CN114583451B - 一种动中通对星跟踪方法、装置、系统及计算机设备 - Google Patents

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CN114583451B CN202210455854.3A CN202210455854A CN114583451B CN 114583451 B CN114583451 B CN 114583451B CN 202210455854 A CN202210455854 A CN 202210455854A CN 114583451 B CN114583451 B CN 114583451B
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Abstract

本发明涉及动中通技术领域，公开了一种动中通对星跟踪方法、装置、系统及计算机设备。通过本发明创造，提供了一种用于在开机对星及对星跟踪过程中提升对星跟踪反应速度和卫星锁定能力的新方案，即一方面为了减少机械误差，选择将惯导设备安装在天线面上，这样更能准确的获得姿态数据，同时配合姿态旋转和电机控制，就能使天线姿态能更好更稳定的锁定卫星，另一方面在完成初步开机对星后，可通过寻找天线信号最大值的方式解决惯导的航向漂移问题，进而可以解决现有动中通系统在开机对星及对星跟踪过程中所遇到的对星跟踪反应慢和卫星锁定能力差的问题，便于实际应用和推广。

Description

一种动中通对星跟踪方法、装置、系统及计算机设备
技术领域
本发明属于动中通技术领域，具体地涉及一种动中通对星跟踪方法、装置、系统及计算机设备。
背景技术
动中通是“移动中的卫星地面站通信系统”的简称。通过动中通系统，可使得诸如车辆、轮船和飞机等移动载体在运动过程中能够实时跟踪通讯卫星等平台，进而可不间断地传递语音、数据和图像等多媒体信息，满足各种军民用应急通信和在移动条件下的多媒体通信的需求。由于动中通系统很好地解决了移动载体在运动中通过通讯卫星实时不断地传递多媒体信息的难关，是通信领域的一次重大突破，因此在军民两个领域都有极为广泛的发展前景。
动中通在对通讯卫星的跟踪过程中会遇到各种问题，比如天气、遮挡和气温等都会对通讯造成影响，如何在运动中快速进行天线对星和对星恢复以及如何判断对星跟踪的准确度和稳定度，都成为衡量动中通的性能指标。在现有技术中对于诸如车载、船载和机载等载具的动中通应用基本都是单一的适配，使得动中通对于不同载具有着很差的适应能力，例如在运动中的开机对星、遮挡恢复和旁瓣处理等方面都有一定的缺陷。
详细的，对于动中通的天线姿态角度控制，需要准确的姿态数据，然而现有技术是将惯导设备放在载具平台上，通过检测载具平台的姿态再去调整天线姿态，这样就有机械误差的存在，不能更快地收敛到给定的方位上；以及由于航向只能通过惯导设备中的陀螺仪积分得到，长时间运行会出现漂移，进而使得存在对星跟踪反应慢和卫星锁定能力差的问题。
详细的，对于卫星信号强度的跟踪，虽然可以用信标机给出信号接收强度来评判天线对星的准确度（即信号接收强度越大，天线对星越准），但是该信号接收强度可能受旁瓣、天气和遮挡等情况而不同，特别是在移动过程中影响很大，如何确定天线对星的准确度是很重要的问题。另外，虽然诸如旁瓣、天气和遮挡等情况都会对信标值产生影响，但是不能一概而论的进行处理，因为不同的情况应该使用不同的扫描策略，使其更快更准的锁定卫星，给用户提供更流畅的体验。
详细的，在动中通系统的正常工作过程中，惯导的航向轴是会漂移的，而在信号遮挡后，如何判断是因天线角度变化而引起的信号丢失还是有遮挡物使信号丢失，也是很重要的问题，并且针对不同的情况，也需要不同的快速恢复策略。
发明内容
为了解决现有动中通系统在开机对星及对星跟踪过程中所遇到的对星跟踪反应慢和卫星锁定能力差的问题，本发明目的在于提供一种动中通对星跟踪方法、装置、系统、计算机设备及计算机可读存储介质。
第一方面，本发明提供了一种动中通对星跟踪方法,包括：
根据由惯导设备采集的天线面姿态数据，通过旋转变换得到所述动中通的天线面在北东地坐标系下的姿态向量，其中，所述惯导设备固定设置在所述天线面上；
根据所述天线面在地心地固坐标系下的第一坐标向量和目标卫星在所述地心地固坐标系下的第二坐标向量，通过向量减法计算得到所述天线面在所述地心地固坐标系下的目标向量；
根据所述姿态向量和所述目标向量，计算得到俯仰角误差值和航向角误差值；
根据所述俯仰角误差值对俯仰电机进行误差减少控制，以及根据所述航向角误差值对航向电机进行误差减少控制，使所述天线面朝向所述目标卫星，其中，所述俯仰电机为调节所述天线面的俯仰角的执行机构，所述航向电机为调节所述天线面的航向角的执行机构；
根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 764315DEST_PATH_IMAGE001
内的航向角扫描控制，其中，
Figure 990897DEST_PATH_IMAGE002
表示所述航向角最新值，
Figure 763681DEST_PATH_IMAGE003
表示预设的扫描角度值；
在所述航向角扫描控制结束后，根据由信标机在扫描过程中给出的天线接收信号强度，确定与最大信号强度对应的扫描时航向角；
对所述航向电机进行控制，使所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角更新为所述扫描时航向角。
基于上述发明内容，可提供一种用于在开机对星及对星跟踪过程中提升对星跟踪反应速度和卫星锁定能力的新方案，即一方面为了减少机械误差，选择将惯导设备安装在天线面上，这样更能准确的获得姿态数据，同时配合姿态旋转和电机控制，就能使天线姿态能更好更稳定的锁定卫星，另一方面在完成初步开机对星后，可通过寻找天线信号最大值的方式解决惯导的航向漂移问题，进而可以解决现有动中通系统在开机对星及对星跟踪过程中所遇到的对星跟踪反应慢和卫星锁定能力差的问题，便于实际应用和推广。
在一个可能的设计中，根据由惯导设备采集的天线面姿态数据，通过旋转变换得到所述动中通的天线面在北东地坐标系下的姿态向量，包括：
获取由惯导设备采集的天线面姿态数据，其中，所述惯导设备固定设置在所述动中通的天线面上；
按照如下旋转矩阵变换得到所述天线面在北东地坐标系下的横滚角、俯仰角和航向角：
Figure 583344DEST_PATH_IMAGE004
Figure 695657DEST_PATH_IMAGE005
Figure 827561DEST_PATH_IMAGE006
式中，
Figure 822062DEST_PATH_IMAGE007
表示所述天线面在北东地坐标系下的横滚角，
Figure 697614DEST_PATH_IMAGE008
表示在所述天线面姿态数据中的且所述天线面在所述惯导设备的姿态坐标系下的横滚角，
Figure 477482DEST_PATH_IMAGE009
表示所述天线面在北东地坐标系下的俯仰角，
Figure 514708DEST_PATH_IMAGE010
表示在所述天线面姿态数据中的且所述天线面在所述姿态坐标系下的俯仰角，
Figure 262085DEST_PATH_IMAGE011
