CN115832699A - 卫星姿态机动时数传天线跟踪控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明针对卫星姿态机动过程中数传天线对地面站的跟踪指向问题，提出一种卫星姿态机动时数传天线跟踪控制方法，包括：星上计算机利用当前星上时刻、星上控制指令传输延时和数传天线伺服系统的响应延时，获取数传天线伺服系统的实际响应时刻；根据星上实时定轨数据估计实际响应时刻的卫星轨道；根据星上实时姿态确定数据与控制力矩指令，采用姿态动力学模型估计在实际响应时刻的卫星惯性姿态；根据地面站位置信息、卫星轨道、卫星惯性姿态，获取实际响应时刻数传天线指向地面站所需的理论转角；根据步骤四得到的所述理论转角以及星上存储的数传天线指令转角，估计数传天线所需的转动角速度，实现数传天线的跟踪控制。

Description

卫星姿态机动时数传天线跟踪控制方法

技术领域

本发明涉及跟踪控制技术领域，尤其涉及一种卫星姿态机动时数传天线跟踪控制方法。

背景技术

卫星在飞临地面数据接收站(以下简称地面站)上空时，通过数传天线将卫星数据下传至地面。为了保证地面站的有效接收，数传天线通常具备二维指向能力，使数传天线的波束能够高精度地对准地面站。

目前我国卫星数传天线的跟踪控制方法为：卫星星上软件根据当前轨道、姿态、地面站位置及数传天线安装矩阵数据，直接计算数传天线转角，将转角作为指令驱动数传天线伺服机构运动，实现天线对地跟踪，但是要求数传天线对地跟踪期间，卫星姿态保持稳定。这是因为数传天线在响应控制指令时存在一定延时，当卫星姿态机动时，延时产生的误差将放大，有可能导致原有的数传天线跟踪控制方法产生较大的跟踪误差。

但上述限制使得卫星在大角度姿态机动过程中无法执行数传任务，对卫星在轨应用效能的发挥造成了不利影响。尤其是对于应急救灾等紧急任务，卫星通过姿态机动获得的观测数据无法同步下传，制约了应急响应效率。

发明内容

本发明针对卫星姿态机动过程中数传天线对地面站的跟踪指向问题，提出一种卫星姿态机动时数传天线跟踪控制方法，可适用于中低轨卫星在大角度姿态机动情况下同时需要对地数传的情况。

本发明通过以下技术方案实现。

一种卫星姿态机动时数传天线跟踪控制方法，包括：

步骤一、星上计算机利用当前星上时刻、星上控制指令传输延时和数传天线伺服系统的响应延时，获取数传天线伺服系统的实际响应时刻；

步骤二、根据星上实时定轨数据估计实际响应时刻的卫星轨道；

步骤三、根据星上实时姿态确定数据与控制力矩指令，采用姿态动力学模型估计在实际响应时刻的卫星惯性姿态；

步骤四、根据地面站位置信息、步骤二得到的所述卫星轨道、步骤三得到的所述卫星惯性姿态，获取实际响应时刻数传天线指向地面站所需的理论转角；

步骤五、根据步骤四得到的所述理论转角以及星上存储的数传天线指令转角，估计数传天线所需的转动角速度，并根据数传天线转动的最大角速度阈值，获取实际响应时刻数传天线的指令转角；并将指令转角发送给数传天线伺服系统，实现数传天线的跟踪控制；

步骤六、在每一个控制周期重复步骤一至步骤五，不断输出数传天线指令转角，实现数传天线的连续跟踪控制，直至数传天线对地跟踪任务结束。

本发明的有益效果：

1、本发明综合考虑星上控制指令传输延时和数传天线伺服系统的响应延时，利用当前时刻星上实时定轨数据、姿态确定数据与控制力矩指令，实时估计下一步卫星的轨道与姿态，进而根据卫星与地面站几何关系，得到数传天线的指令转角，最后将指令转角发送给数传天线伺服系统，驱动天线转动；

