CN110940310A - 弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法 - Google Patents

弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法 Download PDF

Info

Publication number
CN110940310A
CN110940310A CN201911122345.3A CN201911122345A CN110940310A CN 110940310 A CN110940310 A CN 110940310A CN 201911122345 A CN201911122345 A CN 201911122345A CN 110940310 A CN110940310 A CN 110940310A
Authority
CN
China
Prior art keywords
coordinate system
rocket
pointing
angle
phased array
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201911122345.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110940310B (zh
Inventor
李硕
刘洪涛
喻晓
时洪扬
马慧姝
王慧
杨文涛
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Research Institute of Telemetry
Aerospace Long March Launch Vehicle Technology Co Ltd
Beijing Institute of Telemetry Technology
Original Assignee
Beijing Research Institute of Telemetry
Aerospace Long March Launch Vehicle Technology Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Research Institute of Telemetry, Aerospace Long March Launch Vehicle Technology Co Ltd filed Critical Beijing Research Institute of Telemetry
Priority to CN201911122345.3A priority Critical patent/CN110940310B/zh
Publication of CN110940310A publication Critical patent/CN110940310A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110940310B publication Critical patent/CN110940310B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C1/00—Measuring angles

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)

Abstract

本发明涉及弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，属于弹箭载天基测控技术领域；步骤一、实现相控阵天线指向中继卫星；步骤二、建立大地坐标系；步骤三、建立地心直角坐标系；步骤四、将中继卫星的坐标转换至地心直角坐标系的坐标；将弹箭体的坐标转换至地心直角坐标系的坐标；步骤五、计算在地心直角坐标系下，弹箭指向中继卫星的向量
Figure DDA0002275784580000011
步骤六、计算在站心坐标系下，弹箭指向中继卫星的向量
Figure DDA0002275784580000012
步骤七、计算在弹箭体坐标系下，弹箭指向中继卫星的向量
Figure DDA0002275784580000013
步骤八、计算在天线本体坐标系下，弹箭体指向中继卫星的向量
Figure DDA0002275784580000014
计算相控阵天线指向方位角α和俯仰角β；本发明实现了弹箭对中继卫星的跟踪。

