CN115149994A - 一种卫星跟踪方法和动中通设备 - Google Patents

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Abstract

本申请涉及卫星信号跟踪技术领域，特别是涉及一种卫星跟踪方法和动中通设备。所述方法包括：周期性获取动中通设备的运动信息、位置信息和信号方位信息；基于所述运动信息和所述位置信息进行惯性导航解算，以更新所述动中通设备的天线姿态、所述运动信息和所述位置信息；若监测到所述航向信息失效，则通过测姿仪算法抑制所述天线姿态的水平姿态漂移，并校正更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息；基于当前的卫星位置，以及校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息，进行卫星跟踪解算生成扫描波束角度控制指令，并执行所述控制指令促使所述动中通设备的相控阵天线阵面进行波束切换，以实现对卫星的扫描跟踪。

Description

一种卫星跟踪方法和动中通设备
技术领域
本申请涉及卫星信号跟踪的技术领域，尤其是涉及一种卫星跟踪方法和动中通设备。
背景技术
卫星通信在我国已经发展了近四十年，但高通量卫星容量相对国际先进水平仍然有很大差距，一方面由于我们国家大力发展地面网络基建，导致卫星互联网需求没有持续性增长，运营商对卫星资源的投入意愿不强烈；另一方面，由于卫星通信地面站设备，特别是动中通设备往往体积大、重量高、价格高，一定程度限制了其应用场景，也限制了在民用上普及。
诸如旅游快艇、海警缉私艇等场景，虽然有接入卫星互联网的应用需求，但对于动中设备的成本和体积较为敏感，无法与大型船舰相比；且其行进速度快、转弯半径小、运动幅度大，一般动中设备无法在这种高机动(角速度、角加速度大以及颠震运动)环境下保持天线稳定对星，因此迫切希望有一款低成本、小体积、高机动适应能力强的动中通设备解决其卫星互联网接入需求。目前，现有技术已经有基于低成本MEMS惯导与解调卫星信号自引导相结合的伺服卫星跟踪系统，该系统利用惯导的高带宽角速度隔离载体的剧烈运动，使得天线大致对准卫星；再利用圆锥扫描得到信号偏差，引导天线指向信号最大值方向，并根据指向偏差修正惯导姿态误差。但该方式有效前提为惯导误差变化率远低于扫描速度，一方面对伺服机构的控制性能有极高的要求，另一方面只能采用组合导航才能抑制低成本MEMS惯导姿态误差快速发散。另外由于伺服机构的控制精度与其转速往往呈反比，且容易受到瞬时冲击干扰，因此其跟踪能力有限，无法适应快艇的高机动环境。
发明内容
本申请的目的是提供一种卫星跟踪方法和动中通设备，解决了现有动中通设备受瞬时冲击导致天线不能跟踪到卫星，以及无法适应高机动环境的问题。
在第一方面，本申请实施例提供的一种卫星跟踪方法，包括：
周期性获取动中通设备的运动信息、位置信息和信号方位信息；
基于所述运动信息和所述位置信息进行惯性导航解算，以更新所述动中通设备的天线姿态、所述运动信息和所述位置信息；其中所述天线姿态包括航向信息；
若监测到所述航向信息失效，则通过测姿仪算法抑制所述天线姿态的水平姿态漂移，并校正更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息；
若监测到所述航向信息有效，则基于所述信号方位信息对更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息进行惯导误差的校正；
基于当前的卫星位置，以及校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息，进行卫星跟踪解算生成扫描波束角度控制指令，并执行所述控制指令促使所述动中通设备的相控阵天线阵面进行波束切换，以实现对卫星的扫描跟踪。
作为上述方案的改进，所述运动信息包括动角速度、比力、速度；所述信号方位信息为接收到的卫星信号为最大值时的方位信息；
在基于当前的卫星位置，以及校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息，进行卫星跟踪解算生成扫描波束角度控制指令，并执行所述控制指令促使所述动中通设备的相控阵天线阵面进行波束切换之后，还包括：
在对卫星的扫描跟踪过程中，通过接收到的卫星信号来确定所述动中通设备的信号方位信息。
作为上述方案的改进，在天线初始启动时，在基于所述运动信息和所述位置信息进行惯性导航解算，以更新所述动中通设备的天线姿态、所述运动信息和所述位置信息之前，还包括天线初始对准步骤；
所述天线初始对准步骤包括：
采用对准算法对所述运动信息和所述位置信息进行计算，得到天线初始姿态的俯仰信息和滚转信息；
基于所述天线初始姿态的俯仰信息和滚转信息控制所述相控阵天线发出围绕天线指向并具有仰角变换的波束进行盲扫寻星；
若接收到的卫星信号的最大值超过预设捕获门限，则确定当前波束指向准卫星的方位信息为所述天线初始姿态的航向信息。
作为上述方案的改进，所述基于所述运动信息和所述位置信息进行惯性导航解算，以更新所述动中通设备的天线姿态、所述运动信息和所述位置信息，具体为：
若监测到所述天线初始姿态的稳定时间超出第一时间阈值，则将所述运动信息和所述位置信息输入惯性导航算法，计算得到当前所述动中通设备的天线姿态更新值、速度更新值和位置更新值；
若监测到所述天线初始姿态的稳定时间未超出所述第一时间阈值，则重新执行所述天线初始对准步骤。
作为上述方案的改进，所述将所述运动信息和所述位置信息输入惯性导航算法，计算得到当前所述动中通的天线姿态更新值、速度更新值和位置更新值，具体为：
基于上一时刻获取到的所述运动信息和所述位置信息对当前获取到的所述运动信息和所述位置信息进行积分，得到所述动中通的天线姿态变化量、速度变化量和位置变化量；
将所述天线姿态变化量、所述速度变化量和所述位置变化量对应与上一时刻计算得到的天线姿态更新值、速度更新值和位置更新值进行累计，得到当前所述动中通的天线姿态更新值、速度更新值和位置更新值。
作为上述方案的改进，所述基于所述信号方位信息对更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息进行惯导误差的校正，具体为：
