CN109991635B - 一种igso卫星对地面动目标的跟踪弧段计算方法 - Google Patents

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    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/42—Determining position

Abstract

一种IGSO卫星对地面动目标的跟踪弧段计算方法，解决了传统通信任务中GEO卫星对目标跟踪能力的分析方法不能适用于IGSO卫星的卫通链路分析的缺陷，能够在满足地面仰角约束、卫星天线角约束、目标窄波束天线约束的情况下，分析IGSO卫星对地面动目标的连续跟踪能力，符合后续利用IGSO卫星进行星地通信的实际工程使用要求。

Description

一种IGSO卫星对地面动目标的跟踪弧段计算方法
技术领域
本发明涉及IGSO卫星对地面动目标的跟踪弧段计算方法，主要应用于天基通信领域。
背景技术
IGSO指的是地球倾斜同步轨道，由于其轨道周期与地球自转周期相同且具有一定倾角，在地面投影为类似8字型的闭合曲线。IGSO卫星的覆盖范围连续变化，当倾角大于一定值时，IGSO卫星可实现对两极地区的覆盖，因此较GEO卫星更有优势。目前我国在轨IGSO卫星的应用领域主要为导航，后续可以考虑为地面运动目标提供卫星通信服务。
传统的卫通任务中，由于GEO卫星本身对地静止，卫星天线指向及范围均固定，只需考虑目标运动给通信链路建立带来的影响；而利用IGSO卫星的卫通任务中，由于卫星自身相位运动给卫星天线与目标天线实现通信链路带来了重要影响。因此，需要提出一种IGSO卫星对地面动目标的跟踪弧段计算方法，解决IGSO卫星动中通的核心问题。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种IGSO卫星对地面动目标的跟踪弧段计算方法，解决了传统通信任务中GEO卫星对目标跟踪能力的分析方法不能适用于IGSO卫星卫通链路分析的缺陷，能够在满足地面仰角约束、卫星天线角约束、目标窄波束天线约束的情况下，分析IGSO卫星对地面动目标的连续跟踪能力，符合后续利用IGSO卫星进行星地通信的实际工程使用要求。
本发明的技术方案是：一种IGSO卫星对地面动目标的跟踪弧段计算方法，包括如下步骤：
(1)在指定时段内，确定时间间隔及各时刻对应的动目标位置信息；
(2)根据初始时刻的轨道参数，基于轨道动力学方程，根据与动目标位置信息一致的时间间隔，计算指定时段内每个时刻对应的卫星位置在地心惯性系中的表示；
(3)针对当下时刻，确定卫星对目标的几何可见性判别条件；
(4)判断卫星对目标是否可见，如果可见，则转入步骤(5)，否则转入步骤(7)；
(5)确定目标天线相对卫星的方位角和俯仰角；
(6)判断目标天线对卫星是否可见，如果可见，对该时刻进行记录并转入步骤(7)，否则直接转入步骤(7)；
(7)判断当下时刻是否已到达时段末端，如果未到达时段末端则递推到下一个时刻并跳回步骤(3)，否则，根据记录的时刻形成跟踪弧段结果，完成跟踪过程。
所述步骤(1)中，动目标位置为预先设计值，或实际过程中根据定位信息预报的实时位置，且目标位置在地心惯性坐标系中表示。
所述步骤(2)中的轨道参数具体包括：半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角、真近点角。
所述步骤(2)中轨道动力学方程考虑地球中心引力及J2项摄动影响。
所述步骤(3)的具体过程为：
3.1)令h为轨道高度、Re为地球半径，目标在临界仰角ε情况对应的卫星张角为
Figure BDA0002012841880000021
令卫星波束半中心角为θs，则临界张角为θc＝min(θε,θs)；
3.2)令
Figure BDA0002012841880000022
为地心到卫星的矢量，令
Figure BDA0002012841880000023
为目标到卫星的矢量，则卫星张角为
Figure BDA0002012841880000024
3.3)得到可见性判断条件为：θt≤θc且
Figure BDA0002012841880000031
其中，
Figure BDA0002012841880000032
为地心到目标的矢量。
所述步骤(5)的具体过程为：
5.1)通过坐标转换得到天线当前指向
Figure BDA0002012841880000033
在惯性坐标系中的表示；
5.2)根据目标位置和卫星位置得到目标指向卫星矢量
Figure BDA0002012841880000034
在惯性坐标系中的表示；
5.3)根据天线当前指向
Figure BDA0002012841880000035
