CN113701753A - 一种基于相控阵天线的定位定向装置及方法 - Google Patents

一种基于相控阵天线的定位定向装置及方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113701753A
CN113701753A CN202111007633.1A CN202111007633A CN113701753A CN 113701753 A CN113701753 A CN 113701753A CN 202111007633 A CN202111007633 A CN 202111007633A CN 113701753 A CN113701753 A CN 113701753A
Authority
CN
China
Prior art keywords
phased array
array antenna
antenna
moving carrier
angle
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
CN202111007633.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113701753B (zh
Inventor
郭金库
龙正平
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.)
Xi'an Daheng Tiancheng It Co ltd
Original Assignee
Xi'an Daheng Tiancheng It 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 Xi'an Daheng Tiancheng It Co ltd filed Critical Xi'an Daheng Tiancheng It Co ltd
Priority to CN202111007633.1A priority Critical patent/CN113701753B/zh
Publication of CN113701753A publication Critical patent/CN113701753A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113701753B publication Critical patent/CN113701753B/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
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G01C21/165—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation combined with non-inertial navigation instruments
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G01C21/18—Stabilised platforms, e.g. by gyroscope
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/42—Determining position
    • G01S19/45—Determining position by combining measurements of signals from the satellite radio beacon positioning system with a supplementary measurement
    • G01S19/46—Determining position by combining measurements of signals from the satellite radio beacon positioning system with a supplementary measurement the supplementary measurement being of a radio-wave signal type
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S19/00—Satellite radio beacon positioning systems; Determining position, velocity or attitude using signals transmitted by such systems
    • G01S19/38—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system
    • G01S19/39—Determining a navigation solution using signals transmitted by a satellite radio beacon positioning system the satellite radio beacon positioning system transmitting time-stamped messages, e.g. GPS [Global Positioning System], GLONASS [Global Orbiting Navigation Satellite System] or GALILEO
    • G01S19/42—Determining position
    • G01S19/45—Determining position by combining measurements of signals from the satellite radio beacon positioning system with a supplementary measurement
    • G01S19/47—Determining position by combining measurements of signals from the satellite radio beacon positioning system with a supplementary measurement the supplementary measurement being an inertial measurement, e.g. tightly coupled inertial
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
    • H01Q3/00—Arrangements for changing or varying the orientation or the shape of the directional pattern of the waves radiated from an antenna or antenna system
