CN109768390A - 一种卫星动中通动态快速捕获方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种卫星动中通动态快速捕获方法，包括以下步骤：一、系统初始化；二、坐标系的建立；三、天线指向的预调整；四、天线的粗捕获；五、天线的精对准。本发明步骤简单，设计合理且实现方便，利用GPS模块检测到的载体位置和速度信息实现天线指向的预调整，实现载体不同运动状态下对目标通信卫星的快速捕获，进而实现天线与目标通信卫星的精对准，捕获和精对准时间短，确保天线相对于惯性空间稳定，提高了动中通系统的快速反应能力，实用性强。

Description

一种卫星动中通动态快速捕获方法

技术领域

本发明属于移动卫星通信技术领域，尤其是涉及一种卫星动中通动态快速捕获方法。

背景技术

随着经济全球化和信息化的发展，人们迫切需要在旅途中的任何地方、任何时间都能实时传递或接收宽带、大容量的语音、数据、图像、视频等多媒体信息，以便更快、更准确地掌握瞬息万变的时局。卫星通信是唯一能在不同环境下提供同时提供不同业务需求的通信系统。由于国际电信联盟分配给卫星移动业务的带宽较低，很难满足宽带通信业务的需求。基于卫星固定业务的“动中通”通信系统为这一理想的实现提供了可能。动中通卫星通信系统是指安装卫星天线的移动载体(如汽车、火车、飞机、轮船等)能够与静止卫星(即同步轨道卫星)建立通信链路并能够在载体快速运动的过程中保持通信链路的畅通以实现实时通信的系统。由于静止卫星距地面的距离很远，因此要实现移动载体与静止卫星间的宽带多媒体通信，就必须采用高增益的定向天线。由于这种天线的波束很窄，要保证载体在快速运动过程中能够与静止卫星进行正常不间断的通信，则必须使天线波束始终快速捕获到目标卫星并以一定的精度对准卫星。

自动寻星是动中通天线的重要功能，自动捕获时间、捕获精度以及遮挡后恢复时间等参数是评价动中通天线性能是否优越的关键指标。传统的捕获算法大多是在载体保持水平及静止的情况下完成的，无法实现载体在倾斜及动态情况下的初始捕获，有很大的局限性。另外，个别捕获算法利用载体倾角信息或惯导信息，在固定俯仰角的同时在方位0-360°上扫描，然后再改变俯仰角继续在方位上扫描直至捕获到卫星。天线波束较窄时，要在全空域通过搜索寻找到指定卫星十分困难，捕获时间较长。因此，针对现有技术存在的上述不足，本发明的目的在于提供一种当移动卫星通信系统在运动中快速对星方法，提高了动中通系统的快速反应能力。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种卫星动中通动态快速捕获方法，其方法步骤简单，设计合理且实现方便，利用GPS模块检测到的载体位置和速度信息实现天线指向的预调整，实现载体不同运动状态下对目标通信卫星的快速捕获，进而实现天线与目标通信卫星的精对准，捕获和精对准时间短，确保天线相对于惯性空间稳定，提高了动中通系统的快速反应能力，实用性强。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种卫星动中通动态快速捕获方法，该方法所采用的装置包括载体、安装在载体上的方位转盘机构和安装在所述方位转盘机构上的天线机构，以及对所述方位转盘机构和所述天线机构进行控制的控制模块，所述方位转盘机构包括方位电机和转动安装在所述方位电机上的方位转盘，所述天线机构包括俯仰电机和转动安装在所述俯仰电机上的天线，所述载体上设置有双轴倾角传感器、GPS模块和微机械陀螺模块，所述方位转盘上设置有信标机，所述控制模块包括主控器，所述天线的输出端与信标机的输入端相接，所述信标机的输出端与主控器的输入端相接，所述俯仰电机和所述方位电机均由主控器进行控制，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、系统初始化：

主控器控制方位电机和俯仰电机转动，使天线复位到初始位置，并给微机械陀螺模块、双轴倾角传感器、GPS模块和信标机加电正常工作；

步骤二、坐标系的建立：

建立地理坐标系：以载体的重心o_b为原点，o_bx_t轴指向正东方向，o_by_t轴指向正北方向，o_bz_t轴垂直于所述o_bx_t轴和所述o_by_t轴形成的平面o_bx_ty_t且构成右手直角坐标系；

建立载体坐标系：以载体的重心o_b为原点，o_bx_b轴与所述载体的横轴重合且指向所述载体前进方向的右侧，o_by_b轴与所述载体的纵轴重合且指向所述载体前进方向，o_bz_b轴垂直于所述o_bx_b轴和所述o_by_b轴形成的平面o_bx_by_b且指向所述载体上方；

步骤三、天线指向的预调整：

步骤301、通过按键模块输入与天线通信的目标通信卫星的经度L₁；

步骤302、GPS模块对载体的位置和速度进行检测并发送至主控器，主控器得到载体的经度L₂、载体的纬度B′、载体沿所述o_bx_t轴的速度v_e和载体沿所述o_by_t轴的速度v_n；

步骤303、主控器根据公式得到载体的航向角H，主控器根据公式得到天线的初始的方位角A；主控器根据公式α＝A-H，得到方位转盘的转动角α；

步骤304、双轴倾角传感器对载体的横滚角和俯仰角进行检测并发送至主控器，主控器得到载体的横滚角θ_inc和俯仰角主控器根据公式得到载体的倾斜角θ；

步骤305、主控器根据公式得到在地理坐标系下目标通信卫星与所述平面o_bx_ty_t之间的夹角E；

步骤306、主控器判断θ≤0.5ξ是否成立，当θ≤0.5ξ成立，执行步骤307，否则，执行步骤308；其中，ξ表示天线的垂直波束宽度；

步骤307、当θ≤0.5ξ成立时，说明载体水平，则俯仰电机预调整的角度β_y为β_y＝E，即天线预调整的俯仰角β_y为β_y＝E；其中，天线的俯仰角为天线与所述平面o_bx_by_b之间的夹角；

