CN109781059B - 星载点波束天线对地指向精度评估系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种星载点波束天线对地指向精度评估系统，包含以下模块：输入预处理模块：对卫星遥测数据进行处理，获得时间码一致数据；坐标转换矩阵计算模块；对时间码一致数据进行处理，获得坐标转换矩阵；理论指向计算模块：根据时间码一致数据与坐标转换矩阵，得到天线对地的理论指向；实际指向计算模块：根据时间码一致数据与坐标转换矩阵，得到天线对地的实际指向；指向精度评估模块：根据天线对地的理论指向与天线对地的实际指向，计算得到指向误差。本发明能够评估天线指向精度，适用于地面测试中卫星的点波束天线指向精度评估。

Description

星载点波束天线对地指向精度评估系统

技术领域

本发明涉及卫星天线领域，具体地，涉及一种星载点波束天线对地指向精度评估系统，特别是一种适用于地面测试的星载点波束天线对地指向精度评估系统，适用在地面测试阶段利用星上遥测数据对卫星点波束天线的指向精度进行评估。

背景技术

卫星天线是卫星与地面通讯的关键部件之一，用来实现高速数据向地面站的传输，是卫星实现星地数据可靠传输的关键技术之一。随着航天任务需求的不断提高，对天线的指向跟踪能力提出了越来越高的要求，要求卫星系统能够按照指令调整天线指向方向，跟踪目标，以便捕获地面制定区域的信号。同时，随着我国航天技术的快速发展，高分辨率卫星遥感器获取的数据量越来越大，卫星在轨工作寿命也越来越高，卫星对天线的数据传输能力、波束覆盖能力^[1]、指向精度和工作寿命等要求也随之提高。星载天线作为在卫星与地面站之间进行通信时，需要精确指向目标，才能保证信号接收始终处于最佳接收状态。天线的指向精度已成为天线的一个最重要性能指标，其指标为卫星通信系统设计是否满足要求的至关重要内容，如果精度达不到要求，会直接影响到天线的使用，进而无法完成预定的任务^[2]。

目前对星载天线的研究，包括对新型组合天线的研究^[3]，天线指向机构伺服控制器的设计与研究^[4]，天线波束设计研究^[5]，天线指向精度对星地数传链路的影响分析^[6]等，对天线自身设计和其对链路的影响研究较多。而天线指向精度的研究则是从天线机构制造误差、安装误差、传动误差^[7]、结构变形和实验方法等方面来确定误差来源，进而分析计算出天线指向静态精度，关于天线系统动态指向精度研究较少，更缺乏一个系统的从遥测角度出发的点波束天线指向精度的地面测试评估模型。利用在地面测试过程中星上遥测数据得出的对于天线指向精度的评估模型，既能够评价天线的指向动静态精度，同时从遥测数据出发分析又具有指向精度评价的真实性。鉴于点波束天线指向精度的高要求和重要性，一个系统科学的地面测试阶段利用星上遥测数据计算的星载点波束天线对地指向精度的评估模型是十分必要的。

[1]张文会.星载对地数传天线结构设计分析与试验[D].西安电子科技大学,2013(6)

[2]游斌弟.星载天线动态指向精度动力学分析与控制[D].哈尔滨工业大学,2011(3)

[3]叶云裳.用于遥感卫星数传的新型波导阵列组合天线[J].宇航学报,2003,24(6):555-562

[4]葛悦.卫星数传天线指向机构伺服控制器的设计与研究[D].上海交通大学,2013(4)

