CN111755824B9 - 一种用于小倾角geo卫星天线覆盖区补偿的天线控制方法 - Google Patents

一种用于小倾角geo卫星天线覆盖区补偿的天线控制方法 Download PDF

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CN111755824B9 CN202010455711.3A CN202010455711A CN111755824B9 CN 111755824 B9 CN111755824 B9 CN 111755824B9 CN 202010455711 A CN202010455711 A CN 202010455711A CN 111755824 B9 CN111755824 B9 CN 111755824B9
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Abstract

本发明涉及一种用于小倾角GEO卫星天线覆盖区补偿的天线控制方法，首先卫星通过在轨自主实时指向时机的计算，在无地面干预情况下，启动天线指向计算，并自主输出天线波束指向规划角，驱动天线转动机构，实现典型位置的波束指向微调，继而实现覆盖区域的调整。本发明方法针对GEO卫星小倾角引起的大天线覆盖区域变化，对用户产生一定影响的问题，发明了适用于小倾角GEO卫星大天线覆盖区补偿的天线控制方法，实现了GEO卫星在轨天线覆盖区的自主实时补偿，具有工程实现简单，通用性强的特点。

Description

一种用于小倾角GEO卫星天线覆盖区补偿的天线控制方法
技术领域
本发明涉及一种用于小倾角GEO卫星天线覆盖区补偿的天线控制方法，应 用于地球静止轨道卫星大天线由于小倾角带来的覆盖区实时变化领域。
背景技术
对于我国全球组网星包含3颗GEO轨道卫星，每颗GEO卫星天线分系统 包含一副S/L天线，通过三颗卫星定点在不同的位置，覆盖区互相补充，实现 我国国土及周边地区的覆盖。在理想情况下，S/L天线不需要转动便可实现预 期的覆盖目标，由于GEO卫星设计轨道倾角存在小倾角，S/L天线覆盖区随着 卫星星下点而变化，如要达到预期覆盖目标，需要驱动转动机构在典型位置自 适应实现天线波束的微调，进一步实现覆盖区域的调整。若直接通过给控制器 指令驱动天线转动，由于S/L天线口面巨大、转动惯量大，在天线转动时可能 会对平台姿态控制产生较大扰动，为了满足覆盖区域的要求，同时尽量减少地 面干预控制，因此提出一种用于小倾角GEO卫星天线覆盖区补偿的天线控制方 法，实现S/L天线指向时机的自主计算以及天线波束指向的规划输出。
发明内容
本发明解决的技术问题：克服现有技术的不足，提供了一种地球静止轨道 卫星在存在小倾角情况下，自适应实现覆盖区补偿的天线控制方法，通过导航 卫星常用的长期预报历书，星上自主实时预报天线微调时机。
本发明的技术解决方案是：
一种用于小倾角GEO卫星天线覆盖区补偿的天线控制方法，步骤如下：
(1)根据卫星长期预报历书实时预报指定时刻的卫星星下点纬度；
(2)将计算得到的指定时刻星下点纬度值与预设的纬度阈值进行比较，若 差值满足要求，则将该指定时刻输出，作为天线需要微调的时机；否则返回步 骤(1)继续计算下一时刻的卫星星下点纬度；
(3)计算微调时机前后两个时刻的卫星星下点纬度，并根据两个时刻的卫 星星下点纬度给出卫星运动方向，得到表征卫星星下点运动方向标识；
(4)根据计算得到的卫星运动方向标识，选取相应的微调目标角度作为天 线需要调整的目标角度；
(5)在星时到达天线微调时机时，根据星上预存的天线初始指向角度以及 步骤(4)确定的目标角度，在满足天线转动机构约束和整星姿态控制约束下规 划得到天线到达目标角度的路径，并输出一系列规划后的角度值给天线控制器；
(6)天线控制器根据规划后的角度执行指向功能，控制天线指向预设区域。
进一步的，所述步骤(1)根据卫星长期预报历书实时预报指定时刻的卫星 星下点纬度，具体为：
(1.1)计算半长轴，
Figure GDA0003192387030000021
其中，
Figure GDA0003192387030000022
