CN116800328B - 一种基于运动载体的相控阵卫星通信的波束指向设计方法 - Google Patents

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CN116800328B CN202310688629.9A CN202310688629A CN116800328B CN 116800328 B CN116800328 B CN 116800328B CN 202310688629 A CN202310688629 A CN 202310688629A CN 116800328 B CN116800328 B CN 116800328B
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Abstract

本发明公开了一种基于运动载体的相控阵卫星通信的波束指向设计方法，包括以下步骤：S1：设定相控阵天线所在的坐标系，计算相控阵天线在相对地面静止时的方位角和俯仰角；S2：获取相控阵天线的坐标系原点到卫星的距离，并结合步骤S1，计算相控阵天线在相对地面静止时的坐标xn,yn,zn；S3：获取相控阵天线上的惯性导航设备运动变化后的偏航角，俯仰角和横滚角；S4：计算相控阵天线运动后的坐标值xb,yb,zb；S5：将坐标值xb,yb,zb转换为方位角和俯仰角，即为相控阵天线变化后的理论方位角Az3和理论俯仰角El3；所述理论俯仰角El3为相控阵天线运动后的俯仰角；S6：确定相控阵天线的实际方位，从而推导出相控阵天线的实际方位角Az4，即得相控阵天线运动后的方位角。

Description

一种基于运动载体的相控阵卫星通信的波束指向设计方法
技术领域
本发明涉及相控阵天线卫星通信的技术领域，更具体地，涉及一种基于运动载体的相控阵卫星通信的波束指向设计方法。
背景技术
卫星通信具有覆盖范围广、传输距离远、通信容量大、传输质量好、组网灵活迅速和保密性高等众多优点，已成为当今极具竞争力的通信手段。
地面卫星天线与卫星通信的现阶段采用抛物面天线来进行通信，随着技术的发展，地面静止的相控阵天线在逐步取代抛物面天线来实现与卫星的通信连接。相控阵天线因其特有的优势，在卫星通信中得到了越来越广泛的应用。
抛物面天线为了实现运动中与卫星进行连续通信功能，所以在地面卫星天线上安装了惯导设备，抛物面天线根据惯导设备的信息不断的调整波束的方位角和俯仰角来实现在运动中与卫星的通信连接功能。而相控阵天线的波束指向设计原理是通过需要指向的角度来计算每一个天线通道对应的相位值，然后把每个通道对应的相位值写入对应通道的移相器中，以实现波束的指向。
由于抛物面天线与相控阵天线有区别，所以直接采用原有的基于抛物面天线的波束指向方位角和俯仰角的指向应用到相控阵天线上去，是不能够实现卫星通信的功能，所以在具体的工程实践中必须根据不同的相控阵指向坐标系来进行波束指向的角度变换。如何计算出相控阵天线的波束指向，是相控阵天线在运行中，保持波束稳定的卫星指向，实现运动中与卫星通信的必要手段。
发明内容
本发明旨在克服上述现有技术的至少一种缺陷(不足)，提供一种基于运动载体的相控阵卫星通信的波束指向设计方法，用于解决如何计算相控阵天线在运动中的波束指向问题。
为解决上述技术问题，本发明采取的技术方案是：
一种基于运动载体的相控阵卫星通信的波束指向设计方法，包括以下步骤：
S1：设定相控阵天线所在的坐标系，计算相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’和俯仰角El’；
S2：获取相控阵天线的坐标系原点到卫星的距离r，并结合相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’和俯仰角El’，计算相控阵天线在相对地面静止时的坐标xn,yn,zn；
S3：设定相控阵天线在相对地面运动状态下，相控阵天线上的惯性导航设备的角度发生变化，获取惯性导航设备变化后的偏航角Y，俯仰角P和横滚角R；
