CN113237456A - 动中通天线初始安装角测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开的一种动中通天线初始安装角测量方法，能够准确计算出动中通天线坐标系相对于载体坐标系的初始安装角度。本发明通过下述技术方案实现：惯性测量器件与安装在载体的动中通天线在同一坐标系下，惯性姿态测量器件所定义的航向边与动中通天线波束指向的方位零点方向重合，此过程可以通过制作一个工装夹具来完成；记录安装在载体表面的外加惯性姿态测量器件和载体内部高精度惯导输出的姿态数据，并以记录的六个角度数据分别建立两个方向余弦矩阵，求取两个姿态方向余弦矩阵之间的转换矩阵，并通过转换矩阵求得动中通天线坐标系相对于载体坐标系的初始安装俯仰角、横滚角和航向角，完成天线初始安装角度的测量。

Description

动中通天线初始安装角测量方法

技术领域

本发明属于卫星通信技术应用领域，具体涉及一种动中通天线初始安装角测量方法。可广泛用于车载、舰载、机载动中通天线。

背景技术

在传统的卫星通信系统中，如卫星电视转播车等，卫星通信设备安装在载体上，在载体移动过程中，通信设备并不工作，到达目的地后，控制天线装置对准卫星，然后系统开始通信工作，通常将这种系统称之为静中通卫星通信系统，即载体必须处于静止状态，卫星通信系统才能进行正常的卫星通信工作。动中通卫星通信系统弥补了静中通卫星通信系统在载体移动过程不能进行卫星通信的缺点，是一种在载体在移动行进过程中仍能保持正常通信的业务形式。动中通是由卫星自动跟踪系统和卫星通信系统两部分组成，其中卫星自动跟踪系统是用以保证卫星天线在载体运动时准确指向目标卫星。对于传统机械扫描天线，其主要设备有:(1)天线座，采用卸载和储力方式减小天线传动时的负载惯量。(2)伺服，采用位置环或速度环控制方式，使用模拟硬件提高电路响应速度，减小伺服跟踪系统的动态滞后误差。(3)数据处理，使用专用的数学解算平台，对误差信号，载体的动态信号进行处理，解算出天线的控制信号。(4)载体测量，使用捷联惯导测量组合测量出载体的变化量，使其反应在天线跟踪上。卫星自动跟踪系统的跟踪方式一般有信号极大值跟踪和程序跟踪两种：信号极大值跟踪是依靠以接收到卫星信标信号极大值方式自动对准卫星的闭环跟踪，程序跟踪是利用捷联惯导测量载体的姿态和位置变化进行的开环跟踪。这两种跟踪方式可根据实际情况同时使用或分别使用。当同时使用时，系统完成初始对星转入自动跟踪后，以信号跟踪的方式工作；与此同时，程序跟踪方式也进入工作状态，当由于遮挡或其它原因引起天线信标信号中断时，如途经隧道、桥梁等情况下，被楼宇、大树等遮挡的情况下，系统自动切换到程序跟踪方式，依据捷联惯导设备测量载体所在位置的经度、纬度、高度及载体姿态角度，然后根据天线在载体上的安装角度，通过数学平台的运算，变换为天线坐标系下的目标指向角，通过天线指向机构调整天线的方位角，俯仰角、极化角，保证载体在恢复遮挡的瞬间，迅速捕获到卫星信号，快速实现天线丢星后的重新捕获，完成重捕后，系统自动切换到信号跟踪的方式工作。

由于动中通天线的尺寸、成本等因素的限制,无法在天线坐标系安装高精度的惯导系统，同时由于安装在载体表面的天线所定义的天线坐标系和载体所定义的载体坐标系之间不重合，载体上的高精度惯导与动中通天线的安装平面之间存在安装误差，在程序跟踪方式中，要求动中通天线在载体机动的情况下实现动态对准卫星的功能，使天线与目标卫星保持正常的通信联络，这就对动中通天线与载体之间相对的初始安装角度准确测量提出了要求。

发明内容

本发明的目的是针对安装在载体表面的天线所定义的天线坐标系和载体所定义的载体坐标系之间不重合的问题，提出一种天线初始安装角度的测量方法，通过此方法能够准确计算出动中通天线坐标系相对于载体坐标系的初始安装角度，为这两个坐标系之间的转换提供准确的转换角度,保障以程序跟踪方式的动中通天线的自动跟踪。