Description

弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法
技术领域
本发明属于弹箭载天基测控技术领域，涉及一种弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法。
背景技术
天基测控是一种应用中继卫星进行测控及数据传输的技术。“天基网”的设计思想从根本上解决了测控、通信的高覆盖率问题，它的建成缓解了陆、海基测控站的测控压力，可有效减少布站数量。
在国外，利用中继卫星系统支持的飞行器天基测控技术早已开始应用。90年代初，ESA(European Space Agency)签署合同，研究通过数据中继卫星将重型运载火箭高速遥测数据发送至地面的箭载系统，在EADS(European Aeronautic Defense and SpaceCompany)的支持下，由Astrium SAS公司完成，并已得到应用。在美国，中继卫星系统成功地为多家运载火箭的数十次任务提供了数据传输支持，逐渐成为其解决海上发射测控的重要手段。到2001年，基本所有运载火箭都已经得到中继卫星S波段单址返向业务的支持。
弹箭载中继测控终端服务于天基测控系统，是指安装在弹箭平台上的，通过中继卫星系统与地面测控网建链完成前返向遥测、遥控任务的无线传输设备。在弹箭与中继卫星返向链路建立过程中，弹箭载中继测控终端需要根据弹箭的位置信息和姿态信息明晰弹箭与中继卫星的矢量关系并利用坐标转换等一系列运算实时计算指向角度，控制弹箭载相控阵天线(包含在弹箭载中继用户终端中)波束指向中继卫星。由于指向角度随着弹箭位置和姿态的变化而变化，因此，需要一种弹箭载中继测控终端天线波束指向角度的计算方法。
查阅资料显示，关于中继测控终端相控阵天线波束指向角度的计算方法主要是这样实现的：首先完成基于大地坐标系转换至地心直坐标系，再转换至地心直角惯性坐标系，结合弹箭在发射惯性坐标系中的坐标，进而导出在发射惯性坐标系中弹箭中继测控终端相控阵天线指向中继卫星的向量，再逐步转换至弹箭体坐标系和天线本体坐标系，最后计算得到相控阵天线指向中继卫星的指向角α、β。
该方法存在的不足之处是：当中继卫星的坐标从地心直角惯性坐标系转换至发射惯性坐标系时，需要已知发射点在地心直角惯性坐标系的坐标和发射点的大地方位角、大地经度、大地纬度等信息；并且在计算发射惯性坐标系中弹箭指向中继卫星的向量时，需已知弹箭实时的位置信息是基于发射惯性坐标系的。只有当上述条件都满足要求时，才可以在此种计算方法下实时得到相控阵天线波束指向角度。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，实现了弹箭对中继卫星的跟踪。
本发明解决技术的方案是：
弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，包括如下步骤：
步骤一、调整弹箭载中继测控终端的相控阵天线；实现相控阵天线指向中继卫星；
步骤二、建立大地坐标系(H,λ,B)；其中，H为大地高；λ为大地经度；B为大地纬度；
步骤三、建立地心直角坐标系ORXRYRZR；
步骤四、测量得到中继卫星在大地坐标系(H,λ,B)的坐标为(H1,λ1,B1)；将中继卫星的坐标(H1,λ1,B1)转换至地心直角坐标系ORXRYRZR的坐标(XR1,YR1,ZR1)；测量得到弹箭体在在大地坐标系中的坐标为(H2,λ2,B2)；将弹箭体的坐标(H2,λ2,B2)转换至地心直角坐标系ORXRYRZR的坐标(XR2,YR2,ZR2)；
步骤五、计算在地心直角坐标系OXRYRZR下，弹箭指向中继卫星的向量
Figure BDA0002275784560000021
步骤六、建立站心坐标系OzXzXzXz；计算在站心坐标系OzXzXzXz下，弹箭指向中继卫星的向量
Figure BDA0002275784560000031
步骤七、建立弹箭体坐标系o0x0y0z0；计算在弹箭体坐标系o0x0y0z0下，弹箭指向中继卫星的向量
Figure BDA0002275784560000032
步骤八、建立天线本体坐标系oaxayaza；计算在天线本体坐标系oaxayaza下，弹箭体指向中继卫星的向量
Figure BDA0002275784560000033
计算相控阵天线指向方位角α和俯仰角β。