S4：计算相控阵天线运动后的坐标值xb,yb,zb；
S5：将坐标值xb,yb,zb转换为方位角和俯仰角，即为相控阵天线变化后的理论方位角Az3和理论俯仰角El3；所述理论俯仰角El3即为相控阵天线运动后的俯仰角；
S6：根据步骤S5以及坐标值xb,yb的正负关系，确定相控阵天线的实际方位，从而推导出相控阵天线的实际方位角Az4，即为相控阵天线运动后波束指向的方位角。
本技术方案中，相控阵天线在相对地面静止时的方位角和俯仰角，可以通过抛物面天线的方位角和俯仰角推导得到。当相控阵天线设置于运动载体上时，为了实现运动中与卫星进行连续通信功能，需要获取相控阵天线运动后的波束指向的方位角和俯仰角，以实现与卫星的通信连接功能。
进一步地，步骤S1中，根据左手坐标系或右手坐标系的判定方法，设定相控阵天线所在的坐标系为左手坐标系或右手坐标系，从而确定相控阵天线的x,y,z指向。
进一步地，步骤S1中，在相控阵天线上安装惯性导航设备，调节惯性导航设备，设定相控阵天线在相对地面静止时，惯性导航设备的偏航角Y，俯仰角P和横滚角R均为0。即本技术方案中，获取相控阵天线在相对地面静止时的方位角和俯仰角时，惯性导航设备的数据设置为0。
通过在相控阵天线上安装惯性导管设备，当相控阵天线发生运动，惯性导航设备可以快速检测自身发生的角度变化，根据惯性导航设备的角度变化，以便于计算相控阵天线的角度变化。其中，惯性导航设备也称为惯导。
进一步地，步骤S1中，计算相控阵天线在相对地面静止时的方位角和俯仰角的具体步骤为：
S11：在与相控阵天线相同的位置上，获取抛物面天线在相对地面静止时的方位角和俯仰角；
S12：绘制相控阵天线和抛物面天线的坐标关系图，并根据抛物面天线的方位角和俯仰角，计算相控阵天线的方位角和俯仰角，以获得相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’和俯仰角El’。
进一步地，步骤S11中，获取抛物面天线在相对地面静止时的方位角和俯仰角的方法为：
S111：设定抛物面天线的地面站点的所在方位，并根据抛物面天线的地面站点与卫星之间的位置参数，计算地面站点的理论方位角Az1和理论俯仰角El1；所述理论俯仰角El1即为抛物面天线波束指向的俯仰角；
S112：根据理论方位角Az1的正负值，以及地面站点与卫星之间的位置参数，确定地面站点的实际方位，从而推导出地面站点的实际方位角Az2，所述实际方位角Az2即为抛物面天线的波束指向的方位角；
步骤S12中，当设定相控阵天线所在的坐标系为左手坐标系，则在相对地面静止时，相控阵天线的方位角Az’和俯仰角El’与抛物面天线的实际方位角Az2和理论俯仰角El1的关系为：
Az’＝90+Az2；El’＝El1；
当设定相控阵天线所在的坐标系为右手坐标系，则在相对地面静止时，相控阵天线的方位角Az’和俯仰角El’与抛物面天线的实际方位角Az2和理论俯仰角El1的关系为：
Az’＝90-Az2；El’＝El1。
进一步地，步骤S111中，获取抛物面天线在相对地面静止时的方位角和俯仰角的方法为：
根据卫星、地面站点和地心三者的位置关系，获取以下参数：
地面站点的经度longe；
地面站点的纬度late；
卫星的经度longs；
卫星的纬度lats；
卫星与地面站点的距离d；
地球半径Re；
卫星到地心的长度Rs；其中，Rs＝地球半径Re+卫星高度；
卫星到地心与地面站点到地心的夹角γ；
根据理论推导公式：
可得抛物面天线的理论方位角Az1和理论俯仰角El1；
其中，c＝cos-1(sin(lats)sin(late)+cos(lats)cos(late)cos(longs-longe))
cos(γ)＝cos(late)cos(lats)cos(longs-longe)+sin(late)sin(lats)
由于经纬度范围的限制，此时获得的理论方位角Az1有正负值之分，通过比较地面站点与卫星的经纬度大小，可以推导出卫星与地面站点的位置关系，进而推导出抛物面天线的实际方位角。