若所述天线姿态更新值、所述速度更新值或所述位置更新值为无效值，则通过测姿仪算法抑制所述天线姿态的水平姿态漂移，并校正更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息；所述更新后的天线姿态为所述天线姿态更新值，所述更新后的运动信息为所述速度更新值，所述更新后的位置信息为所述位置更新值；
若所述天线姿态更新值、所述速度更新值或所述位置更新值均为有效值，则通过组合导航算法结合所述信号方位信息对所述天线姿态更新值、所述速度更新值和所述位置更新值进行惯导误差校正。
作为上述方案的改进，所述通过测姿仪算法抑制所述天线姿态的水平姿态漂移，并校正更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息，具体为：
通过测姿仪算法对所述运动信息和更新后的所述天线姿态进行计算得到角增量修正值；
基于所述角增量修正值更新惯性导航算法；
将所述运动信息和所述位置信息输入更新后的惯性导航算法，计算得到校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息。
作为上述方案的改进，所述基于当前的卫星位置，以及校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息，进行卫星跟踪解算生成扫描波束角度控制指令，并执行所述控制指令促使所述动中通设备的相控阵天线阵面进行波束切换，具体为：
若当前接收到的卫星信号的最大值超过预设捕获门限，则基于当前的卫星位置，采用圆锥扫描跟踪算法对所述卫星位置、校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息进行计算，生成圆锥扫描波束角度控制指令；
执行所述圆锥扫描波束角度控制指令促使所述相控阵天线阵面进行波束切换，并记录扫描过程中的卫星信号数据。
作为上述方案的改进，所述基于当前的卫星位置，以及校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息，进行卫星跟踪解算生成扫描波束角度控制指令，并执行所述控制指令促使所述动中通设备的相控阵天线阵面进行波束切换，还包括：
若监测到卫星信号丢失且信号丢失时间超出第二时间阈值，则基于当前的卫星位置，采用扇形扫描跟踪算法对所述卫星位置、校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息进行计算，得到生成扇形扫描波束角度控制指令；
执行所述扇形扫描波束角度控制指令促使所述相控阵天线阵面进行波束切换，并记录扫描过程中重新捕捉到的卫星信号数据。
作为上述方案的改进，所述在对卫星的扫描跟踪过程中，通过接收到的卫星信号来确定所述动中通设备的信号方位信息，具体为：
基于记录的卫星信号以及记录的卫星信号对应的波束角度计算卫星信号最大时的方位信息；
确定卫星信号最大时的方位信息为所述信号方位信息。
在第二方面，本申请实施例提供的一种动中通设备，包括：相控阵天线、惯性测量模块、卫星导航接收机、解调器和控制装置；
其中，所述惯性测量模块，用于测量所述动中通设备的动角速度和比力；
所述卫星导航接收机，用于基于所述相控阵天线接收到的卫星信号测量所述动中通设备的速度和位置；
所述解调器用于根据所述相控阵天线接收到的卫星信号解调出卫星信号强度；
所述控制装置执行如第一方面所述的卫星跟踪方法的步骤，以实现对卫星的扫描跟踪。
相较于现有技术，本申请的一种卫星跟踪方法和动中通设备具有如下有益效果：
通过周期性获取动中通设备的运动信息、位置信息和信号方位信息；基于所述运动信息和所述位置信息进行惯性导航解算，以更新所述动中通设备的天线姿态、所述运动信息和所述位置信息；其中所述天线姿态包括航向信息；若监测到所述航向信息失效，则通过测姿仪算法抑制所述天线姿态的水平姿态漂移，并校正更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息；在航向信息失效的情况下，采用测姿仪算法抑制对天线姿态的水平姿态漂移，快速修正水平姿态。若监测到所述航向信息有效，则基于所述信号方位信息对更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息进行惯导误差的校正，确保动中通在高机动环境下的天线姿态、运动信息和位置信息的测量精度；基于当前的卫星位置，以及校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息，进行卫星跟踪解算生成扫描波束角度控制指令，并执行所述控制指令促使所述动中通设备的相控阵天线阵面进行波束切换，以实现对卫星的扫描跟踪。通过控制相控阵天线阵面进行波束切换以快速电扫的方式代替伺服机构转动扫描，保持天线稳定对准卫星，解决受瞬时冲击导致天线不能跟踪到卫星的问题。
附图说明
本申请将结合附图对实施方式进行说明。本申请的附图仅用于描述实施例，以展示为目的。在不偏离本申请原理的条件下，本领域技术人员能够轻松地通过以下描述根据所述步骤做出其他实施例。
图1是本申请实施例一中的卫星跟踪方法的流程示意图；
图2是本申请实施例一中的动中通设备的框架示意图；
图3是本申请实施例一中的卫星跟踪方法的基本流程框图；
图4是本申请实施例一中的天线初始对准步骤的流程示意图；
图5是本申请实施例一中的盲扫寻星波束示意简图；
图6是本申请实施例一中的导航解算的流程示意图；
图7是本申请实施例一中的稳定时间判断流程示意图；
图8是本申请实施例一中的测姿仪算法的流程示意图；
图9是本申请实施例一中的测量值判断流程示意图；
图10是本申请实施例一中的跟踪解算的流程示意图；
图11是本申请实施例一中的圆锥扫描跟踪的流程示意图；
图12是本申请实施例一中的圆锥扫描波束示意简图；
图13是本申请实施例一中的扇形扫描跟踪的流程示意图；
图14是本申请实施例一中的扇形扫描波束示意简图；
图15是本申请实施例二中的控制装置的结构示意图。
具体实施方式
