CN113467505A - 一种航天器自动捕获跟踪方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种航天器自动捕获跟踪方法，包括计算天线跟踪航天器目标盲区范围、根据目标轨道特性判断是否存在高仰角过顶、高仰角过顶进入及退出的条件、目标捕获跟踪条件。本发明通过分析目标轨道特性、天线性能指标等因素，能够合理设置天线高仰角自动过顶的方式以及进入、退出高仰角过顶的时机，以尽可能减小天线过顶跟踪盲区、缩短目标捕获时间，提高航天测控任务的自动化水平和效益质量。

Description

一种航天器自动捕获跟踪方法
技术领域
本发明涉及一种航天器自动捕获跟踪方法，用于实现不同条件下测控天线对可见弧段内的目标航天器完成自动捕获跟踪。
背景技术
目前地面测控系统测量控制的近地轨道航天器主要有空间站组合体，以及气象卫星、资源普查卫星、侦察卫星等太阳同步轨道卫星。这类航天器轨道的特点是航天器星下点经过地球同一纬度的地方时几乎保持不变，即卫星经过某一特定位置时的太阳光照射条件相同。按太阳同步轨道卫星轨道周期约为103分钟计算，24小时内卫星绕地球飞行约14圈。由于地球自转的原因，在相邻的两天里同一航天器的星下点轨迹不断向西移动，经过一段时间后航天器星下点轨迹即能覆盖地球表面。近地轨道航天器在地面测控站点上空过顶时，与测控天线距离最近、地面天线接收到的下行信号最强，此时的遥测、外测及数传数据质量最好，因此应在航天器过顶期间使测控天线尽可能对准目标，保持下行信号不失锁。
航天测控系统地面站通常使用方位/俯仰转台型天线，与X-Y型天线相比方位/俯仰型天线具有结构简单、重量轻、跟踪精度高等优点，但在天线俯仰90°附近存在跟踪盲区。当航天器目标进入盲区时，方位/俯仰转台型天线就会因为方位速度跟不上目标方位速度而丢失目标，目标丢失的时间长短与目标最高俯仰角度、目标过顶方位速度、天线方位最大运转速度及天线波束宽度等因素有关。
现有技术中，方位/俯仰转台型天线一般采用基于理论弹道提前设置拦截点的方法完成高仰角过顶，对未正常捕获跟踪或未进入程序过顶等异常情况的应急措施还不够周全，且人工干预较多，自动化运行程度还不够高，因此提供一种能实现航天器自动捕获跟踪的方法十分必要。
发明内容
发明目的：为克服现有技术中的不足，本发明提供一种航天器自动捕获跟踪方法。
本发明的技术方案：一种航天器自动捕获跟踪方法，其特征在于，包括如下步骤：
A)根据位于地球轨道上需要跟踪的目标航天器的轨道特征参数，天线控制单元ACU推算出该目标航天器本圈次的理论弹道，得到目标航天器的进出站时间、进出站角度、方位过顶角度、方位最大速度、过顶时间和俯仰过顶角度；
B)根据所述步骤A)计算出的理论弹道，若目标航天器的方位最大速度大于天线的方位最大运转速度、当前时间早于理论弹道的过顶时间，则天线控制单元ACU判断目标航天器本圈次为高仰角过顶；
C)根据所述步骤A)计算出的理论弹道，预设当目标航天器的方位最大速度大于天线的方位最大运转速度且天线电轴中心相对目标航天器的横向脱靶量大于天线半波束宽度时，判定为目标脱靶、天线进入跟踪盲区；所述天线半波束宽度为天线主波束峰值功率点下降3dB时对应的角度范围的一半；
D)根据所述步骤A)计算出的理论弹道，天线控制单元ACU计算横向脱靶量等于天线半波束宽度时，在所有俯仰角度上横向脱靶量经正割补偿后的方位角度投影差值，同时计算天线实时方位角度和理论弹道方位角度的方位角度实际差值；将所述方位角度实际差值第一次大于所述方位角度投影差值时对应的俯仰角度预设为天线进入及退出高仰角过顶的俯仰角度，当天线运行到预设的进入高仰角过顶的俯仰角度时，自动转为基于程序引导的高仰角过顶，此时天线方住角度取捷径按方位预设速度运转直至到达退出高仰角过顶时的方位角度，同时天线的俯仰角度按理论弹道的俯仰角度随动，所述的方位预设速度应小于或等于天线设计的方位最大运转速度；