    • H01Q3/005—Arrangements for changing or varying the orientation or the shape of the directional pattern of the waves radiated from an antenna or antenna system using remotely controlled antenna positioning or scanning

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Radio Relay Systems (AREA)
  • Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)

Abstract

一种基于相控阵天线的定位定向装置及方法，基于天线波束控制模块利用惯性测量组件辅助，通过搜索完成通信卫星捕获和粗跟踪；相控阵天线四个子阵的输出结合单脉冲接收机，共同实现相控阵天线波束精确跟踪通信卫星；基于相控阵天线波束精确指向信息和相控阵天线在运动载体安装位置偏差，获得运动载体精确位置和航向信息。本发明还提供了相应的定位定向装置，包含相控阵天线、惯性测量组件或惯性导航系统、天线波束控制模块、多普勒频移跟踪模块、定位定向计算模块、GNSS模块。可实现在GNSS导航定位系统受干扰失效的情况下，为车辆、舰船、飞机、导弹等运动载体提供满足定位和定向功能。

Description

一种基于相控阵天线的定位定向装置及方法
技术领域
本发明属于运动平台定位定向技术领域，特别涉及一种基于相控阵天线的定位定向装置及方法。
背景技术
目前车辆、舰船、飞机、导弹等运动载体普遍采用惯性、卫星以及各种组合导航技术。然而GPS/BD等导航定位系统由于导航终端普遍采用全向天线、扩频信号体制、星地距离远等原因，非常容易被干扰和欺骗。在复杂环境和对抗环境下，运动载体不能仅依赖卫星导航作为手段。惯性导航方式可以实现自主导航，但其误差会随时间积累，对于长时间、高精度导航来说其精度难以满足要求。当前无人系统发展迅速，智能化程度越来越高，对高精度抗干扰导航要求非常迫切。
申请人于2021-07-26提交了申请号为202110845079.8的中国发明专利，其涉及一种基于定向天线和多普勒信息的运动载体导航方法和装置。能够实现在GPS/BD等导航定位系统失效的情况下，利用地球同步通信卫星等固定或移动信标的位置和信标信号，提供车辆、舰船、飞机、导弹等运动载体的一定精度导航定位信息。但该专利存在以下不足：一是该专利提出的方法中运动载体的定位精度与IMU系统的精度、天线波束对准卫星精度、以及多普勒频移测量精度深度相关，其中天线波束对准卫星精度引起最终的定位误差较大；二是针对车辆、舰船、飞机、导弹等运动平台在某些应用场景中对运动载体的定向精度要求非常高，虽然该专利给出方法可以给出运动载体的定向信息，即定向波束对准卫星时输出的方位角。但该方位角精度一般情况下难以满足武器装备平台高精度测向等特殊应用场景的需要，核心原因在于天线波束对准卫星精度引起的误差。
发明内容
为了克服上述现有技术的缺点，针对运动载体高精度的定位、定向需求，本发明的目的在于提供一种基于相控阵天线的定位定向装置及方法，相对于专利202110845079.8基于定向天线和多普勒信息的运动载体导航方法，采取了跟踪接收机或者单脉冲接收机实现天线波束更精确的对准卫星，提供了天线波束控制模块控制天线波束精确对准通信卫星的新的方法，能够实现在GNSS等导航定位系统失效的情况下，利用地球同步通信卫星等的位置和信号，在运动载体上进行信号处理，从而实现低成本的应急定位和定向，满足车辆、舰船、飞机、导弹等运动载体的导航需要，尤其可以满足类似武器装备平台高精度测向等应用需求。
为了实现上述目的，本发明采用的技术方案是：
一种基于相控阵天线的定位定向装置，包含：相控阵天线、惯性测量组件或惯性导航系统、天线波束控制模块、多普勒频移跟踪模块、定位定向计算模块，其特征在于：
相控阵天线：安装于运动载体上，包含四个天线子阵，分别对应四个输出通道。四个天线子阵用于共同形成具有明显方向性的天线波束。
惯性测量组件或者惯性导航系统：搭载于运动载体，用于获取运动载体的运动信息，即运动载体经纬度信息、运动载体姿态角以及姿态角变化率；
天线波束控制模块：搭载于运动载体，利用运动载体经纬度信息、运动载体姿态角以及通信卫星位置确定相控阵天线的方位角、俯仰角，并利用接收机控制波束调整，实现相控阵天线精准对通信卫星；
多普勒频移跟踪模块：搭载于运动载体，完成通信卫星信标或载波信号的滤波、处理和多普勒频率跟踪，获得多普勒频移信息；
定位定向计算模块：搭载于运动载体，根据相控阵天线对准信标时的运动载体姿态角及姿态角偏差、通信卫星位置信息、运动载体接收到的信号多普勒频率信息，修正惯性测量组件或者惯性导航系统的误差，输出修正后的运动载体位置信息和航向信息。
本发明还可包括：GNSS模块，用于在GNSS信号可用时获取运动载体的位置。
在上述基于相控阵天线的定位定向装置应用平台也即运动载体可为导弹、飞机、舰船、炮弹或车辆，所述通信卫星可为GEO、MEO或LEO卫星。所述相控阵天线可以为机械相控阵多波束天线、半导体相控阵天线、超材料相控阵天线、光学相控阵天线或DBF相控阵天线。相控阵天线的主瓣用于接收信号，主瓣的宽度尽量窄并且增益高，天线覆盖频率应当能够满足接收跟踪信标信号的要求，副瓣应尽可能小以增强抗干扰性。
在天线波束控制模块组成中，所述实现精确波束控制的接收机为单脉冲接收机或者跟踪接收机。如果是单脉冲接收机可以为测幅体制或测相体制，能够分别接收四个子阵天线的输出信号，按照单脉冲测向原理给出天波波束方位角、俯仰角更精确偏差；如果接收机为信标跟踪接收机接收整个相控阵天线信号，并按照信号能量最大的原则辅助天线波束控制模块控制波束调整，实现相控阵天线精准对通信卫星。
本发明的实施例中，多普勒频移跟踪模块接收整个天线波束获得的通信卫星信标或载波信号，并测量获得信号中由于运动载体运动带来的多普勒频率信息，输出给定位定向计算模块进行融合。
发明给出了一种基于相控阵天线的运动载体定位方法，包括以下步骤：
A1：已知运动载体的精确初始位置(GNSS信号可用时由GNSS模块提供)、固定或者移动的通信卫星位置信息，所述运动载体搭载有相控阵天线；
A2：基于所述天线波束控制模块利用惯性测量组件或惯性导航系统辅助，在运动载体的运动过程中保持相控阵天线波束始终对准通信卫星，输出对准时的运动载体姿态角及姿态角偏差；
A3：利用多普勒频移跟踪模块接收相控阵天线获得的卫星信标或载波信号，并测量获得信号中由于运动载体运动带来的多普勒频率信息；
A4：基于相控阵天线对准通信卫星时运动载体姿态角及姿态角偏差、卫星位置信息以及运动载体接收到的信号多普勒频率信息，定位定向计算模块修正惯性测量组件或者惯性导航系统的误差，最后输出修正后的运动载体导航位置信息。
上述步骤中的A2步骤，可以分为下步骤：
A2.1：在运动载体的运动过程中，在惯性测量组件或惯性导航系统的辅助下，获得运动载体的运动信息，即运动载体的经纬度信息、姿态角以及姿态角变化率；