在上述的弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，所述步骤二中，大地坐标系OHλB的建立方法为：H为空间点到地球参考椭球的垂直距离；λ为在参考椭球赤道平面内，从起始子午面向东到空间点矢径在赤道平面内的投影的角度；B为赤道平面与过空间点的参考椭球面法线的夹角，向北为正。
在上述的弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，所述步骤三中，地心直角坐标系ORXRYRZR的建立方法为：
坐标系原点O在地心；OXR在赤道平面内指向格林威治天文台所在子午线，OZR轴垂直于赤道平面指向北极；OYR由右手定则确定。
在上述的弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，所述步骤四中，中继卫星坐标转换的计算方法为：
Figure BDA0002275784560000034
式中，N1为基准椭球体的卯酉圈半径；
Figure BDA0002275784560000035
a为地球赤道半径；
e为地球第一偏心率。
在上述的弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，所述步骤四中，弹箭体坐标转换的计算方法为：
Figure BDA0002275784560000041
式中，N2为基准椭球体的卯酉圈半径，
Figure BDA0002275784560000042
在上述的弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，所述步骤五中，向量
Figure BDA0002275784560000043
的计算方法为：
Figure BDA0002275784560000044
在上述的弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，所述步骤六中，站心坐标系OzXzXzXz的建立方法为：坐标系原点Oz为用户所在的位置点，OZXZ,OZYZ,OZZZ轴相互垂直；且OZXZ指向东向；OZY指向北向；OZZZ指向天向；
向量
Figure BDA0002275784560000045
的计算方法为：
Figure BDA0002275784560000046
式中，Rx为第一旋转矩阵；
Figure BDA0002275784560000047
Rz为第二旋转矩阵；
Figure BDA0002275784560000048
θ为地心直角坐标系ORXRYRZR的欧拉转角。
在上述的弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，所述步骤七中，弹箭体坐标系o0x0y0z0的建立方法为：坐标原点o0为弹箭体的质心；o0x0为弹箭轴线，指向弹箭的头部；ooy0在弹箭的纵向对称面内，垂直于oox0；ooz0垂直于弹箭的纵向对称面，沿发射方向，z0轴指向右方；
向量
Figure BDA0002275784560000051
的计算方法为：
Figure BDA0002275784560000052
式中，
Figure BDA0002275784560000053
为弹箭体的俯仰角；
δ为弹箭体的偏航角；
γ为弹箭体的滚动角；
Ry为第三旋转矩阵；
Figure BDA0002275784560000054
在上述的弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，所述步骤八中、天线本体坐标系oaxayaza的建立方法为：坐标原点oa在弹箭体轴上；当天线在弹箭上安装角度为0°时，oaza轴与弹箭体坐标系的oaxa轴重合，oaxa轴与弹箭体坐标系的oaya轴重合，oaya轴与弹箭体坐标系的oaza轴重合。
在上述的弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，所述向量
Figure BDA0002275784560000055
的计算方法为：
Figure BDA0002275784560000056
式中，αa为天线在弹箭体方位角方向的安装角度；
βa为天线在弹箭体俯仰角方向的安装角度；
方位角α的计算方法为：