E)若天线未能按照所述步骤D)在预设的俯仰角度自动进入所述的基于程序引导的高仰角过顶，且超过进入高仰角过顶的时刻大于5秒钟，天线自动转为基于数字引导的高仰角过顶，此时天线方位俯仰角度均按数字引导的角度随动；
F)天线方位角度到达退出高仰角过顶时的方位角度后，在载波信号锁定情况下，若天线当前实际的方位和俯仰角度与数字引导的方位和俯仰角度的差值均小于0.5°，且接收的AGC电压满足天线控制单元ACU预设门限要求，则自动判断目标航天器进入天线主波束，天线自动捕获并自跟踪目标航天器，若自动捕获三次均失败，则天线转为程序引导直至目标航天器出站。
所述基于程序引导的高仰角过顶采用理论弹道角度位置信息引导天线。
所述基于数字引导的高仰角过顶采用同时跟踪目标航天器的另一测控设备提供的目标航天器实时角度位置信息引导天线。
所述的目标航天器的轨道特征参数包括：半长轴、偏心率、轨道倾角、近地点幅角、升交点赤经和真近点角。
本发明的有益效果是：
(1)本发明提出了一种航天器自动捕获跟踪方法，能实现航天器目标的轨道计算、目标主波束识别及捕获跟踪的自动化，流程清晰、可操作性强。
(2)本发明给出了方位/俯仰转台型天线跟踪盲区的计算方法，只需根据天线波束宽度、目标理论弹道，即可计算出天线的跟踪盲区，方法简便、准确度高，在航天器自动高仰角过顶方面具有实用性和推广价值。
附图说明
图1是本发明的流程图；
图2是天线跟踪目标过顶示意图；
图3是正割补偿原理图；
图4是天线跟踪盲区变化示意图；
图5是基于数引的高仰角过顶示意图；
图6是天线波束宽度示意图。
具体实施方式
下面结合附图，对本发明的实施例作进一步说明，本发明的实施方式包括但不限于以下实施例。
如图1所示，在本圈次航天器测控开始前，天线控制单元ACU(antenna controlunit，ACU)根据接收到的地球轨道航天器的轨道特征参数，如半长轴、偏心率、轨道倾角、近地点幅角、升交点赤经、真近点角等。
天线控制单元ACU计算出目标航天器的理论弹道，得到目标的进出站时间及角度、方位最大速度、过顶时间、方位俯仰过顶角度及速度等信息，其中，轨道特征参数包括半长轴、偏心率、轨道倾角、近地点幅角、升交点赤经、真近点角等。
当目标航天器处于测控天线可见范围内时，天线控制单元ACU主要通过两种方式引导天线捕获跟踪目标航天器：一种方式是基于目标航天器理论弹道的程序引导，另一种是基于其它测控设备提供的航天器实时角度位置信息的数字引导，在实际跟踪目标航天器的过程中，可以根据引导角度与实际跟踪角度的误差大小切换为误差较小的引导方式。
天线提前在目标进站角度等待，到达进站时间时，在载波信号锁定情况下，若天线当前实际角度与引导角度差值小于0.5°，且接收的AGC(自动增益控制)电压满足天线控制单元ACU预设门限要求，则自动判断目标进入天线主波束(或主瓣)，天线自动捕获航天器并自跟踪目标，若自动捕获三次均失败，则天线自动转为程序引导直至目标出站。
在航天测控领域，地面测控站通常使用方位//俯仰转台型天线捕获跟踪航天器目标，由于这类天线自身结构的特点，其在跟踪高仰角航天器时，在俯仰角度接近90°时会产生跟踪盲区，如图2所示，方位/俯仰型天线在跟踪目标经过近地点T时，方位速度如式(1)所示：
Figure BDA0003204834590000041
式(1)中，V为目标航天器的方位速度，VA为天线的方位速度，R为天线到目标的斜距，E为天线的俯仰角。
由式(1)可知，随着目标理论弹道的抬高导致天线俯仰角的增大，天线方位角速度也逐渐增加，当目标从天线天顶附近经过时，即俯仰角E≈90°时，cosE≈0，方位角速度VA趋近于无穷大，而天线方位最大运转速度远小于目标方位速度，过顶期间天线无法自跟踪目标，下行信号就会超出天线波束范围导致接收机失锁，即所谓的“跟踪盲区”。