和目标指向卫星矢量
Figure BDA0002012841880000036
计算得到将天线指向由
Figure BDA0002012841880000037
调整为
Figure BDA0002012841880000038
所需的方位角α和俯仰角β。
所述步骤(6)中判断目标天线对卫星是否可见的具体方法为：令天线方位角调整范围为[αmin,αmax]，天线俯仰角调整范围为[βmin,βmax]，结合目标当前姿态信息，判断目标天线相对卫星的方位角α和俯仰角β是否在调整范围内，若均在调整范围内则目标天线对卫星可见，否则为不可见。
本发明与现有技术相比创新之处在于：
(1)本发明方法与现有技术相比，按照步骤(2)的方法，可以通过预报获得IGSO卫星连续变化的位置信息，为通信建链提供卫星位置数据支持；
(2)本发明方法面向工程应用，按照步骤(3)和步骤(5)的方法，在考虑地面仰角约束、卫星天线角约束和目标窄波束天线约束的前提下分析IGSO卫星对目标的连续跟踪能力；
(3)本发明方法面向工程应用，适用于针对地面动目标的连续跟踪能力分析，符合后续利用IGSO卫星进行星地通信的实际工程使用要求，并可扩展应用至海面动目标。
附图说明
图1为IGSO卫星对动目标的跟踪能力分析的流程图。
具体实施方式
本发明针对现有技术的不足，提供IGSO卫星对地面动目标的跟踪弧段计算方法，适用于轨道位置实时变化的IGSO卫星，考虑了地面仰角约束、卫星天线角约束和目标窄波束天线约束，可以应用于地面运动目标，并可通过放松仰角约束直接应用于海面动目标。图1所示为本发明方法的分析流程图。
本发明方法包括如下步骤：
(1)在指定时段内，确定时间间隔及各时刻对应的动目标位置信息；
动目标位置既可以是预先设计值，也可以是实际过程中根据定位信息预报的实时位置，目标位置一般在地心惯性坐标系中表示。
(2)根据初始时刻的轨道参数，基于轨道动力学方程，根据与动目标位置信息一致的时间间隔，计算指定时段内每个时刻对应的卫星位置在地心惯性系中的表示；
轨道参数具体包括半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角、真近点角，轨道动力学方程考虑地球中心引力及J2项摄动影响。
(3)针对该时刻(流程启动时为开始时刻)，确定卫星对目标的几何可见性判别条件；
3.1令h为轨道高度、Re为地球半径，目标在临界仰角ε情况对应的卫星张角为
Figure BDA0002012841880000041
3.2令
Figure BDA0002012841880000042
为地心到卫星的矢量，令
Figure BDA0002012841880000043
为目标到卫星的矢量，则卫星张角为
Figure BDA0002012841880000044
(4)判断卫星对目标是否可见，如果可见，则转入步骤(5)，否则转入步骤(7)；
可见性判断条件为θt≤θε且
Figure BDA0002012841880000045
其中，
Figure BDA0002012841880000046
为地心到目标的矢量；若满足该判断条件，则目标对于IGSO卫星可见，否则为不可见。
(5)确定目标天线相对卫星的方位角和俯仰角；
5.1目标在运动过程中的姿态可通过测量获得，天线在目标上的安装情况已知，因此，可以通过坐标转换得到天线当前指向
Figure BDA0002012841880000047
在惯性坐标系中的表示；
5.2根据目标位置和卫星位置可以得到目标指向卫星矢量
Figure BDA0002012841880000048
在惯性坐标系中的表示；
5.3根据天线当前指向
Figure BDA0002012841880000051
和目标指向卫星矢量
Figure BDA0002012841880000052
进行分析，可以得到将天线指向由
Figure BDA0002012841880000053
调整为
Figure BDA0002012841880000054
所需的方位角α和俯仰角β。
(6)判断目标天线对卫星是否可见，如果可见，对该时刻进行记录并转入步骤(7)，否则直接转入步骤(7)；
令天线方位角调整范围为[αmin,αmax]，天线俯仰角调整范围为[βmin,βmax]，结合目标在该时刻的姿态信息，判断目标天线相对卫星的方位角α和俯仰角β是否在调整范围内，若均在调整范围内则目标天线对卫星可见，否则为不可见。
(7)判断当下时刻是否已到达时段末端，如果未到达时段末端则递推到下一个时刻并跳回步骤(3)，否则，根据记录的时刻形成跟踪弧段结果并结束程序。
本发明未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (1)