Figure BDA0002275784560000057
式中，xa为弹箭体在天线本体坐标系oaxayaza下xa方向的坐标；
ya为弹箭体在天线本体坐标系oaxayaza下ya方向的坐标；
俯仰角β的计算方法为：
Figure BDA0002275784560000061
式中，|*|为求绝对值。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明适用于弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度的计算，首先建立弹箭-卫星空间几何模型，通过相应的坐标变换，将弹箭体坐标与中继卫星坐标转换至同一坐标系。在已知中继卫星坐标和基于大地坐标系的弹箭实时位置信息时，创新性的提出由地心直角坐标系转换至站心坐标系的概念，有效减少了运算量，接着推导出在弹箭体坐标系下弹箭指向中继卫星矢量，进而推导出相控阵天线指向中继卫星的角度，有效解决了弹箭载中继测控终端与中继卫星建立链路通信时相控阵天线波束指向角度的计算问题；
(2)本发明的相控阵天线波束指向计算方法步骤简单，操作性强，为弹箭载天基测控终端指向角度计算提供了一种新的可靠途径，为后续天基测控系统数据传输奠定了基础，一定程度上促进了我国弹箭载天基测控技术的发展；
(3)本发明的弹箭载中继测控终端作为一种新技术、新设备，在弹箭飞行过程中，需通过弹箭载中继测控终端实时计算指向角度，控制相控阵天线波束指向中继卫星，实现对中继卫星的跟踪；本发明提出的一种弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向计算方法，对弹箭载中继测终端的研制有一定的指导意义，在一定程度上推动了弹箭载天基测控技术的发展。
附图说明
图1为本发明天线波束指向角度计算流程图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
本发明提供一种弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法；首先是将中继卫星在大地坐标系中的坐标转换至地心直角坐标系，同理将实时的弹箭体在大地坐标系中的坐标转换至地心直角坐标系中的坐标，从而计算在地心直角坐标系中弹箭指向中继卫星的向量
Figure BDA0002275784560000071
然后将
Figure BDA0002275784560000072
转换至站心坐标系中相控阵天线指向中继卫星的向量
Figure BDA0002275784560000073
接着将向量
Figure BDA0002275784560000074
转换至弹箭体坐标系中天线指向中继卫星的向量
Figure BDA0002275784560000075
最后根据相控阵天线在弹箭的安装角度将向量
Figure BDA0002275784560000076
转换为在天线本体坐标系中天线指向中继卫星的向量
Figure BDA0002275784560000077
由
Figure BDA0002275784560000078
可以得出弹箭载中继测控终端相控阵天线指向中继卫星的指向角α、β。
如图1所示，弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，主要包括如下步骤：
步骤一、调整弹箭载中继测控终端的相控阵天线；实现相控阵天线指向中继卫星；弹箭按照预定轨道飞行，在空间中为相对于地球运动的目标，中继卫星工作于地球静止同步轨道，在空间中为相对于地球静止的目标。通过对弹箭飞行轨道以及中继卫星轨道信息的处理和运算，可以得到弹箭指向中继卫星的矢量；
弹箭载中继测控终端相控阵天线通过控制方位角和俯仰角实现波束定点指向中继卫星。方位角表示弹箭指向中继卫星的矢量在弹箭体横截面内的投影与在弹箭体横截面内垂直弹箭轴直线的夹角，俯仰角表示弹箭体指向中继卫星的矢量与弹箭轴向的夹角。
步骤二、建立大地坐标系(H,λ,B)；其中，H为大地高；λ为大地经度；B为大地纬度；大地坐标系(H,λ,B)的建立方法为：H为空间点到地球参考椭球的垂直距离；λ为在参考椭球赤道平面内，从起始子午面向东到空间点矢径在赤道平面内的投影的角度；B为赤道平面与过空间点的参考椭球面法线的夹角，向北为正。
步骤三、建立地心直角坐标系ORXRYRZR；地心直角坐标系ORXRYRZR的建立方法为：