进一步地，推导抛物面天线的实际方位角的具体方法为：
先设定抛物面天线的地面站点所在的坐标系，例如，设定抛物面天线的地面站点位于东北天坐标系上，比较地面站点与卫星的经纬度大小，分为以下情况：
当地面站点与卫星的经纬度相同，即longe＝longs，late＝lats；说明此时卫星在地面站点的正上方，则实际方位角Az2＝理论方位角Az1＝0度；
当地面站点与卫星的经度相等，而地面站点的纬度大于卫星的纬度时，即longe＝longs，late＞lats；说明此时卫星与地面站点在同一经线上，且卫星在地面站点的正南方向，则实际方位角Az2＝180度；
当地面站点与卫星的经度相等，而地面站点的纬度小于卫星的纬度时，即longe＝longs，late＜lats；说明此时卫星与地面站点在同一经线上，且卫星在地面站点的正北方向，则实际方位角Az2＝0度；
当地面站点的经度小于卫星的经度，同时，地面站点的纬度小于卫星的纬度，即longe＜longs，late＜lats；说明此时卫星在地面站点的北偏东方位，则理论方位角和实际方位角一致，即实际方位角Az2＝理论方位角Az1；
当地面站点的经度小于卫星的经度，同时，地面站点的纬度大于卫星的纬度，即longe＜longs，late＞lats；说明此时卫星在地面站点的南偏东方位，则理论方位角为正值，且理论方位角和实际方位角相加为180度；即实际方位角Az2＝180-理论方位角Az1；
当地面站点的经度大于卫星的经度，同时，地面站点的纬度大于卫星的纬度，即longe＞longs，late＞lats；说明此时卫星在地面站点的南偏西方位，则理论方位角为负值，而实际方位角大于180度且小于360度；即实际方位角Az2＝180-理论方位角Az1；
当地面站点的经度大于卫星的经度，同时，地面站点的纬度小于卫星的纬度，即longe＞longs，late＜lats；说明此时卫星在地面站点的北偏西方位，则理论方位角为负值，实际方位角为正值，且大于270度；即实际方位角Az2＝360+理论方位角Az1。
通过以上计算方法，可以获得抛物面天线的实际方位角Az2，再通绘制抛物面天线与相控阵天线之间的关系图，获得抛物面天线的方位角/俯仰角和相控阵天线的方位角/俯仰角之间的关系，即可获得相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’/俯仰角El’。
进一步地，绘制相控阵天线和抛物面天线的坐标关系图前，先确定相控阵天线所在的坐标系为左手坐标系或右手坐标系。
进一步地，假设设定抛物面天线的地面站点位于东北天天坐标系上，当确定相控阵天线的坐标系为左手坐标系时，则在绘制相控阵天线和抛物面天线的坐标关系图时，把相控阵天线的坐标Y轴定义为前进方向，前进方向为正北方向，X轴指向西方，Z轴指向天空；
可得，相控阵天线坐标系的Y轴与抛物面天线坐标系的正北方向重合，相控阵天线坐标系的Z轴与抛物面天线坐标系的天空方向重合，相控阵天线坐标系的X轴与抛物面天线坐标系的正东方向相反；即相控阵的方位角与抛物面的方位角之间相差90度，而俯仰角不变；
则可得出相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’和俯仰角El’分别与抛物面天线的实际方位角Az2和理论俯仰角El1的关系为：
Az’＝90+Az2；El’＝El1
进一步地，当确定相控阵天线的坐标系为右手坐标系时，则在绘制相控阵天线和抛物面天线的坐标关系图时，把相控阵天线的坐标Y轴定义为前进方向，前进方向为正北方向，X轴指向东方，Z轴指向天空；
可得：相控阵天线坐标系的Y轴与抛物面天线坐标系的正北方向重合，相控阵天线坐标系的Z轴与抛物面天线坐标系的天空方向重合，相控阵天线坐标系的X轴与抛物面天线坐标系的正东方向重合；即相控阵的方位角和抛物面的方位角之和为90度，而俯仰角不变；