表示所述天线面在北东地坐标系下的航向角，
Figure 675748DEST_PATH_IMAGE012
表示在所述天线面姿态数据中的且所述天线面在所述惯导设备的姿态坐标系下的航向角；
根据所述天线面在所述北东地坐标系下的横滚角、俯仰角和航向角，得到所述天线面在所述北东地坐标系下的姿态向量。
在一个可能的设计中，根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 310123DEST_PATH_IMAGE013
内的航向角扫描控制，包括：
获取由信标机给出的天线接收信号强度最新值；
判断所述天线接收信号强度最新值是否小于预设的信号强度阈值；
若是，则按照如下方式（A）～（C）中的任意一种进行扫描：
（A）根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 783830DEST_PATH_IMAGE014
内的航向角扫描控制，其中，
Figure 487344DEST_PATH_IMAGE015
表示所述航向角最新值，
Figure 704698DEST_PATH_IMAGE016
表示与比值
Figure 193580DEST_PATH_IMAGE017
正相关的数值，
Figure 103767DEST_PATH_IMAGE018
表示所述信号强度阈值，
Figure 560156DEST_PATH_IMAGE019
表示所述天线接收信号强度最新值，
Figure 315622DEST_PATH_IMAGE020
表示预设的扫描角度值；
（B）基于扫描频率
Figure 377119DEST_PATH_IMAGE021
，多次根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 206010DEST_PATH_IMAGE013
内的航向角扫描控制，其中，
Figure 884116DEST_PATH_IMAGE022
表示与比值
Figure 646536DEST_PATH_IMAGE023
正相关的数值，
Figure 359277DEST_PATH_IMAGE024
表示所述信号强度阈值，
Figure 611267DEST_PATH_IMAGE025
表示所述天线接收信号强度最新值，
Figure 792981DEST_PATH_IMAGE015
表示所述航向角最新值，
Figure 93512DEST_PATH_IMAGE026
表示预设的扫描角度值；
（C）基于扫描频率
Figure 660760DEST_PATH_IMAGE027
，多次根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 818071DEST_PATH_IMAGE028
内的航向角扫描控制，其中，
Figure 736349DEST_PATH_IMAGE022
表示与比值
Figure 388041DEST_PATH_IMAGE023
正相关的数值，
Figure 75375DEST_PATH_IMAGE024
表示所述信号强度阈值，
Figure 403588DEST_PATH_IMAGE025
表示所述天线接收信号强度最新值，
Figure 746844DEST_PATH_IMAGE015
表示所述航向角最新值，
Figure 185916DEST_PATH_IMAGE029
表示与所述比值
Figure 744067DEST_PATH_IMAGE030
正相关的另一数值，
Figure 243182DEST_PATH_IMAGE026
表示预设的扫描角度值。
在一个可能的设计中，在根据所述俯仰角误差值对俯仰电机进行误差减少控制，以及根据所述航向角误差值对航向电机进行误差减少控制，使所述天线面朝向所述目标卫星之后，所述方法还包括：
根据由信标机实时给出的天线接收信号强度，判断来自所述目标卫星的卫星信号是否丢失；
若判定卫星信号丢失，则根据由卫星定位器的实时接收结果，判断卫星定位信号是否同时丢失，其中，所述卫星定位器固定设置在所述天线面的载具上并远离所述天线面；
若判定卫星定位信号也丢失，则中止根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行航向角扫描控制，直到所述卫星定位器恢复接收到所述卫星定位信号；
若判定卫星定位信号未丢失或者若所述卫星定位器恢复接收到所述卫星定位信号，则连续多次地根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行扫描角度范围逐次增大的航向角扫描控制，并根据扫描结果调整所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角，其中，所述扫描角度范围的角度上下限差值不大于预设的角度阈值。
在一个可能的设计中，若判定卫星定位信号未丢失或者若所述卫星定位器恢复接收到所述卫星定位信号，则连续多次地根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行扫描角度范围逐次增大的航向角扫描控制，包括：
在判定卫星定位信号未丢失时或者在所述卫星定位器恢复接收到所述卫星定位信号时，启动计时器；
在所述计时器的计时达到预设的时长阈值时，若根据由所述信标机实时给出的天线接收信号强度，仍判定卫星信号丢失，则对所述航向电机进行360度全方位的航向角扫描控制。
在一个可能的设计中，所述俯仰电机或所述航向电机采用基于FOC矢量控制算法和ADRC滤波算法进行控制的无刷直流电机。
第二方面，本发明提供了一种动中通对星跟踪装置，适用于布置在动中通的天线主控设备中，包括有姿态向量计算模块、目标向量计算模块、角度差值计算模块、第一调节控制模块、航向扫描控制模块、航向角确定模块和第二调节控制模块；
所述姿态向量计算模块，用于根据由惯导设备采集的天线面姿态数据，通过旋转变换得到所述动中通的天线面在北东地坐标系下的姿态向量，其中，所述惯导设备固定设置在所述天线面上；
所述目标向量计算模块，用于根据所述天线面在地心地固坐标系下的第一坐标向量和目标卫星在所述地心地固坐标系下的第二坐标向量，通过向量减法计算得到所述天线面在所述地心地固坐标系下的目标向量；
所述角度差值计算模块，分别通信连接所述姿态向量计算模块和所述目标向量计算模块，用于根据所述姿态向量和所述目标向量，计算得到俯仰角误差值和航向角误差值；
所述第一调节控制模块，通信连接所述角度差值计算模块，用于根据所述俯仰角误差值对俯仰电机进行误差减少控制，以及根据所述航向角误差值对航向电机进行误差减少控制，使所述天线面朝向所述目标卫星，其中，所述俯仰电机为调节所述天线面的俯仰角的执行机构，所述航向电机为调节所述天线面的航向角的执行机构；
所述航向扫描控制模块，通信连接所述姿态向量计算模块，用于根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 73735DEST_PATH_IMAGE031
内的航向角扫描控制，其中，
Figure 113235DEST_PATH_IMAGE032
表示所述航向角最新值，
Figure 522963DEST_PATH_IMAGE026