坐标系原点O在地心；OXR在赤道平面内指向格林威治天文台所在子午线，OZR轴垂直于赤道平面指向北极；OYR由右手定则确定。
步骤四、测量得到中继卫星在大地坐标系(H,λ,B)的坐标为(H1,λ1,B1)；将中继卫星的坐标(H1,λ1,B1)转换至地心直角坐标系ORXRYRZR的坐标(XR1,YR1,ZR1)；测量得到弹箭体在在大地坐标系中的坐标为(H2,λ2,B2)；将弹箭体的坐标(H2,λ2,B2)转换至地心直角坐标系ORXRYRZR的坐标(XR2,YR2,ZR2)；
中继卫星坐标转换的计算方法为：
Figure BDA0002275784560000081
式中，N1为基准椭球体的卯酉圈半径；
Figure BDA0002275784560000082
a为地球赤道半径；
e为地球第一偏心率。
弹箭体坐标转换的计算方法为：
Figure BDA0002275784560000083
式中，N2为基准椭球体的卯酉圈半径，
Figure BDA0002275784560000084
步骤五、计算在地心直角坐标系OXRYRZR下，弹箭指向中继卫星的向量
Figure BDA0002275784560000085
向量
Figure BDA0002275784560000086
的计算方法为：
Figure BDA0002275784560000087
步骤六、建立站心坐标系OzXzXzXz；计算在站心坐标系OzXzXzXz下，弹箭指向中继卫星的向量
Figure BDA0002275784560000088
站心坐标系OzXzXzXz的建立方法为：坐标系原点Oz为用户所在的位置点，OZXZ,OZYZ,OZZZ轴相互垂直；且OZXZ指向东向；OZY指向北向；OZZZ指向天向；
向量
Figure BDA0002275784560000089
的计算方法为：
Figure BDA0002275784560000091
式中，Rx为第一旋转矩阵；
Figure BDA0002275784560000092
Rz为第二旋转矩阵；
Figure BDA0002275784560000093
θ为地心直角坐标系ORXRYRZR的欧拉转角。
步骤七、建立弹箭体坐标系o0x0y0z0；计算在弹箭体坐标系o0x0y0z0下，弹箭指向中继卫星的向量
Figure BDA0002275784560000094
弹箭体坐标系o0x0y0z0的建立方法为：坐标原点o0为弹箭体的质心；o0x0为弹箭轴线，指向弹箭的头部；ooy0在弹箭的纵向对称面内，垂直于oox0；ooz0垂直于弹箭的纵向对称面，沿发射方向，z0轴指向右方；
向量
Figure BDA0002275784560000095
的计算方法为：
Figure BDA0002275784560000096
式中，
Figure BDA0002275784560000097
为弹箭体的俯仰角；
δ为弹箭体的偏航角；
γ为弹箭体的滚动角；
Ry为第三旋转矩阵；
Figure BDA0002275784560000098
步骤八、建立天线本体坐标系oaxayaza；计算在天线本体坐标系oaxayaza下，弹箭体指向中继卫星的向量
Figure BDA0002275784560000099
计算相控阵天线指向方位角α和俯仰角β。天线本体坐标系oaxayaza的建立方法为：坐标原点oa在弹箭体轴上；当天线在弹箭上安装角度为0°时，oaza轴与弹箭体坐标系的oaxa轴重合，oaxa轴与弹箭体坐标系的oaya轴重合，oaya轴与弹箭体坐标系的oaza轴重合。
向量
Figure BDA0002275784560000101
的计算方法为：
Figure BDA0002275784560000102
式中，αa为天线在弹箭体方位角方向的安装角度；
βa为天线在弹箭体俯仰角方向的安装角度；
方位角α的计算方法为：
Figure BDA0002275784560000103
式中，xa为弹箭体在天线本体坐标系oaxayaza下xa方向的坐标；
ya为弹箭体在天线本体坐标系oaxayaza下ya方向的坐标；
俯仰角β的计算方法为：
Figure BDA0002275784560000104
式中，|*|为求绝对值。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (10)