[5]叶云裳,李全明.资源一号卫星X波段IR-MSS数传天线[J].宇航学报,2001,22(6):1-9

[6]鲁帆,郑小松.Ka频段点波束天线指向精度对星地数传链路的影响分析[J].航天器工程,2016,25(6):61-68

[7]孙京,马兴瑞,于登云.星载天线双轴定位机构指向精度分析[J].宇航学报,2007,28(3):545-550

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种星载点波束天线对地指向精度评估系统。

根据本发明提供的星载点波束天线对地指向精度评估系统，包含以下模块：

输入预处理模块：对卫星遥测数据进行处理，获得时间码一致数据；

坐标转换矩阵计算模块；对时间码一致数据进行处理，获得坐标转换矩阵；

理论指向计算模块：根据时间码一致数据与坐标转换矩阵，得到天线对地的理论指向；

实际指向计算模块：根据时间码一致数据与坐标转换矩阵，得到天线对地的实际指向；

指向精度评估模块：根据天线对地的理论指向与天线对地的实际指向，计算得到指向误差。

优选地，所述卫星遥感数据包含以下任一个或任多个内容：

--轨道信息：实时遥测的轨道平根数，包含：半长轴平根数a、偏心率平根数e、轨道倾角平根数i、升交点赤经平根数Ω、近地点幅角平根数ω、平近点角平根数M；

--姿态信息：卫星本体在轨道系中的姿态，包含：滚动角

俯仰角θ、偏航角ψ；

--天线转角信息，包含：天线X轴转角α与天线Y轴转角β。

优选地，所述输入预处理模块包含以下模块：

无效数据剔除模块：剔除卫星遥测数据中的无效数据，获得有效数据；所述无效数据包含遥测不可用信息、指向非到位信息以及重复冗余信息；

时间一致模块：将有效信息中的轨道信息、姿态信息、天线转角信息所分别对应遥测时间匹配同一，获得时间码一致数据。

优选地，所述时间一致模块中，以天线转角信息对应时间为基准，对轨道信息做遥测周期内轨道递推处理，对姿态信息做遥测周期内插值处理，将轨道信息对应时间和姿态信息时间匹配到天线转角信息对应时间基准上。

优选地，坐标转换矩阵包含以下任一个或任多个内容：

--地心惯性系到地心地固系转换矩阵R_EΙ；

--地心惯性系到轨道系转换矩阵R_OI；

--轨道系到本体系转换矩阵R_BO；

--地心惯性系到本体系转换矩阵R_BI；

其中：下标E对应地心地固系S_E(O_EX_EY_EZ_E)，下标I对应地心惯性系S_I(O_IX_IY_IZ_I)，下标O对应轨道系S_O(O_OX_OY_OZ_O)，下标B对应本体系S_B(O_BX_BY_BZ_B)。

优选地，R_EΙ根据岁差与章动计算获得；

R_BO根据以下公式计算获得：

R_OI根据以下公式计算获得：R_OI＝L_Z(π/2)·L_Y(-π/2)·L_Z(u)·L_X(i)·L_Z(Ω)；

R_BI根据以下公式计算获得：R_BI＝R_BO·R_OI；

式中：L_m(n)代表绕m轴转动n角度的转换矩阵，其中：m轴为转动前坐标系对应的X轴、Y轴或Z轴；n为θ、

ψ、π/2、-π/2、u、i或Ω；

u为纬度幅角，u＝ω+f，f为真近点角。

优选地，所述理论指向计算模块包含以下模块：

卫星对地地心地固系分量计算模块：根据以下公式计算卫星指向地面站的矢量在地心地固系下的分量p_E：

s_O＝[0 0 -r]^T

p_E＝g_E-s_E

式中：s_O为地心指向卫星的矢量在轨道系下的分量；

r为中间变量；

s_E为地心指向卫星的矢量在地心地固系下的分量；

g_E为地面站在地心地固系下的坐标；

卫星对地本体系分量计算模块：根据以下公式计算卫星指向地面站的矢量在本体系下的分量p_B：

p_B＝R_BI·R_IE·p_E

将p_B作为天线对地的理论指向。

优选地，实际指向计算模块中，根据如下公式计算天线指向在本体系下的分量a：

式中：L_X(-α)为绕天线X轴转动-α角度的转换矩阵；L_Y(-β)为绕天线Y轴转动-β角度的转换矩阵；D为电轴偏差矩阵；D31、D32、D33均为天线电轴偏差矩阵；