表示预设的扫描角度值；
所述航向角确定模块，通信连接所述航向扫描控制模块，用于在所述航向角扫描控制结束后，根据由信标机在扫描过程中给出的天线接收信号强度，确定与最大信号强度对应的扫描时航向角；
所述第二调节控制模块，通信连接所述航向角确定模块，用于对所述航向电机进行控制，使所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角更新为所述扫描时航向角。
第三方面，本发明提供了一种动中通对星跟踪系统，包括有天线、惯导设备、卫星定位器、信标机、调制解调器、航向电机、俯仰电机和天线主控设备，其中，所述惯导设备固定设置在所述天线的天线面上，所述卫星定位器固定设置在所述天线面的载具上并远离所述天线面；
所述惯导设备，用于实时采集天线面姿态数据；
所述卫星定位器，用于实时获取所在位置的经纬度和高度，以便得到所述天线面在地心地固坐标系下的第一坐标向量
所述信标机，用于实时给出天线接收信号强度；
所述调制解调器，用于确定目标卫星，并提供所述目标卫星的经纬度和高度，以便得到所述目标卫星在所述地心地固坐标系下的第二坐标向量；
所述天线主控设备，分别通信连接所述惯导设备、所述卫星定位器、所述信标机、所述调制解调器、所述航向电机和所述俯仰电机，用于执行如第一方面或第一方面中任意可能设计所述的动中通对星跟踪方法。
第四方面，本发明提供了一种计算机设备，包括有依次通信连接的存储器、处理器和收发器，其中，所述存储器用于存储计算机程序，所述收发器用于收发消息，所述处理器用于读取所述计算机程序，执行如第一方面或第一方面中任意可能设计所述的动中通对星跟踪方法。
第五方面，本发明提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有指令，当所述指令在计算机上运行时，执行如第一方面或第一方面中任意可能设计所述的动中通对星跟踪方法。
第六方面，本发明提供了一种包含指令的计算机程序产品，当所述指令在计算机上运行时，使所述计算机执行如第一方面或第一方面中任意可能设计所述的动中通对星跟踪方法。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述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例，对于本领域普通技术人员来讲，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。
图1是本发明提供的动中通对星跟踪方法的流程示意图。
图2是本发明提供的姿态向量的旋转变换示例图。
图3是本发明提供的无刷直流电机的驱动控制流程示意图。
图4是本发明提供的动中通对星跟踪装置的结构示例图。
图5是本发明提供的动中通对星跟踪系统的结构示意图。
图6是本发明提供的计算机设备的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图及具体实施例来对本发明作进一步阐述。在此需要说明的是，对于这些实施例方式的说明虽然是用于帮助理解本发明，但并不构成对本发明的限定。本文公开的特定结构和功能细节仅用于描述本发明示例的实施例。然而，可用很多备选的形式来体现本发明，并且不应当理解为本发明限制在本文阐述的实施例中。
应当理解，尽管本文可能使用术语第一、第二等等来描述各种对象，但是这些对象不应当受到这些术语的限制。这些术语仅用于区分一个对象和另一个对象。例如可以将第一对象称作第二对象,并且类似地可以将第二对象称作第一对象，同时不脱离本发明的示例实施例的范围。
应当理解，对于本文中可能出现的术语“和/或”，其仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A、单独存在B或者同时存在A和B等三种情况；对于本文中可能出现的术语“/和”，其是描述另一种关联对象关系，表示可以存在两种关系，例如，A/和B，可以表示：单独存在A或者同时存在A和B等两种情况；另外，对于本文中可能出现的字符“/”，一般表示前后关联对象是一种“或”关系。
实施例一
如图1所示，本实施例提供的所述动中通对星跟踪方法,可以但不限于由具有一定计算资源的且作为动中通的天线主控设备的计算机设备执行，以便解决现有动中通系统在开机对星及对星跟踪过程中所遇到的对星跟踪反应慢和卫星锁定能力差的问题，便于实际应用和推广。如图1所示，所述动中通对星跟踪方法，由动中通的天线主控设备执行，可以但不限于包括有如下步骤S1～S7。
S1.根据由惯导设备采集的天线面姿态数据，通过旋转变换得到所述动中通的天线面在北东地坐标系（North East Down，缩写为NED，简称为n坐标系，也叫做导航坐标系，是在导航时根据导航系统工作的需要而选取的用于导航解算的参考坐标系）下的姿态向量，其中，所述惯导设备固定设置在所述天线面上。
在所述步骤S1中，所述惯导设备即为具有惯性导航系统（INS，简称惯导）的现有设备，其可不依赖于外部信息且也不向外部辐射能量来进行自主式导航；其工作环境不仅包括空中和地面，还可以在水下。所述惯导设备的基本工作原理是以牛顿力学定律为基础，通过测量载体在惯性参考系的加速度，将它对时间进行积分，且把它变换到导航坐标系中，就能够得到在导航坐标系中的速度、偏航角和位置等信息，因此在将所述惯导设备固定设置在所述天线面上后，可以实时采集得到所述天线面姿态数据，其中，所述天线面姿态数据包含但不限于有所述天线面在所述惯导设备的姿态坐标系下的横滚角、俯仰角和航向角。由于所述惯导设备主要检测的是天线的姿态，所以需要安装在天线上，而天线的姿态不能随着设备整体的移动而移动，而直观的姿态是整体设备的姿态，所以就需要进行姿态转换，才能进行直观的控制，以便通过姿态处理，能够实现在大幅度摆动或者高速运动的环境下进行对星锁定。具体的，根据由惯导设备采集的天线面姿态数据，通过旋转变换得到所述动中通的天线面在北东地坐标系下的姿态向量，包括但不限于有如下步骤S11～S13。
S11.获取由惯导设备采集的天线面姿态数据，其中，所述惯导设备固定设置在所述动中通的天线面上。
S12.按照如下旋转矩阵变换得到所述天线面在北东地坐标系下的横滚角、俯仰角和航向角：
Figure 192979DEST_PATH_IMAGE033
Figure 245248DEST_PATH_IMAGE034
Figure 291702DEST_PATH_IMAGE035
式中，
Figure 73713DEST_PATH_IMAGE036
表示所述天线面在北东地坐标系下的横滚角，
Figure 665362DEST_PATH_IMAGE037
表示在所述天线面姿态数据中的且所述天线面在所述惯导设备的姿态坐标系下的横滚角，
Figure 204928DEST_PATH_IMAGE038
表示所述天线面在北东地坐标系下的俯仰角，
Figure 789493DEST_PATH_IMAGE039
表示在所述天线面姿态数据中的且所述天线面在所述姿态坐标系下的俯仰角，
Figure 160432DEST_PATH_IMAGE040
表示所述天线面在北东地坐标系下的航向角，
Figure 437829DEST_PATH_IMAGE041
表示在所述天线面姿态数据中的且所述天线面在所述惯导设备的姿态坐标系下的航向角。