下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分而非全部结构。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
本申请中的术语“第一”、“第二”等是用于区别不同对象，而不是用于描述特定顺序。此外，术语“包括”和“具有”以及它们任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。例如包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备没有限定于已列出的步骤或单元，而是可选地还包括没有列出的步骤或单元，或可选地还包括对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
在本文中提及“实施例”意味着，结合实施例描述的特定特征、结构或特性可以包含在本申请的至少一个实施例中。在说明书中的各个位置出现该短语并不一定均是指相同的实施例，也不是与其它实施例互斥的独立的或备选的实施例。本领域技术人员显式地和隐式地理解的是，本文所描述的实施例可以与其它实施例相结合。
实施例一
请参阅图1，本申请实施提供的一种卫星跟踪方法。具体地，本实施例可适用于动中通设备进行卫星跟踪的应用场景，该方法可以由控制装置执行，该装置可为设于动中通设备内部的处理器或MCU(微控单元)等；在本申请实施例中以控制装置作为执行主体进行说明，该方法包括以下步骤：
S10、周期性获取动中通设备的运动信息、位置信息和信号方位信息；
载体上搭载的动中通设备进行卫星跟踪时，主要目的是为了使动中通的天线在载体移动过程中能够实时对准卫星。但由于设有动中通设备的载体可能为高机动性的快艇或摩托艇等设备，导致载体的运动轨迹受通行条件的影响具有很强的不确定性，从而造成天线在航向、俯仰以及翻滚方向(即天线姿态)产生偏差。为纠正动中通设备的天线姿态偏差，实现天线稳定跟踪卫星，需获取载体上搭载的动中通设备的运动信息、位置信息和信号方位信息，基于动中通设备的运动信息、位置信息和信号方位信息进行导航解算，得到动中通设备当前的天线姿态，运动信息和位置信息。
由于设有动中通设备的载体可能处于高机动(角速度、角加速度大以及颠震运动)环境下，动中通设备的运动信息、位置信息和信号方位信息都会实时发生变化，因此需快速频繁的对动中通设备的天线姿态偏差进信息纠正，以得到每个时刻动中通设备对应的天线姿态，运动信息和位置信息测量值。为配合高频快速的测量，可进行周期性获取动中通设备的运动信息、位置信息和信号方位信息，使得每获取一次动中通设备的运动信息、位置信息和信号方位信息进行一次动中通设备对应的天线姿态，运动信息和位置信息测量。详细的，周期性获取动中通设备的运动信息、位置信息和信号方位信息可为根据预设的时间间隔周期性获取动中通设备的运动信息、位置信息和信号方位信息。可选的，该预设的时间间隔可设为5毫秒。
在一个实施示例中，获取到的运动信息包括动角速度、比力、速度；获取到的信号方位信息为动中通设备接收到的卫星信号为最大值时的方位信息。
详细的，动中通设备内部可设有惯性测量模块、卫星导航接收机、解调器和控制装置；其中，惯性测量模块，用于测量所述动中通设备的动角速度和比力；卫星导航接收机，用于基于所述相控阵天线接收到的卫星信号测量所述动中通设备的速度和位置；所述解调器用于根据所述相控阵天线接收到的卫星信号解调出卫星信号强度。如图2所示，为动中通设备的结构示意图。可选的，该惯性测量模块可为IMU指惯性测量单元，由三轴MEMS陀螺、三轴MEMS加计组成，测量天线在天线体坐标系的运动角速度和比力；该卫星导航接收机可为卫星导航接收机板卡(GNSS)，测量天线载体在地理系下的速度和位置；该解调器可为多模卫星信号解调器，在天线指向卫星时，可捕获并解调出卫星信号强度(天线指向卫星越准，则卫星信号越强)。
S20、基于所述运动信息和所述位置信息进行惯性导航解算，以更新所述动中通设备的天线姿态、所述运动信息和所述位置信息；其中所述天线姿态包括航向信息；天线姿态还包括俯仰信息和滚转信息；
如图3所示，为卫星跟踪方法的基本流程图。在每次获取到动中通设备的运动信息、位置信息和信号方位信息后，为纠正动中通设备的天线姿态偏差，可基于所述运动信息和所述位置信息进行惯性导航解算，以实时确定移动载体航向、俯仰、滚转(即天线姿态)和位置信息。
由于惯性导航解算原理是基于当前获取到动中通设备的运动信息、位置信息得到移动载体航向、俯仰、横滚和位置的相对变化量，并在起始时的天线姿态和位置的基础上进行累加计算，以实时确定当前天线姿态和位置信息。在天线初始启动阶段，根据获取到的动中通设备的运动信息、位置信息能够解算得到天线初始姿态的俯仰信息和滚转信息，但却无法获取天线初始姿态的航向信息。因此，当天线初始启动时，需进行天线姿态初始对准，即调整天线找到并对准卫星，从而得到天线初始姿态才能进行惯性导航解算。在一个实施示例中，在天线初始启动时，在基于所述运动信息和所述位置信息进行惯性导航解算，以更新所述动中通设备的天线姿态、所述运动信息和所述位置信息之前，还包括天线初始对准步骤；
具体地，如图4所示，所述天线初始对准步骤包括步骤11至步骤13：
步骤11、采用对准算法对所述运动信息和所述位置信息进行计算，得到天线初始姿态的俯仰信息和滚转信息；
详细的，采用加计敏感重力在载体系下的分量求解天线的水平姿态，可知地理坐标系n与载体坐标系b之间的坐标转换矩阵
Figure BDA0003635276140000091
为：
Figure BDA0003635276140000092
动中通坐标系下重力分量gn＝[0 0 -g]T，由
Figure BDA0003635276140000093
得到：
Figure BDA0003635276140000101
Figure BDA0003635276140000102
其中，上式中
Figure BDA0003635276140000103
为动中通设备在坐标系b系下的三轴比力测量值；θ为天线姿态的俯仰角，γ为天线姿态的滚转角，
Figure BDA0003635276140000104
为天线姿态的航向角。
由于根据获取到的运动信息可得到
Figure BDA0003635276140000105