为了实现上述目的，本发明提供一种动中通天线初始安装角测量方法，实现包括如下步骤：载体用飞机本体表示，首先，将外加的惯性姿态测量器件1安装于载体2表面，确保此惯性测量器件1与安装在载体2表面的动中通天线在同一坐标系下，即外加的惯性姿态测量器件1在载体2表面的安装平面与实际安装的动中通天线在载体2表面的安装平面为同一平面，且惯性姿态测量器件1所定义的航向边与动中通天线波束指向的方位零点方向重合，此过程可以通过制作一个工装夹具来完成；其次，记录安装在载体2表面的外加惯性姿态测量器件1输出的姿态数据，同时记录此时载体2内部高精度惯导输出的载体2姿态数据；并以记录的六个角度数据分别建立两个方向余弦矩阵M_A、M_B，求取两个姿态方向余弦矩阵之间的转换矩阵M_AB＝M_AM_B ^-1，并通过转换矩阵M_AB求得动中通天线坐标系相对于载体2坐标系的初始安装俯仰角P_m、横滚角R_m、航向角H_m，完成天线初始安装角度的测量。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

本发明针对动中通天线由于尺寸、成本等因素的限制,无法在天线坐标系下安装高精度惯导系统，同时由于安装在载体2表面的天线所定义的天线坐标系和载体2所定义的载体2坐标系之间不重合，载体2上的高精度惯导与动中通天线的安装平面之间存在安装误差时，提出一种天线初始安装角度的测量方法，确保天线以程序跟踪方式时使用载体2上的高精度惯导成为可能，降低了成本，保证了运动过程中通信链路通畅。

解决了载体2表面的天线所定义的天线坐标系和载体2所定义的载体坐标系之间不重合问题，使得初始安装角度测量方法简单、实现简便、易操作。与传统的通过光学器件来测量天线安装角度相比，本发明只需在载体表面安装上外加惯性姿态测量器件1，而不需考虑传统光学测量手段需要的载体的调平、多次角度测量等手段，操作更便捷；若载体尺寸较大，例如大型飞机等，更适合通过本发明方法进行角度测量。

本发明通过两组姿态角度数据分别建立的两个方向余弦矩阵M_A、M_B，求取两个姿态方向余弦矩阵之间的转换矩阵M_AB＝M_AM_B ^-1，通过M_AB求得动中通天线相对于载体的初始安装俯仰角P_m、横滚角R_m、航向角H_m，确保天线指向的快速稳定跟踪，保证运动中通信链路通畅，提高了动中通天线的快速捕获、重捕获能力，本方法在动态对星通信实验中获得验证，测试结果表明本方法逻辑正确，可利用最少的代码补偿载体的姿态变化，在载体摇摆幅度大、拐弯角度急、丢失卫星信号后时能够正确快速地自动对准目标卫星，为无法在天线坐标系下安装高精度惯导系统，且天线坐标系和载体所载体坐标系不重合的天线动中通的程序跟踪方式进一步推广应用寻找到新方法。

本方法还可以用于工业系统中测量两个刚性连接物体之间相对安装角度关系，为物体间相对安装角度测量提供一条新路子，新方法，具有普遍实用性。

附图说明

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

图1是本发明依据惯性姿态测量器与天线、载体的安装角度的测量示意图；

图2是本发明所涉及定义的地理坐标系、载体坐标系与天线坐标系示意图；

为了更好的理解上述发明的目的、技术方案，下面结合附图以及具体的实施方式对上述发明作进一步地详细描述。

具体实施方式

参阅图1。根据本发明，载体2用飞机本体表示，动中通天线用天线表示，首先，将外加的惯性姿态测量器件1安装于载体2表面，确保此惯性测量器件与安装在载体2表面的动中通天线在同一坐标系下，即外加的惯性姿态测量器件1在载体2表面的安装平面与实际安装的动中通天线在载体2表面的安装平面为同一平面，且惯性姿态测量器件1所定义的航向边与动中通天线波束指向的方位零点方向重合，此过程可以通过制作一个工装夹具来完成；其次，记录此时安装在载体2表面的外加惯性姿态测量器件1输出的姿态数据，同时，记录此时载体2内部高精度惯导输出的载体2姿态数据；并以记录的六个角度分别数据分别建立两个方向余弦矩阵M_A、M_B，可求取两个姿态方向余弦矩阵之间的转换矩阵M_AB＝M_AM_B ^-1，并通过转换矩阵M_AB求得动中通天线坐标系相对于载体坐标系的初始安装俯仰角P_m、横滚角R_m、航向角H_m，完成天线初始安装角度的测量。

