CN111506875A - 一种基于相控阵天线的星箭角度解算软件设计方法 - Google Patents

一种基于相控阵天线的星箭角度解算软件设计方法 Download PDF

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CN111506875A CN202010314753.5A CN202010314753A CN111506875A CN 111506875 A CN111506875 A CN 111506875A CN 202010314753 A CN202010314753 A CN 202010314753A CN 111506875 A CN111506875 A CN 111506875A
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Abstract

本发明公开了一种基于相控阵天线的星箭角度解算软件设计方法，包括以下步骤：步骤S1：通过坐标转换，将地固坐标系转移到地心发惯坐标系，将地心发惯坐标系转移到箭体坐标系，再从箭体坐标系转换到天线本体坐标系；步骤S2：将火箭位置信息从发射点惯性系转换为地心发射惯性系，并计算卫星位置矢量；步骤S3：根据卫星在箭体坐标系中的位置，计算在箭体坐标系下的径向夹角、轴向夹角；步骤S4：计算在阵面坐标系下的天线方位角、俯仰角；步骤S5：根据天线波束指向方位角、俯仰角、火箭半径、工作频率、单元弧间距、单元行间距等信息计算每个天线需要补偿的距离和相位，最终得出每个天线单元理论移相码。

Description

一种基于相控阵天线的星箭角度解算软件设计方法
技术领域
本发明涉及相控阵天线领域，特别涉及一种基于相控阵天线的星箭角度解算软件设计方法。
背景技术
随着中继卫星的部署，基于中继卫星系统的天基测控技术将在航天器的飞行测控中发挥愈加重要的作用。中继用户终端安装在运载火箭上，将火箭的各种数据通过发射天线传向中继卫星。相控阵天线根据火箭的位置姿态，计算出每个T组件的移相码，从而控制天线实时指向中继卫星。相控阵天线在航天领域中具有很好的工程应用价值。
发明内容
为了克服现有技术中的不足，本发明提供一种基于相控阵天线的星箭角度解算软件设计方法，根据火箭的位置、姿态信息，计算T组件移相码，实现对相控阵天线相位的控制，从而使天线能够实时地指向中继星。
为了达到上述发明目的，解决其技术问题所采用的技术方案如下：
一种基于相控阵天线的星箭角度解算软件设计方法，包括以下步骤：
步骤S1：通过坐标转换，将地固坐标系转移到地心发惯坐标系，将地心发惯坐标系转移到箭体坐标系，再从箭体坐标系转换到天线本体坐标系；
步骤S2：将火箭位置信息从发射点惯性系转换为地心发射惯性系，并计算卫星位置矢量；
步骤S3：根据卫星在箭体坐标系中的位置，计算在箭体坐标系下的径向夹角、轴向夹角；
步骤S4：计算在阵面坐标系下的天线方位角、俯仰角；
步骤S5：根据天线波束指向方位角、俯仰角、火箭半径、工作频率、单元弧间距、单元行间距等信息计算每个天线需要补偿的距离和相位，最终得出每个天线单元理论移相码。
进一步的，步骤S1中，根据地球自转角速度、火箭飞行时间，将地固坐标系转移到地心发惯坐标系；根据火箭的俯仰角、偏航角、滚动角，将地心发惯坐标系转移到箭体坐标系；再根据安装角度，将箭体坐标系转换到天线本体坐标系：
在此，提前将接受的串口数据进行信息提取，然后进行坐标转换；
其中，地固坐标系到地心发惯坐标系转移矩阵如下：
Figure BDA0002457950320000021
其中：
Figure BDA0002457950320000022
Figure BDA0002457950320000023
其中，A0为发射方位角，B0为发射点纬度，Φ＝λ0-ωe0·t，λ0为发射点经度，ωe0为地球自转角速度，t为起飞时间；
地心发惯系到箭体转移矩阵如下：
Figure BDA0002457950320000024
Figure BDA0002457950320000025
其中，
