卫星天线观测点最小仰角B；

计算出各个星座卫星SATi的过境时间序列：

将时间位置序列(T,P)与I_u合并，得到星座卫星SATi的有效序列(T_u,(α_i,β_i),P_u)。

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