1.一种IGSO卫星对地面动目标的跟踪弧段计算方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)在指定时段内，确定时间间隔及各时刻对应的动目标位置信息；
(2)根据初始时刻的轨道参数，基于轨道动力学方程，根据与动目标位置信息一致的时间间隔，计算指定时段内每个时刻对应的卫星位置在地心惯性系中的表示；
(3)针对当下时刻，确定卫星对目标的几何可见性判别条件；
(4)判断卫星对目标是否可见，如果可见，则转入步骤(5)，否则转入步骤(7)；
(5)确定目标天线相对卫星的方位角和俯仰角；
(6)判断目标天线对卫星是否可见，如果可见，对该时刻进行记录并转入步骤(7)，否则直接转入步骤(7)；
(7)判断当下时刻是否已到达时段末端，如果未到达时段末端则递推到下一个时刻并跳回步骤(3)，否则，根据记录的时刻形成跟踪弧段结果，完成跟踪过程；
所述步骤(1)中，动目标位置为预先设计值，或实际过程中根据定位信息预报的实时位置，且目标位置在地心惯性坐标系中表示；
所述步骤(2)中的轨道参数具体包括：半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角、真近点角；
所述步骤(2)中轨道动力学方程考虑地球中心引力及J2项摄动影响；
所述步骤(3)的具体过程为：
3.1)令h为轨道高度、Re为地球半径，目标在临界仰角ε情况对应的卫星张角为
Figure FDA0002667659940000011
令卫星波束半中心角为θs，则临界张角为θc＝min(θε,θs)；
3.2)令
Figure FDA0002667659940000021
为地心到卫星的矢量，令
Figure FDA0002667659940000022
为目标到卫星的矢量，则卫星张角为
Figure FDA0002667659940000023
3.3)得到可见性判断条件为：θt≤θc且
Figure FDA0002667659940000024
其中，
Figure FDA0002667659940000025
为地心到目标的矢量；
所述步骤(5)的具体过程为：
5.1)通过坐标转换得到天线当前指向
Figure FDA0002667659940000026
在惯性坐标系中的表示；
5.2)根据目标位置和卫星位置得到目标指向卫星矢量
Figure FDA0002667659940000027
在惯性坐标系中的表示；
5.3)根据天线当前指向
Figure FDA0002667659940000028
和目标指向卫星矢量
Figure FDA0002667659940000029
计算得到将天线指向由
Figure FDA00026676599400000210
调整为
Figure FDA00026676599400000211
所需的方位角α和俯仰角β；
所述步骤(6)中判断目标天线对卫星是否可见的具体方法为：令天线方位角调整范围为[αmin,αmax]，天线俯仰角调整范围为[βmin,βmax]，结合目标当前姿态信息，判断目标天线相对卫星的方位角α和俯仰角β是否在调整范围内，若均在调整范围内则目标天线对卫星可见，否则为不可见。
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