A2.2：利用运动载体的经纬度信息、姿态角以及信标位置确定相控阵天线的天线波束在地理系的方位角A、俯仰角E、极化角V，并利用天线波束控制模块实现波束调整，使相控阵天线初步对向卫星，实现通信卫星信号的捕获；
A2.3：相控阵天线捕获到卫星信号后，利用接收机精对准信标，完成卫星稳定跟踪，并得到精对准时相控阵天线的天线波束在地理系实际的方位角AT与俯仰角ET；
A2.4：实现波束跟踪后，根据方位角和俯仰角控制偏差信号，获得姿态角偏差，所述姿态角偏差即方位角A、俯仰角E与实际的方位角AT、俯仰角ET之间的偏差。
上述A2.3步骤中，分为以下两种情况：天线波束控制模块采用单脉冲接收机时，单脉冲接收机分别接收四个子阵天线的输出信号，按照单脉冲测向原理给出天波波束方位角、俯仰角更精确偏差；天线波束控制模块采用跟踪接收机时，跟踪接收机接收整个相控阵天线信号，并按照信号能量最大的原则辅助天线波束控制模块控制波束调整，实现相控阵天线精准对通信卫星。
相控阵天线的天线波束在地理系的方位角A、俯仰角E、极化角V如下：
Figure BDA0003237566310000051
其中，L为运动载体所在点的纬度，pi为π，λ为运动载体的经度，λs为卫星星下点的经度；
天线波束控制模块初步捕获卫星信号后，对A、E进行精对准，即调制天线波束方向，直至跟踪接收机接收到的卫星信号能量最大或者单脉冲接收机实现单脉冲跟踪，此时即认为实现了精对准，精对准后即得到相控阵天线的天线波束在地理系实际的方位角AT与俯仰角ET。
多普勒频移跟踪模块中由于运动载体运动带来的多普勒频率信息包括真实的多普勒频率
Figure BDA0003237566310000053
和多普勒频率误差δf，其中：
Figure BDA0003237566310000052
δf＝δvr·ers·c/fcarrier＝δva·c/fcarrier
式中：vr是运动载体在地心地固坐标系中的速度，δvr是运动载体在地心地固坐标系中的速度误差，vs是卫星在地心地固坐标系中的速度，ers是运动载体到卫星的视线方向在地心地固坐标系中的单位矢量，c是光速，fcarrier是载波频率，δva是运动载体在运动载体到卫星视频方向的速度误差。
本发明还提供了一种基于相控阵天线的运动载体定向方法，主要包括以下步骤：
B1：相控阵天线安装于运动载体上，相控阵天线方位角零位与运动载体的方向零位(例如汽车的车头方向)尽量重合，安装误差记为δθ。开始工作时，定位定向装置首先加电启动，使天线波束处于相控阵天线方位角零位；
B2：根据运动载体所在地理位置和通信卫星位置，计算天线波束的指向位置，即天线波束的方位角A和俯仰角E以及波束的极化角V；
B3：初始捕获：调整天线波束指向计算得到的俯仰角E，利用天线波束控制模块完成极化角V对准。以相控阵天线方位角零位开始，天线波束瞬时针或逆时针旋转一周360°，实现空域扫描，记录接收机输出信号的强度，找到信号强度最大值，天线波束控制模块驱动天线波束指向最大值对应的方位角，完成初始捕获；
B4：精跟踪：在初始捕获前提下，在极化角跟踪对齐前提下，控制天线波束在初始捕获的俯仰角和方位角±2°度范围，对通信卫星进行精确方位角对准，获得实际对准时的方位角AT、俯仰角ET；
B5：根据对准时的方位角AT和δθ，计算获得精确的航向角。
上述B2步骤包括以下情况：
B2.1：当GNSS信号可用时，运动载体所在地理位置可以通过GNSS模块提供；
B2.2：当GNSS信号不可用时，运动载体所在地理位置可以通过权利要求9所述相控阵天线的运动载体定位方法获得；
B2.3：通信卫星位置可以通过卫星星历获得。
上述方法实施过程中，当通信卫星信号有极化调制时，天线波束控制模块应当具有极化跟踪功能，能够完成极化角V对准。
天线波束控制模块中初始对准扫描时的接收机为单脉冲接收机或者跟踪接收机。
上述B4步骤包括以下情况：
B4.1：天线波束控制模块采用跟踪接收机时，控制天线波束在初始捕获的俯仰角和方位角±2°度范围，利用跟踪接收机采用基于圆锥扫描或步进跟踪的方式实现精确对准；
B4.2：天线波束控制模块采用单脉冲接收机时，控制天线波束在初始捕获的俯仰角和方位角±2°度范围，利用单脉冲接收机采用单脉冲跟踪的方式实现精确对准；
上述B5步骤中精确的航向角A′＝AT-δθ。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：能够实现在GNSS等导航定位系统失效的情况下，利用地球同步通信卫星等和卫星信号，在运动载体上进行信号处理，从而实现一种低成本的应急导航定位系统，满足车辆、舰船、飞机、导弹等运动载体的一定精度导航定位信息。本发明相对于专利202110845079.8的一种基于相控阵天线和多普勒信息的运动载体导航方法和装置，主要的创新之处在于天线波束控制模块控制天线波束精确对准通信卫星的方法，并且给出了精确实现运动载体定向的方法。
附图说明
图1为本发明相控阵天线车载应用方式的示意图。
图2为本发明装置组成及原理示意图。
图3为本发明实例中多普勒频移跟踪模块和定位定向计算模块框图。
图4为本发明运动载体定位原理示意图。
图5为本发明天线波束控制模块跟踪接收机精确对准方式原理图。
图6为本发明天线波束控制模块单脉冲接收机精确对准方式原理图。
图7为本发明单脉冲接收机跟踪中和差馈源网络原理图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和出示的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明的实施例，本领域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，都属于本发明保护的范围。
如图1所示，本发明提供一种基于相控阵天线的定位定向装置，包含：相控阵天线、惯性测量组件或惯性导航系统、天线波束控制模块、多普勒频移跟踪模块、定位定向计算模块、GNSS模块。本发明基于天线波束控制模块利用惯性测量组件辅助，通过搜索完成通信卫星捕获和粗跟踪；相控阵天线四个子阵的输出结合单脉冲接收机，共同实现相控阵天线波束精确跟踪通信卫星；基于相控阵天线波束精确指向信息和相控阵天线在运动载体安装位置偏差，获得运动载体精确位置和航向信息。本发明还提供了相应的定位定向装置，包含相控阵天线、惯性测量组件或惯性导航系统、天线波束控制模块、多普勒频移跟踪模块、定位定向计算模块、GNSS模块。可实现在GNSS导航定位系统受干扰失效的情况下，为车辆、舰船、飞机、导弹等运动载体提供满足定位和定向功能。
具体地：
相控阵天线：安装于运动载体上，包含四个天线子阵，分别对应四个输出通道。四个天线子阵用于共同形成具有明显方向性的天线波束。
惯性测量组件或者惯性导航系统：搭载于运动载体，用于获取运动载体的运动信息，即运动载体经纬度信息、运动载体姿态角以及姿态角变化率；
天线波束控制模块：搭载于运动载体，利用运动载体经纬度信息、运动载体姿态角以及通信卫星位置确定相控阵天线的方位角、俯仰角，并利用接收机控制波束调整，实现相控阵天线精准对通信卫星；
多普勒频移跟踪模块：搭载于运动载体，完成通信卫星信标或载波信号的滤波、处理和多普勒频率跟踪，获得多普勒频移信息；
定位定向计算模块：搭载于运动载体，根据相控阵天线对准信标时的运动载体姿态角及姿态角偏差、通信卫星位置信息、运动载体接收到的信号多普勒频率信息，修正惯性测量组件或者惯性导航系统的误差，输出修正后的运动载体位置信息和航向信息。