S13.根据所述天线面在所述北东地坐标系下的横滚角、俯仰角和航向角，得到所述天线面在所述北东地坐标系下的姿态向量。
如图2所示，举例的，假设所述天线面在所述惯导设备的姿态坐标系下的姿态为A，需要旋转到北东地坐标系下的姿态B，具体旋转方式（以右手定则为准，以外旋的方式）是先以Y（Pitch）轴正向旋转90度，再以Z轴反向旋转90度，这样就得到了所需要的北东地坐标系，此时就能得到正常的
Figure 277741DEST_PATH_IMAGE036
、
Figure 400417DEST_PATH_IMAGE038
和
Figure 94704DEST_PATH_IMAGE042
等3个角度，然后利用这3个角度，可以得到在北东地坐标系下的姿态向量
Figure 277424DEST_PATH_IMAGE043
。
S2.根据所述天线面在地心地固坐标系（Earth-Centered, Earth-Fixed，简称ECEF，是一种以地心为原点的地固坐标系，是一种笛卡儿坐标系）下的第一坐标向量和目标卫星在所述地心地固坐标系下的第二坐标向量，通过向量减法计算得到所述天线面在所述地心地固坐标系下的目标向量。
在所述步骤S2中，所述第一坐标向量可以根据所述天线面的当前所在位置（即经纬度和高度，具体可来源于卫星定位器；为了避免信号干扰，所述卫星定位器需固定设置在所述天线面的载具上并远离所述天线面）来常规得到。而所述目标卫星可由动中通的调制解调器来确定，并由该调制解调器来提供所述目标卫星的经纬度和高度，进而可常规得到所述第二坐标向量。假设所述第一坐标向量用
Figure 853898DEST_PATH_IMAGE044
表示，所述第二坐标向量用
Figure 530998DEST_PATH_IMAGE045
表示，则通过向量减法定理，可计算得到所述目标向量为
Figure 876529DEST_PATH_IMAGE046
。
S3.根据所述姿态向量和所述目标向量，计算得到俯仰角误差值和航向角误差值。
在所述步骤S3中，虽然所述姿态向量和所述目标向量为不同坐标系下的向量，但是可以通过常规的坐标变换，计算得到所述俯仰角误差值和所述航向角误差值。
S4.根据所述俯仰角误差值对俯仰电机进行误差减少控制，以及根据所述航向角误差值对航向电机进行误差减少控制，使所述天线面朝向所述目标卫星，其中，所述俯仰电机为调节所述天线面的俯仰角的执行机构，所述航向电机为调节所述天线面的航向角的执行机构。
在所述步骤S4中，为了降低功耗和提高灵敏性，所述俯仰电机和所述航向电机优先选用无刷直流电机，并配合FOC（Field-Oriented Control，磁场导向控制,又称为矢量控制）矢量控制算法等实现低功耗特性，同时也便于进行更快的响应速度和更精准更稳定的控制，即所述俯仰电机或所述航向电机采用基于FOC矢量控制算法和ADRC（ActiveDisturbance Rejection Control,自抗扰控制技术）滤波算法进行控制的无刷直流电机，其中，所述FOC矢量控制算法包括但不限于有速度环、位置环、力矩环、Clarke变换（具体公式为：
Figure 230150DEST_PATH_IMAGE047
，式中，
Figure 28342DEST_PATH_IMAGE048
表示A相电流，
Figure 506203DEST_PATH_IMAGE049
表示B相电流）、Park变换（具体公式为：
Figure 706240DEST_PATH_IMAGE050
，
Figure 230763DEST_PATH_IMAGE051
，式中，
Figure 516250DEST_PATH_IMAGE052
表示反馈电角度）、反Park变换（具体公式为：
Figure 800732DEST_PATH_IMAGE053
，
Figure 58538DEST_PATH_IMAGE054
，式中，
Figure 753962DEST_PATH_IMAGE055
表示反馈电角度，
Figure 792325DEST_PATH_IMAGE056
表示基于
Figure 864186DEST_PATH_IMAGE057
做伺服控制计算的结果，
Figure 523969DEST_PATH_IMAGE058
表示基于
Figure 655873DEST_PATH_IMAGE059
做伺服控制计算的结果）以及SVPWM（Space Vector Pulse Width Modulation，空间矢量脉宽调制）等算法和控制；而所述ADRC滤波算法用于速度闭环、位置环和力矩环的PID（ProportionIntegral Differential，指按偏差的比例P、积分I和微分D进行控制）控制，具体控制框图如图3所示。
S5.根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 853636DEST_PATH_IMAGE013
内的航向角扫描控制，其中，
Figure 729188DEST_PATH_IMAGE015
表示所述航向角最新值，
Figure 758324DEST_PATH_IMAGE026
表示预设的扫描角度值。
在所述步骤S5中，天线接收信号强度可通过信标机给出，以及在动中通的运动过程中，天线的角度可以通过惯导设备给出的姿态进行闭环，但是航向只能通过所述惯导设备中的陀螺仪积分得到，长时间运行会出现漂移，所以需要不断地进行航向扫描，以确定天线航向角度是否对准卫星，并随时修正航向角度。同时为了保证通讯的连续性和稳定性，航向扫描的角度不能太大，可能需要多次小角度扫描，即在每次扫描过程中限定了角度范围为
Figure 811862DEST_PATH_IMAGE013
。
S6.在所述航向角扫描控制结束后，根据由信标机在扫描过程中给出的天线接收信号强度，确定与最大信号强度对应的扫描时航向角。
S7.对所述航向电机进行控制，使所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角更新为所述扫描时航向角。
基于前述步骤S5～S7，可在基于步骤S1～S4完成初步开机对星后，通过寻找天线信号最大值的方式解决惯导的航向漂移问题。
由此基于前述步骤S1～S7所详细描述的动中通对星跟踪方法，提供了一种用于在开机对星及对星跟踪过程中提升对星跟踪反应速度和卫星锁定能力的新方案，即一方面为了减少机械误差，选择将惯导设备安装在天线面上，这样更能准确的获得姿态数据，同时配合姿态旋转和电机控制，就能使天线姿态能更好更稳定的锁定卫星，另一方面在完成初步开机对星后，可通过寻找天线信号最大值的方式解决惯导的航向漂移问题，进而可以解决现有动中通系统在开机对星及对星跟踪过程中所遇到的对星跟踪反应慢和卫星锁定能力差的问题，便于实际应用和推广。此外，通过对信标值进行记录分析并实时找出最优值的方法，可使动中通运动过程中对天气变化和遮挡物变化过程提供最优的跟踪反馈，使系统更简单的判断是天线方位偏差还是外界环境的影响，从而可以分析出是否需要增大扫描角度来寻找最优锁定角度；以及通过自适应算法对姿态、信标和电机控制的融合，实现了更加流畅和精准的对星流程；以及使用FOC及ADRC算法对无刷电机进行控制，可使得电机能够很好的配合惯导和信标值对卫星信号进行精准和快速跟踪。