Figure BDA0002457950320000026
为俯仰角，Ψ为偏航角，γ为滚动角；
箭体坐标系到天线坐标系转移矩阵如下：
Figure BDA0002457950320000031
其中，w为安装角度；
则
Figure BDA0002457950320000032
矢量在箭体坐标的表示为：
Figure BDA0002457950320000033
则
Figure BDA0002457950320000034
矢量在天线本体坐标的表示为：
Figure BDA0002457950320000035
进一步的，步骤S2中，将火箭位置信息从发射点惯性系转换为地心发射惯性系，并根据地面到卫星距离、等效球体半径、中继星经度等信息计算卫星位置矢量：
在此，提前将接受的串口数据进行信息提取，经过矩阵运算，分别得到火箭位置矢量和卫星位置矢量；
火箭位置矢量
Figure BDA0002457950320000036
接收的火箭姿态坐标为发射点惯性系，需转换为地心发射惯性系，转换公式为：
Figure BDA0002457950320000037
其中，Rec_x、Rec_y、Rec_z是接收的火箭姿态坐标，R0x为发射点x向地心位置，R0y为发射点y向地心位置，R0z为发射点z向地心位置；
卫星位置矢量
Figure BDA0002457950320000038
计算公式如下：
Figure BDA0002457950320000039
其中，R_S＝H_S+R，H_S为地面到卫星距离，R为等效球体半径，B0_S为中继星纬度，λ0-S为中继星经度。
进一步的，步骤S3中，根据卫星在箭体坐标系中的位置，利用反正切函数，计算在箭体坐标系下的径向夹角、轴向夹角，计算公式如下：
径向夹角α＝arctan(Zb_S1/Yb_S1)
轴向夹角
Figure BDA0002457950320000041
其中，Xb_S1、Yb-S1和Zb-S1为卫星在天线本体的坐标表示。
进一步的，步骤S4中，根据在箭体坐标系下的径向夹角、轴向夹角，利用径向、轴向夹角及安装角之间的转换关系，计算在阵面坐标系下的天线方位角、俯仰角，计算公式如下：
Figure BDA0002457950320000042
Figure BDA0002457950320000043
其中，Xtx_S1、Ytx-S1和Ztx_S1分别为卫星在箭体坐标的表示。
进一步的，步骤S5中，根据天线波束指向方位角、俯仰角、火箭半径、工作频率、单元弧间距、单元行间距等信息计算每个天线需要补偿的距离和相位，最终得出每个天线单元理论移相码：
在此，根据以上信息，计算各个天线需要补偿的距离及相位，天线单元移相码计算过程如下：
单元X坐标Ux(n)：
x＝R_r+h_r
Ux(A1)＝Ux(A2)＝Ux(A3)＝Ux(A4)...＝Ux(K1)＝Ux(K2)＝Ux(K3)＝Ux(K4)＝x
单元Y坐标Uy(n)：
Figure BDA0002457950320000051
单元Z坐标Uz(n)：
Figure BDA0002457950320000052
第n个天线需补偿距离：
xiang[n]＝Ux[n]*cos(Fang)*cos(Fu)+Uy[n]*sin(Fu)*cos(Fang)+Uz[n]*sin(Fu)
第n个天线需补偿相位(离散化)：
u[n]＝(xiang[n]/(1amda))
计算天线单元移相码：
u[n]＝fmod(u[n]，1.0)
Upolar[n]＝(int)(u[n]*256)
Upolar[n]为第n个移相码。
本发明由于采用以上技术方案，使之与现有技术相比，具有以下的优点和积极效果：
本发明针对运载火箭系统，软件用于控制相控阵天线中的T组件，根据火箭的位置、姿态信息，计算T组件移相码，实现对相控阵天线相位的控制，从而使天线能够实时地指向中继星。相控阵天线在运载火箭发射过程中能够通过无线链路实时地向中继星发送火箭的位置、姿态信息，并通过中继星转发至地面，在航天领域中具有很好的工程应用价值。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍。显而易见，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。附图中：