GNSS模块：GNSS信号可用时用于获取运动载体的位置。装置需要GNSS模块提供运动载体初始位置，工作后，不再依赖GNSS模块提供运动载体的位置和其它信息。当GNSS模块受干扰后，该装置正常工作。
本发明可应用于车载、船载、机载和导弹等运动载体平台。图2为本发明车载应用方式的示意图，相控阵天线安装于车体顶部。其中相控阵天线201方位角零位与运动载体的方向零位(例如汽车的车头方向)标志202尽量重合，安装误差记为δθ。
本发明提供了发明给出了一种基于相控阵天线的运动载体定位方法，包括以下步骤：
A1：已知运动载体的精确初始位置(GNSS信号可用时由GNSS模块提供)、固定或者移动的通信卫星位置信息，所述运动载体搭载有相控阵天线；
A2：基于所述天线波束控制模块利用惯性测量组件或惯性导航系统辅助，在运动载体的运动过程中保持相控阵天线波束始终对准通信卫星，输出对准时的运动载体姿态角及姿态角偏差；
A3：利用多普勒频移跟踪模块接收相控阵天线获得的卫星信标或载波信号，并测量获得信号中由于运动载体运动带来的多普勒频率信息；
A4：基于相控阵天线对准通信卫星时运动载体姿态角及姿态角偏差、卫星位置信息以及运动载体接收到的信号多普勒频率信息，定位定向计算模块修正惯性测量组件或者惯性导航系统的误差，最后输出修正后的运动载体导航位置信息。
上述步骤中的A2步骤，可以分为下步骤：
A2.1：在运动载体的运动过程中，在惯性测量组件或惯性导航系统的辅助下，获得运动载体的运动信息，即运动载体的经纬度信息、姿态角以及姿态角变化率；
A2.2：利用运动载体的经纬度信息、姿态角以及信标位置确定相控阵天线的天线波束在地理系的方位角A、俯仰角E、极化角V，并利用天线波束控制模块实现波束调整，使相控阵天线初步对向卫星，实现通信卫星信号的捕获；
A2.3：相控阵天线捕获到卫星信号后，利用接收机精对准信标，完成卫星稳定跟踪，并得到精对准时相控阵天线的天线波束在地理系实际的方位角AT与俯仰角ET；
A2.4：实现波束跟踪后，根据方位角和俯仰角控制偏差信号，获得姿态角偏差，所述姿态角偏差即方位角A、俯仰角E与实际的方位角AT、俯仰角ET之间的偏差。
图3为本发明实例中多普勒频移跟踪模块和定位定向计算模块组成原理框图。
本发明利用相控阵天线指向信息、姿态角偏差、信标位置信息、多普勒信息修正得到的导航信息可以抑制惯性测量组件IMU或者惯性导航系统INS的误差累积，实现高精度的导航信息输出；上述方法和装置仅利用相控阵天线接收\跟踪信标信号，由于运动载体不断运动，干扰或欺骗信号难以通过相控阵天线主瓣进入，是一种抗干扰的导航方法。
在本发明的一个具体实施例中运动载体、通信卫星以及坐标关系如图4所示，设运动载体(在北半球)所在点的经纬度分别为λ(东经为正，西经为负)、L；卫星星下点的经度为λs。
符号定义：
[Ve，Vn，Vu]T是运动载体在东北天坐标下的速度矢量；
[δVe，δVn，δVu]T是运动载体速度误差矢量；
[λ，L，h]T是运动载体的经-纬-高表达形式下的位置矢量；
[δλ，δL，δh]T为相应的误差矢量；
[ex，ey，ez]T是运动载体相对通信卫星视线方向在地心地固坐标系下的单位矢量；
RN地球半径，f地球的偏心率。
球面坐标系到直角坐标系的转换：
x＝(RN+h)cos L cosλ
y＝(RN+h)cos L sinλ
z＝[RN(1-f)2+h]sin L
根据图3所示：
λdelta＝λ-λsat
Xb2s＝-(Re+Hsat)·sinλdelta
Yb2s＝-(Re+Hsat)·cosλdelta·sin L
Zb2s＝(Re+Hsat)·cosλdelta·cos L-Re-Altb
其中：
Figure BDA0003237566310000111
Figure BDA0003237566310000112
Figure BDA0003237566310000113
化简可得：
Figure BDA0003237566310000114
此即为相控阵天线的天线波束在地理系的方位角A、俯仰角E、极化角V，可以称为静态对星角。其中，pi即为π，λ为运动载体的经度，λs为卫星星下点的经度。
在A2中，运动载体运动过程中对星的过程是，通过运动载体大概的经纬度，可以算出计算出目标卫星在地理系的方位角A、俯仰角E、极化角V，将天线调整到相应的角度后，开始对星，捕获卫星波束后，再对波束方位角与俯仰角进行精对准，即调制天线波束方向，直至接收到的信标信号能量最大，此时即认为实现了精对准，精对准后即得到相控阵天线的天线波束在地理系实际的方位角AT与俯仰角ET。
在A2中，采用ECEF坐标进行处理，由LLH到ECEF的位置关系转换为：
x＝(RN+h)cos L cosλ
y＝(RN+h)cos L sinλ
z＝[RN(1-f)2+h]sin L
从LLH到ECEF的坐标转换关系为：
Figure BDA0003237566310000121
Figure BDA0003237566310000122
从ECEF到LLH的坐标转换关系为：
Figure BDA0003237566310000123
接收机测量卫星信标信号中由于运动载体运动带来的多普勒频率信息
Figure BDA0003237566310000124
包括真实的多普勒频率
Figure BDA0003237566310000125
和多普勒频率误差δf：
Figure BDA0003237566310000126
Figure BDA0003237566310000127
δf＝δvr·ers·c/fcarrier＝δva·c/fcarrier
式中：
Figure BDA0003237566310000128
是真实的多普勒频率
δf是多普勒频率误差
c是光速
fcarrier是载波频率
vr是运动载体在地心地固坐标系中的速度
vs是目标卫星在地心地固坐标系中的速度
δvr是运动载体在地心地固坐标系中的速度误差
ers是运动载体到目标卫星的视线方向在地心地固坐标系中的单位矢量
δva是运动载体在运动载体到卫星视频方向的速度误差
Figure BDA0003237566310000131
由于目标卫星为赤道同步轨道卫星，vs基本为0，所以
Figure BDA0003237566310000132
Figure BDA0003237566310000133
va＝(-vesinλ-vnsin L cosλ+vucos L cosλ)ex
+(vecosλ-vnsin L sinλ+vucos L sinλ)ey
+(vncosL+vusin L)ez
式中：
Figure BDA0003237566310000134
Δx＝x(s)-xr＝(RN+hsat)cosλsat-(RN+hr)cos L cosλ
Δy＝y(s)-yr＝(RN+hsat)sinλsat-(RN+hr)cos L sinλ
Δz＝z(s)-zr＝-[RN(1-f)2+hr]sin L
由于式中λ和L的变化对[ex ey ez]的影响非常小，所以在微分的时候，可以将[exey ez]看成一个常量来处理。
对上式求微分，得其误差形式：
δva＝[(-vncosL-vusinL)(excosλ+eysinλ)+(-vnsin L+vucos L)ez]δL