将a作为天线对地的实际指向。

优选地，指向精度评估模块中，根据如下公式计算指向误差e_P：

式中：|| ||为求取矢量模运算。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明提供了一种可根据卫星地面测试设备采集的卫星遥测的轨道信息、姿态信息、点波束天线指向转动角度信息而评估天线指向精度的模型，适用于地面测试中卫星的点波束天线指向精度评估。

2、由于本发明在数据预处理模块中对不同时间码数据进行了多方数据的时间码匹配，亦适用于不同时间码遥测信息下的天线指向精度评估。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1是本发明星载点波束天线对地指向精度评估系统结构示意图；

图2是实施例下经过输入预处理模块计算后某型卫星的遥测姿态数据；

图3是实施例下经过输入预处理模块计算后某型卫星的遥测天线指向角度信息；

图4是实施例下某型卫星天线理论指向；

图5是实施例下天线驱动机构安装示意图；

图6是实施例下某型卫星天线实际指向；

图7是本发明的评估天线指向偏差的夹角示意图；

图8是实施例下某型卫星天线指向误差计算结果。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

本发明提供的星载点波束天线对地指向精度评估系统，其特征在于，包含以下模块：输入预处理模块：对卫星遥测数据进行处理，获得时间码一致数据；坐标转换矩阵计算模块；对时间码一致数据进行处理，获得坐标转换矩阵；理论指向计算模块：根据时间码一致数据与坐标转换矩阵，得到天线对地的理论指向；实际指向计算模块：根据时间码一致数据与坐标转换矩阵，得到天线对地的实际指向；指向精度评估模块：根据天线对地的理论指向与天线对地的实际指向，计算得到指向误差。

所述卫星遥感数据包含以下任一个或任多个内容：轨道信息：实时遥测的轨道平根数，包含：半长轴平根数a、偏心率平根数e、轨道倾角平根数i、升交点赤经平根数Ω、近地点幅角平根数ω、平近点角平根数M；姿态信息：卫星本体在轨道系中的姿态，包含：滚动角

俯仰角θ、偏航角ψ；天线转角信息，包含：天线X轴转角α与天线Y轴转角β。

所述输入预处理模块包含以下模块：无效数据剔除模块：剔除卫星遥测数据中的无效数据，获得有效数据；所述无效数据包含遥测不可用信息、指向非到位信息以及重复冗余信息；时间一致模块：将有效信息中的轨道信息、姿态信息、天线转角信息所分别对应遥测时间匹配同一，获得时间码一致数据。所述时间一致模块中，以天线转角信息对应时间为基准，对轨道信息做遥测周期内轨道递推处理，对姿态信息做遥测周期内插值处理，将轨道信息对应时间和姿态信息时间匹配到天线转角信息对应时间基准上。

坐标转换矩阵包含以下任一个或任多个内容：地心惯性系到地心地固系转换矩阵R_EΙ；地心惯性系到轨道系转换矩阵R_OI；轨道系到本体系转换矩阵R_BO；地心惯性系到本体系转换矩阵R_BI。其中：下标E对应地心地固系S_E(O_EX_EY_EZ_E)，下标I对应地心惯性系S_I(O_IX_IY_IZ_I)，下标O对应轨道系S_O(O_OX_OY_OZ_O)，下标B对应本体系S_B(O_BX_BY_BZ_B)。

R_EΙ根据岁差与章动计算获得；R_BO根据以下公式计算获得：

R_OI根据以下公式计算获得：R_OI＝L_Z(π/2)·L_Y(-π/2)·L_Z(u)·L_X(i)·L_Z(Ω)；R_BI根据以下公式计算获得：R_BI＝R_BO·R_OI。式中：L_m(n)代表绕m轴转动n角度的转换矩阵，其中：m轴为转动前坐标系对应的X轴、Y轴或Z轴；n为θ、