则可得出相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’和俯仰角El’分别与抛物面天线的实际方位角Az2和理论俯仰角El1的关系为：
Az’＝90-Az2；El’＝El1
进一步地，步骤S2中，计算相控阵天线在相对地面静止时的坐标xn,yn,zn的理论公式为：
通过上式可以计算获得xn,yn,zn值，其中，r值表示卫星到线控阵天线的坐标原点之间的距离；Az和El分别为步骤S1获得的相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’和俯仰角El’。
进一步地，步骤S3中，获取惯性导航设备变化后的偏航角Y，俯仰角P和横滚角R之前，需要先设定偏航角Y，俯仰角P和横滚角R旋转方向的正反向。
具体地，当相控阵天线所在坐标系为左手坐标系时，设定偏航角Y以绕Z轴顺时针旋转为正向，俯仰角P以绕X轴顺时针旋转为正向，横滚角R以绕Y轴逆时针旋转为正向，从而确定偏航角Y，俯仰角P和横滚角R的正负值。
当相控阵天线所在坐标系为右手坐标系时，设定偏航角Y以绕Z轴逆时针旋转为正向，俯仰角P以绕X轴逆时针旋转为正向，横滚角R以绕Y轴逆时针旋转为正向，从而确定偏航角Y，俯仰角P和横滚角R的正负值。
进一步地，步骤S4中，当相控阵天线的所在坐标系为左手坐标系，则相控阵天线运动后的波束指向坐标计算公式为：
通过上式可以获得相控阵天线运动后的波束指向坐标xb,yb,zb值。其中，Y、P和R分别表示惯性导航设备运动变化后的偏航角、俯仰角和横滚角。
进一步地，步骤S4中，当相控阵天线的所在坐标系为右手坐标系，则相控阵天线运动后的波束指向坐标计算公式为：
通过上式可以获得相控阵天线运动后的波束指向坐标xb,yb,zb值。其中，Y、P和R分别表示惯性导航设备运动变化后的偏航角、俯仰角和横滚角。
进一步地，步骤S5中，计算相控阵天线运动后的波束指向的理论方位角Az3和理论俯仰角El3的公式为：
根据得理论方位角理论俯仰角其中，r值表示卫星到线控阵天线的坐标原点之间的距离。
通过上述即可获得相控阵天线运动后的理论方位角Az3和理论俯仰角El3，所述理论俯仰角El3即为相控阵天线运动后的俯仰角。
进一步地，步骤S6中，计算相控阵天线运动后的波束指向的实际方位角Az4的具体方法为：
比较xb,yb的正负值，
当xb,yb均为正值，则Az4＝Az3；
当xb为正值,yb为负值，则Az4＝Az3+360；
当xb,yb均为负值，或xb为负值,yb为正值，则Az4＝Az3+180。
具体地，方位角的范围是0～360度，但由于理论方位角是基于抛物面天线的方位角计算获得，抛物面天线的方位角是基于地面站点在地球的经纬度等参数计算获得，而经度的范围是0～180度，相当于同一经度下，存在两个绝对值一样的方位角。因此，需要将负值的方位角转换为正值。
具体地，当xb,yb均为正值时，说明相控阵天线的方位角为正值；则Az4＝Az3；
当xb为正值,yb为负值，说明相控阵天线的方位角为负值，且大于270度，则Az4＝Az3+360；
当xb,yb均为负值，说明相控阵天线的方位角为正值，且大于180度，则Az4＝Az3+180。
当xb为负值,yb为正值，说明相控阵天线的方位角为负值，且小于180度，则Az4＝Az3+180。
与现有技术相比，本发明的有益效果为：
本发明通过在相控阵天线上安装惯性导航设备，并先计算出地面静止时相控阵天线的方位角和俯仰角，再利用惯性导航设备的角度变化数据，可以快速计算出基于运动载体的相控阵天线与卫星通信的波束指向，以便于使用相控阵天线与各个轨道的卫星进行通信，并达到理想的指向效果。
附图说明
图1为本发明的软件处理流程图。
图2为本发明实施例1的64阵元的左手坐标系相控阵波束指向的示意图。
图3为左手坐标系上的方位角和俯仰角指向示意图。
图4为地面站点与卫星之间的位置关系图。
图5为东北天坐标系下，抛物面天线的波束指向方位角和俯仰角示意图。