是长半轴的平方根；
(1.2)计算近地点幅角变化率
Figure GDA0003192387030000023
平近点角变化率
Figure GDA0003192387030000024
Figure GDA0003192387030000025
Figure GDA0003192387030000026
其中，μ＝398600.4418×109m3s-2，Re是地球平均半径，常数J2＝0.001082636， 中间变量p＝A(1-e2)；i为参考时刻的轨道倾角；
(1.3)计算指定时刻到历书参考时刻的时间差Δt：
Δt＝t-WNa×7×24×86400-toa；
其中，t为指定时刻，WNa为历书参考时刻周计数，toa为历书参考时刻周内秒；
(1.4)计算指定时刻t的平近点角M以及近地点幅角ωt
Figure GDA0003192387030000027
Figure GDA0003192387030000028
其中，M0为参考时刻的平近点角；ω为参考时刻的近地点幅角；
(1.5)通过牛顿迭代法计算偏近点角E，E＝M+esinE；
其中，e为偏心率；
(1.6)计算真近点角的正余弦值
Figure GDA0003192387030000031
Figure GDA0003192387030000032
其中，f为真近点角；
(1.7)计算纬度幅角u，过程中利用u的正余弦值判断u所在的象限
u＝f+ωt，0≤u<2π
sinu＝sin(f+ωt)＝sinfcosωt+cosfsinωt
cosu＝cos(f+ωt)＝cosfcosωt-sinfsinωt
(1.8)计算升交点经度
Figure GDA0003192387030000033
式中，
Figure GDA0003192387030000034
Ω0为按参考时刻计算的升交点经度；
(1.9)计算指定时刻卫星星下点地理纬度
Figure GDA0003192387030000035
Figure GDA0003192387030000036
进一步的，根据所述步骤2计算得到的指定时刻纬度，以及预存的纬度阈 值比对计算，实现了天线微调时机的自主预报。
进一步的，所述步骤(3)计算微调时机前后两个时刻的卫星星下点纬度分 别为
Figure GDA0003192387030000037
并根据两个时刻的卫星星下点纬度给出卫星运动方向， 具体为：
若
Figure GDA0003192387030000038
且
Figure GDA0003192387030000039
则卫星位于北纬，向北运动；
若
Figure GDA00031923870300000310
且
Figure GDA00031923870300000311
则卫星位于北纬，向南运动；
若
Figure GDA00031923870300000312
且
Figure GDA00031923870300000313
则卫星位于南纬，向北运动；
若
Figure GDA00031923870300000314
且
Figure GDA00031923870300000315
则卫星位于南纬，向南运动。
进一步的，表征卫星星下点运动方向的标识，具体为：
00：星下点位于北纬越过纬度阈值向北运动标识；
01：星下点位于北纬越过纬度阈值向南运动标识；
10：星下点位于南纬越过纬度阈值向南运动标识；
11：星下点位于南纬越过纬度阈值向北运动标识。
进一步的，所述步骤(4)根据计算得到的卫星运动方向标识，选取相应的 微调目标角度作为天线需要调整的目标角度，具体通过下表进行：
参数 定义
δ 纬度阈值
β<sub>NN</sub><sup>+</sup> 星下点位于北纬越过纬度阈值向北运动微调角度——中心角
α<sub>NN</sub><sup>+</sup> 星下点位于北纬越过纬度阈值向北运动微调角度——方位角
β<sub>NS</sub><sup>+</sup> 星下点位于北纬越过纬度阈值向南运动微调角度——中心角
α<sub>NS</sub><sup>+</sup> 星下点位于北纬越过纬度阈值向南运动微调角度——方位角