ψ、π/2、-π/2、u、i或Ω；u为纬度幅角，u＝ω+f，f为真近点角。

所述理论指向计算模块包含以下模块：卫星对地地心地固系分量计算模块：根据以下公式计算卫星指向地面站的矢量在地心地固系下的分量p_E：

s_O＝[0 0 -r]^T

p_E＝g_E-s_E

式中：s_O为地心指向卫星的矢量在轨道系下的分量；r为中间变量；s_E为地心指向卫星的矢量在地心地固系下的分量；g_E为地面站在地心地固系下的坐标。

卫星对地本体系分量计算模块：根据以下公式计算卫星指向地面站的矢量在本体系下的分量p_B：

p_B＝R_BI·R_IE·p_E

将p_B作为天线对地的理论指向。

实际指向计算模块中，根据如下公式计算天线指向在本体系下的分量a：

式中：L_X(-α)为绕天线X轴转动-α角度的转换矩阵；L_Y(-β)为绕天线Y轴转动-β角度的转换矩阵；D为电轴偏差矩阵；D31、D32、D33均为天线电轴偏差矩阵；将a作为天线对地的实际指向。

指向精度评估模块中，根据如下公式计算指向误差e_P：

式中：|| ||为求取矢量模运算。

优选实施方式：

某型卫星地面测试过程中一天内相关遥测数据已知。数传天线指向角度由数管计算机进行计算，通过某型号总线发送至数传天线驱动控制器完成控制。数管计算机进行数传天线角度计算考虑的因素包括整星的姿态、轨道、地面站位置、天线安装矩阵、天线反射面电轴偏差等因素，现利用本发明模型评估数传天线的指向情况。

如图1所示，本发明一较佳实施例的星载点波束天线对地指向精度评估系统包括如下模块：输入预处理模块(记为模块1)；坐标转换矩阵计算模块(记为模块2)；理论指向计算模块(记为模块3)；实际指向计算模块(记为模块4)；指向精度评估模块(记为模块5)；

1)利用模块1对某型卫星地面遥测数据进行预处理；

利用模块1对整个模型的输入数据进行预处理，某型卫星遥测轨道信息包括轨道平根六根数：a,e,i,Ω,ω,M以及当前轨道历元时间；卫星姿态信息包括卫星轨道系滚动、俯仰、偏航绝对姿态以及姿态时间码；某型卫星遥测点波束天线转动角度信息包括天线X轴、Y轴转动角度及天线角度时间码。将该型卫星遥测数据作为模块1输入。

首先利用模块1对输入无效数据进行剔除，剔除遥测不可用信息、指向非到位信息及重复冗余信息，得到有效数据后，在输入预处理模块中，将轨道、姿态、天线转角三者的遥测时间匹配统一。具体实施方法为：以数传时间为基准，将轨道数据做遥测周期内轨道递推处理，姿态数据做遥测周期内插值处理，经过轨道递推和姿态插值后，存在连续的轨道和姿态数据。此时以天线时间为基准，将轨道时间和姿态时间匹配到天线时间基准上，保证三方数据时间点相同。该模块输出某型卫星时间码一致的有效数据。

该实施例某型卫星计算一天遥测，第一有效轨道平根数如下表所示。对数据进行预处理后，遥测一天的姿态数据如图2所示，其中该型卫星存在一定角度的偏航导引故偏航姿态最大为4°。对数据进行预处理后，遥测一天的天线指向信息数据如图3所示。

轨道初始遥测量(平根数)	轨道参数数值
		半长轴(km)	7.08480418e+03
偏心率	0.0011
		轨道倾角(rad)	1.7139
升交点赤经(rad)	0.6148
		近地点幅角(rad)	1.0044
平近点角(rad)	5.2116