图1是本发明一实施例的移相码计算流程图；
图2是本发明一实施例的相控阵天线的飞行过程几何示意图；
图3是本发明一实施例的天线本体坐标系及角度定义；
图4是本发明一实施例的天线单元位置排布示意图。
具体实施方式
以下将结合本发明的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述和讨论，显然，这里所描述的仅仅是本发明的一部分实例，并不是全部的实例，基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。
如图1至图4所示，本发明提供一种基于相控阵天线的星箭角度解算软件设计方法，包括以下步骤：
步骤S1：通过坐标转换，将地固坐标系转移到地心发惯坐标系，将地心发惯坐标系转移到箭体坐标系，再从箭体坐标系转换到天线本体坐标系；
具体的，步骤S1中，根据地球自转角速度、火箭飞行时间，将地固坐标系转移到地心发惯坐标系；根据火箭的俯仰角、偏航角、滚动角，将地心发惯坐标系转移到箭体坐标系；再根据安装角度，将箭体坐标系转换到天线本体坐标系：
在此，提前将接受的串口数据进行信息提取，然后进行坐标转换；
其中，地固坐标系到地心发惯坐标系转移矩阵如下：
Figure BDA0002457950320000061
其中：
Figure BDA0002457950320000071
Figure BDA0002457950320000072
其中，A0为发射方位角，B0为发射点纬度，Φ＝λ0-ωe0·t，λ0为发射点经度，ωe0为地球自转角速度，t为起飞时间；
地心发惯系到箭体转移矩阵如下：
Figure BDA0002457950320000073
Figure BDA0002457950320000074
其中，
Figure BDA0002457950320000075
为俯仰角，Ψ为偏航角，γ为滚动角；
箭体坐标系到天线坐标系转移矩阵如下：
Figure BDA0002457950320000076
其中，w为安装角度；
则
Figure BDA0002457950320000077
矢量在箭体坐标的表示为：
Figure BDA0002457950320000078
则
Figure BDA0002457950320000079
矢量在天线本体坐标的表示为：
Figure BDA00024579503200000710
步骤S2：将火箭位置信息从发射点惯性系转换为地心发射惯性系，并计算卫星位置矢量；
具体的，步骤S2中，将火箭位置信息从发射点惯性系转换为地心发射惯性系，并根据地面到卫星距离、等效球体半径、中继星经度等信息计算卫星位置矢量：
在此，提前将接受的串口数据进行信息提取，经过矩阵运算，分别得到火箭位置矢量和卫星位置矢量；
火箭位置矢量
Figure BDA0002457950320000085
接收的火箭姿态坐标为发射点惯性系，需转换为地心发射惯性系，转换公式为：
Figure BDA0002457950320000081
其中，Rec_x、Rec_y、Rec_z是接收的火箭姿态坐标，R0x为发射点x向地心位置，R0y为发射点y向地心位置，R0z为发射点z向地心位置；
卫星位置矢量
Figure BDA0002457950320000082
计算公式如下：
Figure BDA0002457950320000083
其中，R_S＝H_S+R，H_S为地面到卫星距离，R为等效球体半径，B0_S为中继星纬度，λ0_S为中继星经度。
步骤S3：根据卫星在箭体坐标系中的位置，计算在箭体坐标系下的径向夹角、轴向夹角；
具体的，步骤S3中，根据卫星在箭体坐标系中的位置，利用反正切函数，计算在箭体坐标系下的径向夹角、轴向夹角，计算公式如下：
径向夹角α＝arctan(Zb_S1/Yb_S1)
轴向夹角
Figure BDA0002457950320000084
