CN114485731A - 航天器双轴抛物面天线在轨指向标定方法及设备 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航天器双轴抛物面天线在轨指向标定方法及设备，方法包括以下步骤：a、航天器天线发射信号，在双轴工作范围内的不同角度处开展扫描，地面测控设备测量接收信号功率；b、获取航天器天线的扫描角度，并结合接收信号功率确定天线在各角度处的指向偏差；c、根据天线在各指向角度处的指向偏差，求解指向模型参数，并评定参数估计精度；d、基于模型参数计算天线双轴全工作空间波束指向偏差，并评定指向偏差估计精度。本发明可以提高测控通信链路质量。

Description

航天器双轴抛物面天线在轨指向标定方法及设备

技术领域

本发明涉及一种航天器双轴抛物面天线在轨指向标定方法及设备。

背景技术

现有技术中，以通信、侦查、科学探测、深空探测等为目的的航天器大多配置了抛物面天线，用来完成器地及器间通信。由于抛物面天线波束较窄，要求天线必须具备高精度的指向，这也决定了测控通信链路的质量以及任务的成败。为此，这类航天器在轨运行后，通常要对其抛物面天线进行专门的指向标定，从而实测其指向偏差，用于指向修正。根据指向控制方式可将航天器抛物面天线分为固联式和双轴式两类，前者固联于航天器本体，通过航天器改变姿态实现指向控制；后者则通过双轴机构连接于航天器本体，通过改变双轴角度来实现不同指向。由于这两类天线的指向偏差特性不同，其在轨指向标定方法和复杂度也不同。具体的，固联式天线的指向标定方法和数据处理较为统一；而双轴式天线一般需要根据天线类型来建立特定的指向模型，并通过在飞行过程中多次开展标定覆盖不同指向，进而解算模型参数，以确定全工作空间指向偏差。而对于航天器双轴抛物面天线而言，尚无统一的指向标定方法、模型和算法，并缺少对数据处理结果的精度评定。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航天器双轴抛物面天线在轨指向标定方法及设备。

为实现上述目的，本发明提供一种航天器双轴抛物面天线在轨指向标定方法及设备，方法包括以下步骤：

a、航天器天线发射信号，在双轴工作范围内的不同角度处开展扫描，地面测控设备测量接收信号功率；

b、获取航天器天线的扫描角度，并结合接收信号功率确定天线在各角度处的指向偏差；

c、根据天线在各指向角度处的指向偏差，求解指向模型参数，并评定参数估计精度；

d、基于模型参数计算天线双轴全工作空间波束指向偏差，并评定指向偏差估计精度。

根据本发明的一个方面，双轴分别记为X轴(内轴)和Y轴(外轴)，X轴与航天器本体连接，Y轴装在X轴上，图1所示位置为双轴的0°，X轴的工作范围为x₀至x_f(度)，Y轴的工作范围为y₀至y_f(度)，则根据天线X轴和Y轴的工作范围，确定开展指向扫描的双轴角度为：

[x_i,y_i](i＝1,2,…,n)，x₀≤x_i≤x_f，y₀≤y_i≤y_f。

其中，n为指向扫描总数，x₀、x_f为X轴工作范围的起、止角度，y₀、y_f为Y轴工作范围的起、止角度；

对于上述角度的选取可与双轴实际在轨使用角度结合，并尽可能均匀覆盖双轴工作范围。

根据本发明的一个方面，结合航天器在轨飞行过程，当天线双轴角度为[x_i,y_i]且指向地面测控设备时，通过地面测控设备向航天器发令控制天线双轴角度，使天线波束相对于该基本指向开展十字扫描、螺旋扫描或光栅扫描，扫描范围约1.5倍半功率波束宽度；

在天线扫描期间，地面测控设备持续接收航天器下行信号，测量接收信号功率。

根据本发明的一个方面，通过航天器的遥测数据获取扫描期间航天器天线双轴的扫描角度，并结合扫描期间地面测控设备的接收信号功率，确定天线在双轴角度为[x_i,y_i](i＝1,2,…,n)处的双轴空间波束指向偏差[α_i,β_i]；其中，α_i、β_i分别表示接收信号功率峰值对应的X轴、Y轴扫描的空间波束相对基准指向的偏差，即当双轴角度为[x_i+α_i/cosy_i,y_i+β_i]时，接收信号功率最大。如此，在航天器在轨飞行过程中，在选定的不同双轴角度处按照上述操作完成相应指向偏差的计算，直至确定出全部n组特定角度[x_i,y_i](i＝1,2,…,n)处的双轴空间波束指向偏差[α_i,β_i](i＝1,2,…,n)，并构建指向模型为：