2)利用模块2计算某型卫星点波束天线对地指向精度的地面测试评估过程中需要的坐标转换矩阵；

将模块1的输出输入到模块2中，计算相关坐标系之间的转换矩阵。该实施例某型卫星涉及到的坐标系有：地心地固系S_E(O_EX_EY_EZ_E)，地心惯性系S_I(O_IX_IY_IZ_I)，轨道系S_O(O_OX_OY_OZ_O)，本体系S_B(O_BX_BY_BZ_B)。

地心惯性系到地心地固系的转换矩阵为R_EΙ利用岁差章动原理计算。UTC时间采用2017年1月1日闰秒后的计时。

轨道系到本体系的转换矩阵为R_BO，若姿态转序为3-1-2转序，则：

其中，L_Y(θ)为绕Y轴转动θ角度的转换矩阵，以此类推。

地心惯性系到轨道系转换矩阵为R_OI，只与升交点赤经Ω，轨道倾角i，纬度幅角u相联系，即：

R_OI＝L_Z(π/2)·L_Y(-π/2)·L_Z(u)·L_X(i)·L_Z(Ω)

其中，其中，L_Z(u)为绕^z轴转动u角度的转换矩阵，以此类推…，纬度幅角＝近地点幅角+真近点角，即u＝ω+f，真近点角f通过平近点角转偏近点角来计算。

地心惯性系到本体系转换矩阵R_BI：

R_BI＝R_BO·R_OI

3)利用模块3计算某型卫星点波束天线对地指向的理论指向；

将输入预处理模块和坐标转换矩阵模块的输出输入到模块3，计算地面站在地心地固系下的坐标分量减去地心指向卫星的矢量在地心地固系下的分量，再进行坐标转换，得到卫星指向地面站矢量在本体系下分量，作为理论指向并输出；

地面站在地心地固系下坐标g_E由当前作业回放地面站站号及查表给出，地心指向卫星的矢量在轨道系下的分量为s_O＝[00-r]^T,其中：

则地心指向卫星的矢量在地心地固系下的分量即卫星在地心地固系下的坐标s_E：

卫星指向地面站的矢量p_E：

p_E＝g_E-s_E

将矢量p_E转到本体系，则卫星指向地面站的矢量在本体系下的分量p_B有如下表示：

p_B＝R_BI·R_IE·p_E

某型卫星的一天内天线理论指向如图4所示。

4)利用模块4计算某型卫星点波束天线对地指向的实际指向；

将输入预处理模块和坐标转换矩阵模块的输出输入到模块4中，计算电轴偏差矩阵修正卫星遥测天线转角，得到天线电轴在空间中的实际方向矢量在本体系下分量，作为天线的实际指向并输出；

在忽略安装小量误差时，天线安装坐标系与卫星本体系重合，根据天线安装坐标系与本体系的关系以及天线指向坐标系与电磁波坐标系的关系如图5所示，天线指向在本体系下的分量a，由卫星遥测天线转角并经过电轴偏差矩阵修正而得：

其中：

D31、D32、D33为天线电轴偏差矩阵。某型卫星的一天内天线实际指向如图6所示。

5)利用模块5计算评估某型卫星点波束天线对地指向精度；

将理论指向计算模块和实际指向计算模块的输出输入到模块5中，计算点乘天线理论指向与天线实际指向并除以两指向矢量模的积，并求其反余弦值，得到卫星指向地面站的理论指向矢量与天线电轴实际指向矢量之间的夹角，作为精度评估模块的结果，进而评估天线指向精度。指向精度评估模块的输出夹角示意图如图7所示，则指向误差e_P：

该实施例某型卫星的天线指向误差计算评估结果如图8所示。

本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (3)