外加惯性姿态测量器件1输出的载体姿态数据包括：测量器件俯仰角P’_b、横滚角R’_b、航向角H’_b，载体2内部高精度惯导输出的载体姿态数据包括：飞机俯仰角P_b、横滚角R_b、航向角H_b。在本实施例中，测量所得的六个角度为地理直角坐标系O_gX_gY_gZ_g依次绕其Z_g、X_g、Y_g三轴旋转到飞机载体坐标系O_bX_bY_bZ_b与惯性姿态测量器件1坐标系O’_bX’_bY’_bZ’_b所得的两组航空次序欧拉角。根据六个角度分别数据分别建立两个方向余弦矩阵M_A、M_B分别为：

上述两个方向余弦矩阵分别为地理坐标系O_gX_gY_gZ_g依次绕其Z_g、X_g、Y_g三轴旋转到载体2表面外加的惯性姿态测量器件1同时也代表动中通天线坐标系与载体2坐标系的方向余弦，可求取从载体2的姿态方向余弦到惯性姿态测量器件1的姿态的方向余弦矩阵之间的转换矩阵M_AB＝M_AM_B ^-1，根据惯性姿态测量器件1坐标系O’_bX’_bY’_bZ’_b与动中通天线坐标系O_aX_aY_aZ_a重合，通过转换矩阵M_AB求得动中通天线坐标系相对于载体坐标系的初始安装俯仰角P_m、横滚角R_m、航向角H_m，完成天线初始安装角度的测量。

参阅图2。本发明所涉及定义的坐标系定义包括：地理直角坐标系O_gX_gY_gZ_g、载体坐标系O_bX_bY_bZ_b、天线坐标系O_gX_gY_gZ_g。为了示意更清楚，画出了以地球质心为原点，X_e轴赤道平面内指向格林威治子午线，Y_e轴在赤道平面内指向东经90度方向，Z_e平行于地球自转轴指向北极方形的大地直角坐标系O_eX_eY_eZ_e。在地理坐标系O_gX_gY_gZ_g中，取载体2所在的当地地球地平面为基本平面，规定载体2所在点质心为坐标原点，X_g轴在基本平面内指向东方，Y_g轴在基本平面内指向北方，Z_g轴与基本平面垂直并指向上方。在载体坐标系O_bX_bY_bZ_b中，规定载体重心O_b为原点，沿载体2首尾线方向并指向载体2首部为纵轴Y_b，指向载体2的右侧为横轴X_b，垂直于载体2所在平面为Z_b轴，定义为载体坐标系O_bX_bY_bZ_b，坐标系构成右手螺旋坐标系。以载体坐标系O_bX_bY_bZ_b为参照，沿载体中心O_b平移至动中通天线阵面中心O_a为原点，绕其O_b、X_b、Y_b、Z_b轴旋转形成天线坐标系的Z_a、X_a、Y_a轴，其三个旋转角表现为天线坐标系相对于载体直角坐标系的安装角记为航向角、俯仰角、横滚角，也是本发明须要测量的天线初始安装角。

在本实施例中，将转换矩阵M_AB表示为如下：

最终求得天线初始安装角包括：俯仰角P_m＝arcsin(a₂₃)，横滚角R_m＝-arctan(a₁₃/a₃₃)，航向角H_m＝arctan(a₂₁/a₂₂)；

航向角H_m还应该按照取值范围进行调整，调整后的航向角度为：

a<sub>21</sub>	a<sub>22</sub>	实际安装航向角°
			≥0	＞0	H<sub>m</sub>
≤0	＞0	H<sub>m</sub>+360
			＞0	＝0	90
＜0	＝0	270
			/	＜0	H<sub>m</sub>+180

尽管已经描述和叙述了被看作本发明的实施范例，本领域技术人员将认识到，对以上描述做出众多变通修改是可能的，所以本实施例仅是用来描述一个或多个特定的实施方式。本领域技术人员将会明白，可以对其做出各种变通，而不会脱离本发明的精髓。另外，也可以做出许多修改以将特定情况适配到本发明的教义，而不会脱离在此描述的本发明中心概念。所以，本发明不受限于在此披露的特定实施例，但本发明可能还包括属于本发明范围的所有实施例及其等同物。

Claims (10)