步骤308、当θ>0.5ξ时，说明载体倾斜，则俯仰电机预调整的角度β_y为即天线预调整的俯仰角β_y为其中，tanζ＝tanθcosα；

步骤四、天线的粗捕获：

步骤401、微机械陀螺模块对载体的角速率进行检测，并发送至主控器，主控器得到载体沿所述o_bx_b轴方向的角速率ω_iax、载体沿所述o_byb轴方向的角速率ω_iay和载体沿所述o_bz_b轴方向的角速率ω_iaz；

步骤402、主控器判断|ω_iaz|<W且是否成立，当|ω_iaz|<W且成立，执行步骤403；否则，执行步骤404；其中，W表示载体沿所述o_bz_b轴方向的角速率设定值，V表示载体的速度设定值；

步骤403、当|ω_iaz|<W且成立时，说明载体处于直线运动状态，天线的扫描范围为Δα＝5°，则主控器控制方位电机转动，方位电机带动天线在以当前指向为中心的-Δα至Δα的方位内以10°/s转动扫描，并记作天线的一次转动扫描；

步骤404、当|ω_iaz|<W且不成立时，说明载体不处于直线运动状态，天线的扫描范围为Δα＝10°，则主控器控制方位电机转动，方位电机带动天线在以当前指向为中心的-Δα至Δα的方位内以10°/s转动扫描，并记作天线的一次转动扫描；

步骤405、在天线的一次转动扫描的过程中，当天线捕获到目标通信卫星时，获取粗捕获时天线的俯仰角β_c，执行步骤五；否则，执行步骤406；

步骤406、当天线未捕获到目标通信卫星时，记录天线的转动扫描次数k，当天线的转动扫描次数k为奇数时，执行步骤407；当天线的转动扫描次数k为偶数时，执行步骤408；其中，k为正整数，且k不大于8；

步骤407、当天线的转动扫描次数k为奇数时，则在天线的第k次转动扫描后，通过俯仰电机调节天线的俯仰角为其中，δ表示天线的垂直波束宽度的～1倍；

步骤408、当天线的转动扫描次数k为偶数时，则在天线的第k次转动扫描后，通过俯仰电机调节天线的俯仰角为

步骤409、多次重复步骤401至步骤408，当天线的粗捕获的时间达到预先设定的粗捕获时间时，天线未捕获到目标通信卫星，则天线的扫描范围为Δα＝180°，并重复步骤405和步骤409，直至天线捕获到目标通信卫星时，执行步骤五；

步骤五、天线的精对准：

步骤501、主控器按照控制方位电机转动，同时主控器按照控制俯仰电机转动，方位电机和俯仰电机转动带动天线转动扫描；其中，κ为扫描幅度，T为扫描周期，t表示时间，F_α表示方位电机的角度转动函数，F_β表示俯仰电机的角度转动函数；

步骤502、在方位电机和俯仰电机转动带动天线转动扫描的过程中，以使天线精对准目标通信卫星。

上述的卫星动中通动态快速捕获方法，其特征在于：步骤一中天线复位到初始位置的具体过程如下：

步骤101、设定天线在所述平面o_bx_by_b上的投影与所述o_by_b轴之间的夹角为天线的方位角，天线与所述平面o_bx_by_b之间的夹角为天线的俯仰角；

步骤102、主控器通过所述方位电机带动方位转盘转动，以使天线在所述平面o_bx_by_b上的投影与所述o_by_b轴重合，即天线的方位角为零；主控器通过所述俯仰电机带动天线转动，以使天线与所述平面o_bx_by_b之间的夹角为零，即天线的俯仰角为零，使天线复位到初始位置。

上述的卫星动中通动态快速捕获方法，其特征在于：步骤405中判断天线捕获到目标通信卫星的具体过程如下：

在天线捕获目标通信卫星的过程中，天线实时获取目标通信卫星的信号，并将获取的目标通信卫星的信号发送至信标机，经过信标机处理得到信标信号强度电压并发送至主控器，主控器得到信标信号强度电压并判断信标信号强度电压是否大于捕获信标信号强度电压设定值G1，当主控器得到信标信号强度电压大于捕获信标信号强度电压设定值G1且主控器接收到的信标机输出的锁定信号时，则天线捕获到目标通信卫星。

上述的卫星动中通动态快速捕获方法，其特征在于：步骤502中在方位电机和俯仰电机转动带动天线转动扫描的过程中，以使天线精对准目标通信卫星，具体过程如下：

步骤5021、设定第一次扫描的扫描幅度κ为天线的垂直波束宽度；

步骤5022、主控器按照控制方位电机转动，同时主控器按照控制俯仰电机转动，方位电机和俯仰电机转动带动天线一次转动扫描；

步骤5023、在方位电机和俯仰电机转动带动天线一次转动扫描的过程中，天线实时获取目标通信卫星的信号，并将获取的目标通信卫星的信号发送至信标机，经过信标机处理得到信标信号强度电压并发送至主控器，主控器得到信标信号强度电压并判断信标信号强度电压是否大于精对准捕获信标信号强度电压设定值G2，当主控器得到信标信号强度电压大于精对准信标信号强度电压设定值G2且主控器接收到的信标机输出的锁定信号时，则天线精对准目标通信卫星；否则，当天线未精对准目标通信卫星，执行步骤5024和步骤5025；