则根据上式(2)和(3)，计算得到天线初始姿态的俯仰信息和滚转信息。
步骤12、基于天线初始姿态的俯仰信息和滚转信息控制所述相控阵天线发出围绕天线指向并具有仰角变换的波束进行盲扫寻星；
如图2所示，动中通设备还包括相控阵天线。由于根据上式(1)至(3)无法计算得到天线初始姿态的航向信息，还需基于天线初始姿态的俯仰信息和滚转信息控制所述相控阵天线发出围绕天线指向并具有仰角变换的波束进行盲扫寻星，以对卫星信号进行捕获并获取航行信息。
详细的，根据天线初始姿态的俯仰信息和滚转信息控制相控阵天线发出指向天绕水平系n′(相对于坐标系n转动了航向失准角)Z轴整周旋转，且每周均围绕预定卫星仰角做上下切换的波束，以弥补俯仰失准角δθ的影响。该盲扫寻星方式即等效为卫星矢量Vs方位整周旋转加俯仰抖动的方式发射搜索信号，如图5所示。
步骤13、若接收到的卫星信号的最大值超过预设捕获门限，则确定当前波束指向准卫星的方位信息为天线初始姿态的航向信息。
在相控阵天线发出围绕天线指向并具有仰角变换的波束进行盲扫寻星的过程中，接收卫星信号并通过动中通设备中的解调器获取当前接收到的卫星信号的强度。当接收到的卫星信号的最大值超过预设捕获门限时，若此时波束Vs指向准卫星的方位为
Figure BDA0003635276140000106
则确定天线初始姿态的航向信息为
Figure BDA0003635276140000107
在一个实施示例中，如图6所示，当执行完天线初始对准步骤后，还需确认天线初始对准步骤中的天线初始姿态是否稳定，才能进行惯性导航解算。具体的，如图7所示，步骤S20详细包括步骤S201至步骤S202：
S201、若监测到所述天线初始姿态的稳定时间超出第一时间阈值，则将所述运动信息和所述位置信息输入惯性导航算法，计算得到当前所述动中通设备的天线姿态更新值、速度更新值和位置更新值；
具体的，在执行天线初始对准步骤后，通过动中通设备的惯性测量模块检测天线初始姿态维持稳态的时间，若监测到天线初始姿态的稳定时间超出第一时间阈值，则确定天线初始姿态稳定，将获取到的运动信息和位置信息输入惯性导航算法，计算得到当前所述动中通设备的天线姿态更新值、速度更新值和位置更新值。可选的，该第一时间阈值可设为5秒。
在一个实施方式中，在步骤S201中将所述运动信息和所述位置信息输入惯性导航算法，计算得到当前所述动中通的天线姿态更新值、速度更新值和位置更新值，具体为：
基于上一时刻获取到的所述运动信息和所述位置信息对当前获取到的所述运动信息和所述位置信息进行积分，得到所述动中通的天线姿态变化量、速度变化量和位置变化量；将所述天线姿态变化量、所述速度变化量和所述位置变化量对应与上一时刻计算得到的天线姿态更新值、速度更新值和位置更新值进行累计，得到当前所述动中通的天线姿态更新值、速度更新值和位置更新值。
可采用捷联惯导更新算法对获取到的运动信息和位置信息进行惯性导航解算。由于运动信息包括角速度、比力和速度，基于上一时刻获取到的运动信息和所述位置信息对当前获取到的运动信息和位置信息进行积分，得到动中通的天线姿态变化量、速度变化量和位置变化量。然后将天线姿态变化量、速度变化量和位置变化量对应与上一时刻计算得到的天线姿态更新值、速度更新值和位置更新值进行累计，得到当前动中通的天线姿态更新值、速度更新值和位置更新值；若处于天线初启动阶段，上一时刻计算得到的天线姿态更新值即为天线初始姿态。
详细的，在已知初始姿态、速度和位置条件下，按下述算法进行捷联惯导更新得到当前tm时刻的天线姿态更新值、速度更新值和位置更新值。
首先，姿态更新方程如下：
Figure BDA0003635276140000121
Figure BDA0003635276140000122
其中，
Figure BDA0003635276140000123
表示tm时刻的姿态变换四元数；
Figure BDA0003635276140000124
是从tm-1时刻到tm时刻的姿态四元数变化；Δθm＝[ΔθmxΔθmyΔθmz]T是时间段[tm-1,tm]内动中通设备的IMU测量的三轴角增量，且模值ΔΘm＝|Δθm|；由于IMU指惯性测量单元的MEMS陀螺仪采用角速率输出采样方式，只需简单地将其乘以采样间隔Ts＝tm-1-tm即可近似变换为角增量。
其次，速度更新方程如下：
Figure BDA0003635276140000125
Figure BDA0003635276140000126
上式(6)和(7)中，
Figure BDA0003635276140000127
是tm时刻的惯导速度在n坐标系下的分量；
Figure BDA0003635276140000128
为与四元数
Figure BDA0003635276140000129
对应的姿态阵；Δvm＝[ΔvmxΔvmyΔvmz]T是时间段[tm-1,tm]内IMU测量的三轴比力增量，本系统的MEMS加计采用比力输出，同样只需乘以采样间隔进行近似。
最后，位置更新方程如下：
Figure BDA00036352761400001210
其中，记
Figure BDA00036352761400001211
以米为单位。
则当前动中通的天线姿态更新值通过式(4)和(5)计算得到；速度更新值通过式(6)和(7)计算得到；位置更新值通过式(8)计算得到。
S202、若监测到所述天线初始姿态的稳定时间未超出所述第一时间阈值，则重新执行所述天线初始对准步骤。
具体的，在执行天线初始对准步骤后，通过动中通设备的惯性测量模块检测天线初始姿态维持稳态的时间，若监测到天线初始姿态的稳定时间未超出第一时间阈值，则确定天线初始姿态不稳定，需重新执行所述天线初始对准步骤，直至监测到天线初始姿态的稳定时间超出第一时间阈值。
S30、若监测到所述航向信息失效，则通过测姿仪算法抑制所述天线姿态的水平姿态漂移，并校正更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息；