本实施例在前述第一方面的技术方案基础上，还提供了一种进一步提升对星跟踪反应速度和卫星锁定能力的可能设计一，即根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 824817DEST_PATH_IMAGE031
内的航向角扫描控制，包括但不限于有如下步骤S51～S53。
S51.获取由信标机给出的天线接收信号强度最新值。
S52.判断所述天线接收信号强度最新值是否小于预设的信号强度阈值。
S53.若是，则按照如下方式（A）～（C）中的任意一种进行扫描：
（A）根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 238481DEST_PATH_IMAGE060
内的航向角扫描控制，其中，
Figure 627784DEST_PATH_IMAGE032
表示所述航向角最新值，
Figure 367070DEST_PATH_IMAGE061
表示与比值
Figure 336163DEST_PATH_IMAGE062
正相关的数值，
Figure 553518DEST_PATH_IMAGE063
表示所述信号强度阈值，
Figure 42399DEST_PATH_IMAGE025
表示所述天线接收信号强度最新值，
Figure 687007DEST_PATH_IMAGE064
表示预设的扫描角度值；
（B）基于扫描频率
Figure 143396DEST_PATH_IMAGE065
，多次根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 898863DEST_PATH_IMAGE031
内的航向角扫描控制，其中，
Figure 507830DEST_PATH_IMAGE066
表示与比值
Figure 57760DEST_PATH_IMAGE062
正相关的数值，
Figure 1445DEST_PATH_IMAGE063
表示所述信号强度阈值，
Figure 560602DEST_PATH_IMAGE025
表示所述天线接收信号强度最新值，
Figure 758497DEST_PATH_IMAGE032
表示所述航向角最新值，
Figure 10486DEST_PATH_IMAGE026
表示预设的扫描角度值；
（C）基于扫描频率
Figure 175889DEST_PATH_IMAGE027
，多次根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 273158DEST_PATH_IMAGE028
内的航向角扫描控制，其中，
Figure 309247DEST_PATH_IMAGE022
表示与比值
Figure 214361DEST_PATH_IMAGE023
正相关的数值，
Figure 867060DEST_PATH_IMAGE024
表示所述信号强度阈值，
Figure 768019DEST_PATH_IMAGE025
表示所述天线接收信号强度最新值，
Figure 455353DEST_PATH_IMAGE015
表示所述航向角最新值，
Figure 799878DEST_PATH_IMAGE029
表示与所述比值
Figure 939872DEST_PATH_IMAGE067
正相关的另一数值，
Figure 378943DEST_PATH_IMAGE026
表示预设的扫描角度值。
由此基于前述步骤S51～S53所描述的可能设计一，可在信号强度阈值越小时，按比例增大扫描角度和/或扫描频率，以确保能快速收敛，进一步提升对星跟踪反应速度和卫星锁定能力。
本实施例在前述第一方面或可能设计一的技术方案基础上，还提供了一种在完全遮挡时快速进行对星恢复的可能设计二，即在根据所述俯仰角误差值对俯仰电机进行误差减少控制，以及根据所述航向角误差值对航向电机进行误差减少控制，使所述天线面朝向所述目标卫星之后，所述方法还包括但不限于有如下步骤S81～S84。
S81.根据由信标机实时给出的天线接收信号强度，判断来自所述目标卫星的卫星信号是否丢失。
在所述步骤S81中，可具体但不限于通过阈值比较方式来判断所述卫星信号是否丢失。
S82.若判定卫星信号丢失，则根据由卫星定位器的实时接收结果，判断卫星定位信号是否同时丢失，其中，所述卫星定位器固定设置在所述天线面的载具上并远离所述天线面。
在所述步骤S82中，由于在穿过诸如立交桥和隧道等物体时，无论天线怎么扫描都不会有信号，同时卫星定位器（例如GPS定位器）也必定会失去锁定，即卫星定位信号丢失，因此可以利用卫星定位信号的接收结果来判断天线体是否进入扫描模式。
S83.若判定卫星定位信号也丢失，则中止根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行航向角扫描控制，直到所述卫星定位器恢复接收到所述卫星定位信号。
S84.若判定卫星定位信号未丢失或者若所述卫星定位器恢复接收到所述卫星定位信号，则连续多次地根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行扫描角度范围逐次增大的航向角扫描控制，并根据扫描结果调整所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角，其中，所述扫描角度范围的角度上下限差值不大于预设的角度阈值。
在所述步骤S84中，各次根据扫描结果调整所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角的具体方式，可参照前述步骤S6～S7，于此不再赘述。此外由于是连续多次地根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行扫描角度范围逐次增大的航向角扫描控制，可以在避免惯导航向偏移的同时，也可以快速收敛，实现在完全遮挡时快速进行对星恢复的目的。此外，所述角度阈值可以举例为20度。
在所述步骤S84中，考虑存在长期不能重新获取来自所述目标卫星的卫星信号的情况，优选的，若判定卫星定位信号未丢失或者若所述卫星定位器恢复接收到所述卫星定位信号，则连续多次地根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行扫描角度范围逐次增大的航向角扫描控制，包括但不限于有如下步骤S841～S842。
S841.在判定卫星定位信号未丢失时或者在所述卫星定位器恢复接收到所述卫星定位信号时，启动计时器。
S842.在所述计时器的计时达到预设的时长阈值时，若根据由所述信标机实时给出的天线接收信号强度，仍判定卫星信号丢失，则对所述航向电机进行360度全方位的航向角扫描控制。
在所述步骤S842中，所述卫星信号的丢失判断过程，可参照前述步骤S81，于此不再赘述。此外，所述时长阈值可举例为10分钟。
由此基于前述步骤S81～S84所描述的可能设计二，可以在出现完全遮挡情况时，既避免惯导航向偏移，又可以快速收敛，实现在完全遮挡时快速进行对星恢复的目的。此外，考虑部分遮挡（比如树枝树叶遮挡）情况，仅会导致卫星信号减弱而不会丢失，可以按照如步骤S5～S7的扫描最大值方式进行处理。