考虑到目标的运行轨迹是以地心坐标系为基准的轨道，而天线的运行轨迹是以大地北和水平面为基准的站址坐标系的弧线，因此将目标的方位角度转换到天线的方位角度时需要进行坐标变换，即天线电轴中心相对目标的横向脱靶量通过相应仰角的正割补偿得到天线水平面上实际的方位角度，其原理如图3所示，并说明如下：
设目标相对于天线的斜距为R，天线仰角为E，目标相对天线电轴中心的水平偏移量为X，则目标横向脱靶量为
Figure BDA0003204834590000051
而天线的方位角度投影差值为
Figure BDA0003204834590000052
在X很小时有tan A1≈A1，tan A2≈A2，得到：
Figure BDA0003204834590000053
在计算天线跟踪盲区范围时，可以预设当目标航天器方位速度大于天线方位运转速度且天线电轴中心相对目标的横向脱靶量和纵向脱靶量大于如图6所示的天线波束宽度W的一半时(即天线半波束宽度为天线主波束a峰值功率点下降3dB时对应的角度范围的一半)，判定为目标脱靶、天线进入跟踪盲区。
如图4所示的高仰角过顶期间横向脱靶量与AGC变化趋势，假设天线波束宽度为1°，则当天线电轴中心与目标横向脱靶量大于0.5°时，即可认为目标进入天线的跟踪盲区，随着目标航天器的继续加速，横向脱靶量也将持续增大，假设理论弹道的方位角度即为目标航天器的方位角度，则天线实时方位角度和理论弹道方位角度的方位角度实际差值即为天线当前时刻的方位角度值减去此时理论弹道的方位角度值，该方位角度实际差值也会随着横向脱靶量的增大而增大。
在目标进入盲区后，随着横向脱靶量的增大天线接收到的AGC电压由正常的4V左右逐渐下降至接近0V，目标信号失锁，航天器遥测、外测、数传等信息均无法正常接收，因此在设置程序过顶期间的方位预设速度时，需要综合考虑过顶时长和跟踪盲区，尽量减小高仰角过顶期间信号失锁的时间。
为确定跟踪盲区范围和进出高仰角过顶的角度，天线控制单元ACU计算横向脱靶量等于0.5°时，在所有俯仰角度上横向脱靶量经正割补偿后的方位角度投影差值，同时计算天线实时方位角度和理论弹道方位角度的方位角度实际差值，将方位角度实际差值第一次大于方位角度投影差值时对应的俯仰角度预设为天线进入及退出高仰角过顶的俯仰角度。
根据天线控制单元ACU计算出的理论弹道，若理论弹道的方位最大速度大于天线设计的方位最大运转速度、当前时间早于理论弹道的过顶时间(即目标弹道处于上升阶段)，且当前俯仰角度大于预设的进入高仰角过顶俯仰角度，则天线控制单元ACU判断目标航天器本圈次为高仰角过顶。
根据天线设计的方位最大运转速度，设定基于程序引导的方位程序过顶时的方位预设速度，并结合理论弹道推算出天线进入及退出高仰角过顶的方位俯仰角度，使天线在目标航天器尚未到达最高仰角、目标航天器方位速度未超过天线方位最大转速时，提前进入高仰角过顶，从而使天线高仰角过顶时长小于目标过顶时长。
如图5所示，假设目标理论弹道的最高仰角为88°，当目标航天器横向脱靶量等于0.5°时，由式(2)可得不同俯仰角度对应的投影到水平面上的方位角度投影差值如表1所示。
表1
Figure BDA0003204834590000061
Figure BDA0003204834590000071
天线控制单元ACU通过计算发现当天线俯仰角度为81°时，方位角度投影差值约为3.2°，而此时天线实时方位角度和理论弹道方位角度的方位角度实际差值为4.4°，方位角度实际差值第一次大于方位角度投影差值，因此天线控制单元ACU将进入及退出高仰角过顶的俯仰角度均设为81°。
过顶期间方位角度共变化约130°、过顶时长为10秒，假设天线设计的方位最大转速为20°/s，为保护天线机械结构并尽量减小盲区范围，将程序过顶期间的方位预设速度设定为15°/s，天线高仰角过顶时长约为9s，之前天线控制单元ACU设置高仰角过顶进入及退出的俯仰角度均为81°，则天线自跟踪目标到预设俯仰角度81°时，自动进入高仰角过顶，此时天线方位角度取捷径按方位预设速度15°/s匀速运转直至到达退出高仰角过顶时的俯仰角度81°对应的方位角度，同时因目标航天器的俯仰速度小于天线设计的俯仰速度，故高仰角过顶期间天线的俯仰角度按理论弹道的俯仰角度随动。