在运动中对准，容易受线加速度干扰导致初始水平姿态失准角过大，通过GNSS速度量测的组合导航可以迅速修正水平姿态，但GNSS测量的速度是地理系下的，当未知天线航向时，无法进行组合导航。此时，可认为载体运动一般总是趋于平稳的，使用测姿仪算法，在等效水平加速度为零的条件上，利用加计测量的水平比力分量，修正水平姿态，在长时间遮挡导致量测无效时，也可以使用测姿仪算法抑制水平姿态漂移。具体的，若监测到所述航向信息失效，则通过测姿仪算法抑制所述天线姿态的水平姿态漂移，并校正更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息。
在一个实施示例中，如图8所示，步骤S30抑制天线姿态的水平姿态漂移，并校正更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息的具体过程包括步骤S301至步骤S303：
S301、通过测姿仪算法对所述运动信息和更新后的所述天线姿态进行计算得到角增量修正值；
详细的，测姿仪算法的原理如下：
Figure BDA0003635276140000131
Δθ′m＝Δθm+α·φb (10)
在式(9)中，
Figure BDA0003635276140000132
是式(1)中
Figure BDA0003635276140000133
的第3行元素；Δθ′m是修正过后的角增量；
Figure BDA0003635276140000134
是捷联惯导俯仰、滚转、航向失准角。取合适的系数α，并对修正时的运动状态加以约束，则能较好的抑制水平姿态漂移，达到纯惯性下姿态继续保持精度的效果。将运动信息和更新后的天线姿态输入式(1)和(9)，计算得到角增量修正值。
S302、基于所述角增量修正值更新惯性导航算法；
具体的，将角增量修正值代入上述式(4)至式(8)得到更新后的惯性导航算法。
S303、将所述运动信息和所述位置信息输入更新后的惯性导航算法，计算得到校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息。
将运动信息和位置信息输入更新后的惯性导航算法，就能计算得到校正后的天线姿态、所述运动信息和所述位置信息。在航向信息失效的情况下，采用测姿仪算法抑制对天线姿态的水平姿态漂移，实现快速修正水平姿态。
S40、若监测到所述航向信息有效，则基于所述信号方位信息对更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息进行惯导误差的校正；
由于计算得到的更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息还存在惯导失准角等误差信息。为保证高机动环境下的姿态测量精度，还需对更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息进行惯导误差的校正。详细地，如图6所示，若监测到所述航向信息有效，则可采用组合导航算法结合信号方位信息对更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息进行惯导误差的校正，确保动中通在高机动环境下的天线姿态、运动信息和位置信息的测量精度。
在一个实施示例中，还存在由于卫星信号被长时间遮挡，导致更新后的天线姿态、更新后的运动信息和更新后的位置信息测量无效超时的情况。此时，需抑制天线的水平姿态漂移，如图9所示，则步骤S40具体还包括步骤S401和步骤S402：
S401、若所述天线姿态更新值、所述速度更新值或所述位置更新值为无效值，则通过测姿仪算法抑制所述天线姿态的水平姿态漂移，并校正更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息；所述更新后的天线姿态为所述天线姿态更新值，所述更新后的运动信息为所述速度更新值，所述更新后的位置信息为所述位置更新值；
在长时间遮挡导致量测无效时，会导致天线姿态更新值、速度更新值或位置更新值全部或任一值为无效值。此时，可以使用测姿仪算法抑制水平姿态漂移。具体的，若所述天线姿态更新值、所述速度更新值或所述位置更新值为无效值，则通过测姿仪算法抑制所述天线姿态的水平姿态漂移，并校正更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息；所述更新后的天线姿态为所述天线姿态更新值，所述更新后的运动信息为所述速度更新值，所述更新后的位置信息为所述位置更新值。
抑制天线姿态的水平姿态漂移，并校正更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息的具体过程包括上述步骤S301至步骤S303。将运动信息和更新后的天线姿态输入式(1)和(9)，计算得到角增量修正值；然后，将角增量修正值代入上述式(4)至式(8)得到更新后的惯性导航算法；将获取到的运动信息和位置信息输入更新后的惯性导航算法，计算得到校正后的天线姿态更新值、速度更新值和位置更新值。在航向信息失效的情况下，采用测姿仪算法抑制对天线姿态的水平姿态漂移，实现快速修正水平姿态。
S402、若所述天线姿态更新值、所述速度更新值或所述位置更新值均为有效值，则通过组合导航算法结合所述信号方位信息对所述天线姿态更新值、所述速度更新值和所述位置更新值进行惯导误差校正。
详细地，如图6所示，若监测到所述航向信息有效，则可采用组合导航算法结合信号方位信息对更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息进行惯导误差的校正。
其中，组合导航算法基于捷联惯导的误差模型建立Kalman滤波状态方程，以GNSS速度、位置以及跟踪的信号最大值方位为量测信息，使用Kalman滤波方法估计捷联惯导各项误差，并加以反馈校正，可长时间保证姿态精度满足跟踪求。首先给出捷联惯导误差方程如下：
Figure BDA0003635276140000151
Figure BDA0003635276140000152
Figure BDA0003635276140000161
式(11)至(13)中，δvn是速度误差；δpn是位置误差；
Figure BDA0003635276140000162
和
Figure BDA0003635276140000163
分别为陀螺仪角和加计漂移误差；wε和