+[(vnsin L sinλ-vecosλ-vucos L sinλ)ex+(-vnsin L cosλ-vesinλ+vucos Lcosλ)ez]δλ
(-exsin L cosλ-eysin L sinλ+ezcosL)δvn+(-exsinλ+eycosλ)δve+
(excos L cosλ+eycos L sinλ+ezsin L)δvu
从上式可以看出，运动载体相对卫星速度(多普勒频率)对经度、纬度以及东、北、天向速度都有可观测性，利用此信息可对经度、纬度定位信息以及东、北、天向速度信息进行修正。
A4中，由于运动载体的姿态精确已知，在此基础上利用惯性导航得到的运动载体运行轨迹在空间内走向是确定的，已知运动载体的初始位置，则这条空间内的轨迹只受加速度传感器的零偏造成其积分的速度与位置误差。利用A3得到的多普勒频率与速度和位置的可观性，可以估计加速度传感器的零偏，从而对速度与位置误差进行修正。
在本实施例中，构建状态空间模型如下：
Figure BDA0003237566310000141
Figure BDA0003237566310000142
表示状态过程更新方程，x是状态量组合滤波器，
Figure BDA0003237566310000143
采用扩展卡尔曼滤波器等组合滤波器，可以对状态x进行估计。
z＝Hx+v表示量测方程，z是观测量状态空间模型，
Figure BDA0003237566310000144
式中，
Figure BDA0003237566310000145
为运动载体的航向与姿态在东向、北向与天向三个方向上的误差，通过[θγ ψ]与运动载体INS当前航姿计算得到；θ是动中通系统通过波束扫描得到的惯导的俯仰角量测值；γ是惯性导航系统通过重力观测到横滚角测量值；ψ是动中通系统通过波束扫描得到的惯导的方位角量测值；δvn为运动载体的速度误差；δp为运动载体的位置误差；εb为惯性导航系统的角速度零偏；
Figure BDA0003237566310000146
为惯性导航系统的加速度计零偏。
Figure BDA0003237566310000147
为惯性导航系统的东向误差；
Figure BDA0003237566310000148
为惯性导航系统的北向误差；
Figure BDA0003237566310000149
为惯性导航系统的天向误差；δva是天线接收到的信标的多普勒频率测量出来的运动载体与卫星的相对速度误差；δL为利用运动载体初始位置计算出来的当地纬度误差；δλ为利用运动载体初始位置计算出来的当地经度误差；δAlt为利用气压计计算出来的当地高度误差。
其中：
F为过程更新矩阵：
Figure BDA0003237566310000151
式中：
Figure BDA0003237566310000152
表示以
Figure BDA0003237566310000153
为矢量的反对称矩阵，
Figure BDA0003237566310000154
Map＝M1+M2，
Figure BDA0003237566310000155
Figure BDA0003237566310000156
Figure BDA0003237566310000157
Figure BDA0003237566310000158
Figure BDA0003237566310000159
Figure BDA00032375663100001510
为地球自转以及运动载体在地球表面运动产生的角速度在导航坐标系中的投影；
Figure BDA00032375663100001511
是陀螺测量的角速度以及加速度计测量的比力；
Figure BDA00032375663100001512
分别是陀螺测量的运动载体相对惯性坐标系旋转量在运动载体坐标系x，y，z轴上的投影，
Figure BDA00032375663100001513
分别是运动载体比力在运动载体坐标系x，y，z轴上的投影；
Figure BDA00032375663100001514
是导航坐标系下的比力，
Figure BDA00032375663100001515
为运动载体在导航坐标系下的东向向速度，
Figure BDA00032375663100001516
为运动载体在导航坐标系下的北向速度，
Figure BDA00032375663100001517
为运动载体在导航坐标系下的天向速度；
Figure BDA00032375663100001518
为地球自转矢量在导航坐标系中的投影；ωie＝7.2921151467×10-5rad/s，是地球自转角速度；
Figure BDA00032375663100001519
为运动载体在地球表面运动产生的角速度在导航坐标系中的投影；L为运动载体所在位置的纬度；RMh＝RM+h，RNh＝RN+h，RM，RN分别为地球的子午圈主曲率半径和卯酉圈主曲率半径，h为海拔高度；g＝g0(1+β1sin2L+β2sin4L)-β3h，为重力加速度大小，β1＝5.27094×10-3，β2＝2.32718×10-5，β3＝2g0/Re＝3.086×10-6(1/s2)为重力加速度拟合多项式参数；
Figure BDA0003237566310000169
为从运动载体坐标系向导航坐标系的旋转矩阵，
Figure BDA0003237566310000165
表示
Figure BDA0003237566310000166
中的第i列，例如
Figure BDA0003237566310000167
表示
Figure BDA0003237566310000168
的第2列，g0＝9.80616m/s2是重力加速度多项式常量；G为噪声输入驱动矩阵，w为状态更新的过程噪声。
H为量测矩阵：
Figure BDA0003237566310000161
其中：
fd1×5＝[fdve fdvn fdvu fdλ fdL]
fdve＝-exsinλ+eycosλ
fdvn＝-exsin L cosλ-eysin L sinλ+ezcos L
fdvu＝excos L cosλ+eycos L sinλ+ezsin L
Figure BDA0003237566310000162
Figure BDA0003237566310000163
I3×3是三行三列的单位矩阵，[ex，ey，ez]T是运动载体相对通信卫星视线方向在地心地固坐标系下的单位矢量；λ为运动载体的经度，L为运动载体的纬度。
本实例中运动载体定向方法，主要包括以下步骤：
B1：相控阵天线安装于运动载体上，相控阵天线方位角零位与运动载体的方向零位(例如汽车的车头方向)尽量重合，安装误差记为δθ。开始工作时，定位定向装置首先加电启动，使天线波束处于相控阵天线方位角零位；
B2：根据运动载体所在地理位置(GNSS模块提供初始位置)和通信卫星位置(通过星历获得)，计算天线波束的指向位置，即天线波束的方位角A和俯仰角E以及波束的极化角V；
B3：初始捕获：调整天线波束指向计算得到的俯仰角E，利用天线波束控制模块完成极化角V对准。以相控阵天线方位角零位开始，天线波束瞬时针或逆时针旋转一周360°，实现空域扫描，记录接收机输出信号的强度，找到信号强度最大值，天线波束控制模块驱动天线波束指向最大值对应的方位角，完成初始捕获；