β<sub>SS</sub><sup>+</sup> 星下点位于南纬越过纬度阈值向南运动微调角度——中心角
α<sub>SS</sub><sup>+</sup> 星下点位于南纬越过纬度阈值向南运动微调角度——方位角
β<sub>SN</sub><sup>+</sup> 星下点位于南纬越过纬度阈值向北运动微调角度——中心角
α<sub>SN</sub><sup>+</sup> 星下点位于南纬越过纬度阈值向北运动微调角度——方位角
进一步的，天线转动机构约束即天线转动机构最大转动速度、转动幅值不 能超过天线转动机构的能力，规划过程中由某一起点指向规划角度过程中不能 超过转动机构的最大转速约束以及转动幅值。
进一步的，整星姿态控制约束即按照整星姿态控制精度、姿态控制能力以 及姿态控制稳定性要求，规划输出的角度由控制器执行过程中，对整星的姿态 扰动不能超过指定的数值。
进一步的，满足约束条件下，选择最短路径作为天线到达目标角度的规划 路径。
进一步的，所述纬度阈值和微调目标角度可在轨修改。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)针对工程中地球静止轨道卫星小倾角轨道引起的天线覆盖区实时变化 问题，本方法给出了针对该类卫星大天线的自适应覆盖区调整的天线控制方法， 综合考虑了卫星星下点轨迹特性，大天线转动对整星的扰动等因素，设计了一 种自适应实现覆盖区补偿的天线控制方法。
(2)本发明方法利用卫星长期预报历书实时计算预示卫星星下点纬度，提 前将需要指向微调的时机进行预报，脱离地面干预，工程实现容易且满足用户 需求；
(3)本发明方法综合考虑天线指向实施对整星姿态的扰动，采取指向角规 划方式，满足整星姿态的要求；
(4)本发明的天线控制方法适用于小倾角地球静止轨道卫星的覆盖区域调 整，具有通用性。
(5)本发明通过卫星长期预报历书参数在轨实时预报卫星星下点纬度及运 动方向，实现了星上指向时机的自主计算；
(6)本发明规划过程考虑整星姿态控制约束、整星安全性要求，对天线控 制角速度、角加速度进行约束，符合工程实际；输出规划角度采用最短路径进 行优化，最大的延长了天线转动机构的寿命。
附图说明
图1为本发明实施例微调的四个典型位置示意图；
图2为本发明天线指向定义示意图。
具体实施方式
本发明根据地球静止轨道卫星存在小倾角情况时，星下点轨迹的运行特征 以及天线覆盖区域的变化特性，明确了长期预报历书作为星上自主计算的输入。
本发明自适应实现覆盖区补偿的天线控制方法包括如下特点：
(1)在地面不干预情况下，星上通过长期预报历书参数实时预报星下点纬 度，通过星下点纬度实时预报值与星上预设的纬度阈值进行比较，进而判断天 线是否需要微调，得到天线需要微调的时机；
(2)根据计算得到的微调时机前后的卫星星下点纬度给出卫星运动方向， 并得到表征卫星星下点运动方向标识；
(3)根据计算得到的卫星运动方向标识选择星上预存的参数(微调目标角 度)，得到相应的微调目标角度作为天线需要调整的目标角度。
(4)明确了天线规划初始指向角，以及微调目标角度为天线自适应调整的 起点和终点，在星时到达天线微调时机时，天线控制器根据星上预存的天线初 始指向角度，得到的目标角度，在满足整星姿态控制、整星安全要求约束下规 划得到天线到达目标角度的路径，并输出一系列规划后的角度值给天线控制器。
本发明设计天线的指向控制，需要明确天线指向的具体定义，对本发明中 使用到的坐标系及指向角定义如下：
卫星机械坐标系
机械坐标系O-XYZ定义，不同的卫星定义不同，本方法给出较为常见的一 种定义：
坐标系原点O：位于星箭机械分离面内，与星箭对接接头上的星箭安装孔 中心形成的圆心重合。
X轴：卫星的滚动轴；正方向指向+X面板法向。
Z轴：卫星的偏航轴；在轨理论姿态条件下，指向地心；垂直于星箭分离 面，正方向指向对地板法向。
Y轴：卫星的俯仰轴；与Z轴、X轴共同构成右手螺旋，正方向指向+Y 面板法向。
部装完成后，在精密转台上测定星体机械坐标系。
卫星质心坐标系
卫星质心坐标系Oc-XcYcZc定义如下：
Oc：为卫星的质心；
OcXc：过原点Oc，正方向与卫星OX轴的正方向一致；
OcYc：过原点Oc，正方向与OY轴的正方向一致；