步骤5024、主控器将得到的多个信标信号强度电压按照从小到大的顺序进行排序，得到在天线一次转动扫描的过程中的最大信标信号强度电压，控制器通过方位电机和俯仰电机调节天线至最大信标信号强度电压所对应的位置；

步骤5025、控制器设定下一次扫描的扫描幅度κ比当前次扫描的扫描幅度减少了天线的垂直波束宽度的倍，重复步骤5022至步骤5025，直至天线精对准目标通信卫星。

上述的卫星动中通动态快速捕获方法，其特征在于：所述微机械陀螺模块包括设置在所述载体坐标系中所述o_bx_b轴上的第一微机械陀螺、设置在所述载体坐标系中所述o_by_b轴上的第二微机械陀螺和设置在所述载体坐标系中所述o_bz_b轴上的第三微机械陀螺。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

1、所采用的卫星动中通动态快速捕获方法步骤简单、实现方便且操作简便，确保卫星动中通中天线对准目标卫星，精度高，误差小，调节时间短。

2、所采用的卫星动中通动态快速捕获方法操作简便且使用效果好，首先是天线指向的预调整，之后天线进行粗捕获，天线捕获到目标通信卫星时，进入天线的精对准，通过预调整和粗捕获，一方面减少天线捕获时间；另一方面，便于减少天线精对准过程中精对准的调节时间，提高了动中通系统的快速反应能力，能有效地适应于载体的不同运动状态，准确度高。

3、所采用的天线指向的预调整过程中，控制器综合利用GPS模块给出的载体位置和速度信息、双轴倾角传感器检测到的载体横滚角和俯仰角信息，进行天线指向的快速预调整，进一步缩小搜索区域；俯仰利用双轴倾角传感器判别载体水平和倾斜情况，修正大倾斜角情况下的俯仰电机预调整角，实现载体在倾斜或者存在较大的俯仰角和横滚角情况、动态环境下对目标卫星的捕获，使天线在动态环境下保持对目标卫星的指向。

4、所采用的天线的粗捕获中，根据GPS速度航向可靠性不同选用不同的方位扫描范围，可以在一个较小的扫描范围内搜索目标卫星，缩短了粗捕获时间。

6、所采用的天线的精对准中采用逐步缩小角度的椭圆扫描快速找到信号强度最大区域，采用椭圆扫描高效率地完成精对准，提高了捕获效率。

综上所述，本发明方法步骤简单，设计合理且实现方便，利用GPS模块检测到的载体位置和速度信息实现天线指向的预调整，实现载体不同运动状态下对目标通信卫星的快速捕获，进而实现天线与目标通信卫星的精对准，捕获和精对准时间短，确保天线相对于惯性空间稳定，提高了动中通系统的快速反应能力，实用性强。

下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

附图说明

图1为本发明的结构示意图。

图2为本发明的电路原理框图。

图3为本发明的方法流程框图。

图4为本发明的等倾角搜索计算示意图。

图5为本发明P′₀和P′_θ点不重合的第一计算细节图。

图6为本发明P′₀和P′_θ点重合时的角度关系图。

图7为本发明P′₀和P′_θ点不重合的第二计算细节图。

附图标记说明:

1—载体； 2—方位转盘； 3—天线；

4—双轴倾角传感器； 5—GPS模块； 6—微机械陀螺模块；

7—主控器； 8—信标机； 9—方位电机；

9-1—方位电机驱动器； 10—俯仰电机； 10-1—俯仰电机驱动器；

11—按键模块。

具体实施方式

如图1、图2和图3所示的一种卫星动中通动态快速捕获方法，该方法所采用的装置包括载体1、安装在载体1上的方位转盘机构和安装在所述方位转盘机构上的天线机构，以及对所述方位转盘机构和所述天线机构进行控制的控制模块，所述方位转盘机构包括方位电机9和转动安装在所述方位电机9上的方位转盘2，所述天线机构包括俯仰电机10和转动安装在所述俯仰电机10上的天线3，所述载体1上设置有双轴倾角传感器4、GPS模块5和微机械陀螺模块6，所述方位转盘2上设置有信标机8，所述控制模块包括主控器7，所述天线3的输出端与信标机8的输入端相接，所述信标机8的输出端与主控器7的输入端相接，所述俯仰电机10和所述方位电机9均由主控器7进行控制，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、系统初始化：

主控器7控制方位电机9和俯仰电机10转动，使天线3复位到初始位置，并给微机械陀螺模块6、双轴倾角传感器4、GPS模块5和信标机8加电正常工作；

步骤二、坐标系的建立：

建立地理坐标系：以载体的重心o_b为原点，o_bx_t轴指向正东方向，o_by_t轴指向正北方向，o_bz_t轴垂直于所述o_bx_t轴和所述o_by_t轴形成的平面o_bx_ty_t且构成右手直角坐标系；

建立载体坐标系：以载体的重心o_b为原点，o_bx_b轴与所述载体的横轴重合且指向所述载体前进方向的右侧，o_by_b轴与所述载体的纵轴重合且指向所述载体前进方向，o_bz_b轴垂直于所述o_bx_b轴和所述o_by_b轴形成的平面o_bx_by_b且指向所述载体上方；

步骤三、天线指向的预调整：

步骤301、通过按键模块11输入与天线3通信的目标通信卫星的经度L₁；

步骤302、GPS模块5对载体1的位置和速度进行检测并发送至主控器7，主控器7得到载体1的经度L₂、载体1的纬度B′、载体1沿所述o_bx_t轴的速度v_e和载体1沿所述o_by_t轴的速度v_n；