式中，k₁、k₂为两轴编码零点偏差；k₃、k₄表示X轴(内轴)安装在航天器本体上的偏差；k₅表示两轴非正交偏差；k₆表示电轴和机械轴偏差；[α,β]表示双轴天线在[x,y]角度处的双轴空间波束指向偏差。如此，即可基于该模型求解模型参数k₁-k₆，评定参数估计精度。

根据本发明的一个方面，选取模型中的参数k₁-k₆构成参数向量K：

K＝[k₁ k₂ k₃ k₄ k₅ k₆]^T；

计算指向模型在n组特定角度处对参数向量K的Jacobi(雅克比)矩阵B：

随后，根据间接平差理论，求解参数向量K的改正量

l＝[α₁ β₁ α₂ β₂ … … α_n β_n]^T-B·K₀

式中，W为权矩阵，可取为2n×2n单位阵，K₀为状态向量K的估计初值，首次计算时可取为0，l为双轴空间波束指向偏差的实测值与理论值之差。

根据本发明的一个方面，进行参数估计，并迭代求解直至收敛。具体为，判断参数改正量

的每个元素的绝对值与门限Tol(根据实际需要设定，参考值1×10^-4)的大小，若

则退出迭代，否则，取

作为新的初始化值K₀，更新计算l，得到新的改正量

迭代结束得到参数K的最终估计值

根据本发明的一个方面，完成精度评定。具体为，先计算单位权方差

然后计算参数的协方差Σ：

该协方差Σ的对角线元素即为参数k₁-k₆估计值的方差。

根据本发明的一个方面，基于求解得到的模型参数，计算天线X轴和Y轴全工作空间波束指向偏差，并评定波束指向偏差的确定精度。具体处理方式为，基于参数向量K的最终估计值，计算天线X轴和Y轴工作范围内任意角度[x_q,y_q]处的双轴空间波束指向偏差[α_q,β_q]：

式中，

为参数K的最终估计值；

然后，评定双轴空间波束指向偏差[α_q,β_q]的估计精度：

式中，σ_αq、σ_βq分别为双轴空间波束指向偏差α_q、β_q的估计精度；B_αq、B_βq为双轴空间波束指向偏差[α_q,β_q]对参数向量K的Jacobi矩阵：

下标q代表查询。

如果根据计算得到的双轴空间波束指向偏差[α_q,β_q]对角度[x_q,y_q]处的天线空间波束指向进行修正，修正后的波束指向精度(中误差)预期为σ_αq和σ_βq。

设备，包括存储介质和处理器，所述存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时实现航天器双轴抛物面天线的在轨指向标定方法。

根据本发明的构思，针对航天器双轴抛物面天线的设计特点，提出一种在轨指向标定方法，涉及指向模型参数求解及精度评定的数据处理，以及全工作空间指向偏差及精度评定的数据处理，可用于确定航天器双轴抛物面天线在轨全工作空间波束指向偏差，并评定精度，用于指向修正，从而提高测控通信链路质量。

根据本发明的方案，通过在不同双轴工作角度处开展扫描，可确定不同角度的波束指向偏差，再基于指向模型和平差算法，估计得到模型参数，获得全工作空间波束指向偏差并评定精度，本标定方法步骤清晰、便于操作，指向模型适应性强、模拟度好，参数解算准确高效、精度客观，适应于航天器双轴抛物面天线的在轨指向标定需求。

附图说明

图1示意性表示根据本发明一种实施方式的航天器双轴抛物面天线模型图；

图2表示根据本发明一种实施方式的波束十字扫描示意图；

图3示意性表示根据本发明一种实施方式的双轴全工作空间波束指向偏差(α_q分量)计算结果图；

图4示意性表示根据本发明一种实施方式的双轴全工作空间波束指向偏差(β_q分量)计算结果图；

图5示意性表示根据本发明一种实施方式的双轴全工作空间波束指向偏差(α_q分量)估计精度图；

图6示意性表示根据本发明一种实施方式的双轴全工作空间波束指向偏差(β_q分量)估计精度图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，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。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

参见图1，本发明的航天器双轴抛物面天线在轨指向标定方法，主要用于确定航天器双轴抛物面天线在轨指向偏差，用于指向修正，从而提高测控通信链路质量。

以下以一种实施方式来详细描述本发明的方法：

在本实施方式中，以某航天器的X频段双轴2.5m口径天线为技术基线，产生在轨指向标定的相关数据，天线模型如图1所示。其中，半功率波束宽度约±0.5°，X轴、Y轴的工作范围均为-80至+80(度)。根据该天线设计状态，选定指向模型参数(真值)为：k₁＝0.05°，k₂＝0.05°，k₃＝-0.02°，k₄＝-0.02°，k₅＝0.005°，k₆＝-0.15°。即，两轴编码零点偏差均为0.05°，内轴安装在箱体上的偏差角度为-0.02°、-0.02°，两轴非正交偏差为0.005°，天线电轴和机械轴偏差为-0.15°。本实施方式取30度为步长，划分X轴、Y轴的工作范围，确定开展指向标定的25组双轴角度[x_i,y_i](i＝1,2,…,25)，如下表1所示：