Figure BDA0003635276140000164
分别为陀螺仪角速率和加计比力白噪声。
选取Kalman滤波器状态量如下：
Figure BDA0003635276140000165
根据捷联惯导的误差方程，建立Kalman滤波器模型如下：
Figure BDA0003635276140000166
上式(15)中，INS下标表示捷联惯导更新值，GNSS下标表示卫导测量值；
Figure BDA0003635276140000167
和
Figure BDA0003635276140000168
分别是卫星相对天线位置n系下的理论方位和信号最大值实际指向方位；捷联惯导航向失准角
Figure BDA0003635276140000169
依据本系统的传感器精度，仅需对上式中的系统状态微分方程进行一阶离散化，再按照Kalman滤波器的标准递推公式计算，其中预测更新与捷联惯导解算更新同步进行，当GNSS速度、位置更新或跟踪信号最大值方位更新时进行量测更新，再用估计出的状态误差修正相应惯导状态即可完成组合导航。
S50、基于当前的卫星位置，以及校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息，进行卫星跟踪解算生成扫描波束角度控制指令，并执行所述控制指令促使所述动中通设备的相控阵天线阵面进行波束切换，以实现对卫星的扫描跟踪。
如图3所示，基于当前的卫星位置，以及校正后的天线姿态、运动信息和位置信息，进行卫星跟踪解算生成扫描波束角度控制指令，并执行所述控制指令促使所述动中通设备的相控阵天线阵面进行波束切换，以实现对卫星的扫描跟踪。通过控制相控阵天线阵面进行波束切换以快速电扫的方式代替伺服机构转动扫描，保持天线稳定对准卫星，解决受瞬时冲击导致天线不能跟踪到卫星的问题。
在一个实施示例中，动中通设备的天线跟踪卫星来波的过程中还可能发生云雾遮挡等情况，从而导致卫星跟踪解算过程包括搜索、捕获、锁定及失锁四个状态。如图10所示，搜索状态下采用盲扫寻星算法，实现初步指向卫星并获取惯导初始航向；
当动中通设备当前接收到的卫星信号的最大值超过预设捕获门限且检测到信号稳定时间大于阈值时间时(例如5秒)，此时为捕获和锁定状态，可采用不同扫描半径的圆锥扫描精确跟踪算法，实时修正波束指向卫星信号最大值方向，如图11所示，则S50的过程具体包括步骤S501和S502：
S501、若当前接收到的卫星信号的最大值超过预设捕获门限，则基于当前的卫星位置，采用圆锥扫描跟踪算法对所述卫星位置、校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息进行计算，生成圆锥扫描波束角度控制指令；S502、执行所述圆锥扫描波束角度控制指令促使所述相控阵天线阵面进行波束切换，并记录扫描过程中的卫星信号数据。
详细的，若当前接收到的卫星信号的最大值超过预设捕获门限，则基于当前的卫星位置，采用圆锥扫描跟踪算法对所述卫星位置、校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息进行计算，生成圆锥扫描波束角度控制指令。如图12所示，该圆锥扫描波束角度控制指令能够控制相控阵天线阵面发出对当前波束矢量(地理系下等效为含方位和俯仰误差的卫星矢量)持续进行圆锥扫描的波束。执行该圆锥扫描波束角度控制指令促使所述相控阵天线阵面进行波束切换，以使波束逐渐逼近信号最大值方向，并记录扫描过程中的卫星信号数据，实现精确跟踪。
在另一个实施示例中，由于遮挡等原因导致信号丢失超时则进入失锁状态，此时采用扇形扫描算法弥补可能存在的航向漂移，使遮挡恢复后能尽快重捕信号，如图13所示，则S50的过程具体包括步骤S503和S504：
S503、若监测到卫星信号丢失且信号丢失时间超出第二时间阈值，则基于当前的卫星位置，采用扇形扫描跟踪算法对所述卫星位置、校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息进行计算，得到生成扇形扫描波束角度控制指令；S504、执行所述扇形扫描波束角度控制指令促使所述相控阵天线阵面进行波束切换，并记录扫描过程中重新捕捉到的卫星信号数据。
详细的，监测到卫星信号丢失且信号丢失时间超出第二时间阈值，则基于当前的卫星位置，采用扇形扫描跟踪算法对所述卫星位置、校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息进行计算，得到生成扇形扫描波束角度控制指令。可选的，该第二时间阈值可设为30秒。因遮挡信号丢失后，容易导致导航量测无效，只能使用测姿仪算法抑制水平姿态漂移，但方位为无效。长时间下，方位误差将逐渐扩大到波束宽度无法覆盖，即使遮挡消失，圆锥扫描也无法重新捕获信号，而直接使用盲扫又会耗费过多恢复时间。考虑到水平姿态误差往往较小，方位误差漂移短时间内可控的情况，在信号丢失一定时间后可采用扇形扫描跟踪以进行信号重捕。如图14所示，该圆锥扫描波束角度控制指令能够控制相控阵天线阵面发出渐进方位扩大(±5～20°)的扇形扫描波束。执行所述扇形扫描波束角度控制指令促使所述相控阵天线阵面进行波束切换，以行信号重捕。
在一个实施方式中，在基于当前的卫星位置，以及校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息，进行卫星跟踪解算生成扫描波束角度控制指令，并执行所述控制指令促使所述动中通设备的相控阵天线阵面进行波束切换之后，还包括：
在对卫星的扫描跟踪过程中，通过接收到的卫星信号来确定所述动中通设备的信号方位信息。
由于天线在对准卫星时接收到的卫星信号强度最大，因此在对卫星的扫描跟踪过程中，可通过接收到的卫星信号的信号强度不断寻找最逼近信号最大值的波束方向，并将天线锁定在此波束方向(即天线姿态的航向信息)实现天线稳定跟踪卫星。并且确定卫星信号最大时的方位信息为动中通设备的信号方位信息，使得动中通设备在下一周期进行导航解算时，能够获取到准确的信号方位信息。
在一个实施示例中，在卫星跟踪解算过程为捕获和锁定状态时，在对卫星的扫描跟踪过程中，通过接收到的卫星信号来确定所述动中通设备的信号方位信息的具体过程为：基于记录的卫星信号以及记录的卫星信号对应的波束角度计算卫星信号最大时的方位信息；确定卫星信号最大时的方位信息为所述信号方位信息。