图6为相控阵天线的坐标系为左手坐标系时，与抛物面天线坐标系结合后的位置关系图。
图7为相控阵天线的坐标系为左手坐标系时，惯性导航设备的安装方位示意图。
图8为本发明实施例2的64阵元的右手坐标系相控阵波束指向的示意图。
图9为右手坐标系上的方位角和俯仰角指向示意图。
图10为相控阵天线的坐标系为右手坐标系时，与抛物面天线坐标系结合后的位置关系图。
图11为相控阵天线的坐标系为右手坐标系时，惯性导航设备的安装方位示意图。
具体实施方式
本发明附图仅用于示例性说明，不能理解为对本发明的限制。为了更好说明以下实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；对于本领域技术人员来说，附图中某些公知结构及其说明可能省略是可以理解的。
实施例1
如图1所示，本实施例公开了一种基于运动载体的相控阵卫星通信的波束指向设计方法，包括以下步骤：
S1：设定相控阵天线所在的坐标系，计算相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’和俯仰角El’；
S2：获取相控阵天线的坐标系原点到卫星的距离r，并结合相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’和俯仰角El’，计算相控阵天线在相对地面静止时的坐标xn,yn,zn；
S3：设定相控阵天线在相对地面运动状态下，相控阵天线上的惯性导航设备的角度发生变化，获取惯性导航设备变化后的偏航角Y，俯仰角P和横滚角R；
S4：计算相控阵天线运动后的坐标值xb,yb,zb；
S5：将坐标值xb,yb,zb转换为方位角和俯仰角，即为相控阵天线变化后的理论方位角Az3和理论俯仰角El3；所述理论俯仰角El3即为相控阵天线运动后的俯仰角；
S6：根据坐标值xb,yb的正负关系，理论方位角Az3和理论俯仰角El3的数值，确定相控阵天线运动后的实际方位，以及相控阵天线运动后的实际方位角Az4，即为相控阵天线运动后波束指向的方位角。
通过获取相控阵天线运动后波束指向的方位角和俯仰角，即可知道相控阵天线基于运动载体上的相控阵卫星通信的波束指向。
进一步地，该运动载体可以为汽车等可以运动的物体，将相控阵天线安装于运动载体上，运动载体即可搭载相控阵天线运动，当相控阵天线运动时波束指向发生变化，为实现运动中，更好地与卫星通信连接，需要重新获取相控阵波束指向的方位角和俯仰角，来保持波束稳定的卫星指向。
进一步地，步骤S1中，根据左手坐标系或右手坐标系的判定方法，设定相控阵天线所在的坐标系为左手坐标系或右手坐标系，从而确定相控阵天线的x,y,z指向。
本实施例中，设定相控阵天线所在的坐标系为左手坐标系。
如图2所示，为本实施例的64阵元的左手坐标系相控阵波束指向的示意图。
如图3所示，为相控阵天线在左手坐标系上的方位角和俯仰角指向示意图。
进一步地，步骤S1中，惯性导航设备简称为惯导，惯导数据包括偏航角Y，俯仰角P和横滚角R；在相控阵天线上安装惯性导航设备，调节惯性导航设备，设定相控阵天线在相对地面静止时，惯性导航设备的偏航角Y，俯仰角P和横滚角R均为0，即惯导数据为0。
当相控阵天线发生运动，惯性导航设备可以快速检测自身发生的角度变化，根据惯性导航设备的角度变化，以便于计算相控阵天线的角度变化。
进一步地，步骤S1中，计算相控阵天线在相对地面静止时的方位角和俯仰角的具体步骤为：
S11：在与相控阵天线相同的位置上，获取抛物面天线在相对地面静止时的方位角和俯仰角；
S12：绘制相控阵天线和抛物面天线的坐标关系图，并根据抛物面天线的方位角和俯仰角，计算获得相控阵天线的方位角和俯仰角，即为相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’和俯仰角El’。
本技术方案中，相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’和俯仰角El’，可以通过抛物面天线的方位角和俯仰角推导得到。