OcZc：过原点Oc，正方向与OZ轴的正方向一致。
卫星天线的指向角该坐标系内进行表述。
卫星质心坐标系中天线指向方位角和中心角α,β，见图2
本发明的输入有：
长期预报历书参数，表征卫星轨道，由地面注入，星上用于天线指向时机 的自主计算，格式见表1；天线微调角度参数(见表2；天线规划初始指向参数 (见表3)
表1长期预报历书参数
Figure GDA0003192387030000071
表2天线微调目标角度
Figure GDA0003192387030000072
表3S/L天线规划初始指向
Figure GDA0003192387030000073
Figure GDA0003192387030000081
本发明实施例的天线控制方法如下：
(1)根据卫星长期预报历书实时预报指定时刻的卫星星下点纬度；
输入：北斗时WNa周，toa时刻的卫星轨道根数
Figure GDA0003192387030000082
e，i，ω，Ω0，
Figure GDA0003192387030000083
M0, 指定时刻t
输出：t时刻(北斗时累计秒)星下点地理纬度
Figure GDA00031923870300000812
具体步骤如下：
步骤一：计算半长轴，
Figure GDA0003192387030000084
步骤二：计算
Figure GDA0003192387030000085
Figure GDA0003192387030000086
Figure GDA0003192387030000087
式中：p＝A(1-e2)
μ＝398600.4418×109m3s-2，Re是地球平均半径。J2＝0.001082636
步骤三：计算指定时刻与历书参考时刻的时间差Δt
Δt＝t-WNa×7×24×86400-toa
步骤四：计算指定时刻t的平近点角以及近地点幅角
Figure GDA0003192387030000088
Figure GDA0003192387030000089
步骤五：牛顿迭代法计算偏近点角E，E＝M+e sinE，及迭代将(M+e sinE) 赋值给等式左边的E。
步骤六：计算真近点角f的正余弦值
Figure GDA00031923870300000810
Figure GDA00031923870300000811
步骤七：计算纬度幅角u，过程中利用纬度幅角正弦余弦值判断纬度幅角 所在的象限。
u＝f+ωt，0≤u<2π
sinu＝sin(f+ωt)＝sinfcosωt+cosfsinωt
cosu＝cos(f+ωt)＝cosfcosωt-sinfsinωt
步骤八：计算升交点经度
Figure GDA0003192387030000091
式中，
Figure GDA0003192387030000092
步骤九：计算指定时刻卫星星下点地理纬度
Figure GDA0003192387030000093
(2)计算天线需要微调的时机
计算得到的指定时刻星下点纬度值与预设的纬度阈值进行比较，若差值满 足某一小值，则将该指定时刻输出，作为天线需要微调的时机；若否，则返回 第(1)步骤继续计算；
本发明根据计算得到的指定时刻纬度，以及预存的纬度阈值比对计算，实 现了天线微调时机的自主预报。
(3)计算微调时机前后两个时刻的卫星星下点纬度；
令t＝tk-1，t＝tk+1，计算输出星下点纬度预报值
Figure GDA0003192387030000094
根据两个时刻的卫星星下点纬度给出卫星运动方向，并得到表征卫星星下 点运动方向的标识。
若
Figure GDA0003192387030000095
且
Figure GDA0003192387030000096
则卫星位于北纬，向北运动；
若
Figure GDA0003192387030000097
且
Figure GDA0003192387030000098
则卫星位于北纬，向南运动；
若
Figure GDA0003192387030000099
且
Figure GDA00031923870300000910
则卫星位于南纬，向北运动；
若