B4：精跟踪：在初始捕获前提下，在极化角跟踪对齐前提下，控制天线波束在初始捕获的俯仰角和方位角±2°度范围，对通信卫星进行精确方位角对准，获得实际对准时的方位角AT、俯仰角ET；
B5：根据对准时的方位角AT和δθ，计算获得精确的航向角A′＝AT-δθ。
上述方法实施过程中，当通信卫星信号有极化调制时，天线波束控制模块应当具有极化跟踪功能，能够完成极化角V对准。
天线波束控制模块中初始对准扫描时的接收机为单脉冲接收机或者跟踪接收机。
一种基于相控阵天线的运动载体定向方法中，所述B4步骤，包括以下两种情况：
如图5所示，天线波束控制模块采用跟踪接收机时，控制天线波束在初始捕获的俯仰角和方位角的基础上，利用跟踪接收机采用基于圆锥扫描或步进跟踪的方式实现精确对准；
如图6所示，天线波束控制模块采用单脉冲接收机时，控制天线波束在初始捕获的俯仰角和方位角的基础上，利用单脉冲接收机采用单脉冲跟踪的方式实现精确对准。
在利用单脉冲接收机采用单脉冲跟踪方式实现精准对准时，需要利用相控阵天线的四个子阵并利用和差馈源网络来实现。图7为本发明实例单脉冲接收机跟踪中和差馈源网络原理图。

Claims (10)

1.一种基于相控阵天线的定位定向装置，其特征在于，包括：
相控阵天线，安装于运动载体上，包含四个天线子阵，分别对应四个输出通道，四个天线子阵用于共同形成具有明显方向性的天线波束；
惯性测量组件或者惯性导航系统，搭载于运动载体，用于获取运动载体的运动信息，即运动载体经纬度信息、运动载体姿态角以及姿态角变化率；
天线波束控制模块，搭载于运动载体，利用运动载体经纬度信息、运动载体姿态角以及通信卫星位置确定相控阵天线的方位角、俯仰角，并利用接收机控制波束调整，实现相控阵天线精准对通信卫星；
多普勒频移跟踪模块，搭载于运动载体，完成通信卫星信标或载波信号的滤波、处理和多普勒频率跟踪，获得多普勒频移信息；
定位定向计算模块，搭载于运动载体，根据相控阵天线对准信标时的运动载体姿态角及姿态角偏差、通信卫星位置信息、运动载体接收到的信号多普勒频率信息，修正惯性测量组件或者惯性导航系统的误差，输出修正后的运动载体位置信息和航向信息。
2.根据权利要求1所述基于相控阵天线的定位定向装置，其特征在于，所述运动载体为导弹、飞机、舰船、炮弹或车辆，所述通信卫星为GEO、MEO或LEO卫星，所述相控阵天线为机械相控阵多波束天线、半导体相控阵天线、超材料相控阵天线、光学相控阵天线或DBF相控阵天线。
3.根据权利要求1所述基于相控阵天线的定位定向装置，其特征在于，所述相控阵天线方位角零位与运动载体的方向零位重合，测量并记录安装误差，相控阵天线的主瓣用于接收信号，主瓣的宽度尽量窄并且增益高，天线覆盖频率能够满足接收跟踪信标信号的要求，副瓣尽可能小以增强抗干扰性。
4.根据权利要求1所述基于相控阵天线的定位定向装置，其特征在于，所述天线波束控制模块利用单脉冲接收机或者跟踪接收机实现精确波束控制，所述单脉冲接收机为测幅体制或测相体制，能够分别接收四个子阵天线的输出信号，按照单脉冲测向原理给出天波波束方位角、俯仰角更精确偏差；所述跟踪接收机接收整个相控阵天线信号，并按照信号能量最大的原则辅助天线波束控制模块控制波束调整，实现相控阵天线精准对通信卫星。
5.根据权利要求1所述基于相控阵天线的定位定向装置，其特征在于，还包括：
GNSS模块，用于在GNSS信号可用时获取运动载体的位置。
6.利用权利要求1所述基于相控阵天线的定位定向装置的定位方法，其特征在于，包括以下步骤：
A1：已知运动载体的精确初始位置、固定或者移动的通信卫星位置信息，所述运动载体搭载有相控阵天线；
A2：基于所述天线波束控制模块，利用惯性测量组件或惯性导航系统辅助，在运动载体的运动过程中保持天线波束始终对准通信卫星，输出对准时的运动载体姿态角及姿态角偏差；
A3：利用多普勒频移跟踪模块接收相控阵天线获得的卫星信标或载波信号，并测量获得信号中由于运动载体运动带来的多普勒频率信息；
A4：基于相控阵天线对准通信卫星时运动载体姿态角及姿态角偏差、卫星位置信息以及运动载体接收到的信号多普勒频率信息，定位定向计算模块修正惯性测量组件或者惯性导航系统的误差，最后输出修正后的运动载体导航位置信息。
7.根据权利要求6所述定位方法，其特征在于，所述A2中，包括以下步骤：
A2.1：在运动载体的运动过程中，在惯性测量组件或惯性导航系统的辅助下，获得运动载体的运动信息，即运动载体的经纬度信息、姿态角以及姿态角变化率；
A2.2：利用运动载体的经纬度信息、姿态角以及信标位置确定相控阵天线的天线波束在地理系的方位角A、俯仰角E、极化角V，并利用天线波束控制模块实现波束调整，使相控阵天线初步对向卫星，实现通信卫星信号的捕获；
A2.3：相控阵天线捕获到卫星信号后，利用接收机精对准信标，完成卫星稳定跟踪，并得到精对准时相控阵天线的天线波束在地理系实际的方位角AT与俯仰角ET；
A2.4：实现波束跟踪后，根据方位角和俯仰角控制偏差信号，获得姿态角偏差，所述姿态角偏差即方位角A、俯仰角E与实际的方位角AT、俯仰角ET之间的偏差。
8.根据权利要求7所述定位方法，其特征在于，所述相控阵天线的天线波束在地理系的方位角A、俯仰角E、极化角V如下：
Figure FDA0003237566300000031
其中，L为运动载体所在点的纬度，pi为π，λ为运动载体的经度，λs为卫星星下点的经度；
所述A2.3中，捕获卫星信号后，对A、E进行精对准，即调制天线波束方向，直至跟踪接收机接收到的卫星信号能量最大或者单脉冲接收机输出的信号最小，此时即认为实现了精对准，精对准后即得到相控阵天线的天线波束在地理系实际的方位角AT与俯仰角ET；
所述卫星信号中由于运动载体运动带来的多普勒频率信息包括真实的多普勒频率
Figure FDA0003237566300000032
和多普勒频率误差δf，其中：
Figure FDA0003237566300000033
δf＝δvr·ers·c/fcarrier＝δva·c/fcarrier
式中：vr是运动载体在地心地固坐标系中的速度，δvr是运动载体在地心地固坐标系中的速度误差，vs是卫星在地心地固坐标系中的速度，ers是运动载体到卫星的视线方向在地心地固坐标系中的单位矢量，c是光速，fcarrier是载波频率，δva是运动载体在运动载体到卫星视频方向的速度误差。
9.利用权利要求1所述基于相控阵天线的定位定向装置的定向方法，其特征在于，包括以下步骤：
B1：相控阵天线方位角零位与运动载体的方向零位重合，安装误差记为δθ，开始工作时，定位定向装置首先加电启动，使天线波束处于相控阵天线方位角零位；
B2：根据运动载体所在地理位置和通信卫星位置，计算天线波束的指向位置，即天线波束的方位角A和俯仰角E以及波束的极化角V；
B3：初始捕获：调整天线波束指向计算得到的俯仰角E，利用天线波束控制模块完成极化角V对准，以相控阵天线方位角零位开始，天线波束瞬时针或逆时针旋转一周360°，实现空域扫描，记录接收机输出信号的强度，找到信号强度最大值，天线波束控制模块驱动天线波束指向最大值对应的方位角，完成初始捕获；
B4：精跟踪：在初始捕获前提下，在极化角跟踪对齐前提下，控制天线波束在初始捕获的俯仰角和方位角的基础上，对通信卫星进行精确方位角对准，获得实际对准时的方位角AT、俯仰角ET；