进一步地，步骤S11中，获取抛物面天线在相对地面静止时的方位角和俯仰角的方法为：
S111：设定抛物面天线的地面站点的所在方位，并根据抛物面天线的地面站点与卫星之间的位置参数以及理论推导公式，计算地面站点的理论方位角Az1和理论俯仰角El1；所述理论俯仰角El1即为抛物面天线波束指向的俯仰角；
S112：根据理论方位角Az1的正负值，以及地面站点与卫星之间的位置参数，确定地面站点的实际方位，从而推导出地面站点的实际方位角Az2，所述实际方位角Az2即为抛物面天线的波束指向的方位角。
进一步地，步骤S12中，当设定相控阵天线所在的坐标系为左手坐标系，则在相对地面静止时，相控阵天线的方位角Az’和俯仰角El’与抛物面天线的实际方位角Az2和理论俯仰角El1的关系为：
Az’＝90+Az2；El’＝El1；
当设定相控阵天线所在的坐标系为右手坐标系，则在相对地面静止时，相控阵天线的方位角Az’和俯仰角El’与抛物面天线的实际方位角Az2和理论俯仰角El1的关系为：
Az’＝90-Az2；El’＝El1。
进一步地，步骤S111中，计算地面站点的理论方位角Az1和理论俯仰角El1的方法为：
如图4所示，根据卫星、地面站点和地心三者的位置关系，获取以下参数：
地面站点的经度longe；
地面站点的纬度late；
卫星的经度longs；
卫星的纬度lats；
卫星与地面站点的距离d；
地球半径Re；
卫星到地心的长度Rs；其中，Rs＝地球半径Re+卫星高度；
卫星到地心与地面站点到地心的夹角γ；
根据理论推导公式：
可得抛物面天线的理论方位角Az1和理论俯仰角El1；其中，理论俯仰角El1即为抛物面天线在相对地面静止时的俯仰角。
其中，c＝cos-1(sin(lats)sin(late)+cos(lats)cos(late)cos(longs-longe))
cos(γ)＝cos(late)cos(lats)cos(longs-longe)+sin(late)sin(lats)
由于经纬度范围的限制，此时获得的理论方位角Az1有正负值之分，因此，在获得抛物面天线在相对地面静止时的理论方位角Az1后，需要推导计算出抛物面天在相对地面静止时的实际方位角。其中，通过比较地面站点与卫星的经纬度大小，可以推导出卫星与地面站点的位置关系，进而推导出抛物面天线的实际方位角Az2。
进一步地，推导抛物面天线的实际方位角的具体方法为：
如图5所示，先设定抛物面天线的地面站点所在的坐标系，本实施例中，设定抛物面天线的地面站点位于东北天坐标系上，比较地面站点与卫星的经纬度大小，分为以下情况：
当地面站点与卫星的经纬度相同，即longe＝longs，late＝lats；说明此时卫星在地面站点的正上方，则实际方位角Az2＝理论方位角Az1＝0度；
当地面站点与卫星的经度相等，而地面站点的纬度大于卫星的纬度时，即longe＝longs，late＞lats；说明此时卫星与地面站点在同一经线上，且卫星在地面站点的正南方向，则实际方位角Az2＝180度；
当地面站点与卫星的经度相等，而地面站点的纬度小于卫星的纬度时，即longe＝longs，late＜lats；说明此时卫星与地面站点在同一经线上，且卫星在地面站点的正北方向，则实际方位角Az2＝0度；
当地面站点的经度小于卫星的经度，同时，地面站点的纬度小于卫星的纬度，即longe＜longs，late＜lats；说明此时卫星在地面站点的北偏东方位，则理论方位角和实际方位角一致，即实际方位角Az2＝理论方位角Az1；
当地面站点的经度小于卫星的经度，同时，地面站点的纬度大于卫星的纬度，即longe＜longs，late＞lats；说明此时卫星在地面站点的南偏东方位，则理论方位角为正值，且理论方位角和实际方位角相加为180度；即实际方位角Az2＝180-理论方位角Az1；