其中，Xb_S1、Yb_S1和Zb_S1为卫星在天线本体的坐标表示。
步骤S4：计算在阵面坐标系下的天线方位角、俯仰角；
具体的，步骤S4中，根据在箭体坐标系下的径向夹角、轴向夹角，利用径向、轴向夹角及安装角之间的转换关系，计算在阵面坐标系下的天线方位角、俯仰角，计算公式如下：
Figure BDA0002457950320000091
Figure BDA0002457950320000092
其中，Xtx_S1、Ytx_S1和Ztx_S1分别为卫星在箭体坐标的表示。
步骤S5：根据天线波束指向方位角、俯仰角、火箭半径、工作频率、单元弧间距、单元行间距等信息计算每个天线需要补偿的距离和相位，最终得出每个天线单元理论移相码。
具体的，根据以上信息，计算各个天线需要补偿的距离及相位，天线单元移相码计算过程如下：
单元X坐标Ux(n)：
x＝R_r+h_r
Ux(A1)＝Ux(A2)＝Ux(A3)＝Ux(A4)...＝Ux(K1)＝Ux(K2)＝Ux(K3)＝Ux(K4)＝x
单元Y坐标Uy(n)：
Figure BDA0002457950320000093
单元Z坐标Uz(n)：
Figure BDA0002457950320000101
第n个天线需补偿距离：
xiang[n]＝Ux[n]*cos(Fang)*cos(Fu)+Uy[n]*sin(Fu)*cos(Fang)+Uz[n]*sin(Fu)
第n个天线需补偿相位(离散化)：
u[n]＝(xiang[n]/(lamda))
计算天线单元移相码：
u[n]＝fmod(u[n]，1.0)
Upolar[n]＝(int)(u[n]*256)
Upolar[n]为第n个移相码。
综上所述，本发明主要用于控制相控阵天线中的T组件，根据火箭的位置、姿态信息，计算T组件移相码，实现对相控阵天线相位的控制，从而使天线能够实时地指向中继星。相控阵天线在运载火箭发射过程中能够通过无线链路实时地向中继星发送火箭的位置、姿态信息，并转发至地面，在航天领域中具有很好的工程应用价值。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种基于相控阵天线的星箭角度解算软件设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S1：通过坐标转换，将地固坐标系转移到地心发惯坐标系，将地心发惯坐标系转移到箭体坐标系，再从箭体坐标系转换到天线本体坐标系；
步骤S2：将火箭位置信息从发射点惯性系转换为地心发射惯性系，并计算卫星位置矢量；
步骤S3：根据卫星在箭体坐标系中的位置，计算在箭体坐标系下的径向夹角、轴向夹角；
步骤S4：计算在阵面坐标系下的天线方位角、俯仰角；
步骤S5：根据天线波束指向方位角、俯仰角、火箭半径、工作频率、单元弧间距、单元行间距等信息计算每个天线需要补偿的距离和相位，最终得出每个天线单元理论移相码。
2.根据权利要求1所述的一种基于相控阵天线的星箭角度解算软件设计方法，其特征在于，步骤S1中，根据地球自转角速度、火箭飞行时间，将地固坐标系转移到地心发惯坐标系；根据火箭的俯仰角、偏航角、滚动角，将地心发惯坐标系转移到箭体坐标系；再根据安装角度，将箭体坐标系转换到天线本体坐标系：
在此，提前将接受的串口数据进行信息提取，然后进行坐标转换；
其中，地固坐标系到地心发惯坐标系转移矩阵如下：
Figure FDA0002457950310000011
其中：
Figure FDA0002457950310000012
Figure FDA0002457950310000013
其中，A0为发射方位角，B0为发射点纬度，Φ＝λ0-ωe0·t，λ0为发射点经度，ωe0为地球自转角速度，t为起飞时间；
地心发惯系到箭体转移矩阵如下：
Figure FDA0002457950310000021
Figure FDA0002457950310000022
其中，
Figure FDA0002457950310000023
为俯仰角，Ψ为偏航角，γ为滚动角；