B5：根据对准时的方位角AT和δθ，计算获得精确的航向角。
10.根据权利要求9所述定向方法，其特征在于，
所述B2中，包括以下情况：
B2.1：当GNSS信号可用时，运动载体所在地理位置通过GNSS模块提供；
B2.2：当GNSS信号不可用时，运动载体所在地理位置通过权利要求9所述相控阵天线的运动载体定位方法获得；
B2.3：通信卫星位置通过卫星星历获得；
所述B3中，当通信卫星信号有极化调制时，天线波束控制模块应当具有极化跟踪功能，完成极化角V对准；初始对准扫描时的接收机为单脉冲接收机或者跟踪接收机；
所述B4中，包括以下情况：
B4.1：天线波束控制模块采用跟踪接收机时，控制天线波束在初始捕获的俯仰角和方位角的基础上，利用跟踪接收机采用基于圆锥扫描或步进跟踪的方式实现精确对准；
B4.2：天线波束控制模块采用单脉冲接收机时，控制天线波束在初始捕获的俯仰角和方位角的基础上，利用单脉冲接收机采用单脉冲跟踪的方式实现精确对准；
所述B5中，精确的航向角A′＝AT-δθ。
CN202111007633.1A 2021-08-30 2021-08-30 一种基于相控阵天线的定位定向装置及方法 Active CN113701753B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111007633.1A CN113701753B (zh) 2021-08-30 2021-08-30 一种基于相控阵天线的定位定向装置及方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111007633.1A CN113701753B (zh) 2021-08-30 2021-08-30 一种基于相控阵天线的定位定向装置及方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113701753A true CN113701753A (zh) 2021-11-26
CN113701753B CN113701753B (zh) 2024-05-07

Family

ID=78657079

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111007633.1A Active CN113701753B (zh) 2021-08-30 2021-08-30 一种基于相控阵天线的定位定向装置及方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113701753B (zh)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114844578A (zh) * 2022-05-10 2022-08-02 扬州宇安电子科技有限公司 一种多设备天线角度异常监测系统及方法
CN114927884A (zh) * 2022-05-18 2022-08-19 中国电子科技集团公司第十研究所 改善车载相控阵天线性能的动态补偿方法
CN115037352A (zh) * 2022-05-06 2022-09-09 北京理工大学 一种面向卫星波束对准增强的降噪方法
CN115986422A (zh) * 2022-12-02 2023-04-18 成都知融科技有限公司 一种相控阵天线的线极化跟踪实现方法
CN116505266A (zh) * 2023-06-28 2023-07-28 成都迅翼卫通科技有限公司 相控阵天线全空域搜星方法及装置
CN116772838A (zh) * 2023-08-21 2023-09-19 成都时代宇辰科技有限公司 一种用于机械相控阵天线的惯导误差补偿的方法
CN117193383A (zh) * 2023-11-08 2023-12-08 成都天锐星通科技有限公司 一种基于相控阵天线的低轨卫星跟踪方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6424914B1 (en) * 2000-12-26 2002-07-23 American Gnc Corporation Fully-coupled vehicle positioning method and system thereof
CN102353970A (zh) * 2011-06-10 2012-02-15 北京航空航天大学 一种高抗干扰性能gps/sins组合导航系统及实现方法
CN102522632A (zh) * 2011-12-19 2012-06-27 东南大学 卫星移动通信相控阵天线的分子阵数字化波束跟踪方法
CN108718002A (zh) * 2018-06-01 2018-10-30 上海微小卫星工程中心 一种基于多波束相控阵天线的卫星自动跟踪系统
CN110308467A (zh) * 2019-06-21 2019-10-08 南京理工大学 一种基于Zynq-7020的超紧耦合微系统及方法
CN110764119A (zh) * 2019-11-07 2020-02-07 中国人民解放军火箭军工程大学 不依赖于卫星导航信息的卫星天线自主测控方法及系统
CN111864347A (zh) * 2020-06-24 2020-10-30 宁波大学 一种victs天线的极化动态匹配方法
CN113203411A (zh) * 2021-04-23 2021-08-03 南京理工大学 一种弹性嵌入式gnss/惯性组合导航系统及方法

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6424914B1 (en) * 2000-12-26 2002-07-23 American Gnc Corporation Fully-coupled vehicle positioning method and system thereof
CN102353970A (zh) * 2011-06-10 2012-02-15 北京航空航天大学 一种高抗干扰性能gps/sins组合导航系统及实现方法
CN102522632A (zh) * 2011-12-19 2012-06-27 东南大学 卫星移动通信相控阵天线的分子阵数字化波束跟踪方法
CN108718002A (zh) * 2018-06-01 2018-10-30 上海微小卫星工程中心 一种基于多波束相控阵天线的卫星自动跟踪系统
CN110308467A (zh) * 2019-06-21 2019-10-08 南京理工大学 一种基于Zynq-7020的超紧耦合微系统及方法
CN110764119A (zh) * 2019-11-07 2020-02-07 中国人民解放军火箭军工程大学 不依赖于卫星导航信息的卫星天线自主测控方法及系统
CN111864347A (zh) * 2020-06-24 2020-10-30 宁波大学 一种victs天线的极化动态匹配方法
CN113203411A (zh) * 2021-04-23 2021-08-03 南京理工大学 一种弹性嵌入式gnss/惯性组合导航系统及方法