当地面站点的经度大于卫星的经度，同时，地面站点的纬度大于卫星的纬度，即longe＞longs，late＞lats；说明此时卫星在地面站点的南偏西方位，则理论方位角为负值，而实际方位角大于180度且小于360度；即实际方位角Az2＝180-理论方位角Az1；
当地面站点的经度大于卫星的经度，同时，地面站点的纬度小于卫星的纬度，即longe＞longs，late＜lats；说明此时卫星在地面站点的北偏西方位，则理论方位角为负值，实际方位角为正值，且大于270度；即实际方位角Az2＝360+理论方位角Az1。
其中，图5中的El2为抛物面天线的实际俯仰角，实际俯仰角El2等于理论俯仰角El1。
进一步地，通过获取抛物面天线在相对地面静止时的方位角和俯仰角，以便于计算相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’和俯仰角El’。
如图6所示，进一步地，本实施例中，计算相控阵天线在相对地面静止时的方位角和俯仰角的方法为：
设定抛物面天线的地面站点位于东北天天坐标系上，且相控阵天线的坐标系为左手坐标系，绘制相控阵天线和抛物面天线的坐标关系图，其中，相控阵天线的坐标Y轴定义为前进方向，前进方向为正北方向，X轴指向西方，Z轴指向天空；
可得，相控阵天线坐标系的Y轴与抛物面天线坐标系的正北方向重合，相控阵天线坐标系的Z轴与抛物面天线坐标系的天空方向重合，相控阵天线坐标系的X轴与抛物面天线坐标系的正东方向相反；即相控阵的方位角与抛物面的方位角之间相差90度，而俯仰角不变；
则可得出相控阵天线的方位角Az’和俯仰角El’分别与抛物面天线的实际方位角Az2和理论俯仰角El1的关系为：
Az’＝90+Az2；El’＝El1
其中，图6中Az相控阵表示相控阵天线在相对地面静止时的方位角，Az相控阵等于Az’。
通过上式即可获得相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’和俯仰角El’。通过获取相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’和俯仰角El’，以便计算相控阵在相对地面静止时的坐标。
进一步地，步骤S2中，计算相控阵天线在相对地面静止时的坐标xn,yn,zn的理论公式为：
通过上式可以计算获得xn,yn,zn值，其中，r值表示卫星到线控阵天线的坐标原点之间的距离；Az和El分别为步骤S1获得的相控阵天线的方位角Az’和俯仰角El’。
其中，在运动状态下，相控阵天线的坐标系由于变动，导致坐标发生变化，设定变化后的坐标为xb,yb,zb。其中，可以通过惯性导航设备的变化角度计算出相控阵天线变化后的坐标。
进一步地，步骤S3中，获取惯性导航设备变化后的偏航角Y，俯仰角P和横滚角R之前，需要先设定偏航角Y，俯仰角P和横滚角R旋转方向的正反向。
如图7所示，具体地，由于相控阵天线所在坐标系为左手坐标系，设定偏航角Y以绕Z轴顺时针旋转为正向，俯仰角P以绕X轴顺时针旋转为正向，横滚角R以绕Y轴逆时针旋转为正向，从而确定偏航角Y，俯仰角P和横滚角R的正负值。
进一步地，步骤S4中，当相控阵天线的所在坐标系为左手坐标系，则相控阵天线运动后的波束指向坐标计算公式为：
通过上式可以计算获得相控阵天线运动后的坐标值xb,yb,zb。通过相控阵天线运动变化后的坐标值xb,yb,zb，即可计算出相控阵天线运动后的波束指向的理论方位角Az3和俯仰角El3。
进一步地，步骤S5中，计算相控阵天线运动后的波束指向的理论方位角Az3和俯仰角El3的公式为：
根据得
理论方位角俯仰角其中，r值表示卫星到线控阵天线的坐标原点之间的距离。
其中，理论俯仰角El3即为控阵天线运动后的波束指向的俯仰角。而所获得理论方位角Az3由于经纬度范围的限制，理论方位角Az3有正负之分，但实际上，方位角的角度范围是0～360度，因此，需要根据相控阵天线坐标的正负值，推断出相控阵天线的实际方位，从而获得相控阵天线运动后的实际方位角Az4。
进一步地，步骤S6中，计算相控阵天线运动后的波束指向的实际方位角Az4的具体方法为：