如图4所示，本实施例第二方面提供了一种实现第一方面或第一方面中任一可能设计所述的动中通对星跟踪方法的虚拟装置，适用于布置在动中通的天线主控设备中，包括有姿态向量计算模块、目标向量计算模块、角度差值计算模块、第一调节控制模块、航向扫描控制模块、航向角确定模块和第二调节控制模块；
所述姿态向量计算模块，用于根据由惯导设备采集的天线面姿态数据，通过旋转变换得到所述动中通的天线面在北东地坐标系下的姿态向量，其中，所述惯导设备固定设置在所述天线面上；
所述目标向量计算模块，用于根据所述天线面在地心地固坐标系下的第一坐标向量和目标卫星在所述地心地固坐标系下的第二坐标向量，通过向量减法计算得到所述天线面在所述地心地固坐标系下的目标向量；
所述角度差值计算模块，分别通信连接所述姿态向量计算模块和所述目标向量计算模块，用于根据所述姿态向量和所述目标向量，计算得到俯仰角误差值和航向角误差值；
所述第一调节控制模块，通信连接所述角度差值计算模块，用于根据所述俯仰角误差值对俯仰电机进行误差减少控制，以及根据所述航向角误差值对航向电机进行误差减少控制，使所述天线面朝向所述目标卫星，其中，所述俯仰电机为调节所述天线面的俯仰角的执行机构，所述航向电机为调节所述天线面的航向角的执行机构；
所述航向扫描控制模块，通信连接所述姿态向量计算模块，用于根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 124046DEST_PATH_IMAGE013
内的航向角扫描控制，其中，
Figure 623160DEST_PATH_IMAGE015
表示所述航向角最新值，
Figure 266762DEST_PATH_IMAGE026
表示预设的扫描角度值；
所述航向角确定模块，通信连接所述航向扫描控制模块，用于在所述航向角扫描控制结束后，根据由信标机在扫描过程中给出的天线接收信号强度，确定与最大信号强度对应的扫描时航向角；
所述第二调节控制模块，通信连接所述航向角确定模块，用于对所述航向电机进行控制，使所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角更新为所述扫描时航向角。
本实施例第二方面提供的前述装置的工作过程、工作细节和技术效果，可以参见第一方面或第一方面中任一可能设计所述的动中通对星跟踪方法，于此不再赘述。
如图5所示，本实施例第三方面提供了一种应用第一方面或第一方面中任一可能设计所述的动中通对星跟踪方法的系统，包括但不限于有天线、惯导设备、卫星定位器、信标机、调制解调器、航向电机、俯仰电机和天线主控设备，其中，所述惯导设备固定设置在所述天线的天线面上，所述卫星定位器固定设置在所述天线面的载具上并远离所述天线面；
所述惯导设备，用于实时采集天线面姿态数据；
所述卫星定位器，用于实时获取所在位置的经纬度和高度，以便得到所述天线面在地心地固坐标系下的第一坐标向量
所述信标机，用于实时给出天线接收信号强度；
所述调制解调器，用于确定目标卫星，并提供所述目标卫星的经纬度和高度，以便得到所述目标卫星在所述地心地固坐标系下的第二坐标向量；
所述天线主控设备，分别通信连接所述惯导设备、所述卫星定位器、所述信标机、所述调制解调器、所述航向电机和所述俯仰电机，用于执行如第一方面或第一方面中任一可能设计所述的动中通对星跟踪方法。
本实施例第三方面提供的前述系统的工作过程、工作细节和技术效果，可以参见第一方面或第一方面中任一可能设计所述的动中通对星跟踪方法，于此不再赘述。
如图6所示，本实施例第四方面提供了一种执行如第一方面或第一方面中任一可能设计所述的动中通对星跟踪方法的计算机设备，包括有依次通信连接的存储器、处理器和收发器，其中，所述存储器用于存储计算机程序，所述收发器用于收发消息，所述处理器用于读取所述计算机程序，执行如第一方面或第一方面中任一可能设计所述的动中通对星跟踪方法。具体举例的，所述存储器可以但不限于包括随机存取存储器（Random-AccessMemory，RAM）、只读存储器（Read-Only Memory，ROM）、闪存（Flash Memory）、先进先出存储器（First Input First Output，FIFO）和/或先进后出存储器（First Input Last Output，FILO）等等；所述处理器可以但不限于采用型号为STM32F105系列的微处理器。此外，所述计算机设备还可以但不限于包括有电源模块、显示屏和其它必要的部件。
本实施例第四方面提供的前述计算机设备的工作过程、工作细节和技术效果，可以参见第一方面或第一方面中任一可能设计所述的动中通对星跟踪方法，于此不再赘述。
本实施例第五方面提供了一种存储包含如第一方面或第一方面中任一可能设计所述的动中通对星跟踪方法的指令的计算机可读存储介质，即所述计算机可读存储介质上存储有指令，当所述指令在计算机上运行时，执行如第一方面或第一方面中任一可能设计所述的动中通对星跟踪方法。其中，所述计算机可读存储介质是指存储数据的载体，可以但不限于包括软盘、光盘、硬盘、闪存、优盘和/或记忆棒(Memory Stick)等计算机可读存储介质，所述计算机可以是通用计算机、专用计算机、计算机网络、或者其他可编程装置。
本实施例第五方面提供的前述计算机可读存储介质的工作过程、工作细节和技术效果，可以参见如第一方面或第一方面中任一可能设计所述的动中通对星跟踪方法，于此不再赘述。
本实施例第六方面提供了一种包含指令的计算机程序产品，当所述指令在计算机上运行时，使所述计算机执行如第一方面或第一方面中任一可能设计所述的动中通对星跟踪方法。其中，所述计算机可以是通用计算机、专用计算机、计算机网络、或者其他可编程装置。
最后应说明的是，本发明不局限于上述可选的实施方式，任何人在本发明的启示下都可得出其他各种形式的产品。上述具体实施方式不应理解成对本发明的保护范围的限制，本发明的保护范围应当以权利要求书中界定的为准，并且说明书可以用于解释权利要求书。

Claims (9)

1.一种动中通对星跟踪方法,其特征在于，由动中通的天线主控设备执行，包括：
根据由惯导设备采集的天线面姿态数据，通过旋转变换得到所述动中通的天线面在北东地坐标系下的姿态向量，其中，所述惯导设备固定设置在所述天线面上；
根据所述天线面在地心地固坐标系下的第一坐标向量和目标卫星在所述地心地固坐标系下的第二坐标向量，通过向量减法计算得到所述天线面在所述地心地固坐标系下的目标向量；
根据所述姿态向量和所述目标向量，计算得到俯仰角误差值和航向角误差值；
根据所述俯仰角误差值对俯仰电机进行误差减少控制，以及根据所述航向角误差值对航向电机进行误差减少控制，使所述天线面朝向所述目标卫星，其中，所述俯仰电机为调节所述天线面的俯仰角的执行机构，所述航向电机为调节所述天线面的航向角的执行机构；
根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 176287DEST_PATH_IMAGE001
内的航向角扫描控制，其中，
Figure 270145DEST_PATH_IMAGE002
表示所述航向角最新值，
Figure 332779DEST_PATH_IMAGE003