箭体坐标系到天线坐标系转移矩阵如下：
Figure FDA0002457950310000024
其中，w为安装角度；
则
Figure FDA0002457950310000025
矢量在箭体坐标的表示为：
Figure FDA0002457950310000026
则
Figure FDA0002457950310000027
矢量在天线本体坐标的表示为：
Figure FDA0002457950310000028
3.根据权利要求1所述的一种基于相控阵天线的星箭角度解算软件设计方法，其特征在于，步骤S2中，将火箭位置信息从发射点惯性系转换为地心发射惯性系，并根据地面到卫星距离、等效球体半径、中继星经度等信息计算卫星位置矢量：
在此，提前将接受的串口数据进行信息提取，经过矩阵运算，分别得到火箭位置矢量和卫星位置矢量；
火箭位置矢量
Figure FDA0002457950310000029
接收的火箭姿态坐标为发射点惯性系，需转换为地心发射惯性系，转换公式为：
rx Rec_x+R0x
Figure FDA0002457950310000031
rz Rec_z+R0z
其中，Rec_x、Rec_y、Rec_z是接收的火箭姿态坐标，R0x为发射点x向地心位置，R0y为发射点y向地心位置，R0z为发射点z向地心位置；
卫星位置矢量
Figure FDA0002457950310000032
计算公式如下：
Rx R_S*cos(B0_S)*cos(λ0_s)
Figure FDA0002457950310000033
Rz R_S*sin(B0_S)
其中，R_S＝H_S+R，H_S为地面到卫星距离，R为等效球体半径，B0_S为中继星纬度，λ0_S为中继星经度。
4.根据权利要求1所述的一种基于相控阵天线的星箭角度解算软件设计方法，其特征在于，步骤S3中，根据卫星在箭体坐标系中的位置，利用反正切函数，计算在箭体坐标系下的径向夹角、轴向夹角，计算公式如下：
径向夹角α＝arctan(Zb_S1/Yb_S1)
轴向夹角
Figure FDA0002457950310000034
其中，Xb_S1、Yb_S1和Zb_S1为卫星在天线本体的坐标表示。
5.根据权利要求1所述的一种基于相控阵天线的星箭角度解算软件设计方法，其特征在于，步骤S4中，根据在箭体坐标系下的径向夹角、轴向夹角，利用径向、轴向夹角及安装角之间的转换关系，计算在阵面坐标系下的天线方位角、俯仰角，计算公式如下：
Figure FDA0002457950310000035
Figure FDA0002457950310000041
其中，Xtx_S1、Ytx_S1和Ztx_S1分别为卫星在箭体坐标的表示。
6.根据权利要求1所述的一种基于相控阵天线的星箭角度解算软件设计方法，其特征在于，步骤S5中，根据天线波束指向方位角、俯仰角、火箭半径、工作频率、单元弧间距、单元行间距等信息计算每个天线需要补偿的距离和相位，最终得出每个天线单元理论移相码：
在此，根据以上信息，计算各个天线需要补偿的距离及相位，天线单元移相码计算过程如下：
单元X坐标Ux(n)：
x＝R_r+h_r
Ux(A1)＝Ux(A2)＝Ux(A3)＝Ux(A4)...＝Ux(K1)＝Ux(K2)＝Ux(K3)＝Ux(K4)＝x
单元Y坐标Uy(n)：
Figure FDA0002457950310000042
单元Z坐标Uz(n)：
Figure FDA0002457950310000043
第n个天线需补偿距离：
xiang[n]＝Ux[n]*cos(Fang)*cos(Fu)+Uy[n]*sin(Fu)*cos(Fang)+Uz[n]*sin(Fu)
第n个天线需补偿相位(离散化)：
u[n]＝(xiang[n]/(lamda))
计算天线单元移相码：
u[n]＝fmod(u[n]，1.0)
Upolar[n]＝(int)(u[n]*256)
Upolar[n]为第n个移相码。
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