表1 25组双轴角度及其双轴空间波束指向偏差(真值)

在航天器在轨飞行过程中，当天线双轴角度为上述每一组角度且指向地面测控设备时，通过地面测控设备向航天器发令控制天线双轴角度，使天线波束相对于该基本指向开展十字扫描，如图2所示，扫描范围约1.5倍半功率波束宽度。在天线扫描期间，地面测控设备持续接收航天器下行信号，测量接收信号功率。

通过航天器遥测数据，获取扫描期间航天器双轴的扫描角度，并结合扫描期间地面测控设备的接收功率，确定天线在双轴角度为[x_i,y_i]处的双轴空间波束指向偏差[α_i,β_i]。其中，α_i、β_i分别表示接收信号功率峰值对应的X轴、Y轴扫描的空间波束相对基准指向的偏差，即双轴角度为[x_i+α_i/cosy_i,y_i+β_i]时，接收信号功率最大。本实施方式在表1中波束指向偏差(真值)的基础上添加0.005度(1σ)的随机误差，作为根据峰值确定得到的[α_i,β_i]。

构建如下的6参数指向模型，求解模型参数k₁-k₆，评定参数估计精度：

式中，k₁、k₂为两轴编码零点偏差；k₃、k₄表示内轴安装在航天器本体上的偏差；k₅表示两轴非正交偏差；k₆表示电轴和机械轴偏差；[α,β]表示双轴天线在[x,y]角度处的双轴空间波束指向偏差。具体数据处理流程为，选取模型参数k₁-k₆构成参数向量K：

K＝[k₁ k₂ k₃ k₄ k₅ k₆]^T；

计算指向模型在25组特定角度处对参数向量K的Jacobi矩阵B：

根据间接平差理论，求解参数向量K的改正量

l＝[α₁ β₁ α₂ β₂ … … α_n β_n]^T-B·K₀

式中，W为权矩阵，取50×50单位阵；K₀为状态向量K的估计初值，首次计算时取0，l为双轴空间波束指向偏差的实测值与理论值之差。

随后，进行参数估计，迭代求解直至收敛，设定收敛门限Tol为1×10^-4。根据改正量

的计算公式，首次求解得到：

由于

则取

作为新的初始化值K₀计算对应新的初始化值的参数改正量，经判断，

在10^-16量级，达到收敛条件，迭代结束得到参数K的最终估计值

为：

最后，完成精度评定。具体为，先计算单位权方差

然后，按照下式计算参数的协方差Σ：

该矩阵的对角线元素即为参数k₁-k₆估计值的方差，开平方得到中误差σ₁-σ₆：

航天器双轴天线的指向模型参数k₁-k₆估计值与真值的比对及估计值的中误差如下表2所示：

表2参数估计值和真实值比对(单位：度)

由此可见，指向模型的6个参数估计准确，精度评定客观，与真实值相比，估计值的绝对误差在±3σ范围内。

最后，基于求解得到的模型参数及精度，计算X轴、Y轴全工作空间波束指向偏差，并评定波束指向偏差的确定精度。具体处理流程为，首先基于参数向量K的最终估计值，计算X轴、Y轴工作范围内任意角度[x_q,y_q]处的双轴空间波束指向偏差[α_q,β_q]：

式中，

为参数K的最终估计值。

如图3和图4示出的双轴全工作空间波束指向偏差[α_q,β_q]的计算结果可知，α_q分量在0.1-0.2度范围，β_q分量较小，在0.1度以内。

随后，评定双轴空间波束指向偏差[α_q,β_q]的估计精度：

式中，σ_αq、σ_βq分别为双轴空间波束指向偏差α_q、β_q的估计精度；B_αq、B_βq为双轴空间波束指向偏差[α_q,β_q]对参数向量K的Jacobi矩阵：

如果根据计算得到的双轴空间波束指向偏差[α_q,β_q]对角度[x_q,y_q]处的天线空间波束指向进行修正，修正后的波束指向精度(中误差)预期为σ_αq、σ_βq。

如图5和图6示出的双轴全工作空间波束指向偏差[α_q,β_q]的估计精度可知，估计精度与具体角度相关。其中，α_q分量估计精度稍差，本实施方式中最差约0.0040度；β_q分量的估计精度稍好，本实施方式中最差约0.0022度。以X轴、Y轴工作范围内的四个边缘角度为例，该航天器双轴全工作空间波束指向偏差[α_q,β_q]的估计值与真值的比对及估计值的中误差如下表3所示：

表3指向偏差的估计值和真实值比对(单位：度)