根据上述步骤S501和S502可知，执行圆锥扫描波束角度控制指令促使所述相控阵天线阵面进行波束切换，使得波束逐渐逼近信号最大值方向，并记录扫描过程中的卫星信号数据。详细的，采用四点法(0°、90°、180°、270°)记录扫描过程中的卫星信号数据。根据四点信号偏差即可计算信号最大值方向偏差(方位和俯仰偏差)，其中确定方位偏差为信号方位信息并将信号方位信息反馈给导航解算，用于组合导航的方位量测，估计和修正航向失准角。
在一个实施示例中，在卫星跟踪解算过程为失锁状态时，在对卫星的扫描跟踪过程中，通过接收到的卫星信号来确定所述动中通设备的信号方位信息的具体过程为：基于记录的卫星信号以及记录的卫星信号对应的波束角度计算卫星信号最大时的方位信息；确定卫星信号最大时的方位信息为所述信号方位信息。
根据上述步骤S503和S504可知，执行所述扇形扫描波束角度控制指令促使所述相控阵天线阵面进行波束切换，实现卫星信号重捕，并记录扫描过程中的卫星信号数据。详细的，根据记录扫描过程中的卫星信号数据可计算信号最大值方向偏差(方位和俯仰偏差)，其中确定方位偏差为信号方位信息并将信号方位信息反馈给导航解算，用于组合导航的方位量测，估计和修正航向失准角。
本发明实施例提供的一种卫星跟踪方法，通过周期性获取动中通设备的运动信息、位置信息和信号方位信息；基于所述运动信息和所述位置信息进行惯性导航解算，以更新所述动中通设备的天线姿态、所述运动信息和所述位置信息；其中所述天线姿态包括航向信息；若监测到所述航向信息失效，则通过测姿仪算法抑制所述天线姿态的水平姿态漂移，并校正更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息；在航向信息失效的情况下，采用测姿仪算法抑制对天线姿态的水平姿态漂移，快速修正水平姿态。若监测到所述航向信息有效，则基于所述信号方位信息对更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息进行惯导误差的校正，确保动中通在高机动环境下的天线姿态、运动信息和位置信息的测量精度；基于当前的卫星位置，以及校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息，进行卫星跟踪解算生成扫描波束角度控制指令，并执行所述控制指令促使所述动中通设备的相控阵天线阵面进行波束切换，以实现对卫星的扫描跟踪。通过控制相控阵天线阵面进行波束切换以快速电扫的方式代替伺服机构转动扫描，保持天线稳定对准卫星，解决受瞬时冲击导致天线不能跟踪到卫星的问题。
实施例二
请参阅图2，本申请实施例提供的一种动中通设备，包括：相控阵天线、惯性测量模块、卫星导航接收机、解调器和控制装置；
其中，所述惯性测量模块，用于测量所述动中通设备的动角速度和比力；
所述卫星导航接收机，用于基于所述相控阵天线接收到的卫星信号测量所述动中通设备的速度和位置；
所述解调器用于根据所述相控阵天线接收到的卫星信号解调出卫星信号强度；
所述控制装置执行如上述实施例一所述的卫星跟踪方法的步骤，以实现对卫星的扫描跟踪。
如图15所示，所述控制装置包括一个或多个处理器90；存储器91，与所述处理器90耦接，用于存储一个或多个计算机程序92；
当所述一个或多个计算机程序92被所述一个或多个处理器90执行，使得所述一个或多个处理器90实现如上任一实施例所述的卫星跟踪方法。
处理器90用于控制该终端设备的整体操作，以完成上述的卫星跟踪方法的全部或部分步骤。存储器91用于存储各种类型的数据以支持在该终端设备的操作，这些数据例如可以包括用于在该终端设备上操作的任何应用程序或方法的指令，以及应用程序相关的数据。该存储器91可以由任何类型的易失性或非易失性存储设备或者它们的组合实现，例如静态随机存取存储器(Static Random Access Memory，简称SRAM)，电可擦除可编程只读存储器(Electrically Erasable Programmable Read-Only Memory，简称EEPROM)，可擦除可编程只读存储器(Erasable Programmable Read-Only Memory，简称EPROM)，可编程只读存储器(Programmable Read-Only Memory，简称PROM)，只读存储器(Read-Only Memory，简称ROM)，磁存储器，快闪存储器，磁盘或光盘。
以上仅为本申请的较佳实施方式，并非因此限制本申请的专利范围，凡是利用本申请说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本申请的专利保护范围内。
以上仅为本申请的较佳实施方式，并非因此限制本申请的专利范围，凡是利用本申请说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本申请的专利保护范围内。

Claims (11)

1.一种卫星跟踪方法，其特征在于，所述方法包括：
周期性获取动中通设备的运动信息、位置信息和信号方位信息；
基于所述运动信息和所述位置信息进行惯性导航解算，以更新所述动中通设备的天线姿态、所述运动信息和所述位置信息；其中所述天线姿态包括航向信息；
若监测到所述航向信息失效，则通过测姿仪算法抑制所述天线姿态的水平姿态漂移，并校正更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息；
若监测到所述航向信息有效，则基于所述信号方位信息对更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息进行惯导误差的校正；
基于当前的卫星位置，以及校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息，进行卫星跟踪解算生成扫描波束角度控制指令，并执行所述控制指令促使所述动中通设备的相控阵天线阵面进行波束切换，以实现对卫星的扫描跟踪。
2.根据权利要求1所述的一种卫星跟踪方法，其特征在于，所述运动信息包括动角速度、比力、速度；所述信号方位信息为接收到的卫星信号为最大值时的方位信息；