Figure GDA00031923870300000911
且
Figure GDA00031923870300000912
则卫星位于南纬，向南运动；
可设置如下一组标识表征卫星星下点的运动特征。
a)00-星下点位于北纬越过纬度阈值向北运动；
b)01-星下点位于北纬越过纬度阈值向南运动标识；
c)10-星下点位于南纬越过纬度阈值向南运动标识；
d)11-星下点位于南纬越过纬度阈值向北运动标识。
(4)根据计算得到的卫星运动方向标识,根据下表选取相应的星上预存的 微调目标角度参数(根据天线设计情况，星下点轨迹典型位置对应的目标角度 已确定并预存在软件中)作为天线需要调整的目标角度；
参数 定义
δ 纬度阈值
β<sub>NN</sub><sup>+</sup> 星下点位于北纬越过纬度阈值向北运动微调角度——中心角
α<sub>NN</sub><sup>+</sup> 星下点位于北纬越过纬度阈值向北运动微调角度——方位角
β<sub>NS</sub><sup>+</sup> 星下点位于北纬越过纬度阈值向南运动微调角度——中心角
α<sub>NS</sub><sup>+</sup> 星下点位于北纬越过纬度阈值向南运动微调角度——方位角
β<sub>SS</sub><sup>+</sup> 星下点位于南纬越过纬度阈值向南运动微调角度——中心角
α<sub>SS</sub><sup>+</sup> 星下点位于南纬越过纬度阈值向南运动微调角度——方位角
β<sub>SN</sub><sup>+</sup> 星下点位于南纬越过纬度阈值向北运动微调角度——中心角
α<sub>SN</sub><sup>+</sup> 星下点位于南纬越过纬度阈值向北运动微调角度——方位角
(5)软件根据指向时机的自主计算，得到天线微调时机；并根据微调时机 对应的纬度值，星下点运动方向标识，读取相应的微调目标角度(规划终点)， 结合天线规划初始角度(规划起点)进行规划，在满足天线转动结构约束、整 星姿态控制约束下，选择最短路径规划得到天线到达目标角度的规划路径(一 系列指向角度)，并输出给天线控制器。
天线转动结构约束：天线转动机构最大转动速度、转动幅值不能超过天线 转动机构的能力，规划过程中由某一起点指向规划角度过程中不能超过转动机 构的最大转速约束以及转动幅值。
整星姿态控制约束：按照整星姿态控制精度、姿态控制能力以及姿态控制 稳定性等要求，规划输出的角度由控制器执行过程中，对整星的姿态扰动不能 超过指定的数值。
具体过程以某型号天线控制为例，如图1所示：
卫星星下点位于北纬且越过纬度阈值向北运动时，即处于图1所示①位置处， 选择“星下点位于北纬越过纬度阈值向北运动天线微调参数”作为微调目标角度 (见表5)，微调初始值为表4，规划并输出规划后的指向角给控制器；
卫星星下点位于北纬且越过纬度阈值向南运动时，即处于图1所示②位置处， 选择“星下点位于北纬越过纬度阈值向南运动天线微调参数”(见表5)作为微 调目标角度，微调初始值为表4，规划并输出规划后的指向角给控制器；
卫星星下点位于南纬且越过纬度阈值向南运动时，即处于图1所示③位置处， 选择“星下点位于南纬越过纬度阈值向南运动天线微调参数”(见表5)作为微 调目标角度，微调初始值为表4，规划并输出规划后的指向角给控制器；
卫星星下点位于南纬且越过纬度阈值向北运动时，即处于图1所示④位置处， 选择“星下点位于南纬越过纬度阈值向北运动天线微调参数”(见表5)作为微 调目标角度，微调初始值为表4，规划并输出规划后的指向角给控制器。
规划过程中的方位角和中心角约束需要考虑天线寿命、转动对卫星姿态的 扰动、整星安全等多重因素，以某GEO卫星为例，“星下点位于北纬越过纬度 阈值向北运动微调角度”(见表4零位参考值，表5微调目标角度参考值)为例 进行说明，方位角由αo调整为α+，中心角由βo调整为β+，通常约束规划过程中 的中心角处于闭区间[βo,β+]，方位角处于闭区间[αo，α+]，且对转动机构的角速度、 角加速度等进行约束，具体情况可根据不同型号任务进行具体对待。
表4天线波束零位天线指向参考值
参数 定义
β<sub>o</sub> 天线波束零位天线指向——中心角