2、本发明基于星上实时的轨道与姿态数据，对考虑控制延时后的数传天线转角进行预估，以该预估的天线转角为基础，进一步考虑天线转动能力，得到最终的数传天线指令转角；

3、本发明充分考虑了控制延时和卫星姿态运动对数传天线指向的影响，有利于数传天线控制精度的提升；同时整个控制过程无需依赖机动全过程的先验信息，仅利用星上实时产生的轨道和姿态信息即可，具有较强的工程可实现性。

附图说明

图1为本发明卫星姿态机动时数传天线跟踪控制方法流程图；

图2为卫星数传天线及数传天线安装坐标系示意图。

具体实施方式

下面结合参考附图来详细描述本发明的示例性实施方式。应当理解，附图中示出和描述的实施方式仅仅是示例性的，意在阐释本发明的原理和精神，而并非限制本发明的范围。

如图2所示，首先对卫星数传天线及数传天线安装坐标系进行说明。数传天线如图2所示，具备两个转动自由度。图2所示的坐标系为数传天线安装坐标系，其原点位于天线第一级转轴的中心，X轴定义为第一级转轴方向，Y轴定义为第二级转轴方向，Z轴与天线安装基座垂直，由原点指向数传天线反射面部分，三轴满足右手定则。在对地面站的跟踪过程中，数传天线将绕X轴、Y轴进行转动，实现Z轴指向地面站。

如图1所示，本发明的一种卫星姿态机动时数传天线跟踪控制方法，具体包括以下步骤：

步骤一、星上计算机利用当前星上时刻、星上控制指令传输延时和数传天线伺服系统的响应延时，获取数传天线伺服系统的实际响应时刻，记为t_r；

本实施例中，采用以下方式计算所述实际响应时刻t_r：

t_r＝t_c+Δt₁+Δt₂

其中，Δt₁为星上控制指令传输延时，即数传天线指令转角发送到数传天线伺服系统的耗时，可通过卫星地面测试获得；Δt₂为数传天线伺服系统的响应延时，即伺服系统从收到指令转角到转动到指令转角位置的耗时，可通过卫星地面测试获得；t_c为当前星上时刻。

步骤二，根据星上实时定轨数据估计实际响应时刻的卫星轨道；

本实施例中，所述星上实时定轨数据为卫星通过星上导航设备解算得到的当前星上时刻卫星轨道，包括六根数，卫星位置与速度矢量在地心惯性坐标系、地心固联坐标系下的投影。

本实施例中，采用二体轨道预报模型估计实际响应时刻的卫星轨道，这一方式是由于采用二体预报模型，除平近点角会随时间变化外其他参数均不随时间变化，具体为：

记t_c时刻星上定轨得到的六根数为e_c＝(a,e,i,Ω,w,M_c)，其中a为半长轴，e为偏心率，i为轨道倾角，Ω为升交点赤经，w为近地点幅角，M_c为平近点角；得到t_r时刻估计的轨道六根数为e_r＝(a,e,i,Ω,w,M_r)，其中，M_r为t_r时刻对应的平近点角，计算方法如下：

M_r＝M_c+n(t_r-t_c)

其中，n为卫星轨道角速度，计算方法如下：

式中，μ＝3.986×10¹⁴m/s²,为地球引力常数。

根据t_r时刻六根数e_r计算得到t_r时刻卫星相对地心的位置矢量、速度矢量在地心惯性系的投影，(r_r)_I为卫星位置矢量在地心惯性坐标系下的投影，(v_r)_I为卫星速度矢量在地心惯性坐标系下的投影。

步骤三、根据星上实时姿态确定数据与控制力矩指令，采用姿态动力学模型估计在实际响应时刻的卫星惯性姿态；

所述星上实时姿态确定数据是指当前时刻的惯性姿态四元数、惯性角速度，由星上计算机采集星上姿态测量设备数据并进行实时解算获得；所述控制力矩指令是指当前时刻星上计算机产生的三轴控制力矩指令。

所述采用姿态动力学模型估计在实际响应时刻的卫星惯性姿态，具体方法如下：

令卫星惯性姿态采用四元数q＝[q₀,q₁,q₂,q₃]^T表示，卫星角速度矢量采用ω＝[ω_x,ω_y,ω_z]^T表示，记当前时刻t_c的惯性姿态四元数为q_c，惯性角速度矢量记为ω_c，控制力矩指令为T_c，则采用下式估计t_r时刻的惯性姿态四元数q_r：

其中，ω_r为t_r时刻卫星惯性角速度的估计值；K(ω)的定义如下：

J为卫星在本体系下的转动惯量，通过卫星地面测试获得；矩阵上标“-1”代表逆矩阵；ω^×为矢量叉乘矩阵，定义为：

步骤四、根据地面站位置信息、步骤二得到的所述卫星轨道、步骤三得到的所述卫星惯性姿态，获取实际响应时刻数传天线指向地面站所需的理论转角；

所述地面站位置是指地面站的经纬高，由地面通过测控站上注至卫星上；所述理论转角包括绕X轴和绕Y轴的两个角度。

本实施例中，采用矢量计算及坐标转换方法获取实际响应时刻数传天线指向地面站所需的理论转角，具体步骤如下：

1)根据地面站的经度lon、纬度lat、高度h，获取t_r时刻地面站在地心惯性系下的坐标(p_r)_I；

2)根据所述地面站在地心惯性系下的坐标及步骤三得到的t_r时刻卫星惯性姿态四元数q_r，计算t_r时刻地面站相对卫星的矢量在数传天线安装坐标系下的投影(s_r)_A:

(s_r)_A＝L_AB·L_BI(q_r)·[(p_r)_I-(r_r)_I]

其中，L_BI(q)代表由四元数q得到的坐标转换矩阵，表达式为：

L_AB为数传天线安装矩阵，定义为卫星本体坐标系到数传天线安装坐标系的转换矩阵，具体实施时从卫星设计方案中获取；

3)根据所述投影(s_r)_A获取实际响应时刻数传天线指向地面站所需的绕X轴与Y轴的理论转角。具体如下：将第2)步得到的投影(s_r)_A表示为三轴分量形式，即：

(s_r)_A＝[s_x,s_y,s_z]^T

为保证对地面站的指向，数传天线绕X轴的理论转角α₁、绕Y轴的理论转角β₁分别为：

α₁＝atan2(-s_y,s_z)

其中，atan2()、asin()函数为反正切、反正弦函数，其中atan2()函数有两个变量，需要考虑两变量间的相对相位关系。

步骤五、根据步骤四得到的所述理论转角以及星上存储的数传天线指令转角，估计数传天线所需的转动角速度，并根据数传天线转动的最大角速度阈值，获取实际响应时刻数传天线的指令转角；并将指令转角发送给数传天线伺服系统，实现数传天线的跟踪控制；

下面以数传天线X轴指令转角计算为例说明本步骤。

记星上存储的上一步数传天线绕X轴和Y轴的指令转角分别为α₀、β₀，数传天线绕X轴转动的最大角度为α_max，最小角度为α_min,最大角速度限制为w_max：

1)估计数传天线X轴方向的转动角速度w₁＝(α₁-α₀)/(t_r-t_c)；

2)将w₁与w_max进行比较，如果|w₁|>w_max，则更新w₁＝sgn(w₁)×w_max，其中sgn(*)为符号运算，然后进入下一步；否则，直接进入下一步；

3)更新绕X轴的理论转角α₁＝α₀+w₁×(t_r-t_c)；

4)计算绕X轴的指令转角α_r：

数传天线Y轴指令转角计算过程与X轴指令转角类似，不再赘述，记计算得到的数传天线Y轴指令转角为β_r。

步骤六、在每一个控制周期重复步骤一至步骤五，不断输出数传天线指令转角，实现数传天线的连续跟踪控制，直至数传天线对地跟踪任务结束。

本领域的普通技术人员将会意识到，这里所述的实施例是为了帮助读者理解本发明的原理，应被理解为本发明的保护范围并不局限于这样的特别陈述和实施例。本领域的普通技术人员可以根据本发明公开的这些技术启示做出各种不脱离本发明实质的其它各种具体变形和组合，这些变形和组合仍然在本发明的保护范围内。

Claims (5)

1.一种卫星姿态机动时数传天线跟踪控制方法，其特征在于，包括：

步骤一、星上计算机利用当前星上时刻、星上控制指令传输延时和数传天线伺服系统的响应延时，获取数传天线伺服系统的实际响应时刻；

步骤二、根据星上实时定轨数据估计实际响应时刻的卫星轨道；

步骤三、根据星上实时姿态确定数据与控制力矩指令，采用姿态动力学模型估计在实际响应时刻的卫星惯性姿态；

步骤四、根据地面站位置信息、步骤二得到的所述卫星轨道、步骤三得到的所述卫星惯性姿态，获取实际响应时刻数传天线指向地面站所需的理论转角；

步骤五、根据步骤四得到的所述理论转角以及星上存储的数传天线指令转角，估计数传天线所需的转动角速度，并根据数传天线转动的最大角速度阈值，获取实际响应时刻数传天线的指令转角；并将指令转角发送给数传天线伺服系统，实现数传天线的跟踪控制；

步骤六、在每一个控制周期重复步骤一至步骤五，不断输出数传天线指令转角，实现数传天线的连续跟踪控制，直至数传天线对地跟踪任务结束。

2.如权利要求1所述的一种卫星姿态机动时数传天线跟踪控制方法，其特征在于，采用以下方式计算所述实际响应时刻t_r：

t_r＝t_c+Δt₁+Δt₂

其中，Δt₁为星上控制指令传输延时，即数传天线指令转角发送到数传天线伺服系统的耗时；Δt₂为数传天线伺服系统的响应延时，即伺服系统从收到指令转角到转动到指令转角位置的耗时；t_c为当前星上时刻。

3.如权利要求1或2所述的一种卫星姿态机动时数传天线跟踪控制方法，其特征在于，采用二体轨道预报模型估计实际响应时刻的卫星轨道。

4.如权利要求1或2所述的一种卫星姿态机动时数传天线跟踪控制方法，其特征在于，所述采用姿态动力学模型估计在实际响应时刻的卫星惯性姿态，具体方法如下：

令卫星惯性姿态采用四元数q＝[q₀,q₁,q₂,q₃]^T表示，卫星角速度矢量采用ω＝[ω_x,ω_y,ω_z]^T表示，记当前时刻t_c的惯性姿态四元数为q_c，惯性角速度矢量记为ω_c，控制力矩指令为T_c，则采用下式估计t_r时刻的惯性姿态四元数q_r：

其中，ω_r为t_r时刻卫星惯性角速度的估计值；K(ω)的定义如下：

J为卫星在本体系下的转动惯量，通过卫星地面测试获得；矩阵上标“-1”代表逆矩阵；ω^×为矢量叉乘矩阵，定义为：

5.如权利要求4所述的一种卫星姿态机动时数传天线跟踪控制方法，其特征在于，采用矢量计算及坐标转换方法获取实际响应时刻数传天线指向地面站所需的理论转角，具体步骤如下：

1)根据地面站的经度lon、纬度lat、高度h，获取t_r时刻地面站在地心惯性系下的坐标；

2)根据所述地面站在地心惯性系下的坐标及步骤三得到的t_r时刻卫星惯性姿态四元数，计算t_r时刻地面站相对卫星的矢量在数传天线安装坐标系下的投影；

3)根据所述投影获取实际响应时刻数传天线指向地面站所需的绕X轴与Y轴的理论转角。

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