表示预设的扫描角度值，前述航向角扫描控制具体包括：先获取由信标机给出的天线接收信号强度最新值，然后判断所述天线接收信号强度最新值是否小于预设的信号强度阈值，最后若是，则按照如下方式（A）～（C）中的任意一种进行扫描：
（A）根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 941615DEST_PATH_IMAGE004
内的航向角扫描控制，其中，
Figure 318370DEST_PATH_IMAGE005
表示所述航向角最新值，
Figure 329051DEST_PATH_IMAGE006
表示与比值
Figure 562586DEST_PATH_IMAGE007
正相关的数值，
Figure 111248DEST_PATH_IMAGE008
表示所述信号强度阈值，
Figure 822852DEST_PATH_IMAGE009
表示所述天线接收信号强度最新值，
Figure 953619DEST_PATH_IMAGE010
表示预设的扫描角度值；
（B）基于扫描频率
Figure 295739DEST_PATH_IMAGE011
，多次根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 879167DEST_PATH_IMAGE012
内的航向角扫描控制，其中，
Figure 394462DEST_PATH_IMAGE013
表示与比值
Figure 379736DEST_PATH_IMAGE014
正相关的数值，
Figure 892757DEST_PATH_IMAGE015
表示所述信号强度阈值，
Figure 432322DEST_PATH_IMAGE016
表示所述天线接收信号强度最新值，
Figure 751308DEST_PATH_IMAGE005
表示所述航向角最新值，
Figure 591088DEST_PATH_IMAGE017
表示预设的扫描角度值；
（C）基于扫描频率
Figure 34532DEST_PATH_IMAGE018
，多次根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 592552DEST_PATH_IMAGE019
内的航向角扫描控制，其中，
Figure 449650DEST_PATH_IMAGE013
表示与比值
Figure 347199DEST_PATH_IMAGE014
正相关的数值，
Figure 264339DEST_PATH_IMAGE015
表示所述信号强度阈值，
Figure 309655DEST_PATH_IMAGE016
表示所述天线接收信号强度最新值，
Figure 908127DEST_PATH_IMAGE005
表示所述航向角最新值，
Figure 722499DEST_PATH_IMAGE020
表示与所述比值
Figure 13803DEST_PATH_IMAGE021
正相关的另一数值，
Figure 280837DEST_PATH_IMAGE017
表示预设的扫描角度值；
在所述航向角扫描控制结束后，根据由信标机在扫描过程中给出的天线接收信号强度，确定与最大信号强度对应的扫描时航向角；
对所述航向电机进行控制，使所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角更新为所述扫描时航向角。
2.如权利要求1所述的动中通对星跟踪方法,其特征在于，根据由惯导设备采集的天线面姿态数据，通过旋转变换得到所述动中通的天线面在北东地坐标系下的姿态向量，包括：
获取由惯导设备采集的天线面姿态数据，其中，所述惯导设备固定设置在所述动中通的天线面上；
按照如下旋转矩阵变换得到所述天线面在北东地坐标系下的横滚角、俯仰角和航向角：
Figure 745316DEST_PATH_IMAGE022
Figure 601145DEST_PATH_IMAGE023
Figure 860088DEST_PATH_IMAGE024
式中，
Figure 879997DEST_PATH_IMAGE025
表示所述天线面在北东地坐标系下的横滚角，
Figure 820271DEST_PATH_IMAGE026
表示在所述天线面姿态数据中的且所述天线面在所述惯导设备的姿态坐标系下的横滚角，
Figure 609236DEST_PATH_IMAGE027
表示所述天线面在北东地坐标系下的俯仰角，
Figure 39080DEST_PATH_IMAGE028
表示在所述天线面姿态数据中的且所述天线面在所述姿态坐标系下的俯仰角，
Figure 218389DEST_PATH_IMAGE029
表示所述天线面在北东地坐标系下的航向角，
Figure 24671DEST_PATH_IMAGE030
表示在所述天线面姿态数据中的且所述天线面在所述惯导设备的姿态坐标系下的航向角；
根据所述天线面在所述北东地坐标系下的横滚角、俯仰角和航向角，得到所述天线面在所述北东地坐标系下的姿态向量。
3.如权利要求1所述的动中通对星跟踪方法,其特征在于，在根据所述俯仰角误差值对俯仰电机进行误差减少控制，以及根据所述航向角误差值对航向电机进行误差减少控制，使所述天线面朝向所述目标卫星之后，所述方法还包括：
根据由信标机实时给出的天线接收信号强度，判断来自所述目标卫星的卫星信号是否丢失；
若判定卫星信号丢失，则根据由卫星定位器的实时接收结果，判断卫星定位信号是否同时丢失，其中，所述卫星定位器固定设置在所述天线面的载具上并远离所述天线面；
若判定卫星定位信号也丢失，则中止根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行航向角扫描控制，直到所述卫星定位器恢复接收到所述卫星定位信号；
若判定卫星定位信号未丢失或者若所述卫星定位器恢复接收到所述卫星定位信号，则连续多次地根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行扫描角度范围逐次增大的航向角扫描控制，并根据扫描结果调整所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角，其中，所述扫描角度范围的角度上下限差值不大于预设的角度阈值。
4.如权利要求3所述的动中通对星跟踪方法,其特征在于，若判定卫星定位信号未丢失或者若所述卫星定位器恢复接收到所述卫星定位信号，则连续多次地根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行扫描角度范围逐次增大的航向角扫描控制，包括：
在判定卫星定位信号未丢失时或者在所述卫星定位器恢复接收到所述卫星定位信号时，启动计时器；
在所述计时器的计时达到预设的时长阈值时，若根据由所述信标机实时给出的天线接收信号强度，仍判定卫星信号丢失，则对所述航向电机进行360度全方位的航向角扫描控制。
5.如权利要求1所述的动中通对星跟踪方法,其特征在于，所述俯仰电机或所述航向电机采用基于FOC矢量控制算法和ADRC滤波算法进行控制的无刷直流电机。
6.一种动中通对星跟踪装置,其特征在于，适用于布置在动中通的天线主控设备中，包括有姿态向量计算模块、目标向量计算模块、角度差值计算模块、第一调节控制模块、航向扫描控制模块、航向角确定模块和第二调节控制模块；