α<sub>o</sub> 天线波束零位天线指向——方位角
表5微调目标角度
Figure GDA0003192387030000111
Figure GDA0003192387030000121
至此，通过星上计算，实时自主预报天线需要微调的时机，并通过预置参 数，星上规划输出天线指向角度给控制器，控制器继而控制天线指向目标角度， 实现小倾角地球静止轨道卫星天线覆盖区的自适应调整。
通过规划输出，实现了天线机构转动单元最大速度、角速度的限幅，满足 整星姿态控制、整星安全性的要求。
充分考虑小倾角GEO卫星星下点的运动特性，设计四个微调位置，覆盖天 线需要调整覆盖区的所有工况，已成功应用于GEO导航卫星S/L天线在轨天线 覆盖区的调整。
所需的参数均为工程实际中可获得的，具有工程可实现性。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (9)

1.一种用于小倾角GEO卫星天线覆盖区补偿的天线控制方法，其特征在于步骤如下：
(1)根据卫星长期预报历书实时预报指定时刻的卫星星下点纬度；
(2)将计算得到的指定时刻星下点纬度值与预设的纬度阈值进行比较，若差值满足要求，则将该指定时刻输出，作为天线需要微调的时机；否则返回步骤(1)继续计算下一时刻的卫星星下点纬度；
(3)计算微调时机前后两个时刻的卫星星下点纬度，并根据两个时刻的卫星星下点纬度给出卫星运动方向，得到表征卫星星下点运动方向标识；
(4)根据计算得到的卫星运动方向标识，选取相应的微调目标角度作为天线需要调整的目标角度；
(5)在星时到达天线微调时机时，根据星上预存的天线初始指向角度以及步骤(4)确定的目标角度，在满足天线转动机构约束和整星姿态控制约束下规划得到天线到达目标角度的路径，并输出一系列规划后的角度值给天线控制器；
(6)天线控制器根据规划后的角度执行指向功能，控制天线指向预设区域；
所述步骤(1)根据卫星长期预报历书实时预报指定时刻的卫星星下点纬度，具体为：
(1.1)计算半长轴，
Figure FDA0003073542290000011
其中，
Figure FDA0003073542290000012
是长半轴的平方根；
(1.2)计算近地点幅角变化率
Figure FDA0003073542290000013
平近点角变化率
Figure FDA0003073542290000014
Figure FDA0003073542290000015
Figure FDA0003073542290000016
其中，μ＝398600.4418×109m3s-2，Re是地球平均半径，常数J2＝0.001082636，中间变量p＝A(1-e2)；i为参考时刻的轨道倾角；e为偏心率；
(1.3)计算指定时刻到历书参考时刻的时间差Δt：
Δt＝t-WNa×7×24×86400-toa；
其中，t为指定时刻，WNa为历书参考时刻周计数，toa为历书参考时刻周内秒；
(1.4)计算指定时刻t的平近点角M以及近地点幅角ωt
Figure FDA0003073542290000021
Figure FDA0003073542290000022
其中，M0为参考时刻的平近点角；ω为参考时刻的近地点幅角；
(1.5)通过牛顿迭代法计算偏近点角E，E＝M+e sin E；
其中，e为偏心率；
(1.6)计算真近点角的正余弦值
Figure FDA0003073542290000023
Figure FDA0003073542290000024
其中，f为真近点角；
(1.7)计算纬度幅角u，过程中利用u的正余弦值判断u所在的象限
u＝f+ωt，0≤u<2π
sinu＝sin(f+ωt)＝sin f cosωt+cos f sinωt
cosu＝cos(f+ωt)＝cos f cosωt-sin f sinωt
(1.8)计算升交点经度
Figure FDA0003073542290000025
式中，
Figure FDA0003073542290000026
Ω0为按参考时刻计算的升交点经度；
Figure FDA0003073542290000027
为升交点赤经变化率；