1.一种星载点波束天线对地指向精度评估系统，其特征在于，包含以下模块：

输入预处理模块：对卫星遥测数据进行处理，获得时间码一致数据；

坐标转换矩阵计算模块；对时间码一致数据进行处理，获得坐标转换矩阵；

理论指向计算模块：根据时间码一致数据与坐标转换矩阵，得到天线对地的理论指向；

实际指向计算模块：根据时间码一致数据与坐标转换矩阵，得到天线对地的实际指向；

指向精度评估模块：根据天线对地的理论指向与天线对地的实际指向，计算得到指向误差；

所述卫星遥测数据包含以下任一个或任多个内容：

--轨道信息：实时遥测的轨道平根数，包含：半长轴平根数a、偏心率平根数e、轨道倾角平根数i、升交点赤经平根数Ω、近地点幅角平根数ω、平近点角平根数M；

--姿态信息：卫星本体在轨道系中的姿态，包含：滚动角

俯仰角θ、偏航角ψ；

--天线转角信息，包含：天线X轴转角α与天线Y轴转角β；

所述输入预处理模块包含以下模块：

无效数据剔除模块：剔除卫星遥测数据中的无效数据，获得有效数据；所述无效数据包含遥测不可用信息、指向非到位信息以及重复冗余信息；

时间一致模块：将有效信息中的轨道信息、姿态信息、天线转角信息所分别对应遥测时间匹配统一，获得时间码一致数据；

所述时间一致模块中，以天线转角信息对应时间为基准，对轨道信息做遥测周期内轨道递推处理，对姿态信息做遥测周期内插值处理，将轨道信息对应时间和姿态信息时间匹配到天线转角信息对应时间基准上；

坐标转换矩阵包含以下任一个或任多个内容：

--地心惯性系到地心地固系转换矩阵R_EI；

--地心惯性系到轨道系转换矩阵R_OI；

--轨道系到本体系转换矩阵R_BO；

--地心惯性系到本体系转换矩阵R_BI；

其中：下标E对应地心地固系S_E(O_EX_EY_EZ_E)，下标I对应地心惯性系S_I(O_IX_IY_IZ_I)，下标O对应轨道系S_O(O_OX_OY_OZ_O)，下标B对应本体系S_B(O_BX_BY_BZ_B)；

R_EI根据岁差与章动计算获得；

R_BO根据以下公式计算获得：

R_OI根据以下公式计算获得：R_OI＝L_Z(π/2)·L_Y(-π/2)·L_Z(u)·L_X(i)·L_Z(Ω)；

R_BI根据以下公式计算获得：R_BI＝R_BO·R_OI；

式中：L_m(n)代表绕m轴转动n角度的转换矩阵，其中：m轴为转动前坐标系对应的X轴、Y轴或Z轴；n为θ、

ψ、π/2、-π/2、u、i或Ω；

u为纬度幅角，u＝ω+f，f为真近点角；

所述理论指向计算模块包含以下模块：

卫星对地地心地固系分量计算模块：根据以下公式计算卫星指向地面站的矢量在地心地固系下的分量p_E：

s_O＝[0 0 -r]^T

p_E＝g_E-s_E

式中：s_O为地心指向卫星的矢量在轨道系下的分量；

r为中间变量；

s_E为地心指向卫星的矢量在地心地固系下的分量；

g_E为地面站在地心地固系下的坐标；

a为半长轴平根数；

e为偏心率平根数；

f为真近点角；

卫星对地本体系分量计算模块：根据以下公式计算卫星指向地面站的矢量在本体系下的分量p_B：

p_B＝R_BI·R_IE·p_E

将p_B作为天线对地的理论指向。

2.根据权利要求1所述的星载点波束天线对地指向精度评估系统，其特征在于，实际指向计算模块中，根据如下公式计算天线指向在本体系下的分量a：

式中：L_X(-α)为绕天线X轴转动-α角度的转换矩阵；L_Y(-β)为绕天线Y轴转动-β角度的转换矩阵；D为电轴偏差矩阵；D31、D32、D33均为天线电轴偏差矩阵；

将a作为天线对地的实际指向。

3.根据权利要求2所述的星载点波束天线对地指向精度评估系统，其特征在于，指向精度评估模块中，根据如下公式计算指向误差e_P：

式中：|| ||为求取矢量模运算。

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