所述姿态向量计算模块，用于根据由惯导设备采集的天线面姿态数据，通过旋转变换得到所述动中通的天线面在北东地坐标系下的姿态向量，其中，所述惯导设备固定设置在所述天线面上；
所述目标向量计算模块，用于根据所述天线面在地心地固坐标系下的第一坐标向量和目标卫星在所述地心地固坐标系下的第二坐标向量，通过向量减法计算得到所述天线面在所述地心地固坐标系下的目标向量；
所述角度差值计算模块，分别通信连接所述姿态向量计算模块和所述目标向量计算模块，用于根据所述姿态向量和所述目标向量，计算得到俯仰角误差值和航向角误差值；
所述第一调节控制模块，通信连接所述角度差值计算模块，用于根据所述俯仰角误差值对俯仰电机进行误差减少控制，以及根据所述航向角误差值对航向电机进行误差减少控制，使所述天线面朝向所述目标卫星，其中，所述俯仰电机为调节所述天线面的俯仰角的执行机构，所述航向电机为调节所述天线面的航向角的执行机构；
所述航向扫描控制模块，通信连接所述姿态向量计算模块，用于根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 668142DEST_PATH_IMAGE031
内的航向角扫描控制，其中，
Figure 206570DEST_PATH_IMAGE032
表示所述航向角最新值，
Figure 201071DEST_PATH_IMAGE033
表示预设的扫描角度值，前述航向角扫描控制具体包括：先获取由信标机给出的天线接收信号强度最新值，然后判断所述天线接收信号强度最新值是否小于预设的信号强度阈值，最后若是，则按照如下方式（A）～（C）中的任意一种进行扫描：
（A）根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 279886DEST_PATH_IMAGE034
内的航向角扫描控制，其中，
Figure 731858DEST_PATH_IMAGE005
表示所述航向角最新值，
Figure 237925DEST_PATH_IMAGE020
表示与比值
Figure 719722DEST_PATH_IMAGE014
正相关的数值，
Figure 805490DEST_PATH_IMAGE015
表示所述信号强度阈值，
Figure 157974DEST_PATH_IMAGE016
表示所述天线接收信号强度最新值，
Figure 366101DEST_PATH_IMAGE035
表示预设的扫描角度值；
（B）基于扫描频率
Figure 804036DEST_PATH_IMAGE018
，多次根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 427915DEST_PATH_IMAGE012
内的航向角扫描控制，其中，
Figure 900485DEST_PATH_IMAGE013
表示与比值
Figure 13934DEST_PATH_IMAGE014
正相关的数值，
Figure 142428DEST_PATH_IMAGE015
表示所述信号强度阈值，
Figure 632315DEST_PATH_IMAGE016
表示所述天线接收信号强度最新值，
Figure 411921DEST_PATH_IMAGE005
表示所述航向角最新值，
Figure 961851DEST_PATH_IMAGE017
表示预设的扫描角度值；
（C）基于扫描频率
Figure 577640DEST_PATH_IMAGE018
，多次根据所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角最新值，对所述航向电机进行在角度范围为
Figure 340060DEST_PATH_IMAGE019
内的航向角扫描控制，其中，
Figure 787221DEST_PATH_IMAGE013
表示与比值
Figure 242473DEST_PATH_IMAGE014
正相关的数值，
Figure 345559DEST_PATH_IMAGE015
表示所述信号强度阈值，
Figure 177248DEST_PATH_IMAGE016
表示所述天线接收信号强度最新值，
Figure 416600DEST_PATH_IMAGE005
表示所述航向角最新值，
Figure 42753DEST_PATH_IMAGE020
表示与所述比值
Figure 695452DEST_PATH_IMAGE036
正相关的另一数值，
Figure 750739DEST_PATH_IMAGE017
表示预设的扫描角度值；
所述航向角确定模块，通信连接所述航向扫描控制模块，用于在所述航向角扫描控制结束后，根据由信标机在扫描过程中给出的天线接收信号强度，确定与最大信号强度对应的扫描时航向角；
所述第二调节控制模块，通信连接所述航向角确定模块，用于对所述航向电机进行控制，使所述天线面在所述北东地坐标系下的航向角更新为所述扫描时航向角。
7.一种动中通对星跟踪系统，其特征在于，包括有天线、惯导设备、卫星定位器、信标机、调制解调器、航向电机、俯仰电机和天线主控设备，其中，所述惯导设备固定设置在所述天线的天线面上，所述卫星定位器固定设置在所述天线面的载具上并远离所述天线面；
所述惯导设备，用于实时采集天线面姿态数据；
所述卫星定位器，用于实时获取所在位置的经纬度和高度，以便得到所述天线面在地心地固坐标系下的第一坐标向量
所述信标机，用于实时给出天线接收信号强度；
所述调制解调器，用于确定目标卫星，并提供所述目标卫星的经纬度和高度，以便得到所述目标卫星在所述地心地固坐标系下的第二坐标向量；
所述天线主控设备，分别通信连接所述惯导设备、所述卫星定位器、所述信标机、所述调制解调器、所述航向电机和所述俯仰电机，用于执行如权利要求1～5中任意一项所述的动中通对星跟踪方法。
8.一种计算机设备，其特征在于，包括有依次通信连接的存储器、处理器和收发器，其中，所述存储器用于存储计算机程序，所述收发器用于收发消息，所述处理器用于读取所述计算机程序，执行如权利要求1～5中任意一项所述的动中通对星跟踪方法。
9.一种计算机可读存储介质，其特征在于,所述计算机可读存储介质上存储有指令，当所述指令在计算机上运行时，执行如权利要求1～5中任意一项所述的动中通对星跟踪方法。
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Denomination of invention: A method, device, system and computer equipment for tracking satellites in motion

Effective date of registration: 20230209

Granted publication date: 20220722

Pledgee: Shanghai Pudong Development Bank Co.,Ltd. Chengdu Branch

Pledgor: CHENGDU XUNY-SAT TECHNOLOGY CO.,LTD.

Registration number: Y2023510000039