在高仰角过顶期间，预设的天线方位速度越大，过顶所需要的时间越短，跟踪盲区越小，但天线的方位预设速度应小于或等于天线设计的方位最大运转速度，以保证天线伺服及传动机构的安全。
若天线未能在预设的角度自动进入程序过顶，且超过进入高仰角过顶的时刻大于5秒钟，天线自动转为基于数字引导的高仰角过顶，此时天线方位俯仰角度均按数字引导的角度随动。
程序引导采用理论弹道角度位置信息引导天线，数字引导采用目标航天器同一可见弧段内，另外1套或多套地面测控设备提供的航天器实时角度位置信息引导天线。
天线方位角度到达退出高仰角过顶时的方位角度后，在载波信号锁定情况下，若天线当前实际的方位和俯仰角度与数字引导的方位和俯仰角度的差值均小于0.5°，且接收的AGC电压满足天线控制单元ACU预设门限要求，则自动判断目标航天器进入天线主波束，天线自动捕获并自跟踪目标航天器，若自动捕获三次均失败，则天线转为程序引导直至目标航天器出站。

Claims (4)

1.一种航天器自动捕获跟踪方法，其特征在于，包括如下步骤：
A)根据位于地球轨道上需要跟踪的目标航天器的轨道特征参数，天线控制单元ACU推算出该目标航天器本圈次的理论弹道，得到目标航天器的进出站时间、进出站角度、方位过顶角度、方位最大速度、过顶时间和俯仰过顶角度；
B)根据所述步骤A)计算出的理论弹道，若目标航天器的方位最大速度大于天线的方位最大运转速度、当前时间早于理论弹道的过顶时间，则天线控制单元ACU判断目标航天器本圈次为高仰角过顶；
C)根据所述步骤A)计算出的理论弹道，预设当目标航天器的方位最大速度大于天线的方位最大运转速度且天线电轴中心相对目标航天器的横向脱靶量大于天线半波束宽度时，判定为目标脱靶、天线进入跟踪盲区；所述天线半波束宽度为天线主波束峰值功率点下降3dB时对应的角度范围的一半；
D)根据所述步骤A)计算出的理论弹道，天线控制单元ACU计算横向脱靶量等于天线半波束宽度时，在所有俯仰角度上横向脱靶量经正割补偿后的方位角度投影差值，同时计算天线实时方位角度和理论弹道方位角度的方位角度实际差值；将所述方位角度实际差值第一次大于所述方位角度投影差值时对应的俯仰角度预设为天线进入及退出高仰角过顶的俯仰角度，当天线运行到预设的进入高仰角过顶的俯仰角度时，自动转为基于程序引导的高仰角过顶，此时天线方位角度取捷径按方位预设速度运转直至到达退出高仰角过顶时的方位角度，同时天线的俯仰角度按理论弹道的俯仰角度随动，所述的方位预设束度应小于或等于天线设计的方位最大运转速度；
E)若天线未能按照所述步骤D)在预设的俯仰角度自动进入所述的基于程序引导的高仰角过顶，且超过进入高仰角过顶的时刻大于5秒钟，天线自动转为基于数字引导的高仰角过顶，此时天线方位俯仰角度均按数字引导的角度随动；
F)天线方位角度到达退出高仰角过顶时的方位角度后，在载波信号锁定情况下，若天线当前实际的方位和俯仰角度与数字引导的方位和俯仰角度的差值均小于0.5°，且接收的AGC电压满足天线控制单元ACU预设门限要求，则自动判断目标航天器进入天线主波束，天线自动捕获并自跟踪目标航天器，若自动捕获三次均失败，则天线转为程序引导直至目标航天器出站。
2.根据权利要求1所述的航天器自动捕获跟踪方法，其特征在于，所述基于程序引导的高仰角过顶采用理论弹道角度位置信息引导天线。
3.根据权利要求1所述的航天器自动捕获跟踪方法，其特征在于，所述基于数字引导的高仰角过顶采用同时跟踪目标航天器的另一测控设备提供的目标航天器实时角度位置信息引导天线。
4.根据权利要求1所述的航天器自动捕获跟踪方法，其特征在于，所述的目标航天器的轨道特征参数包括：半长轴、偏心率、轨道倾角、近地点幅角、升交点赤经和真近点角。
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