在基于当前的卫星位置，以及校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息，进行卫星跟踪解算生成扫描波束角度控制指令，并执行所述控制指令促使所述动中通设备的相控阵天线阵面进行波束切换之后，还包括：
在对卫星的扫描跟踪过程中，通过接收到的卫星信号来确定所述动中通设备的信号方位信息。
3.根据权利要求2所述的一种卫星跟踪方法，其特征在于，在天线初始启动时，在基于所述运动信息和所述位置信息进行惯性导航解算，以更新所述动中通设备的天线姿态、所述运动信息和所述位置信息之前，还包括天线初始对准步骤；
所述天线初始对准步骤包括：
采用对准算法对所述运动信息和所述位置信息进行计算，得到天线初始姿态的俯仰信息和滚转信息；
基于所述天线初始姿态的俯仰信息和滚转信息控制所述相控阵天线发出围绕天线指向并具有仰角变换的波束进行盲扫寻星；
若接收到的卫星信号的最大值超过预设捕获门限，则确定当前波束指向准卫星的方位信息为所述天线初始姿态的航向信息。
4.根据权利要求3所述的一种卫星跟踪方法，其特征在于，所述基于所述运动信息和所述位置信息进行惯性导航解算，以更新所述动中通设备的天线姿态、所述运动信息和所述位置信息，具体为：
若监测到所述天线初始姿态的稳定时间超出第一时间阈值，则将所述运动信息和所述位置信息输入惯性导航算法，计算得到当前所述动中通设备的天线姿态更新值、速度更新值和位置更新值；
若监测到所述天线初始姿态的稳定时间未超出所述第一时间阈值，则重新执行所述天线初始对准步骤。
5.根据权利要求4所述的一种卫星跟踪方法，其特征在于，所述将所述运动信息和所述位置信息输入惯性导航算法，计算得到当前所述动中通的天线姿态更新值、速度更新值和位置更新值，具体为：
基于上一时刻获取到的所述运动信息和所述位置信息对当前获取到的所述运动信息和所述位置信息进行积分，得到所述动中通的天线姿态变化量、速度变化量和位置变化量；
将所述天线姿态变化量、所述速度变化量和所述位置变化量对应与上一时刻计算得到的天线姿态更新值、速度更新值和位置更新值进行累计，得到当前所述动中通的天线姿态更新值、速度更新值和位置更新值。
6.根据权利要求5所述的一种卫星跟踪方法，其特征在于，所述基于所述信号方位信息对更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息进行惯导误差的校正，具体为：
若所述天线姿态更新值、所述速度更新值或所述位置更新值为无效值，则通过测姿仪算法抑制所述天线姿态的水平姿态漂移，并校正更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息；所述更新后的天线姿态为所述天线姿态更新值，所述更新后的运动信息为所述速度更新值，所述更新后的位置信息为所述位置更新值；
若所述天线姿态更新值、所述速度更新值或所述位置更新值均为有效值，则通过组合导航算法结合所述信号方位信息对所述天线姿态更新值、所述速度更新值和所述位置更新值进行惯导误差校正。
7.根据权利要求1或6所述的一种卫星跟踪方法，其特征在于，所述通过测姿仪算法抑制所述天线姿态的水平姿态漂移，并校正更新后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息，具体为：
通过测姿仪算法对所述运动信息和更新后的所述天线姿态进行计算得到角增量修正值；
基于所述角增量修正值更新惯性导航算法；
将所述运动信息和所述位置信息输入更新后的惯性导航算法，计算得到校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息。
8.根据权利要求2所述的一种卫星跟踪方法，其特征在于，所述基于当前的卫星位置，以及校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息，进行卫星跟踪解算生成扫描波束角度控制指令，并执行所述控制指令促使所述动中通设备的相控阵天线阵面进行波束切换，具体为：
若当前接收到的卫星信号的最大值超过预设捕获门限，则基于当前的卫星位置，采用圆锥扫描跟踪算法对所述卫星位置、校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息进行计算，生成圆锥扫描波束角度控制指令；
执行所述圆锥扫描波束角度控制指令促使所述相控阵天线阵面进行波束切换，并记录扫描过程中的卫星信号数据。
9.根据权利要求8所述的一种卫星跟踪方法，其特征在于，所述基于当前的卫星位置，以及校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息，进行卫星跟踪解算生成扫描波束角度控制指令，并执行所述控制指令促使所述动中通设备的相控阵天线阵面进行波束切换，还包括：
若监测到卫星信号丢失且信号丢失时间超出第二时间阈值，则基于当前的卫星位置，采用扇形扫描跟踪算法对所述卫星位置、校正后的所述天线姿态、所述运动信息和所述位置信息进行计算，得到生成扇形扫描波束角度控制指令；
执行所述扇形扫描波束角度控制指令促使所述相控阵天线阵面进行波束切换，并记录扫描过程中重新捕捉到的卫星信号数据。
10.根据权利要求8或9所述的一种卫星跟踪方法，其特征在于，所述在对卫星的扫描跟踪过程中，通过接收到的卫星信号来确定所述动中通设备的信号方位信息，具体为：
基于记录的卫星信号以及记录的卫星信号对应的波束角度计算卫星信号最大时的方位信息；
确定卫星信号最大时的方位信息为所述信号方位信息。
11.一种动中通设备，其特征在于，包括：相控阵天线、惯性测量模块、卫星导航接收机、解调器和控制装置；
其中，所述惯性测量模块，用于测量所述动中通设备的动角速度和比力；
所述卫星导航接收机，用于基于所述相控阵天线接收到的卫星信号测量所述动中通设备的速度和位置；
所述解调器用于根据所述相控阵天线接收到的卫星信号解调出卫星信号强度；
所述控制装置执行如权利要求1-10中任一项所述的卫星跟踪方法的步骤，以实现对卫星的扫描跟踪。
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