1.弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤一、调整弹箭载中继测控终端的相控阵天线；实现相控阵天线指向中继卫星；
步骤二、建立大地坐标系(H,λ,B)；其中，H为大地高；λ为大地经度；B为大地纬度；
步骤三、建立地心直角坐标系ORXRYRZR；
步骤四、测量得到中继卫星在大地坐标系(H,λ,B)的坐标为(H1,λ1,B1)；将中继卫星的坐标(H1,λ1,B1)转换至地心直角坐标系ORXRYRZR的坐标(XR1,YR1,ZR1)；测量得到弹箭体在在大地坐标系中的坐标为(H2,λ2,B2)；将弹箭体的坐标(H2,λ2,B2)转换至地心直角坐标系ORXRYRZR的坐标(XR2,YR2,ZR2)；
步骤五、计算在地心直角坐标系OXRYRZR下，弹箭指向中继卫星的向量
Figure FDA0002275784550000011
步骤六、建立站心坐标系OzXzXzXz；计算在站心坐标系OzXzXzXz下，弹箭指向中继卫星的向量
Figure FDA0002275784550000012
步骤七、建立弹箭体坐标系o0x0y0z0；计算在弹箭体坐标系o0x0y0z0下，弹箭指向中继卫星的向量
Figure FDA0002275784550000013
步骤八、建立天线本体坐标系oaxayaza；计算在天线本体坐标系oaxayaza下，弹箭体指向中继卫星的向量
Figure FDA0002275784550000014
计算相控阵天线指向方位角α和俯仰角β。
2.根据权利要求1所述的弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，其特征在于：所述步骤二中，大地坐标系(H,λ,B)的建立方法为：H为空间点到地球参考椭球的垂直距离；λ为在参考椭球赤道平面内，从起始子午面向东到空间点矢径在赤道平面内的投影的角度；B为赤道平面与过空间点的参考椭球面法线的夹角，向北为正。
3.根据权利要求2所述的弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，其特征在于：所述步骤三中，地心直角坐标系ORXRYRZR的建立方法为：
坐标系原点O在地心；OXR在赤道平面内指向格林威治天文台所在子午线，OZR轴垂直于赤道平面指向北极；OYR由右手定则确定。
4.根据权利要求3所述的弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，其特征在于：所述步骤四中，中继卫星坐标转换的计算方法为：
Figure FDA0002275784550000021
式中，N1为基准椭球体的卯酉圈半径；
Figure FDA0002275784550000022
a为地球赤道半径；
e为地球第一偏心率。
5.根据权利要求4所述的弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，其特征在于：所述步骤四中，弹箭体坐标转换的计算方法为：
Figure FDA0002275784550000023
式中，N2为基准椭球体的卯酉圈半径，
Figure FDA0002275784550000024
6.根据权利要求5所述的弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，其特征在于：所述步骤五中，向量
Figure FDA0002275784550000025
的计算方法为：
Figure FDA0002275784550000026
7.根据权利要求6所述的弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，其特征在于：所述步骤六中，站心坐标系OzXzXzXz的建立方法为：坐标系原点Oz为用户所在的位置点，OZXZ,OZYZ,OZZZ轴相互垂直；且OZXZ指向东向；OZY指向北向；OZZZ指向天向；
向量
Figure FDA0002275784550000031
的计算方法为：
Figure FDA0002275784550000032
式中，Rx为第一旋转矩阵；
Figure FDA0002275784550000033
Rz为第二旋转矩阵；
Figure FDA0002275784550000034
θ为地心直角坐标系ORXRYRZR的欧拉转角。
8.根据权利要求7所述的弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，其特征在于：所述步骤七中，弹箭体坐标系o0x0y0z0的建立方法为：坐标原点o0为弹箭体的质心；o0x0为弹箭轴线，指向弹箭的头部；ooy0在弹箭的纵向对称面内，垂直于oox0；ooz0垂直于弹箭的纵向对称面，沿发射方向，z0轴指向右方；
向量
Figure FDA0002275784550000035
的计算方法为：
Figure FDA0002275784550000036
式中，
Figure FDA0002275784550000037
为弹箭体的俯仰角；
δ为弹箭体的偏航角；
γ为弹箭体的滚动角；
Ry为第三旋转矩阵；
Figure FDA0002275784550000038
9.根据权利要求8所述的弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，其特征在于：所述步骤八中、天线本体坐标系oaxayaza的建立方法为：坐标原点oa在弹箭体轴上；当天线在弹箭上安装角度为0°时，oaza轴与弹箭体坐标系的oaxa轴重合，oaxa轴与弹箭体坐标系的oaya轴重合，oaya轴与弹箭体坐标系的oaza轴重合。
10.根据权利要求9所述的弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法，其特征在于：所述向量
Figure FDA0002275784550000041
的计算方法为：
Figure FDA0002275784550000042
式中，αa为天线在弹箭体方位角方向的安装角度；
βa为天线在弹箭体俯仰角方向的安装角度；
方位角α的计算方法为：
Figure FDA0002275784550000043
式中，xa为弹箭体在天线本体坐标系oaxayaza下xa方向的坐标；
ya为弹箭体在天线本体坐标系oaxayaza下ya方向的坐标；
俯仰角β的计算方法为：
Figure FDA0002275784550000044
式中，|*|为求绝对值。
CN201911122345.3A 2019-11-15 2019-11-15 弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法 Active CN110940310B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911122345.3A CN110940310B (zh) 2019-11-15 2019-11-15 弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911122345.3A CN110940310B (zh) 2019-11-15 2019-11-15 弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110940310A true CN110940310A (zh) 2020-03-31
CN110940310B CN110940310B (zh) 2021-12-07