Cited By (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115037352A (zh) * 2022-05-06 2022-09-09 北京理工大学 一种面向卫星波束对准增强的降噪方法
CN115037352B (zh) * 2022-05-06 2023-06-16 北京理工大学 一种面向卫星波束对准增强的降噪方法
CN114844578A (zh) * 2022-05-10 2022-08-02 扬州宇安电子科技有限公司 一种多设备天线角度异常监测系统及方法
CN114927884A (zh) * 2022-05-18 2022-08-19 中国电子科技集团公司第十研究所 改善车载相控阵天线性能的动态补偿方法
CN115986422A (zh) * 2022-12-02 2023-04-18 成都知融科技有限公司 一种相控阵天线的线极化跟踪实现方法
CN115986422B (zh) * 2022-12-02 2023-06-23 成都知融科技有限公司 一种相控阵天线的线极化跟踪实现方法
CN116505266A (zh) * 2023-06-28 2023-07-28 成都迅翼卫通科技有限公司 相控阵天线全空域搜星方法及装置
CN116505266B (zh) * 2023-06-28 2023-09-15 成都迅翼卫通科技有限公司 相控阵天线全空域搜星方法及装置
US11962395B1 (en) 2023-06-28 2024-04-16 China Starwin Science & Technology Co., Ltd Whole-airspace satellite search method and device based on phased array antenna
CN116772838A (zh) * 2023-08-21 2023-09-19 成都时代宇辰科技有限公司 一种用于机械相控阵天线的惯导误差补偿的方法
CN116772838B (zh) * 2023-08-21 2023-10-20 成都时代宇辰科技有限公司 一种用于机械相控阵天线的惯导误差补偿的方法
CN117193383A (zh) * 2023-11-08 2023-12-08 成都天锐星通科技有限公司 一种基于相控阵天线的低轨卫星跟踪方法
CN117193383B (zh) * 2023-11-08 2024-02-06 成都天锐星通科技有限公司 一种基于相控阵天线的低轨卫星跟踪方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113701753B (zh) 2024-05-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113701753B (zh) 一种基于相控阵天线的定位定向装置及方法
EP4022799B1 (en) Yaw drift compensation for pointing an antenna
CA2965312C (en) Systems, methods and computer-readable media for improving platform guidance or navigation using uniquely coded signals
US8213803B2 (en) Method and system for laser based communication
US6072433A (en) Autonomous formation flying sensor
US8521427B1 (en) Vehicle navigation using cellular networks
US20190064364A1 (en) METHODS AND SYSTEMS FOR MOTION DETERMINATION OF SENSOR ELEMENTS IN SENSOR SYSTEMS USING MEMS IMUs
RU2153700C2 (ru) Система управления ориентацией и формированием изображения (варианты)
US6377211B1 (en) Apparatus and method for pointing a directional device from a moving vehicle toward a spacecraft
CN113701751B (zh) 一种基于多波束天线的导航装置
US7256734B2 (en) Spot beam antenna boresight calibration using GPS receivers
CN113960620B (zh) 高精度波束跟踪系统
CN113555688B (zh) 一种终端天线与高轨卫星的对准方法及系统
EP1110862A2 (en) Combined roll-yaw spacecraft steering method for low earth orbit target trajectory compensation
RU2303229C1 (ru) Способ формирования сигналов стабилизации и самонаведения подвижного носителя и бортовая система самонаведения для его осуществления
CN104777448B (zh) 基于单脉冲引航系统和伪卫星场的无人机回收系统和方法
CN113794497B (zh) 一种具有抗干扰定位功能的移动卫星通信天线终端
US6216983B1 (en) Ephemeris/attitude reference determination using communications links
CN113820733B (zh) 一种基于定向天线和多普勒信息的运动载体导航方法和装置
US6621453B2 (en) Satellite attitude adjustment for GPS initialization
JP2002162195A (ja) 飛翔体誘導装置
CN116111353B (zh) 相控阵天线融合装置的跟踪方法、电子设备及存储介质
US20240187045A1 (en) Yaw drift compensation for pointing an antenna
US6836242B1 (en) Method and apparatus providing general spherical search pattern, and all sub-sets thereof, for acquisition
WO2024047332A1 (en) Systems, methods and apparatus for determining object position

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