步骤303、主控器7根据公式得到载体1的航向角H，主控器7根据公式得到天线3的初始的方位角A；主控器7根据公式α＝A-H，得到方位转盘2的转动角α；

步骤304、双轴倾角传感器4对载体1的横滚角和俯仰角进行检测并发送至主控器7，主控器7得到载体1的横滚角θ_inc和俯仰角主控器7根据公式得到载体1的倾斜角θ；

步骤305、主控器7根据公式得到在地理坐标系下目标通信卫星与所述平面o_bx_ty_t之间的夹角E；

步骤306、主控器7判断θ≤0.5ξ是否成立，当θ≤0.5ξ成立，执行步骤307，否则，执行步骤308；其中，ξ表示天线3的垂直波束宽度；

步骤307、当θ≤0.5ξ成立时，说明载体1水平，则俯仰电机10预调整的角度β_y为β_y＝E，即天线3预调整的俯仰角β_y为β_y＝E；其中，天线3的俯仰角为天线3与所述平面o_bx_by_b之间的夹角；

步骤308、当θ>0.5ξ时，说明载体1倾斜，则俯仰电机10预调整的角度β_y为即天线3预调整的俯仰角β_y为其中，tanζ＝tanθcosα；

步骤四、天线的粗捕获：

步骤401、微机械陀螺模块6对载体1的角速率进行检测，并发送至主控器7，主控器7得到载体1沿所述o_bx_b轴方向的角速率ω_iax、载体1沿所述o_by_b轴方向的角速率ω_iay和载体1沿所述o_bz_b轴方向的角速率ω_iaz；

步骤402、主控器7判断|ω_iaz|<W且是否成立，当|ω_iaz|<W且成立，执行步骤403；否则，执行步骤404；其中，W表示载体1沿所述o_bz_b轴方向的角速率设定值，V表示载体1的速度设定值；

步骤403、当|ω_iaz|<W且成立时，说明载体1处于直线运动状态，天线3的扫描范围为Δα＝5°，则主控器7控制方位电机9转动，方位电机9带动天线3在以当前指向为中心的-Δα至Δα的方位内以10°/s转动扫描，并记作天线3的一次转动扫描；

步骤404、当|ω_iaz|<W且不成立时，说明载体1不处于直线运动状态，天线3的扫描范围为Δα＝10°，则主控器7控制方位电机9转动，方位电机9带动天线3在以当前指向为中心的-Δα至Δα的方位内以10°/s转动扫描，并记作天线3的一次转动扫描；

步骤405、在天线3的一次转动扫描的过程中，当天线3捕获到目标通信卫星时，获取粗捕获时天线3的俯仰角β_c，执行步骤五；否则，执行步骤406；

步骤406、当天线3未捕获到目标通信卫星时，记录天线3的转动扫描次数k，当天线3的转动扫描次数k为奇数时，执行步骤407；当天线3的转动扫描次数k为偶数时，执行步骤408；其中，k为正整数，且k不大于8；

步骤407、当天线3的转动扫描次数k为奇数时，则在天线3的第k次转动扫描后，通过俯仰电机10调节天线3的俯仰角为其中，δ表示天线3的垂直波束宽度的～1倍；

步骤408、当天线3的转动扫描次数k为偶数时，则在天线3的第k次转动扫描后，通过俯仰电机10调节天线3的俯仰角为

步骤409、多次重复步骤401至步骤408，当天线的粗捕获的时间达到预先设定的粗捕获时间时，天线3未捕获到目标通信卫星，则天线3的扫描范围为Δα＝180°，并重复步骤405和步骤409，直至天线3捕获到目标通信卫星时，执行步骤五；

步骤五、天线的精对准：

步骤501、主控器7按照控制方位电机9转动，同时主控器7按照控制俯仰电机10转动，方位电机9和俯仰电机10转动带动天线3转动扫描；其中，κ为扫描幅度，T为扫描周期，t表示时间，F_α表示方位电机9的角度转动函数，F_β表示俯仰电机10的角度转动函数；

步骤502、在方位电机9和俯仰电机10转动带动天线3转动扫描的过程中，以使天线3精对准目标通信卫星。

本实施例中，步骤一中天线3复位到初始位置的具体过程如下：

步骤101、设定天线3在所述平面o_bx_by_b上的投影与所述o_by_b轴之间的夹角为天线3的方位角，天线3与所述平面o_bx_by_b之间的夹角为天线3的俯仰角；

步骤102、主控器7通过所述方位电机9带动方位转盘2转动，以使天线3在所述平面o_bx_by_b上的投影与所述o_by_b轴重合，即天线3的方位角为零；主控器7通过所述俯仰电机10带动天线3转动，以使天线3与所述平面o_bx_by_b之间的夹角为零，即天线3的俯仰角为零，使天线3复位到初始位置。

本实施例中，步骤405中判断天线3捕获到目标通信卫星的具体过程如下：

在天线3捕获目标通信卫星的过程中，天线3实时获取目标通信卫星的信号，并将获取的目标通信卫星的信号发送至信标机8，经过信标机8处理得到信标信号强度电压并发送至主控器7，主控器7得到信标信号强度电压并判断信标信号强度电压是否大于捕获信标信号强度电压设定值G1，当主控器7得到信标信号强度电压大于捕获信标信号强度电压设定值G1且主控器7接收到的信标机8输出的锁定信号时，则天线3捕获到目标通信卫星。