Family

ID=69906794

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911122345.3A Active CN110940310B (zh) 2019-11-15 2019-11-15 弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110940310B (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111998821A (zh) * 2020-07-03 2020-11-27 中国人民解放军32032部队 一种在轨维护卫星传感器指向控制角度计算方法
CN113009526A (zh) * 2021-02-23 2021-06-22 重庆两江卫星移动通信有限公司 一种低轨卫星的地面跟踪装置和方法
CN113872678A (zh) * 2021-10-19 2021-12-31 东方红卫星移动通信有限公司 一种星内终端移动性管理方法
CN114036780A (zh) * 2021-12-06 2022-02-11 航天科工火箭技术有限公司 一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法

Citations (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103363949A (zh) * 2013-07-19 2013-10-23 北京卫星制造厂 一种卫星天线混合测量分析的方法
CN103471563A (zh) * 2013-09-27 2013-12-25 重庆大学 分布式相控阵天线的子阵波束指向角度校正方法
CN103675773A (zh) * 2013-11-29 2014-03-26 西安空间无线电技术研究所 一种定标器与卫星指向对准的确定方法
CN103944622A (zh) * 2014-02-27 2014-07-23 航天东方红卫星有限公司 一种s波段相控阵中继发射天线的波束控制方法
CN105910624A (zh) * 2016-05-04 2016-08-31 湖北航天技术研究院总体设计所 一种惯组光学瞄准棱镜安装误差的标定方法
CN106767673A (zh) * 2016-11-29 2017-05-31 上海卫星工程研究所 一种卫星高精度光学敏感载荷的指向测量方法
CN107768831A (zh) * 2017-09-14 2018-03-06 中国电子科技集团公司第五十四研究所 一种相控阵天线波控算法
US20180107215A1 (en) * 2016-10-17 2018-04-19 Uber Technologies, Inc. Neural network system for autonomous vehicle control
CN108562911A (zh) * 2018-06-29 2018-09-21 北京遥测技术研究所 一种机载大光斑激光雷达植被测量系统
CN108869197A (zh) * 2018-06-27 2018-11-23 上海扩博智能技术有限公司 通过无人机进行风机高度精确测量方法及系统
CN109343004A (zh) * 2018-09-18 2019-02-15 南京理工大学 提高平面相控阵天线波束指向精度的迭代馈相计算方法
CN109631945A (zh) * 2018-12-14 2019-04-16 北京遥测技术研究所 一种遥测地面站指向标校方法
CN109827541A (zh) * 2019-03-06 2019-05-31 中国科学院光电技术研究所 一种提高协同工作的多台光电经纬仪互引导精度的方法
JP2019120659A (ja) * 2018-01-11 2019-07-22 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 レーダ装置及びレーダ方式
CN110045340A (zh) * 2019-02-28 2019-07-23 西南电子技术研究所（中国电子科技集团公司第十研究所） 平面相控阵天线中信标天线的坐标测算方法
CN110160516A (zh) * 2019-05-06 2019-08-23 航天东方红卫星有限公司 一种基于测角和测距信息的空间目标高精度在轨定位方法
US20190312347A1 (en) * 2018-04-10 2019-10-10 Apple Inc. Electronic Devices Having Antenna Array Apertures Mounted Against a Dielectric Layer
CN110426690A (zh) * 2019-07-02 2019-11-08 中国航空工业集团公司雷华电子技术研究所 一种机载气象雷达波束指向自动校准方法
CN110440797A (zh) * 2019-08-28 2019-11-12 广州小鹏汽车科技有限公司 车辆姿态估计方法及系统

Patent Citations (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103363949A (zh) * 2013-07-19 2013-10-23 北京卫星制造厂 一种卫星天线混合测量分析的方法
CN103471563A (zh) * 2013-09-27 2013-12-25 重庆大学 分布式相控阵天线的子阵波束指向角度校正方法
CN103675773A (zh) * 2013-11-29 2014-03-26 西安空间无线电技术研究所 一种定标器与卫星指向对准的确定方法
CN103944622A (zh) * 2014-02-27 2014-07-23 航天东方红卫星有限公司 一种s波段相控阵中继发射天线的波束控制方法
CN105910624A (zh) * 2016-05-04 2016-08-31 湖北航天技术研究院总体设计所 一种惯组光学瞄准棱镜安装误差的标定方法
US20180107215A1 (en) * 2016-10-17 2018-04-19 Uber Technologies, Inc. Neural network system for autonomous vehicle control
CN106767673A (zh) * 2016-11-29 2017-05-31 上海卫星工程研究所 一种卫星高精度光学敏感载荷的指向测量方法
CN107768831A (zh) * 2017-09-14 2018-03-06 中国电子科技集团公司第五十四研究所 一种相控阵天线波控算法
JP2019120659A (ja) * 2018-01-11 2019-07-22 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 レーダ装置及びレーダ方式
US20190312347A1 (en) * 2018-04-10 2019-10-10 Apple Inc. Electronic Devices Having Antenna Array Apertures Mounted Against a Dielectric Layer
CN108869197A (zh) * 2018-06-27 2018-11-23 上海扩博智能技术有限公司 通过无人机进行风机高度精确测量方法及系统
CN108562911A (zh) * 2018-06-29 2018-09-21 北京遥测技术研究所 一种机载大光斑激光雷达植被测量系统
CN109343004A (zh) * 2018-09-18 2019-02-15 南京理工大学 提高平面相控阵天线波束指向精度的迭代馈相计算方法
CN109631945A (zh) * 2018-12-14 2019-04-16 北京遥测技术研究所 一种遥测地面站指向标校方法
CN110045340A (zh) * 2019-02-28 2019-07-23 西南电子技术研究所（中国电子科技集团公司第十研究所） 平面相控阵天线中信标天线的坐标测算方法
CN109827541A (zh) * 2019-03-06 2019-05-31 中国科学院光电技术研究所 一种提高协同工作的多台光电经纬仪互引导精度的方法
CN110160516A (zh) * 2019-05-06 2019-08-23 航天东方红卫星有限公司 一种基于测角和测距信息的空间目标高精度在轨定位方法
CN110426690A (zh) * 2019-07-02 2019-11-08 中国航空工业集团公司雷华电子技术研究所 一种机载气象雷达波束指向自动校准方法
CN110440797A (zh) * 2019-08-28 2019-11-12 广州小鹏汽车科技有限公司 车辆姿态估计方法及系统