(1.9)计算指定时刻卫星星下点地理纬度
Figure FDA0003073542290000028
Figure FDA0003073542290000029
2.根据权利要求1所述的一种用于小倾角GEO卫星天线覆盖区补偿的天线控制方法，其特征在于：根据所述步骤( 2) 计算得到的指定时刻纬度，以及预存的纬度阈值比对计算，实现了天线微调时机的自主预报。
3.根据权利要求1所述的一种用于小倾角GEO卫星天线覆盖区补偿的天线控制方法，其特征在于：所述步骤(3)计算微调时机前后两个时刻的卫星星下点纬度分别为
Figure FDA0003073542290000031
并根据两个时刻的卫星星下点纬度给出卫星运动方向，具体为：
若
Figure FDA0003073542290000032
且
Figure FDA0003073542290000033
则卫星位于北纬，向北运动；
若
Figure FDA0003073542290000034
且
Figure FDA0003073542290000035
则卫星位于北纬，向南运动；
若
Figure FDA0003073542290000036
且
Figure FDA0003073542290000037
则卫星位于南纬，向北运动；
若
Figure FDA0003073542290000038
且
Figure FDA0003073542290000039
则卫星位于南纬，向南运动。
4.根据权利要求3所述的一种用于小倾角GEO卫星天线覆盖区补偿的天线控制方法，其特征在于：表征卫星星下点运动方向的标识，具体为：
00：星下点位于北纬越过纬度阈值向北运动标识；
01：星下点位于北纬越过纬度阈值向南运动标识；
10：星下点位于南纬越过纬度阈值向南运动标识；
11：星下点位于南纬越过纬度阈值向北运动标识。
5.根据权利要求3所述的一种用于小倾角GEO卫星天线覆盖区补偿的天线控制方法，其特征在于：所述步骤(4)根据计算得到的卫星运动方向标识，选取相应的微调目标角度作为天线需要调整的目标角度，具体通过下表进行：
参数 定义 δ 纬度阈值 β<sub>NN</sub><sup>+</sup> 星下点位于北纬越过纬度阈值向北运动微调角度——中心角 α<sub>NN</sub><sup>+</sup> 星下点位于北纬越过纬度阈值向北运动微调角度——方位角 β<sub>NS</sub><sup>+</sup> 星下点位于北纬越过纬度阈值向南运动微调角度——中心角 α<sub>NS</sub><sup>+</sup> 星下点位于北纬越过纬度阈值向南运动微调角度——方位角 β<sub>SS</sub><sup>+</sup> 星下点位于南纬越过纬度阈值向南运动微调角度——中心角 α<sub>SS</sub><sup>+</sup> 星下点位于南纬越过纬度阈值向南运动微调角度——方位角 β<sub>SN</sub><sup>+</sup> 星下点位于南纬越过纬度阈值向北运动微调角度——中心角 α<sub>SN</sub><sup>+</sup> 星下点位于南纬越过纬度阈值向北运动微调角度——方位角
。
6.根据权利要求1所述的一种用于小倾角GEO卫星天线覆盖区补偿的天线控制方法，其特征在于：天线转动机构约束即天线转动机构最大转动速度、转动幅值不能超过天线转动机构的能力，规划过程中由某一起点指向规划角度过程中不能超过转动机构的最大转速约束以及转动幅值。
7.根据权利要求1所述的一种用于小倾角GEO卫星天线覆盖区补偿的天线控制方法，其特征在于：整星姿态控制约束即按照整星姿态控制精度、姿态控制能力以及姿态控制稳定性要求，规划输出的角度由控制器执行过程中，对整星的姿态扰动不能超过指定的数值。
8.根据权利要求1所述的一种用于小倾角GEO卫星天线覆盖区补偿的天线控制方法，其特征在于：满足约束条件下，选择最短路径作为天线到达目标角度的规划路径。
9.根据权利要求1所述的一种用于小倾角GEO卫星天线覆盖区补偿的天线控制方法，其特征在于：所述纬度阈值和微调目标角度可在轨修改。
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