本实施例中，步骤502中在方位电机9和俯仰电机10转动带动天线3转动扫描的过程中，以使天线3精对准目标通信卫星，具体过程如下：

步骤5021、设定第一次扫描的扫描幅度κ为天线3的垂直波束宽度；

步骤5022、主控器7按照控制方位电机9转动，同时主控器7按照控制俯仰电机10转动，方位电机9和俯仰电机10转动带动天线3一次转动扫描；

步骤5023、在方位电机9和俯仰电机10转动带动天线3一次转动扫描的过程中，天线3实时获取目标通信卫星的信号，并将获取的目标通信卫星的信号发送至信标机8，经过信标机8处理得到信标信号强度电压并发送至主控器7，主控器7得到信标信号强度电压并判断信标信号强度电压是否大于精对准捕获信标信号强度电压设定值G2，当主控器7得到信标信号强度电压大于精对准信标信号强度电压设定值G2且主控器7接收到的信标机8输出的锁定信号时，则天线3精对准目标通信卫星；否则，当天线3未精对准目标通信卫星，执行步骤5024和步骤5025；

步骤5024、主控器7将得到的多个信标信号强度电压按照从小到大的顺序进行排序，得到在天线3一次转动扫描的过程中的最大信标信号强度电压，控制器7通过方位电机9和俯仰电机10调节天线3至最大信标信号强度电压所对应的位置；

步骤5025、控制器7设定下一次扫描的扫描幅度κ比当前次扫描的扫描幅度减少了天线3的垂直波束宽度的倍，重复步骤5022至步骤5025，直至天线3精对准目标通信卫星。

本实施例中，所述微机械陀螺模块包括设置在所述载体坐标系中所述o_bx_b轴上的第一微机械陀螺、设置在所述载体坐标系中所述o_by_b轴上的第二微机械陀螺和设置在所述载体坐标系中所述o_bz_b轴上的第三微机械陀螺。

本实施例中，预先设定的粗捕获时间为120秒。

本实施例中，当|ω_iaz|<W且时，是为了GPS模块5载体1的位置和速度检测可靠。

本实施例中，需要说明的是，天线3的方位角为天线3在所述平面o_bx_by_b上的投影与所述o_by_b轴之间的夹角，方位角A的取值范围为-180°～180°，当方位电机9带动天线3顺时针转动时，天线3的方位角为正值，当方位电机9带动天线3逆时针转动时，天线3的方位角为负值。

本实施例中，需要说明的是，载体1的横滚角θ_inc和俯仰角的取值范围均为-90°～90°，当载体1绕所述o_by_b轴逆时针旋转时，载体1的横滚角θ_inc为正值，当载体1绕所述o_by_b轴顺时针旋转时，载体1的横滚角θ_inc为负值；当载体1位于所述平面o_bx_by_b上方时，载体1的俯仰角为正值，当载体1位于所述平面o_bx_by_b下方时，载体1的俯仰角为负值。

本实施例中，需要说明的是，天线3的俯仰角的取值范围为0～90°。

本实施例中，需要说明的是，载体1的航向角H的取值范围为-180°～180°，当载体1绕所述o_bz_b轴顺时针旋转时，载体1的航向角H为正值，当载体1绕所述o_bz_b轴逆时针旋转时，载体1的航向角H为负值。

本实施例中，需要说明的是，实际使用过程中，建立方位转盘坐标系：以天线3的质心o_T为原点，o_Tx_a指向俯仰电机10的轴线方向，o_Tz_a指向方位电机9的轴线方向且平行于所述o_bz_b轴，o_Ty_a轴垂直于所述o_Tx_a轴和所述o_Tz_a轴且构成右手直角坐标系。

本实施例中，需要说明的是，方位转盘2的转动角α表示俯仰电机10的轴线方向o_Tx_a与所述o_bx_b轴之间的旋转角，方位转盘2的转动角α的取值范围为-180°～180°，方位转盘2绕所述o_bz_b轴顺时针旋转时，方位转盘2的转动角α为正值，当载体1绕所述o_bz_b轴逆时针旋转时，方位转盘2的转动角α为负值。

本实施例中，载体1沿所述o_bz_b轴方向的角速率设定值W的取值范围为1.15度/秒；载体1的速度设定值V的取值范围为3m/s。是因为当载体处于转弯运动|ω_iaz|≥W或者车速较低时，GPS模块5无法提供有用的速率航向角信息。

本实施例中，所述微机械陀螺模块4为CRS03微机械陀螺。

本实施例中，所述主控器7为单片机、DSP微主控器、ARM微主控器。

本实施例中，实际使用过程中，所述主控器7的输出端接有驱动俯仰电机10转动的俯仰电机驱动器10-1和驱动方位电机9转动的方位电机驱动器9-1。

本实施例中，所述俯仰电机10和方位电机9均为伺服电机，进一步地优选，所述俯仰电机10和方位电机9均为型号为HG-SR702BJ直流伺服电机。

本实施例中，所述俯仰电机驱动器4和方位电机驱动器5均为型号为STDS2410直流伺服电机驱动器。

本实施例中，所述双轴倾角传感器4为型号为ZCT260KS-LBS-BUS的双轴倾角传感器，该双轴倾角传感器精度高、响应快、零点温漂低的双轴倾角传感器。

本实施例中，所述GPS模块5为型号为MiniISA-WG13GPS的GPS模块。

本实施例中，所述信标机8为宇通YTXB-P-01、YTXB-P-02、YTXB-P-03或者YTXB-P-04信标机，该性能优、体积小、可靠性高，应用灵活。功能扩展性强，具备灵活的架构配置，根据用户需求，设置成为不同带宽和输入功率范围以及频点，信标机8解调出幅度电压即信号强度电压，提供给控制器7,使天线准确对准卫星。

本实施例中，所述捕获信标信号强度电压设定值G1的取值范围为4伏～5伏。

本实施例中，所述精对准信标信号强度电压设定值G2的取值范围为7伏～8伏。

如图4所示，本实施例中，设定天线3接收目标卫星信号的目标点为点P，设定载体1的倾斜角为θ，即图中的∠P₀OP_θ，P_⊥为P在方位转盘2平面上的投影点，P₀为P点在平面o_bx_ty_t上的投影，而P_θ点为PP_θ与方位转盘面的交点，图中的∠P₀OP＝E′即为天线3相对于平面o_bx_ty_t的俯仰角，可以通过计算得到，并且需要保持不变的也就是这个角，∠P_⊥OP为天线3相对于方位转盘2的俯仰角，这个角是可以通过俯仰电机10调整的。当方位转盘2旋转了α角，即4图中的∠P_⊥OP′_⊥，此时点P到了P′处，其他的各个点也作相应的移动，A₀为P′_⊥在平面o_bx_ty_t上的投影。但是，天线3相对于平面o_bx_ty_t的俯仰角E′保持不变，即∠P₀OP＝∠P′₀OP′＝E′，则天线3相对于方位转盘2的俯仰角就需要实时调整，具体的调整方法计算如下：

假设OP＝OP′＝a，计算出来的天线3相对平面o_bx_ty_t的俯仰角为E′，方位转盘2的倾斜角为θ，则当天线方位指向与载体正前方指向一致时，天线3相对于方位转盘2的俯仰角为∠P_⊥OP＝β＝E′-θ。但是方位转盘旋转了α角之后，E′和θ并不共面，此时的天线3相对于方位转盘2的俯仰角为β'。

OP′_⊥＝acosβ′,P′P′_⊥＝asinβ′,∠P′_⊥P′P′_θ＝θ,P′_θP′_⊥＝asinβ′tanθ

P′P′_θ＝asinβ′/cosθ,OP′₀＝acosE′

连接P_⊥P′_⊥，则可知PP_⊥⊥P_⊥P′_⊥,P′P′_⊥⊥P_⊥P′_⊥，过P点作P_⊥P′的平行线交P′P′_⊥于M，则PM⊥P′M，所以有如下关系

PM²+P′M²＝PP′² (1)

下面分别求出上式中的各个长度：

P′M＝P′P′_⊥-PP_⊥＝asinβ′-asinβ (2)

PM＝P_⊥P′_⊥＝(acosβ)²+(acosβ′)²-2a²cosβcosβ′cosα (3)

为了求出PP′，提取其中的部分细节图如图5，由于P₀、P′₀分别为P、P′在平面o_bx_ty_t上的投影，而OP、OP′作为天线3是应该保持相对于地理系的俯仰角不变的，所以可以得出且PP′＝P₀P′₀，下面通过如图5，求出P₀P′₀。

延长OP′_θ交BP′_⊥于B，其中延长线BP′_⊥⊥OP′_⊥，显然图5中OP₀、OC分别在OP、OP′在平面o_bx_ty_t上的投影直线上，有如下关系

BC＝P_θP₀＝OP₀tanθ＝acosE′tanθ

本实施例，当υ>0°时，P′₀P′_θ＝asinE′-asinβ′/cosθ，则

则根据余弦定理得到

P₀P′₀＝2(acosE)²-2(acosE)²cosε (4)

将式(2)、式(3)、式(4)带入式(1)可以得到如下等式：

上式(5)化简后可以得到如下关系

sinθ-cosβcosβ′cosαsinθ-sinβsinβ′sinθ＝cosE(sinβ′-sinβ) (6)

将sinβ＝sin(E′-θ)＝sinE′cosθ-cosE′sinθ带入上式(6)化简后得到

cos(E′-θ)sinθcosαcosβ′+(sinθcosθsinE′+cosE′cos²θ)sinβ′ (7)

＝sinE′cosE′cosθ+sin²E′sinθ

再根据cosβ＝cos(E′-θ)＝cosE′cosθ+sinE′sinθ可以将上式(7)化为

cos(E′-θ)sinθcosαcosβ′+cos(E′-θ)cosθsinβ′＝cos(E′-θ)sinE′

最终可以得到下面的简单的关系式：

sinθcosβ′cosα+cosθsinβ′＝sinE′ (8)

设定当υ＝0°时，P′₀和P′_θ点重合，如图6，P′P′_⊥⊥OP′_θ，而P′P′_θ⊥OP′_θ，根据线面的垂直定理，可以推出P′_⊥P′_θ⊥OP′_θ，则∠OP′_⊥P′_θ＝α，则

从上式(9)可以得出

cosαcosβ′＝a sin E′sinθ,sin E′cosθ＝sinβ′ (10)

将式(10)带入式(8)，可以验证满足式(8)恒成立，所以式(8)在υ＝0°时同样成立。

当υ<0°时，P′₀P′_θ＝asinβ′/cosθ-asinE，在求取P₀P′₀时需要将细节图作如下改变，如图7所示，从图中可以看出，此时的

所以，从上面可以看出，此时的计算过程、结果和υ>0°一样。我们选取当α＝90°，也就是方位转盘转过90°的情况加以验证，此时可以用重力角合欧拉角的关系加以计算。此时，可以认为E′为重力角，β′为欧拉角，可以很容易得到

sinE′＝sinβ′cosθ

可以发现，这种情况同样满足式(8)。

综上所述，在保持相对地理系倾角不变的方位搜索中，天线3相对于方位转盘的倾角与方位转盘的转动角之间关系为：

sinθcosβ′cosα+cosθsinβ′＝sinE′

上式是一个典型的msinβ′+ncosβ′＝1型三角方程，通解可以解得为

从而得到俯仰电机10预调整的角度为

在静态的初始对准复位结束之后，通过倾角仪的测量计算出θ和计算出来的目标卫星对平面o_bx_ty_t的俯仰角，且目标卫星对平面o_bx_ty_t的俯仰角与天线3对平面o_bx_ty_t的俯仰角相等，即可以根据方位转盘的转动角α实时计算出天线3相对于方位转盘的俯仰角β_y，而且可以发现β_y是随着α变化而正弦变化，所以在调整的过程中可以连续地变化β_y。

综上所述，本发明方法步骤简单，设计合理且实现方便，利用GPS模块检测到的载体位置和速度信息实现天线指向的预调整，实现载体不同运动状态下对目标通信卫星的快速捕获，进而实现天线与目标通信卫星的精对准，捕获和精对准时间短，确保天线相对于惯性空间稳定，提高了动中通系统的快速反应能力，实用性强。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。

Claims (5)

1.一种卫星动中通动态快速捕获方法，该方法所采用的装置包括载体(1)、安装在载体(1)上的方位转盘机构和安装在所述方位转盘机构上的天线机构，以及对所述方位转盘机构和所述天线机构进行控制的控制模块，所述方位转盘机构包括方位电机(9)和转动安装在所述方位电机(9)上的方位转盘(2)，所述天线机构包括俯仰电机(10)和转动安装在所述俯仰电机(10)上的天线(3)，所述载体(1)上设置有双轴倾角传感器(4)、GPS模块(5)和微机械陀螺模块(6)，所述方位转盘(2)上设置有信标机(8)，所述控制模块包括主控器(7)，所述天线(3)的输出端与信标机(8)的输入端相接，所述信标机(8)的输出端与主控器(7)的输入端相接，所述俯仰电机(10)和所述方位电机(9)均由主控器(7)进行控制，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、系统初始化：

主控器(7)控制方位电机(9)和俯仰电机(10)转动，使天线(3)复位到初始位置，并给微机械陀螺模块(6)、双轴倾角传感器(4)、GPS模块(5)和信标机(8)加电正常工作；

步骤二、坐标系的建立：

建立地理坐标系：以载体的重心o_b为原点，o_bx_t轴指向正东方向，o_by_t轴指向正北方向，o_bz_t轴垂直于所述o_bx_t轴和所述o_by_t轴形成的平面o_bx_ty_t且构成右手直角坐标系；

建立载体坐标系：以载体的重心o_b为原点，o_bx_b轴与所述载体的横轴重合且指向所述载体前进方向的右侧，o_by_b轴与所述载体的纵轴重合且指向所述载体前进方向，o_bz_b轴垂直于所述o_bx_b轴和所述o_by_b轴形成的平面o_bx_by_b且指向所述载体上方；

步骤三、天线指向的预调整：

步骤301、通过按键模块(11)输入与天线(3)通信的目标通信卫星的经度L₁；

步骤302、GPS模块(5)对载体(1)的位置和速度进行检测并发送至主控器(7)，主控器(7)得到载体(1)的经度L₂、载体(1)的纬度B′、载体(1)沿所述o_bx_t轴的速度v_e和载体(1)沿所述o_by_t轴的速度v_n；

步骤303、主控器(7)根据公式得到载体(1)的航向角H，主控器(7)根据公式得到天线(3)的初始的方位角A；主控器(7)根据公式α＝A-H，得到方位转盘(2)的转动角α；

步骤304、双轴倾角传感器(4)对载体(1)的横滚角和俯仰角进行检测并发送至主控器(7)，主控器(7)得到载体(1)的横滚角θ_inc和俯仰角主控器(7)根据公式得到载体(1)的倾斜角θ；

步骤305、主控器(7)根据公式得到在地理坐标系下目标通信卫星与所述平面o_bx_ty_t之间的夹角E；

步骤306、主控器(7)判断θ≤0.5ξ是否成立，当θ≤0.5ξ成立，执行步骤307，否则，执行步骤308；其中，ξ表示天线(3)的垂直波束宽度；

步骤307、当θ≤0.5ξ成立时，说明载体(1)水平，则俯仰电机(10)预调整的角度β_y为β_y＝E，即天线(3)预调整的俯仰角β_y为β_y＝E；其中，天线(3)的俯仰角为天线(3)与所述平面o_bx_by_b之间的夹角；

步骤308、当θ>0.5ξ时，说明载体(1)倾斜，则俯仰电机(10)预调整的角度β_y为即天线(3)预调整的俯仰角β_y为其中，tanζ＝tanθcosα；

步骤四、天线的粗捕获：

步骤401、微机械陀螺模块(6)对载体(1)的角速率进行检测，并发送至主控器(7)，主控器(7)得到载体(1)沿所述o_bx_b轴方向的角速率ω_iax、载体(1)沿所述o_by_b轴方向的角速率ω_iay和载体(1)沿所述o_bz_b轴方向的角速率ω_iaz；

步骤402、主控器(7)判断|ω_iaz|<W且是否成立，当|ω_iaz|<W且成立，执行步骤403；否则，执行步骤404；其中，W表示载体(1)沿所述o_bz_b轴方向的角速率设定值，V表示载体(1)的速度设定值；

步骤403、当|ω_iaz|<W且成立时，说明载体(1)处于直线运动状态，天线(3)的扫描范围为Δα＝5°，则主控器(7)控制方位电机(9)转动，方位电机(9)带动天线(3)在以当前指向为中心的-Δα至Δα的方位内以10°/s转动扫描，并记作天线(3)的一次转动扫描；

步骤404、当|ω_iaz|<W且不成立时，说明载体(1)不处于直线运动状态，天线(3)的扫描范围为Δα＝10°，则主控器(7)控制方位电机(9)转动，方位电机(9)带动天线(3)在以当前指向为中心的-Δα至Δα的方位内以10°/s转动扫描，并记作天线(3)的一次转动扫描；

步骤405、在天线(3)的一次转动扫描的过程中，当天线(3)捕获到目标通信卫星时，获取粗捕获时天线(3)的俯仰角β_c，执行步骤五；否则，执行步骤406；

步骤406、当天线(3)未捕获到目标通信卫星时，记录天线(3)的转动扫描次数k，当天线(3)的转动扫描次数k为奇数时，执行步骤407；当天线(3)的转动扫描次数k为偶数时，执行步骤408；其中，k为正整数，且k不大于8；

步骤407、当天线(3)的转动扫描次数k为奇数时，则在天线(3)的第k次转动扫描后，通过俯仰电机(10)调节天线(3)的俯仰角为其中，δ表示天线(3)的垂直波束宽度的倍；

步骤408、当天线(3)的转动扫描次数k为偶数时，则在天线(3)的第k次转动扫描后，通过俯仰电机(10)调节天线(3)的俯仰角为

步骤409、多次重复步骤401至步骤408，当天线的粗捕获的时间达到预先设定的粗捕获时间时，天线(3)未捕获到目标通信卫星，则天线(3)的扫描范围为Δα＝180°，并重复步骤405和步骤409，直至天线(3)捕获到目标通信卫星时，执行步骤五；

步骤五、天线的精对准：

步骤501、主控器(7)按照控制方位电机(9)转动，同时主控器(7)按照控制俯仰电机(10)转动，方位电机(9)和俯仰电机(10)转动带动天线(3)转动扫描；其中，κ为扫描幅度，T为扫描周期，t表示时间，F_α表示方位电机(9)的角度转动函数，F_β表示俯仰电机(10)的角度转动函数；

步骤502、在方位电机(9)和俯仰电机(10)转动带动天线(3)转动扫描的过程中，以使天线(3)精对准目标通信卫星。

2.按照权利要求1所述的卫星动中通动态快速捕获方法，其特征在于：步骤一中天线(3)复位到初始位置的具体过程如下：

步骤101、设定天线(3)在所述平面o_bx_by_b上的投影与所述o_by_b轴之间的夹角为天线(3)的方位角，天线(3)与所述平面o_bx_by_b之间的夹角为天线(3)的俯仰角；

步骤102、主控器(7)通过所述方位电机(9)带动方位转盘(2)转动，以使天线(3)在所述平面o_bx_by_b上的投影与所述o_by_b轴重合，即天线(3)的方位角为零；主控器(7)通过所述俯仰电机(10)带动天线(3)转动，以使天线(3)与所述平面o_bx_by_b之间的夹角为零，即天线(3)的俯仰角为零，使天线(3)复位到初始位置。

3.按照权利要求1所述的卫星动中通动态快速捕获方法，其特征在于：步骤405中判断天线(3)捕获到目标通信卫星的具体过程如下：

在天线(3)捕获目标通信卫星的过程中，天线(3)实时获取目标通信卫星的信号，并将获取的目标通信卫星的信号发送至信标机(8)，经过信标机(8)处理得到信标信号强度电压并发送至主控器(7)，主控器(7)得到信标信号强度电压并判断信标信号强度电压是否大于捕获信标信号强度电压设定值G1，当主控器(7)得到信标信号强度电压大于捕获信标信号强度电压设定值G1且主控器(7)接收到的信标机(8)输出的锁定信号时，则天线(3)捕获到目标通信卫星。

4.按照权利要求1所述的卫星动中通动态快速捕获方法，其特征在于：步骤502中在方位电机(9)和俯仰电机(10)转动带动天线(3)转动扫描的过程中，以使天线(3)精对准目标通信卫星，具体过程如下：

步骤5021、设定第一次扫描的扫描幅度κ为天线(3)的垂直波束宽度；

步骤5022、主控器(7)按照控制方位电机(9)转动，同时主控器(7)按照控制俯仰电机(10)转动，方位电机(9)和俯仰电机(10)转动带动天线(3)一次转动扫描；

步骤5023、在方位电机(9)和俯仰电机(10)转动带动天线(3)一次转动扫描的过程中，天线(3)实时获取目标通信卫星的信号，并将获取的目标通信卫星的信号发送至信标机(8)，经过信标机(8)处理得到信标信号强度电压并发送至主控器(7)，主控器(7)得到信标信号强度电压并判断信标信号强度电压是否大于精对准捕获信标信号强度电压设定值G2，当主控器(7)得到信标信号强度电压大于精对准信标信号强度电压设定值G2且主控器(7)接收到的信标机(8)输出的锁定信号时，则天线(3)精对准目标通信卫星；否则，当天线(3)未精对准目标通信卫星，执行步骤5024和步骤5025；

步骤5024、主控器(7)将得到的多个信标信号强度电压按照从小到大的顺序进行排序，得到在天线(3)一次转动扫描的过程中的最大信标信号强度电压，控制器(7)通过方位电机(9)和俯仰电机(10)调节天线(3)至最大信标信号强度电压所对应的位置；

步骤5025、控制器(7)设定下一次扫描的扫描幅度κ比当前次扫描的扫描幅度减少了天线(3)的垂直波束宽度的倍，重复步骤5022至步骤5025，直至天线(3)精对准目标通信卫星。

5.按照权利要求1所述的卫星动中通动态快速捕获方法，其特征在于：所述微机械陀螺模块包括设置在所述载体坐标系中所述o_bx_b轴上的第一微机械陀螺、设置在所述载体坐标系中所述o_by_b轴上的第二微机械陀螺和设置在所述载体坐标系中所述o_bz_b轴上的第三微机械陀螺。