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
孟明霞等: ""航天相控阵天线技术发展综述"", 《战略研究》 *
耿虎军等: ""相控阵多目标测控系统中的坐标转换"", 《飞行器测控学报》 *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111998821A (zh) * 2020-07-03 2020-11-27 中国人民解放军32032部队 一种在轨维护卫星传感器指向控制角度计算方法
CN113009526A (zh) * 2021-02-23 2021-06-22 重庆两江卫星移动通信有限公司 一种低轨卫星的地面跟踪装置和方法
CN113872678A (zh) * 2021-10-19 2021-12-31 东方红卫星移动通信有限公司 一种星内终端移动性管理方法
CN113872678B (zh) * 2021-10-19 2024-01-30 中国星网网络应用有限公司 一种星内终端移动性管理方法
CN114036780A (zh) * 2021-12-06 2022-02-11 航天科工火箭技术有限公司 一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN110940310B (zh) 2021-12-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110940310B (zh) 弹箭载中继测控终端相控阵天线波束指向角度计算方法
CN106712827B (zh) 星载数字多波束接收天线的动态波束跟踪测试装置及方法
US10483629B1 (en) Antenna beam pointing system
CN109495160B (zh) 一种低轨通信卫星星座与信关站连通规划方法
US6929220B2 (en) High altitude platform control system
CN107298186B (zh) 一种基于激光载荷的同轨面卫星自主相对位置保持方法
CN111506875B (zh) 一种基于相控阵天线的星箭角度解算软件设计方法
US7256734B2 (en) Spot beam antenna boresight calibration using GPS receivers
US10476584B1 (en) Systems and methods for autonomous operations of ground station networks
CN109375172B (zh) 一种相控阵雷达解耦方法
CN103413006A (zh) 一种空间惯性定向姿态卫星数传天线波束的设计方法
CN111366953B (zh) 一种北斗Ka复杂相控阵天线跟踪可见报生成算法
CN114018161A (zh) 一种用于测控系统的高精度距离标校方法
CN113065243B (zh) 一种卫星星载天线布局的优化方法
CN114036780A (zh) 一种受天基测控约束的火箭姿态角设计方法
CN109413662A (zh) 一种低轨通信卫星星座与用户站连通规划方法
CN110147112B (zh) 中低轨航天器天空地二维指向机构及其跟踪方法
CN112468211A (zh) 跟踪天线在轨指向误差修正方法及天基测控通信系统
CN115336431B (zh) 箭弹载中继测控系统相控阵天线波束指向角度确定方法
CN115336429B (zh) 一种箭弹载中继测控系统相控阵天线波束指向验证方法
CN109460051B (zh) 轨道返回再入式飞行器对星通信姿态控制方法
CN115175204A (zh) 一种基于大型可旋转阵面的多星对准方法
CN116743224B (zh) 卫星自动跟踪方法、卫星跟踪系统及卫星跟踪装置
WO2023032822A1 (ja) 測位方法、月測位システム、および、測位衛星
CN116683184B (zh) 一种相对地面静止的相控阵卫星通信的波束指向设计方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant