CN116578108A - 业余卫星地面站天线姿态补偿方法、补偿装置及跟踪系统 - Google Patents

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CN116578108A CN202310611937.1A CN202310611937A CN116578108A CN 116578108 A CN116578108 A CN 116578108A CN 202310611937 A CN202310611937 A CN 202310611937A CN 116578108 A CN116578108 A CN 116578108A
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Abstract

本发明属于卫星通讯技术领域，涉及一种业余卫星地面站天线姿态补偿方法、补偿装置及跟踪系统，方法包括：S1、获取目标卫星方位角和俯仰角、天线偏航角和俯仰角；S2、基于第一差值即目标卫星方位角与天线偏航角的差值确定水平旋转器补偿转动方向；基于第二差值即目标卫星俯仰角与天线俯仰角的差值确定俯仰旋转器补偿转动方向；S3、基于第一差值绝对值确定水平旋转器转动步长，基于第二差值绝对值确定俯仰旋转器转动步长，根据确定步长和方向驱动水平旋转器和俯仰旋转器转动；S4、重复步骤S1‑S3，直至第一差值和第二差值的绝对值≤0.5度，完成姿态补偿。本发明对天线角度和业余卫星角度的偏差角度进行实时补偿，提高卫星跟踪准确性。

Description

业余卫星地面站天线姿态补偿方法、补偿装置及跟踪系统
技术领域
本发明属于卫星通讯技术，涉及业余卫星通讯地面站控制技术，具体地说，涉及一种业余卫星地面站天线姿态补偿方法、补偿装置及跟踪系统。
背景技术
现有的卫星地面站跟踪系统对卫星的跟踪方式主要有以下三种：(1)手动跟踪，手动跟踪是指根据收到的信号大小用人工方式操纵地面站跟踪系统，使得接收到的信号最强，或者根据预知的目标位置数据(如卫星轨道位置)随时间变化的规律人工调整天线指向。(2)自动跟踪，自动跟踪是指根据地面站收到的卫星发射的信标信号来驱动地面站跟踪系统，使天线自动对准卫星。(3)程序跟踪，程序跟踪是指利用计算机处理卫星星历数据和地面站天线地理坐标及姿态数据信息，从而计算、预测卫星的轨道信息，实时计算卫星角度和天线角度的差值，并根据二者的差值驱动地面站跟踪系统带动天线消除误差角度，使天线实时对准卫星。
就业余卫星而言，业余无线电爱好者们搭建的卫星地面站跟踪系统大多由两部分组成：卫星位置计算部分和天线伺服控制部分。卫星位置计算部分的作用是预报卫星轨道，实时计算卫星的方位角、俯仰角。该卫星位置计算部分通过程序实现，即在PC上通过一些卫星位置计算模型(如SGP4模型)计算卫星位置及其对应的方位角、俯仰角。该卫星位置计算部分也可以直接通过专门的业余卫星追踪软件来实现，常见的卫星追踪软件有SatSat、Orbitron、PreviSat、Gpredict、追星3.3等。这些卫星追踪软件基于卫星星历获取卫星的数据，其作用是预报卫星轨道，实时计算卫星的方位角、俯仰角、速度等相关信息。天线伺服控制部分的作用是基于卫星位置计算部分得到的卫星角度信息驱动天线转动相应的角度，使得天线实时跟踪和对准卫星。该天线伺服控制部分可以依赖一些天线旋转器控制软件来实现，常见的控制软件如PstRotator等。
上述这种卫星地面站跟踪系统的主要运行思路就是先通过卫星位置计算部分实时获取卫星的方位角和俯仰角，并将计算的角度信息实时发送给天线伺服控制部分，天线伺服控制部分驱动天线转动相应的角度以实时指向卫星。其主要存在以下问题：
(1)系统难以应用于移动平台，无法对追踪卫星过程中系统姿态的变化进行实时补偿。在追踪卫星的过程中，若系统的姿态发生变化导致天线对卫星的指向产生一定的偏差，系统无法对偏差的角度进行实时补偿，从而难以实现实时对准卫星以完成通联实验。
(2)系统的运行需要依赖PC或者一些卫星追踪软件，不能够脱离PC独立运行。
发明内容
本发明针对现有技术存在的无法对追踪卫星过程中系统姿态的变化进行实时补偿等上述问题，提供了一种业余卫星地面站天线姿态补偿方法、补偿装置及跟踪系统。在追踪卫星过程中，当跟踪系统姿态发生变化导致天线对卫星的指向产生偏差时，对偏差的角度进行实时补偿，实现实时对准卫星以完成通联实验。本发明第一方面，提供了一种业余卫星地面站天线姿态补偿方法，其步骤为：
S1、获取目标卫星方位角、目标卫星俯仰角、天线偏航角及天线俯仰角；
S2、以目标卫星方位角与天线偏航角的差值为第一差值，以目标卫星俯仰角与天线俯仰角的差值为第二差值，基于第一差值确定水平旋转器补偿转动的方向；基于第二差值确定俯仰旋转器补偿转动的方向；
S3、基于第一差值的绝对值确定水平旋转器需要转动的步长，基于第二差值的绝对值确定俯仰旋转器需要转动的步长，根据确定的步长和方向驱动水平旋转器和俯仰旋转器转动；
S4、重复步骤S1-S3，直至第一差值和第二差值的绝对值≤0.5度，完成姿态补偿。
在一些实施例中，在步骤S2中，若第一差值大于0，则水平旋转器补偿转动方向为正向，所述正向为角度变大的方向；若第一差值小于0，则水平旋转器补偿转动方向为反向，所述反向为角度变小的方向；若第二差值大于0，则俯仰旋转器补偿转动方向为正向；若第二差值小于0，则俯仰旋转器补偿转动方向为反向。
本发明第二方面，提供了一种业余卫星地面站天线姿态补偿装置，包括：GPS模块，用于获取地面站坐标和当前时间；IMU惯导模块，用于实时获取天线偏航角及天线俯仰角；控制器，内设：
数据获取模块，用于获取目标卫星星历数据；
角度计算模块，用于根据目标卫星星历数据、地面站坐标和当前时间计算目标卫星方位角和目标卫星俯仰角；
方向确定模块，以目标卫星方位角与天线偏航角的差值为第一差值，以目标卫星俯仰角与天线俯仰角的差值为第二差值，基于第一差值确定水平旋转器补偿转动的方向，第二差值确定俯仰旋转器补偿转动的方向；
步长确定模块，基于第一差值的绝对值确定水平旋转器需要转动的步长，基于第二差值的绝对值确定俯仰旋转器需要转动的步长；
控制模块，被设置为：根据确定的步长和方向驱动水平旋转器和俯仰旋转器转动，直至第一差值和第二差值的绝对值≤0.5度。
本发明第三方面，提供了一种卫星地面站跟踪系统，包括：基座；水平旋转器，安装在基座上；俯仰旋转器，安装于水平旋转器上；天线，安装于俯仰旋转器上；GPS模块，安装于基座上，正面朝上，用于获取地面站坐标和当前时间；IMU惯导模块，安装于所述天线上，位于所述天线与所述俯仰旋转器连接处上方，用于实时获取天线偏航角及天线俯仰角；控制器，设有：
数据获取模块，用于获取目标卫星星历数据；
角度计算模块，用于根据地面站坐标、当前时间和目标卫星星历数据计算目标卫星方位角和目标卫星俯仰角；
方向确定模块，以目标卫星方位角与天线偏航角的差值为第一差值，以目标卫星俯仰角与天线俯仰角的差值为第二差值，基于第一差值确定水平旋转器补偿转动的方向；基于第二差值确定俯仰旋转器补偿转动的方向；
步长确定模块，基于第一差值的绝对值确定水平旋转器需要转动的步长，基于第二差值的绝对值确定俯仰旋转器需要转动的步长；
控制模块，所述控制模块被设置为：驱动水平旋转器转动目标卫星方位角对应角度，驱动俯仰旋转器转动目标卫星俯仰角对应角度；驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动确定步长，以及驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动确定步长，以对天线姿态进行补偿。
在一些实施例中，所述控制模块还被设置为：在目标卫星过境的方位角包含0°但不包含180°时，采用方式一得到水平旋转器的转动角度；在目标卫星过境的方位角包含180°但不包含0°时，采用方式二得到水平旋转器的转动角度；在目标卫星过境的方位角不包含0°和180°时，采用方式一或方式二得到水平旋转器的转动角度；所述控制器根据得到的转动角度驱动水平旋转器转动；所述方式一为：保持0-180°范围内的方位角度不变，并将180-360°范围内的方位角度减去360°；所述方式二为：将0-360°范围内的方位角度减去180°。
在一些实施例中，在水平旋转器的转动角度达到水平旋转器限位角度时，向天线偏航角绝对值变大的方向改变卫星地面站跟踪系统姿态，采用上述第一方面所述业余卫星地面站天线姿态补偿方法补偿水平旋转器转动角度，直至限位解除；在俯仰旋转器的转动角度达到俯仰旋转器限位角度时，向天线俯仰角绝对值变大的方向改变卫星地面站跟踪系统姿态，采用上述第一方面所述业余卫星地面站天线姿态补偿方法补偿俯仰旋转器转动角度，直至限位解除。
与现有技术相比，本发明的优点和积极效果在于：
(1)本发明业余卫星地面站天线姿态补偿方法及补偿装置，在天线姿态角度和卫星角度产生偏差时，在水平和俯仰两个方向上通过控制模块基于天线姿态角度和目标卫星角度的偏差补偿转动相应角度，以减小或消除天线姿态角度和卫星角度的偏差，使得天线继续对准卫星，提高卫星追踪的准确性。
(2)本发明卫星地面站跟踪系统，一方面通过GPS模块实时获取地面站坐标和当前时间，控制器获取目标卫星星历数据，并根据地面站坐标、当前时间和目标卫星星历数据计算目标卫星方位角和目标卫星俯仰角，控制器基于目标卫星方位角、目标卫星俯仰角分别控制水平旋转器和俯仰旋转器转动对应角度，实现对目标卫星的跟踪。另一方面，通过IMU惯导模块实时获取天线偏航角及天线俯仰角，在天线姿态角度和卫星角度产生偏差时，在水平和俯仰两个方向上通过控制模块基于天线姿态角度和目标卫星角度的偏差补偿转动相应角度，以减小或消除天线姿态角度和卫星角度的偏差，使得天线继续对准卫星，提高卫星追踪的准确性。
(3)本发明卫星地面站跟踪系统，在水平旋转器和俯仰旋转器转动角度达到限位角度时，在姿态补偿的前提下，能够改变水平旋转器和俯仰旋转器的姿态，暂时解除限位，继续完成卫星追踪，保证卫星最终过程的完整性。
(4)本发明卫星地面站跟踪系统，还包括支撑件，将基座置于支撑件上，将基座升高。一方面，在本发明卫星地面站跟踪系统运行过程中，天线尾部不会扫到地面，以保护天线，防止天线尾部磨损。另一方面能够有效防止天线被卡住，避免俯仰角没法继续增大，对追踪过程产生影响。
附图说明
图1为本发明实施例所述业余卫星地面站天线姿态补偿方法的流程框图；
图2为本发明实施例所述业余卫星地面站天线姿态补偿方法确定水平旋转器补偿转动方向的流程框图；
图3为本发明实施例所述业余卫星地面站天线姿态补偿方法确定俯仰旋转器补偿转动方向的流程框图；
图4为本发明实施例所述业余卫星地面站天线姿态补偿方法水平方向姿态补偿流程图；
图5为本发明实施例所述业余卫星地面站天线姿态补偿方法俯仰方向姿态补偿流程图；
图6为本发明实施例所述业余卫星地面站天线姿态补偿装置的结构框图；
图7为本发明实施例所述业余卫星地面站天线姿态补偿装置水平方向姿态补偿控制原理框图；
图8为本发明实施例所述业余卫星地面站天线姿态补偿装置俯仰方向姿态补偿控制原理框图；
图9为本发明实施例所述目标卫星相对于地面站的方位角示意图；
图10为本发明实施例所述目标卫星相对于地面站的俯仰角示意图；
图11为本发明实施例所述卫星地面站跟踪系统机械部分结构图；
图12为本发明实施例所述卫星地面站跟踪系统的控制结构框图；
图13-14为本发明实施例所述水平方向姿态补偿测试时不加天线时水平旋转器对应的偏航角随时间的变化曲线示意图；
图15-16为本发明实施例所述俯仰方向姿态补偿测试时不加天线时俯仰旋转器对应的俯仰角随时间的变化曲线示意图；
图17为本发明实施例所述水平和俯仰方向两个方向姿态补偿测试时不加天线时水平旋转器对应偏航角和俯仰旋转器对应俯仰角随时间的变化曲线示意图；
图18为本发明实施例所述卫星追踪测试时卫星方位角和天线偏航角随时间的变化曲线示意图；
图19-20为图18的局部放大图；
图21为本发明实施例所述卫星追踪测试时卫星俯仰角和天线俯仰角随时间的变化曲线示意图；
图22-23为图21的局部放大图。
图中，1、GPS模块，2、IMU惯导模块，3、控制器，4、方向确定模块，5、步长确定模块，6、控制模块，7、5V电源，8、基座，9、水平旋转器，10、俯仰旋转器，11、天线。12、6-8.4V电源，13、支撑件，14、转接板，15、上位机，16、数据获取模块，17、角度计算模块。
具体实施方式
下面，通过示例性的实施方式对本发明进行具体描述。然而应当理解，在没有进一步叙述的情况下，一个实施方式中的元件、结构和特征也可以有益地结合到其他实施方式中。
参见图1，本发明实施例提供了一种业余卫星地面站天线姿态补偿方法，步骤为：
S1、获取目标卫星方位角、目标卫星俯仰角、天线偏航角及天线俯仰角。
S2、以目标卫星方位角与天线偏航角的差值为第一差值error1，以目标卫星俯仰角与天线俯仰角的差值为第二差值error2，基于第一差值确定水平旋转器补偿转动的方向；基于第二差值确定俯仰旋转器补偿转动的方向。
参见图2，若第一差值error1大于0，则水平旋转器补偿转动方向为正向，所述正向为角度变大的方向；若第一差值error1小于0，则水平旋转器补偿转动方向为反向，所述反向为角度变小的方向。
参见图3，若第二差值error2大于0，则俯仰旋转器补偿转动方向为正向；若第二差值error2小于0，则俯仰旋转器补偿转动方向为反向。
S3、基于第一差值的绝对值确定水平旋转器需要转动的步长，基于第二差值的绝对值确定俯仰旋转器需要转动的步长，根据确定的步长和方向驱动水平旋转器和俯仰旋转器转动。
S4、重复步骤S1-S3，直至第一差值和第二差值的绝对值≤0.5度，完成姿态补偿。
在一些实施例中，在步骤S3中，预设幅度Kp，预设m,m≥8个偏差阈值和n,n＝m+1个步长，第一偏差阈值E1>第二偏差阈值E2>...>第m-1偏差阈值Em-1>第m偏差阈值Em>0.5度，第一步长step1>第二步长step2>...>第n-1步长stepn-1>第n步长stepn。
水平方向的姿态补偿转动过程：若第一差值的绝对值>E1，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step1；若第一差值的绝对值>E2且≤E1，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step2；依次类推；若第一差值的绝对值>Em且≤Em-1，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*stepn-1；若第一差值的绝对值≤Em，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*stepn。
俯仰方向的姿态补偿转动过程：若第二差值的绝对值>E1，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step1；若第二差值的绝对值>E2且≤E1，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step2；依次类推，若第二差值的绝对值>Em且≤Em-1，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动Kp*stepn-1；若第二差值的绝对值≤Em，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动Kp*stepn。
在一些实施例中，若补偿转动方向为正向，则Kp＝k为正，若补偿转动方向为负向，则Kp＝-k，为负，k为正数，取值为1。需要说明的是，k为可调参数，不限于取值为1。
需要说明的是，根据检测到的目标卫星角度与天线姿态角的差值大小，设置多个步数，采用分步的方式消除偏差，不仅能够保证补偿的速度，同时还可以减小补偿过程中的超调。当检测到的偏差较大时，水平旋转器和俯仰旋转器的转动步长就大，从而提高补偿速度；当检测到的偏差较小时，水平旋转器和俯仰旋转器的转动步长就小，从而可以减小补偿过程中的超调。
还需要说明的是，k的值，步数、每一步的角度判断条件(即是否>偏差阈值)及每一步步长都可以影响控制效果，需要根据实际调试的情况进行修改和优化。以k的值为例，在合适的范围内调节参数k，当k减小时，每一步的转动步长都会减小，故而补偿速度会减小，超调量可能会变小；当k增大时，每一步的转动步长都会增大，故而补偿速度会加快，同时超调量也可能会变大。若k过大，而每一步的角度判断条件不变，则可能无法将偏差控制在最后一步的角度判断条件(即0.5°)之内，从而导致系统不稳定。
在一具体实施例中，预设10个偏差阈值，分别为120、80、40、20、10、8、6、3、1、0.5。预设10步长，分别为10、8、4、2、1、0.5、0.3、0.15、0.1、0.07。k为正数，取值为1。图4所示为水平方向姿态补偿流程。图5所示为俯仰方向姿态补偿流程。由图4、图5可知，确定补偿转动方向、基于偏差的绝对值确定步长及基于步长驱动水平旋转器和俯仰旋转器转动相应的角度在循环里执行，实现逐步减小偏差，直到将偏差控制在较小的范围内(即小于0.5°)为止。本发明实施例所述业余卫星地面站天线姿态补偿方法，在天线姿态角度和卫星角度产生偏差时，在水平和俯仰两个方向上进行姿态补偿。水平方向姿态补偿的目的是使得天线偏航角与卫星方位角保持一致。俯仰方向姿态补偿的目的是使得天线俯仰角与卫星俯仰角保持一致。通过水平和俯仰两个方向上的姿态补偿，提高了卫星跟踪的准确性。
本发明实施例第二方面，参见图6，提供了一种业余卫星地面站天线姿态补偿装置，包括：GPS模块1，用于获取地面站坐标和当前时间；IMU惯导模块2，用于实时获取天线偏航角及天线俯仰角；控制器3，内设：
数据获取模块16，用于获取目标卫星星历数据；
角度计算模块17，用于根据地面站坐标、当前时间和目标卫星星历数据计算目标卫星方位角和目标卫星俯仰角；
方向确定模块4，以目标卫星方位角与天线偏航角的差值为第一差值，以目标卫星俯仰角与天线俯仰角的差值为第二差值，基于第一差值确定水平旋转器补偿转动的方向；基于第二差值确定俯仰旋转器补偿转动的方向；
步长确定模块5，基于第一差值的绝对值确定水平旋转器需要转动的步长，基于第二差值的绝对值确定俯仰旋转器需要转动的步长；
控制模块6，被设置为：根据确定的步长和方向驱动水平旋转器和俯仰旋转器转动，直至第一差值和第二差值的绝对值≤0.5度；
5V电源7，与控制器3连接，为控制器3供电。
在一些实施例中，所述控制模块被设置为：在根据确定的步长和方向驱动水平旋转器和俯仰旋转器转动时，若第一差值的绝对值>E1，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step1；
若第一差值的绝对值>E2且≤E1，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step2；
依次类推；
若第一差值的绝对值>Em且≤Em-1，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*stepn-1；
若第一差值的绝对值≤Em，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*stepn；
若第二差值的绝对值>E1，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step1；
若第二差值的绝对值>E2且≤E1，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step2；
依次类推；
若第二差值的绝对值>Em且≤Em-1，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动Kp*stepn-1；
若第二差值的绝对值≤Em，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动Kp*stepn；
Ei,i＝1,2,...,m为预设的偏差阈值，第一偏差阈值E1>第二偏差阈值E2>...>第m-1偏差阈值Em-1>第m偏差阈值Em>0.5度；Kp为预设幅度；stepi,i＝1,2,...,n为预设的步长，n＝m+1，第一步长step1>第二步长step2>...>第n-1步长stepn-1>第n步长stepn。
在一些实施例中，若补偿转动方向为正向，则Kp＝k为正，若补偿转动方向为负向，则Kp＝-k，为负，k为正数，取值为1。
需要说明的是，根据检测到的目标卫星角度与天线姿态角的差值大小，设置多个步数，采用分步的方式消除偏差，不仅能够保证补偿的速度，同时还可以减小补偿过程中的超调。当检测到的偏差较大时，水平旋转器和俯仰旋转器的转动步长就大，从而提高补偿速度；当检测到的偏差较小时，水平旋转器和俯仰旋转器的转动步长就小，从而可以减小补偿过程中的超调。
还需要说明的是，k的值，步数、每一步的角度判断条件(即是否>偏差阈值)及每一步步长都可以影响控制效果，需要根据实际调试的情况进行修改和优化。以k的值为例，在合适的范围内调节参数k，当k减小时，每一步的转动步长都会减小，故而补偿速度会减小，超调量可能会变小；当k增大时，每一步的转动步长都会增大，故而补偿速度会加快，同时超调量也可能变大。若k过大，而每一步的角度判断条件不变，则可能无法将偏差控制在最后一步的角度判断条件(即0.5°)之内，从而导致系统不稳定。
在一具体实施例中，预设10个偏差阈值，分别为120、80、40、20、10、8、6、3、1、0.5。预设10步长，分别为10、8、4、2、1、0.5、0.3、0.15、0.1、0.07。k为正数，取值为1。图4所示为水平方向姿态补偿流程。图5所示为俯仰方向姿态补偿流程。由图3、图4可知，确定补偿转动方向、基于偏差的绝对值确定步长及基于步长驱动水平旋转器和俯仰旋转器转动相应的角度在循环里执行，实现逐步减小偏差，直到将偏差控制在较小的范围内(即小于0.5°)为止。在一些实施例中，所述地面站坐标包括地面站经度、地面站纬度、地面站所在的海拔高度，由所述目标卫星星历数据直接或间接得到卫星轨道长半轴a、轨道偏心率e、卫星轨道与赤道面的夹角i、卫星轨道的升交点赤经Ω(自春分点算起)、轨道近地点幅角ω0、卫星过近地点时刻t0。角度计算模块根据地面站坐标、当前时间和目标卫星星历数据计算目标卫星方位角和目标卫星俯仰角的具体步骤为：
(一)确定一个以地心为坐标原点的轨道坐标系，坐标系包含X、Y、Z三个轴，X轴和Y轴位于轨道平面上，Z轴与轨道平面的法线矢量重合；
(二)通过公式(1)计算平近点角，公式(1)表示为：
式中，M为平近点角；n为卫星的平均角速度；t为计算时刻的协调世界时UTC，单位为秒；t0为卫星过近地点时刻；G为引力常数，M0为地球质量，G与M0之积为一个常数，GM0＝3.986005×1014m3/s2；
(三)根据开普勒方程计算偏近点角E，开普勒方程表示为：
E＝M+esinE (2)
开普勒方程为超越方程，需要通过迭代法求解。先对开普勒方程两边同时进行微分，得到：
初始值E0＝M，迭代公式表示为：
直到满足终止条件|Ei+1-Ei|<ε，其中ε为一个足够小的正数；
(四)计算目标卫星到地心的距离和真近点角θ；
通过公式(5)计算目标卫星到地心的距离，公式(5)表示为：
r＝a(1-ecosE) (5)
式中，r为目标卫星到地心的距离；
通过公式(6)计算真近点角θ，公式(6)表示为：
由公式(6)解得：
利用反三角函数公式，求得：
(五)通过公式(9)计算升交点角距，公式(9)表示为：
式中，为升交点角距；
(六)通过公式(10)计算目标卫星在其轨道坐标系统中的位置(x,y,z)，公式(10)表示为：
(七)计算卫星在地心赤道坐标系中的位置，进而求出目标卫星的赤经和赤纬；卫星在地心赤道坐标系中的位置(xt,yt,zt)为：
基于此，计算卫星的赤经α、赤纬δ；
对于赤经而言，有：
tanα＝yt/xt (12)
解得：
对于赤纬而言，有：
解得：
(八)计算卫星星下点的经度λ、纬度γ；
对于星下点经度λ而言，其与赤经满足如下关系：
λ＝α-G(t) (16)
其中，G(t)为t时刻的格林尼治赤经表示为：
G(t)＝G0+ω(t-t0) (17)
式中，G0为G在历元t0时刻的值，单位为度；ω为地球自转角速度，单位为度/秒；
对于星下点纬度γ而言，在假定地球为一个球体的情况下，纬度就等于赤纬，即：
γ＝δ (18)
(九)设地面站的经度为I，纬度为b，结合卫星星下点的经、纬度，求解卫星相对于地面站的方位角A和俯仰角h；
如图9所示，对球面三角形PDS而言，由正弦定理得到：
解得方位角为：
其中：L'＝arccos(sinbsinγ+cosbcosγcosΔI)，ΔI＝I-λ；
参见图10，满足数学关系：
解得俯仰角为：
其中：β＝L'，rS＝rD+H；rS为卫星到地心的距离；rD为地面站到地心的距离；H为卫星的高度，根据卫星的速度和万有引力公式求出。
参见图7，水平方向姿态补偿控制过程如下：
将通过角度计算模块计算得到的目标卫星方位角作为控制器的输入目标角度，以天线偏航角作为实际输出角度，通过IMU惯导模块实时将天线偏航角反馈回输入端，并求出卫星方位角和天线偏航角的偏差。若二者之间的偏差较大，则控制器通过偏差的绝对值确定水平旋转器需要补偿转动的角度，并将角度指令发送给水平旋转器。水平旋转器执行角度指令，转动相应的角度。再将水平旋转器转动后的天线偏航角反馈回输入端，与卫星方位角做比较，若二者还存在较大的偏差，则重复执行上述过程，直到将偏差控制在较小的范围(小于0.5°)内。
参见图8，俯仰方向姿态补偿控制过程如下：
将通过角度计算模块计算得到的目标卫星俯仰角作为控制器的输入目标角度，以天线俯仰角作为实际输出角度，通过IMU惯导模块实时将天线俯仰角反馈回输入端，并求出卫星俯仰角和天线俯仰角的偏差。若二者之间的偏差较大，则控制器通过偏差的绝对值确定俯仰旋转器需要补偿转动的角度，并将角度指令发送给俯仰旋转器。俯仰旋转器执行角度指令，转动相应的角度。再将俯仰旋转器转动后的天线俯仰角反馈回输入端，与卫星俯仰角做比较，若二者还存在较大的偏差，则重复执行上述过程，直到将偏差控制在较小的范围(小于0.5°)内。
本发明实施例所述业余卫星地面站天线姿态补偿装置，在天线姿态角度和卫星角度产生偏差时，在水平和俯仰两个方向上进行姿态补偿。水平方向姿态补偿的目的是使得天线偏航角与卫星方位角保持一致。俯仰方向姿态补偿的目的是使得天线俯仰角与卫星俯仰角保持一致。通过水平和俯仰两个方向上的姿态补偿，提高了卫星跟踪的准确性。
本发明实施例第三方面，参见图11、图12，提供了一种卫星地面站跟踪系统，包括：基座8；水平旋转器9，安装在基座8上；俯仰旋转器10，安装于水平旋转器9上；天线11，安装于俯仰旋转器10上；GPS模块1，安装于基座8上，正面朝上，用于获取地面站坐标和当前时间；IMU惯导模块2，安装于所述天线11上，位于所述天线11与所述俯仰旋转器10连接处上方，用于实时获取天线偏航角及天线俯仰角；控制器3，设有：
数据获取模块16，用于获取目标卫星星历数据；
角度计算模块17，用于根据目标卫星星历数据、地面站坐标和当前时间计算目标卫星方位角和目标卫星俯仰角；
方向确定模块4，以目标卫星方位角与天线偏航角的差值为第一差值，以目标卫星俯仰角与天线俯仰角的差值为第二差值，基于第一差值确定水平旋转器补偿转动的方向；基于第二差值确定俯仰旋转器补偿转动的方向；
步长确定模块5，基于第一差值的绝对值确定水平旋转器需要转动的步长，基于第二差值的绝对值确定俯仰旋转器需要转动的步长；
控制模块6，所述控制模块被设置为：驱动水平旋转器转动目标卫星方位角对应角度，驱动俯仰旋转器转动目标卫星俯仰角对应角度；驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动确定步长，以及驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动确定步长，以对天线姿态进行补偿；
5V电源7，与控制器连接，为控制器供电；
6-8.4V电源12，设于基座侧面，与水平旋转器和俯仰旋转器连接，为水平旋转器和俯仰旋转器供电。
在一些实施例中，所述控制模块被设置为：在根据确定的步长和方向驱动水平旋转器和俯仰旋转器转动时，若第一差值的绝对值>E1，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step1；
若第一差值的绝对值>E2且≤E1，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step2；
依次类推；
若第一差值的绝对值>Em且≤Em-1，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*stepn-1；
若第一差值的绝对值≤Em，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*stepn；
若第二差值的绝对值>E1，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step1；
若第二差值的绝对值>E2且≤E1，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step2；
依次类推；
若第二差值的绝对值>Em且≤Em-1，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动Kp*stepn-1；
若第二差值的绝对值≤Em，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动Kp*stepn；
Ei,i＝1,2,...,m为预设的偏差阈值，第一偏差阈值E1>第二偏差阈值E2>...>第m-1偏差阈值Em-1>第m偏差阈值Em>0.5度；Kp为预设幅度；stepi,i＝1,2,...,n为预设的步长，n＝m+1，第一步长step1>第二步长step2>...>第n-1步长stepn-1>第n步长stepn。
在一些实施例中，若补偿转动方向为正向，则Kp＝k为正，若补偿转动方向为负向，则Kp＝-k，为负，k为正数，取值为1。
需要说明的是，根据检测到的目标卫星角度与天线姿态角的差值大小，设置多个步数，采用分步的方式消除偏差，不仅能够保证补偿的速度，同时还可以减小补偿过程中的超调。当检测到的偏差较大时，水平旋转器和俯仰旋转器的转动步长就大，从而提高补偿速度；当检测到的偏差较小时，水平旋转器和俯仰旋转器的转动步长就小，从而可以减小补偿过程中的超调。
还需要说明的是，k的值，步数、每一步的角度判断条件(即是否>偏差阈值)及每一步步长都可以影响控制效果，需要根据实际调试的情况进行修改和优化。以k的值为例，在合适的范围内调节参数k，当k减小时，每一步的转动步长都会减小，故而补偿速度会减小，超调量可能会变小；当k增大时，每一步的转动步长都会增大，故而补偿速度会加快，同时超调量也可能变大。若k过大，而每一步的角度判断条件不变，则可能无法将偏差控制在最后一步的角度判断条件(即0.5°)之内，从而导致系统不稳定。
在一具体实施例中，预设10个偏差阈值，分别为120、80、40、20、10、8、6、3、1、0.5。预设10步长，分别为10、8、4、2、1、0.5、0.3、0.15、0.1、0.07。k为正数，取值为1。图4所示为水平方向姿态补偿流程。图5所示为俯仰方向姿态补偿流程。由图4、图5可知，确定补偿转动方向、基于偏差的绝对值确定步长及基于步长驱动水平旋转器和俯仰旋转器转动相应的角度在循环里执行，实现逐步减小偏差，直到将偏差控制在较小的范围内(即小于0.5°)为止。本发明实施例所述卫星地面站跟踪系统进行水平姿态补偿控制和俯仰姿态补偿控制的过程同上述实施例所述业余卫星地面站天线姿态补偿装置，此处不再赘述。
在一些实施例中，所述地面站坐标包括地面站经度、地面站纬度、地面站所在的海拔高度，由所述目标卫星星历数据直接或间接得到卫星轨道长半轴a、轨道偏心率e、卫星轨道与赤道面的夹角i、卫星轨道的升交点赤经Ω(自春分点算起)、轨道近地点幅角ω0、卫星过近地点时刻t0。角度计算模块根据地面站坐标、当前时间和目标卫星星历数据计算目标卫星方位角和目标卫星俯仰角的具体步骤同上述第二方面提供的业余卫星地面站天线姿态补偿装置中角度计算模块计算目标卫星方位角和目标卫星俯仰角的步骤，此处不再赘述。
在追踪卫星的过程中，当天线姿态角度和卫星角度产生偏差时，可在水平和俯仰两个方向上进行姿态补偿。水平方向姿态补偿的目的是使得天线偏航角与卫星方位角保持一致。俯仰方向姿态补偿的目的是使得天线俯仰角与卫星俯仰角保持一致。通过水平和俯仰两个方向上的姿态补偿，提高了卫星跟踪的准确性。在一些实施例中，所述水平旋转器和俯仰旋转器均采用UART串行总线舵机，型号为RP8-U45-M。UART串行总线舵机的通信协议为单线半双工异步串行通信，使用的电平标准为TTL电平。UART串行总线舵机的正反两侧均有一个总线接口，通过转接线就可以将多个舵机串联在一条串行总线上。参见图12，水平旋转器9和俯仰旋转器10通过转接线串联连接。由于UART串行总线舵机的通信协议为单线半双工异步串行通信，其信号线只有一根，需要配合转接板使用。水平旋转器9和俯仰旋转器10串联连接后，水平旋转器9通过转接板14与控制器3和6-8.4V电源12连接。具体的，转接板的作用是将UART串行总线舵机的单线转换为双线TTL串口接口(发送端接口Tx和接收端接口Rx)，使得UART串行总线舵机可以通过转接板上的双线TTL串口接口与单片机通信。转接板上还设有一个USB转TTL芯片，UART串行总线舵机通过转接板上USB转TTL芯片的USB端口经转接线与设于微控制器或树莓派的USB接口连接，与微控制器或树莓派进行通信。
在一些实施例中，IMU惯导模块为WHEELTEC IMU惯导模块，该模块包括三轴加速度、三轴陀螺仪、轴磁力计及温度计，该模块设有两种配置方式：九轴融合配置和六轴融合配置，可以根据实际情况选择相应的配置方式。
具体的，利用本发明实施例所述卫星地面站跟踪系统进行卫星追踪时，需要通过IMU惯导模块获得绝对的偏航角数据，此时IMU惯导模块应当使用九轴融合配置。在九轴融合配置的情况下，IMU惯导模块每次使用前都需要对磁力计进行校准，并且IMU惯导模块附近的磁干扰不能太大。
因此，为了简化使用流程，减少磁干扰对IMU惯导模块带来的影响，可以关闭九轴融合配置中的磁力计融合开关，改为六轴融合配置，并且关闭上电航向初始化开关(AID_INIT_YAW_USE_MAG)，使得IMU惯导模块每次上电时的偏航角从0°开始。采用这种配置时，需要在IMU惯导模块上电前，在指南针的帮助下将IMU惯导模块的水平指向与正北重合，而后才能上电使用。这种方式下使用IMU惯导模块不用进行校准，也可以得到绝对的偏航角数据。
在一些实施例中，参见图11，所述天线11与俯仰旋转器10之间、俯仰旋转器10与水平旋转器9之间、水平旋转器9与基座8之间、GPS模块1与基座8之间可拆卸安装。具体地，天线11通过安装件与俯仰旋转器10连接，所述安装件包括横向部和连接于横向部两端的竖向部，天线11通过螺栓与横向部连接，俯仰旋转器10通过螺栓与竖向部连接。天线与俯仰旋转器之间、俯仰旋转器与水平旋转器之间、水平旋转器与基座之间、GPS模块与基座之间可拆卸安装，拆装方便。拆卸后的所述跟踪装置，占用空间小，便于存放及携带。
在一些实施例中，参见图11，卫星地面站跟踪系统还包括支撑件13，放置于地面上，所述基座8可拆卸安装于支撑件13的顶部。具体的，支撑件13包括横向支撑部和竖向支撑部，竖向支撑部为由三个可伸缩杆组成的三角形支撑架。通过调整伸缩杆可调整基座的高度，进而调整天线所处的高度。
在一些实施例中，所述控制器采用微控制器、PLC或树莓派，控制器通过安装于控制模块内的旋转器控制软件(例如：PstRotator等)根据方位角和俯仰角控制水平旋转器和俯仰旋转器转动，以实现对目标卫星的跟踪。使地面站跟踪系统可脱离PC运行，便携性好，可以将业余卫星地面站跟踪系统放置在不同的追踪地点，适用于不同地理环境下的业余卫星追踪。
在一些实施例中，参见图12，所述控制器3与上位机15无线通信(例如：GPS通信)连接，将角度计算模块17计算得到的目标卫星方位角和俯仰角发送至上位机15，上位机15通过安装于上位机15内的旋转器控制软件(例如：PstRotator等)发送控制命令，通过控制器3的控制模块6控制水平旋转器9和俯仰旋转器10转动，以实现对目标卫星的跟踪。
卫星方位角的变化范围为0～360°，则水平旋转器应选择360°水平旋转器，其转动的角度范围为-180°～180°。为了使得水平旋转器转动角度与卫星的方位角相对应，需要对目标卫星过境时得到的目标卫星方位角做相应的处理，使其范围从0～360°变为-180°～180°。需要说明的是，在追踪一颗卫星前，需要在其过境之前提前通过软件获取其过境信息，包括其过境起止时间、方位角和最大仰角。在获知卫星过境方位角之后，便需要选择合适的方位角处理方式，使得系统完成准确的对星指向，且过程中不经过间断点。
在一些实施例中，为了使卫星追踪过程中不经过间断点，防止出现跳变，以使得追踪系统完成准确的对星指向。所述控制模块还被设置为：在目标卫星过境的方位角包含0°但不包含180°时，采用方式一得到水平旋转器的转动角度；在目标卫星过境的方位角包含180°但不包含0°时，采用方式二得到水平旋转器的转动角度；在目标卫星过境的方位角不包含0°和180°时，采用方式一或方式二得到水平旋转器的转动角度；所述控制器根据得到的转动角度驱动水平旋转器转动；所述方式一为：保持0-180°范围内的方位角度不变，并将180-360°范围内的方位角度减去360°；所述方式二为：将0-360°范围内的方位角度减去180°。在采用方式一得到水平旋转器的转动角度时，在开始追踪之前，使水平旋转器转动角度的0°与正北(即0°)重合。在采用方式二得到水平旋转器的转动角度时，水平旋转器转动角度的0°与正南(即180°)重合。
需要说明的是，方式一的间断点在180°处，方式二的间断点在0°处。
例如：在某次国际空间站(即ISS)过境之前，通过软件得知其下次过境的方位角范围为202°～59°，以此为例，分别分析一下选择不同的方式时对应的结果。若选择方式一，则卫星方位角的202°～180°的角度均需要减去360°，变为-158°～-180°，180°～59°的角度不变，则在此过程中，水平旋转器的角度变化为：先从-158°减小到-180°附近，再从-180°附近突变到180°附近，再从180°附近减小到59°。其角度从-180°附近转动到180°附近时会经历一个较大的突变，例如，从-179.5°变到179.5°的变化过程为：先从-179.5°变为0°，再从0°变到179.5°，由于水平旋转器上安装的天线惯性较大，水平旋转器角度变化幅度过大时可能会对系统产生不利影响。若选择方式二，则卫星方位角的202°～59°的角度均需要减去180°，变为22°～-121°，由于水平旋转器转动角度的0°与正南(即180°)重合，则在此过程中，水平旋转器的角度变化也为22°～-121°，即先从22°减小到0°，再从0°减小到-121°，该过程中水平旋转器的转动连续，不存在突变。
由于过境时卫星的方位角度经过了180°附近，因此，选取方式二得到水平旋转器的转动角度，避开卫星方位角的180°间断点。
同理，若某卫星下次过境的方位角变化范围为161°～353°(先从161°减小到0°附近，再从360°附近减小到353°)，由于经过了0°附近，则追踪该卫星时应选择方式一，避开卫星方位角的0°间断点。
还需要说明的是，卫星过境的方位角变化范围一般不会同时包含0°和180°。
在一些实施例中，由于系统旋转器的安装及机械结构的原因，水平旋转器和俯仰旋转器的转动角度范围都有限制，其中水平旋转器的角度范围为-130～130°，俯仰旋转器的角度范围为-45°～90°。在水平旋转器的转动角度达到水平旋转器限位角度时，向天线偏航角变大的方向改变卫星地面站跟踪系统姿态，采用上述第一方面所述业余卫星地面站天线姿态补偿方法补偿水平旋转器转动角度，直至限位解除；在俯仰旋转器的转动角度达到俯仰旋转器限位角度时，向天线俯仰角变大的方向改变卫星地面站跟踪系统姿态，采用上述第一方面所述业余卫星地面站天线姿态补偿方法补偿俯仰旋转器转动角度，直至限位解除。追踪卫星的过程中，若旋转器达到限位，在开启姿态补偿功能的前提下，可以向合适的方向手动改变系统姿态，便可通过姿态补偿功能暂时解除限位，继续完成卫星追踪，保持卫星追踪过程的完整性。例如，若卫星追踪过程中的水平旋转器达到了130°限位，则可向天线偏航角绝对值变大的方向缓慢改变系统姿态，直到暂时解除限位，进而继续进行卫星追踪。
在一些实施例中，由于卫星地面站跟踪系统的机械结构限制，系统在追踪卫星过程中，可能会存在一些死角，死角处天线尾部可能会打到基座。为了解决死角问题，可在追踪卫星的过程中观察系统的运行情况，若察觉到天线即将打到死角，则需向合适的方向改变系统的姿态，通过姿态补偿功能使得天线躲避死角，继续完成卫星追踪。例如：向天线当前转动方向相同的方向改变系统的姿态。
为了验证上述业余卫星地面站天线姿态补偿方法、补偿装置及卫星地面站跟踪系统进行姿态补偿的可行性和有效性，以下结合具体测试对上述业余卫星地面站天线姿态补偿方法、补偿装置及卫星地面站跟踪系统进行说明。
1、补偿测试
(1)水平方向姿态补偿测试：设置目标卫星方位角为30°，补偿过程的误差指标为不超过0.5°。卫星地面站跟踪系统输出达到稳定后，手动调整卫星地面站跟踪系统姿态，分别从两个方向改变水平旋转器姿态角(即偏航角)，以测试水平方向姿态补偿。测试过程中，将水平旋转器偏航角写入一个本地文本文档中，同时读取卫星地面站跟踪系统在保存偏航角数据时对应的时间，将时间信息也写入一个本地文本文档。然后利用python处理保存的角度数据和时间数据，绘制水平旋转器偏航角随时间的变化曲线，如图13和图14所示。
图13是在卫星地面站跟踪系统输出达到稳定后，向偏航角变大的方向改变水平旋转器偏航角后得到的结果。卫星地面站跟踪系统刚运行时(即图中A点)，检测到水平旋转器偏航角与目标角度存在一个8°左右的偏差，而后驱动水平旋转器补偿转动相应的角度以消除偏差，在B点处补偿结束，将水平旋转器偏航角稳定在30°左右，且最大偏差不超过0.29°，该过程耗时约2.51s。而后，在C点手动改变卫星地面站跟踪系统的姿态，使得水平旋转器偏航角和目标角度产生一个13°左右的偏差。卫星地面站跟踪系统检测到偏差后，驱动水平旋转器补偿转动相应的角度以消除偏差，在D点处补偿结束，将水平旋转器偏航角再次稳定在30°左右，且最大偏差不超过0.31°，该过程耗时约4.73s。
图14是在卫星地面站跟踪系统输出达到稳定后，向偏航角变小的方向改变水平旋转器偏航角后得到的结果。卫星地面站跟踪系统刚运行时(即A点)，检测到水平旋转器偏航角与目标角度存在一个12°左右的偏差，而后驱动水平旋转器补偿转动相应的角度以消除偏差，在B点处补偿结束，将水平旋转器偏航角稳定在30°左右，且最大偏差不超过0.3°，该过程耗时约3.73s。而后，在C点手动改变卫星地面站跟踪系统的姿态，使得水平旋转器偏航角和目标角度产生一个23°左右的偏差。卫星地面站跟踪系统检测到偏差后，驱动水平旋转器补偿转动相应的角度以消除偏差，在D点处补偿结束，将水平旋转器偏航角再次稳定在30°左右，且最大偏差不超过0.35°，该过程耗时约5.49s。
根据图13和图14中的结果可知，水平方向上的姿态补偿能够将水平旋转器偏航角稳定在目标角度附近，且误差不超过0.5°，补偿时间为5s左右(补偿时间与手动产生的偏差大小有关)。
(2)俯仰方向的姿态补偿测试：设置目标卫星俯仰角为30°，补偿过程的误差指标为不超过0.5°。卫星地面站跟踪系统输出达到稳定后，手动调整卫星地面站跟踪系统的姿态，分别从两个方向改变俯仰旋转器姿态角(即俯仰角)，以测试俯仰方向的姿态补偿。通过与水平方向的姿态补偿同样的数据处理方法，得到了俯仰旋转器俯仰角随时间的变化曲线，如图15和图16所示。
图15是在卫星地面站跟踪系统输出达到稳定后，向俯仰角变大的方向改变俯仰旋转器俯仰角后得到的结果。卫星地面站跟踪系统刚运行时(即A点)，检测到俯仰旋转器俯仰角与目标角度存在一个8°左右的偏差，而后驱动俯仰旋转器补偿转动相应的角度以消除偏差，在B点处补偿结束，将俯仰旋转器俯仰角稳定在30°左右，且最大偏差不超过0.13°，该过程耗时约2.34s。而后，在C点手动改变卫星地面站跟踪系统的姿态，使得俯仰旋转器俯仰角和目标角度产生一个4°左右的偏差。卫星地面站跟踪系统检测到偏差后，驱动俯仰旋转器补偿转动相应的角度以消除偏差，在D点处补偿结束，将俯仰旋转器俯仰角再次稳定在30°左右，且稳定后的最大偏差不超过0.34°，该过程耗时约3.01s。
图16是在卫星地面站跟踪系统输出达到稳定后，向俯仰角变小的方向改变俯仰旋转器俯仰角后得到的结果。卫星地面站跟踪系统刚运行时(即A点)，检测到俯仰旋转器俯仰角与目标角度存在一个10°左右的偏差，而后驱动俯仰旋转器补偿转动相应的角度以消除偏差，在B点处补偿结束，将俯仰旋转器俯仰角稳定在30°左右，且最大偏差不超过0.36°，该过程耗时约4.3s。而后，在C点手动改变卫星地面站跟踪系统的姿态，使得俯仰旋转器俯仰角和目标角度产生一个11°左右的偏差。卫星地面站跟踪系统检测到偏差后，驱动俯仰旋转器补偿转动相应的角度以消除偏差，在D点处补偿结束，将俯仰旋转器俯仰角再次稳定在30°左右，且最大偏差不超过0.39°，该过程耗时约4.37s。
根据图15和16中的结果可知，俯仰方向上的姿态补偿能够将俯仰旋转器俯仰角稳定在目标角度附近，且误差不超过0.5°，补偿时间为4s左右(补偿时间与手动产生的偏差大小有关)。
(3)水平方向和俯仰方向的姿态补偿同时测试：设置卫星方位角、俯仰角均为15°(即水平和俯仰两个方向上的目标角度均为15°)，补偿过程的误差指标为不超过0.5°。卫星地面站跟踪系统输出达到稳定后，手动调整卫星地面站跟踪系统的姿态，同时改变旋转器的姿态角度，以同时测试水平和俯仰两个方向上的姿态补偿。通过与水平方向的姿态补偿同样的数据处理方法，得到了水平旋转器偏航角、俯仰旋转器俯仰角随时间的变化曲线，如图17所示。第0.41秒时，卫星地面站跟踪系统开始运行，同时检测到两个方向的姿态角度与目标角度的偏差。其中俯仰方向的初始偏差为约13.73°左右，水平方向的初始偏差约为14.47°。而后，卫星地面站跟踪系统驱动水平旋转器和俯仰旋转器分别补偿转动相应的角度以消除偏差。B1点处俯仰方向的补偿过程结束，耗时3.72s。B2点处水平方向的补偿过程结束，耗时4.14s。该过程结束后水平旋转器和俯仰旋转器的姿态角度均稳定在15°左右，且最大偏差约为0.24°，不超过0.5°。而后，在C点同时改变水平旋转器和俯仰旋转器的姿态角度，使得水平旋转器偏航角和目标角度产生一个28°左右的偏差，俯仰旋转器俯仰角和目标角度产生一个17°左右的偏差。卫星地面站跟踪系统检测到偏差后，驱动水平旋转器和俯仰旋转器分别补偿转动相应的角度以消除偏差。D1点处俯仰方向的补偿过程结束，耗时4.23s。D2点处水平方向的补偿过程结束，耗时6.06s。补偿结束后水平旋转器和俯仰旋转器的姿态角度均稳定在15°左右，最大偏差不超过0.3°。由图17的结果可知，系统能够同时将两个方向上旋转器的姿态角度均稳定在目标角度附近，且误差不超过0.5°，补偿时间为4～6s。
上述测试证明了姿态补偿的可行性。
2、卫星追踪测试
以AAUSAT 4卫星为例，在该卫星某次过境时，通过卫星地面站跟踪系统对其进行追踪，以测试卫星地面站跟踪系统的运动控制部分功能。通过SatSat软件，可预报该卫星当次过境时的相关信息，如表1所示。
表1
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当通过软件观察到该卫星即将升起时，运行卫星地面站跟踪系统，使得卫星地面站跟踪系统跟踪卫星。且在卫星地面站跟踪系统追踪卫星的过程中，随机手动改变卫星地面站跟踪系统的姿态，以测试卫星地面站跟踪系统的姿态补偿功能。卫星地面站跟踪系统追踪卫星的整个过程中，在卫星地面站跟踪系统控制器中将卫星的方位角、卫星俯仰角、天线偏航角、天线俯仰角数据分别写入4个本地文本文档中，同时读取卫星地面站跟踪系统在保存角度数据时对应的时间，将时间信息也写入一个文本文档。卫星的俯仰角小于0°后，卫星落下，停止追踪卫星。而后，利用python处理追踪卫星过程中保存的文档中的角度和时间数据，绘制同一段时间内卫星角度和天线姿态角随时间的变化曲线。
(1)卫星方位角和天线偏航角随时间的变化曲线
为了便于显示，将保存的卫星方位角和天线偏航角数据中的0°～10°之间的数据同时加上360°。经过处理后绘制的曲线如图18所示。图中，A点处开始追踪，卫星地面站跟踪系统检测到天线偏航角与卫星方位角的偏差后，驱动水平旋转器补偿转动相应的角度以消除二者之间偏差，而后卫星地面站跟踪系统开始跟踪卫星。B点处手动改变卫星地面站跟踪系统的姿态，使得天线偏航角与卫星方位角产生偏差后，卫星地面站跟踪系统能够较为快速地进行姿态补偿，调整水平旋转器角度，使得天线偏航角的值再次回到卫星方位角的值附近。通过图18中的趋势可以看出，在追踪卫星的过程中，天线偏航角始终与卫星方位角基本保持一致。为了观察卫星地面站跟踪系统在水平方向上的姿态补偿性能，将图18中的A、B两点在的区域放大，分别得到图19、图20。由图19可知，A点刚开始追踪时，卫星地面站跟踪系统检测到天线偏航角与卫星方位角存在一个155°左右的偏差，而后驱动水平旋转器转动相应的角度以消除偏差，该过程耗时约0.1074min，即6.444s。由图20可知，B点手动改变卫星地面站跟踪系统姿态后，使得天线偏航角与卫星方位角产生一个27°左右的偏差，而后卫星地面站跟踪系统驱动水平旋转器转动相应的角度以消除偏差，该过程耗时约0.0818min，即4.908s。
(2)卫星俯仰角和天线俯仰角随时间的变化曲线
根据保存的数据绘制的天线俯仰角和卫星俯仰角随时间的变化曲线，如图21所示。图中，A点处开始追踪，卫星地面站跟踪系统检测到天线俯仰角与卫星俯仰角的偏差后，驱动俯仰旋转器补偿转动相应的角度以消除二者之间偏差，而后卫星地面站跟踪系统开始跟踪卫星。B点处手动改变卫星地面站跟踪系统的姿态，使得天线俯仰角与卫星俯仰角产生偏差后，卫星地面站跟踪系统能够较为快速地进行姿态补偿，调整俯仰旋转器角度，使得天线的俯仰角的值再次回到卫星俯仰角的值附近。通过图21中的趋势可以看出，在追踪卫星的过程中，天线俯仰角始终与卫星俯仰角基本保持一致。为了观察卫星地面站跟踪系统在俯仰方向上的姿态补偿性能，将图21中的A、B两点所在的区域放大，分别得到图22、图23。由图22可知，A点刚开始追踪时，卫星地面站跟踪系统检测到天线俯仰角与卫星俯仰角存在一个6°左右的偏差，而后驱动俯仰旋转器转动相应的角度以消除偏差，该过程耗时约0.0736min，即4.416s。由图23可知，B点手动改变卫星地面站跟踪系统姿态后，使得天线俯仰角与卫星俯仰角产生一个11°左右的偏差，而后卫星地面站跟踪系统驱动俯仰旋转器转动相应的角度以消除偏差，完成补偿后又在俯仰方向上将卫星地面站跟踪系统恢复原来的姿态，则又在俯仰方向上产生了一个相反方向的偏差角度，而后卫星地面站跟踪系统再次进行反向补偿。整个过程(接近两段补偿过程)耗时约0.1804min，即10.824s。
上述实施例用来解释本发明，而不是对本发明进行限制，在本发明的精神和权利要求的保护范围内，对本发明做出的任何修改和改变，都落入本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种业余卫星地面站天线姿态补偿方法，其特征在于，其步骤为：
S1、获取目标卫星方位角、目标卫星俯仰角、天线偏航角及天线俯仰角；
S2、以目标卫星方位角与天线偏航角的差值为第一差值，以目标卫星俯仰角与天线俯仰角的差值为第二差值，基于第一差值确定水平旋转器补偿转动的方向；基于第二差值确定俯仰旋转器补偿转动的方向；
S3、基于第一差值的绝对值确定水平旋转器需要转动的步长，基于第二差值的绝对值确定俯仰旋转器需要转动的步长，根据确定的步长和方向驱动水平旋转器和俯仰旋转器转动；
S4、重复步骤S1-S3，直至第一差值和第二差值的绝对值≤0.5度，完成姿态补偿。
2.如权利要求1所述的业余卫星地面站天线姿态补偿方法，其特征在于，在步骤S2中，若第一差值大于0，则水平旋转器补偿转动方向为正向，所述正向为角度变大的方向；若第一差值小于0，则水平旋转器补偿转动方向为反向，所述反向为角度变小的方向；若第二差值大于0，则俯仰旋转器补偿转动方向为正向；若第二差值小于0，则俯仰旋转器补偿转动方向为反向。
3.如权利要求1所述的业余卫星地面站天线姿态补偿方法，其特征在于，在步骤S3中，预设幅度Kp，预设m,m≥8个偏差阈值，预设n,n＝m+1个步长，第一偏差阈值E1>第二偏差阈值E2>...>第m-1偏差阈值Em-1>第m偏差阈值Em>0.5度，第一步长step1>第二步长step2>...>第n-1步长stepn-1>第n步长stepn；
若第一差值的绝对值>E1，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step1；
若第一差值的绝对值>E2且≤E1，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step2；
...
若第一差值的绝对值>Em且≤Em-1，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*stepn-1；
若第一差值的绝对值≤Em，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*stepn；
若第二差值的绝对值>E1，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step1；
若第二差值的绝对值>E2且≤E1，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step2；
...
若第二差值的绝对值>Em且≤Em-1，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动Kp*stepn-1；
若第二差值的绝对值≤Em，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动Kp*stepn。
4.一种业余卫星地面站天线姿态补偿装置，其特征在于，包括：
GPS模块，用于获取地面站坐标和当前时间；
IMU惯导模块，用于实时获取天线偏航角及天线俯仰角；
控制器，内设：
数据获取模块，用于获取目标卫星星历数据；
角度计算模块，用于根据地面站坐标、当前时间和目标卫星星历数据计算目标卫星方位角和目标卫星俯仰角；
方向确定模块，以目标卫星方位角与天线偏航角的差值为第一差值，以目标卫星俯仰角与天线俯仰角的差值为第二差值，基于第一差值确定水平旋转器补偿转动的方向；基于第二差值确定俯仰旋转器补偿转动的方向；
步长确定模块，基于第一差值的绝对值确定水平旋转器需要转动的步长，基于第二差值的绝对值确定俯仰旋转器需要转动的步长；
控制模块，被设置为：根据确定的步长和方向驱动水平旋转器和俯仰旋转器转动，直至第一差值和第二差值的绝对值≤0.5度。
5.如权利要求4所述的业余卫星地面站天线姿态补偿装置，其特征在于，所述控制器被设置为：在根据确定的步长和方向驱动水平旋转器和俯仰旋转器转动时，若第一差值的绝对值>E1，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step1；
若第一差值的绝对值>E2且≤E1，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step2；
...
若第一差值的绝对值>Em且≤Em-1，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*stepn-1；
若第一差值的绝对值≤Em，驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动Kp*stepn；
若第二差值的绝对值>E1，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step1；
若第二差值的绝对值>E2且≤E1，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动Kp*step2；
...
若第二差值的绝对值>Em且≤Em-1，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动K*stepn-1；
若第二差值的绝对值≤Em，驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动Kp*stepn；
Ei,i＝1,2,...,m为预设的偏差阈值，第一偏差阈值E1>第二偏差阈值E2>...>第m-1偏差阈值Em-1>第m偏差阈值Em>0.5度；Kp为预设幅度；stepi,i＝1,2,...,n为预设的步长，n＝m+1，第一步长step1>第二步长step2>...>第n-1步长stepn-1>第n步长stepn。
6.一种卫星地面站跟踪系统，其特征在于，包括：
基座；
水平旋转器，安装在基座上；
俯仰旋转器，安装于水平旋转器上；
天线，安装于俯仰旋转器上；
GPS模块，安装于基座上，正面朝上，用于实时获取地面站坐标和当前时间；
IMU惯导模块，安装于所述天线上，位于所述天线与所述俯仰旋转器连接处上方，用于实时获取天线偏航角及天线俯仰角；
控制器，设有：
数据获取模块，用于获取目标卫星星历数据；
角度计算模块，用于根据地面站坐标、当前时间和目标卫星星历数据计算目标卫星方位角和目标卫星俯仰角；
方向确定模块，以目标卫星方位角与天线偏航角的差值为第一差值，以目标卫星俯仰角与天线俯仰角的差值为第二差值，基于第一差值确定水平旋转器补偿转动的方向；基于第二差值确定俯仰旋转器补偿转动的方向；
步长确定模块，基于第一差值的绝对值确定水平旋转器需要转动的步长，基于第二差值的绝对值确定俯仰旋转器需要转动的步长；
控制模块，所述控制模块被设置为：驱动水平旋转器转动目标卫星方位角对应角度，驱动俯仰旋转器转动目标卫星俯仰角对应角度；驱动水平旋转器在水平旋转器原转动角度的基础上转动确定步长，以及驱动俯仰旋转器在俯仰旋转器原转动角度的基础上转动确定步长，以对天线姿态进行补偿。
7.如权利要求6所述的卫星地面站跟踪系统，其特征在于，所述控制模块还被设置为：在目标卫星过境的方位角包含0°但不包含180°时，采用方式一得到水平旋转器的转动角度；在目标卫星过境的方位角包含180°但不包含0°时，采用方式二得到水平旋转器的转动角度；在目标卫星过境的方位角不包含0°和180°时，采用方式一或方式二得到水平旋转器的转动角度；所述控制器根据得到的转动角度驱动水平旋转器转动；所述方式一为：保持0-180°范围内的方位角度不变，并将180-360°范围内的方位角度减去360°；所述方式二为：将0-360°范围内的方位角度减去180°。
8.如权利要求6所述的卫星地面站跟踪系统，其特征在于，在水平旋转器的转动角度达到水平旋转器限位角度时，向天线偏航角绝对值变大的方向改变卫星地面站跟踪系统姿态，采用如权利要求1至3任意一项所述业余卫星地面站天线姿态补偿方法补偿水平旋转器转动角度，直至限位解除；在俯仰旋转器的转动角度达到俯仰旋转器限位角度时，向天线俯仰角绝对值变大的方向改变卫星地面站跟踪系统姿态，采用如权利要求1至3任意一项所述业余卫星地面站天线姿态补偿方法补偿俯仰旋转器转动角度，直至限位解除。
9.如权利要求6所述的卫星地面站跟踪系统，其特征在于，还包括供电电源，所述供电电源包括：
6-8.4V电源，设于基座侧面，与水平旋转器和俯仰旋转器连接，为水平旋转器和俯仰旋转器供电；
5V电源，与控制器连接，为控制器供电。
10.如权利要求6所述的卫星地面站跟踪系统，其特征在于，还包括支撑件，放置于地面上，所述基座可拆卸安装于支撑件的顶部。
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