由此可见，四个边缘角度的双轴空间波束指向偏差估计准确，精度评定客观，与真实值相比，估计值的绝对误差在±3σ范围内。

本发明的设备，包括存储介质和处理器，存储介质存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现航天器双轴抛物面天线在轨指向标定方法。

综上所述，本发明的航天器双轴抛物面天线在轨指向标定方法，通过在不同双轴工作角度处开展扫描，确定不同角度的指向偏差，基于指向模型和平差算法，估计得到模型参数，获得全工作空间指向偏差，并评定精度，本标定方法步骤清晰、便于操作，指向模型适应性强、模拟度好，参数解算准确高效、精度客观，适应于航天器双轴抛物面天线的在轨指向标定需求。

以上所述仅为本发明的实施方式而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种航天器双轴抛物面天线在轨指向标定方法，包括以下步骤：

a、航天器天线发射信号，在双轴工作范围内的不同角度处开展扫描，地面测控设备测量接收信号功率；

b、获取航天器天线的扫描角度，并结合接收信号功率确定天线在各角度处的指向偏差；

c、根据天线在各指向角度处的指向偏差，求解指向模型参数，并评定参数估计精度；

d、基于模型参数计算天线双轴全工作空间波束指向偏差，并评定指向偏差估计精度。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述步骤(a)中，根据天线X轴和Y轴的工作范围，确定开展指向扫描的双轴角度为：

[x_i,y_i](i＝1,2,…,n)，x₀≤x_i≤x_f，y₀≤y_i≤y_f；

其中，n为指向扫描总数，x₀、x_f为X轴工作范围的起、止角度，y₀、y_f为Y轴工作范围的起、止角度；

当天线双轴角度为[x_i,y_i]且指向地面测控设备时，通过地面测控设备向航天器发令控制天线双轴角度，使天线波束开展十字扫描、螺旋扫描或光栅扫描；

在天线扫描期间，地面测控设备持续接收航天器下行信号，测量接收信号功率。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述步骤(b)中，通过航天器的遥测数据获取扫描期间天线双轴的扫描角度，并结合扫描期间的接收信号功率，确定天线在双轴角度为[x_i,y_i](i＝1,2,…,n)处的双轴空间波束指向偏差[α_i,β_i]；

其中，α_i、β_i分别表示接收信号功率峰值对应的X轴、Y轴扫描的空间波束相对基准指向的偏差，即当双轴角度为[x_i+α_i/cosy_i,y_i+β_i]时，接收信号功率最大。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述步骤(c)中，根据n组特定角度[x_i,y_i](i＝1,2,…,n)处的双轴空间波束指向偏差[α_i,β_i](i＝1,2,…,n)和下列指向模型：

式中，k₁、k₂为两轴编码零点偏差；k₃、k₄表示X轴安装在航天器本体上的偏差；k₅表示两轴非正交偏差；k₆表示电轴和机械轴偏差；[α,β]表示双轴天线在[x,y]角度处的双轴空间波束指向偏差；

求解模型参数k₁-k₆，并评定参数估计精度。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述步骤(c)包括：

c1、选取模型参数k₁-k₆构成参数向量K：

K＝[k₁ k₂ k₃ k₄ k₅ k₆]^T；

c2、计算指向模型在n组特定角度处对参数向量K的Jacobi矩阵B：

c3、求解参数向量K的改正量

l＝[α₁ β₁ α₂ β₂ … … α_n β_n]^T-B·K₀

式中，W为权矩阵，K₀为状态向量K的估计初值，l为双轴空间波束指向偏差的实测值与理论值之差；

c4、进行参数估计，并迭代求解直至收敛；判断参数改正量

的每个元素的绝对值与门限Tol的大小，若

则退出迭代，否则，取

作为新的初始化值K₀，更新计算所述步骤(c3)中的l，得到新的改正量

迭代结束得到参数K的最终估计值

c5、完成精度评定；计算单位权方差

计算参数的协方差Σ：

协方差Σ的对角线元素即为参数k₁-k₆估计值的方差。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，在所述步骤(d)中，基于求解得到的模型参数，计算天线X轴和Y轴全工作空间波束指向偏差，并评定波束指向偏差的确定精度；

所述步骤(d)包括：

d1、基于参数向量K的最终估计值，计算天线X轴和Y轴工作范围内任意角度[x_q,y_q]处的双轴空间波束指向偏差[α_q,β_q]：

式中，

为参数K的最终估计值；

d2、评定双轴空间波束指向偏差[α_q,β_q]的估计精度：

式中，σ_αq、σ_βq分别为双轴空间波束指向偏差α_q、β_q的估计精度；B_αq、B_βq为双轴空间波束指向偏差[α_q,β_q]对参数向量K的Jacobi矩阵，为：

7.一种设备，包括存储介质和处理器，所述存储介质存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被所述处理器执行时实现权利要求1-6中任一项所述的方法。

Images