1.一种动中通天线初始安装角测量方法，实现包括如下步骤：载体用飞机本体表示，首先，将外加的惯性姿态测量器件(1)安装于载体(2)表面，确保此惯性测量器件(1)与安装在载体(2)表面的动中通天线在同一坐标系下，即外加的惯性姿态测量器件(1)在载体(2)表面的安装平面与实际安装的动中通天线在载体(2)表面的安装平面为同一平面，且惯性姿态测量器件(1)所定义的航向边与动中通天线波束指向的方位零点方向重合，此过程可以通过制作一个工装夹具来完成；其次，记录安装在载体(2)表面的外加惯性姿态测量器件(1)和载体(2)内部高精度惯导输出的姿态数据；并以记录的六个角度数据分别建立两个方向余弦矩阵M_A、M_B，求取两个姿态方向余弦矩阵之间的转换矩阵M_AB＝M_AM_B ^-1，并通过转换矩阵M_AB求得动中通天线坐标系相对于载体(2)坐标系的初始安装俯仰角P_m、横滚角R_m、航向角H_m，完成天线初始安装角度的测量。

2.如权利要求1所述的动中通天线初始安装角测量方法，其特征在于：外加惯性姿态测量器件(1)输出的载体姿态数据包括：测量器件俯仰角P’_b、横滚角R’_b、航向角H’_b，载体(2)内部高精度惯导输出的载体姿态数据包括：飞机俯仰角P_b、横滚角R_b、航向角H_b。

3.如权利要求1所述的动中通天线初始安装角测量方法，其特征在于：测量所得的六个角度为地理直角坐标系O_gX_gY_gZ_g依次绕其Z_g、X_g、Y_g三轴旋转到飞机载体坐标系O_bX_bY_bZ_b与惯性姿态测量器件1坐标系O’_bX’_bY’_bZ’_b所得的两组航空次序欧拉角。

4.如权利要求2所述的动中通天线初始安装角测量方法，其特征在于：根据六个角度分别数据，分别建立的两个方向余弦矩阵M_A、M_B为：

上述两个方向余弦矩阵分别为地理坐标系到载体(2)表面外加的惯性姿态测量器件(1)，同时也代表动中通天线坐标系与载体2坐标系的方向余弦。

5.如权利要求1所述的动中通天线初始安装角测量方法，其特征在于：依据地理坐标系O_gX_gY_gZ_g下依次绕其、、三轴旋转的两个方向余弦矩阵，求取从载体(2)的姿态方向余弦到惯性姿态测量器件(1)的姿态的方向余弦矩阵之间的转换矩阵M_AB＝M_AM_B ^-1，根据惯性姿态测量器件(1)坐标系O’_bX’_bY’_bZ’_b与动中通天线坐标系O_aX_aY_aZ_a重合，通过转换矩阵M_AB求得动中通天线坐标系相对于载体坐标系的初始安装俯仰角P_m、横滚角R_m、航向角H_m，完成天线初始安装角度的测量。

6.如权利要求1所述的动中通天线初始安装角测量方法，其特征在于：在地理坐标系O_gX_gY_gZ_g中，取载体(2)所在的当地地球地平面为基本平面，规定载体(2)所在点质心为坐标原点，X_g轴在基本平面内指向东方，Y_g轴在基本平面内指向北方，Z_g轴与基本平面垂直并指向上方。

7.如权利要求1所述的动中通天线初始安装角测量方法，其特征在于：在载体坐标系O_bX_bY_bZ_b中，规定载体重心O_b为原点，沿载体(2)首尾线方向并指向载体(2)首部为纵轴Y_b，指向载体(2)的右侧为横轴X_b，垂直于载体(2)所在平面为Z_b轴，定义为载体坐标系O_bX_bY_bZ_b，坐标系构成右手螺旋坐标系。

8.如权利要求1所述的动中通天线初始安装角测量方法，其特征在于：以载体坐标系O_bX_bY_bZ_b为参照，沿载体中心O_b平移至动中通天线阵面中心O_a为原点，绕其O_b、X_b、Y_b、Z_b轴旋转形成天线坐标系的Z_a、X_a、Y_a轴，其三个旋转角表现为天线坐标系相对于载体直角坐标系的安装角记为航向角、俯仰角、横滚角，作为要测量的天线初始安装角。

9.如权利要求1所述的动中通天线初始安装角测量方法，其特征在于：转换矩阵M_AB表示为如下：

最终求得天线初始安装角包括：俯仰角P_m＝arcsin(a₂₃)，横滚角R_m＝-arctan(a₁₃/a₃₃)，航向角H_m＝arctan(a₂₁/a₂₂)，a表示矩阵中的元素。

10.如权利要求1所述的动中通天线初始安装角测量方法，其特征在于：航向角H_m按照取值范围进行调整，调整后的航向角度为：

a₂₁ a₂₂ 实际安装航向角° ≥0 ＞0 H_m ≤0 ＞0 H_m+360 ＞0 ＝0 90 ＜0 ＝0 270 / ＜0 H_m+180

。

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