具体地，当xb,yb均为正值时，说明相控阵天线的实际方位角为正值；则Az4＝Az3；
当xb为正值,yb为负值，说明相控阵天线的实际方位角为负值，且大于270度，则Az4＝Az3+360；
当xb,yb均为负值，说明相控阵天线的实际方位角为正值，且大于180度，则Az4＝Az3+180。
当xb为负值,yb为正值，说明相控阵天线的实际方位角为负值，且小于180度，则Az4＝Az3+180。
实施例2
本实施例2与实施例1的不同之处在于，本实施例设定相控阵天线所在的坐标系为右手坐标系。
如图8所示，本实施例的64阵元的右手坐标系相控阵波束指向的示意图。
如图9所示，为相控阵天线在右手坐标系上的方位角和俯仰角指向示意图。
如图10所示，进一步地，当确定相控阵天线的坐标系为右手坐标系时，则在步骤S12中，绘制相控阵天线和抛物面天线的坐标关系图时，把相控阵天线的坐标Y轴定义为前进方向，前进方向为正北方向，X轴指向东方，Z轴指向天空；
可得：相控阵天线坐标系的Y轴与抛物面天线坐标系的正北方向重合，相控阵天线坐标系的Z轴与抛物面天线坐标系的天空方向重合，相控阵天线坐标系的X轴与抛物面天线坐标系的正东方向重合；即相控阵的方位角和抛物面的方位角之和为90度，而俯仰角不变；
则可得出相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’和俯仰角El’分别与抛物面天线的实际方位角Az2和理论俯仰角El1的关系为：
Az’＝90-Az2；El’＝El1
通过上式即可获得相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’和俯仰角El’。其中，图10中的Az相控阵表示相控阵天线在相对地面静止时的方位角，Az相控阵等于Az’；Az2表示抛物面天线的实际方位角；El2表示抛物面天线的实际俯仰角，实际俯仰角El2等于理论俯仰角El1。
如图11所示，另外，在步骤S3中，当确定相控阵天线所在坐标系为右手坐标系时，设定偏航角Y以绕Z轴逆时针旋转为正向，俯仰角P以绕X轴逆时针旋转为正向，横滚角R以绕Y轴逆时针旋转为正向，从而确定偏航角Y，俯仰角P和横滚角R的正负值。
进一步地，步骤S4中，当确定相控阵天线的所在坐标系为右手坐标系，则相控阵天线运动后的波束指向坐标计算公式为：
通过上式可以计算获得相控阵天线运动后的坐标值xb,yb,zb。
进一步地，通过步骤S5和步骤S6即可获得相控阵天线运动后的波束指向的理论俯仰角El3和实际方位角Az4，从而获得相控阵天线在基于运动载体上的波束指向。
显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明技术方案所作的举例，而并非是对本发明的具体实施方式的限定。凡在本发明权利要求书的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明权利要求的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种基于运动载体的相控阵卫星通信的波束指向设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1：设定相控阵天线所在的坐标系，计算相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’和俯仰角El’；
S2：获取相控阵天线的坐标系原点到卫星的距离r，并结合相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’和俯仰角El’，计算相控阵天线在相对地面静止时的坐标xn, yn, zn；
S3：设定相控阵天线在相对地面运动状态下，相控阵天线上的惯性导航设备的角度发生变化，获取惯性导航设备变化后的偏航角Y，俯仰角P和横滚角R；
S4：计算相控阵天线运动后的坐标值xb, yb, zb；
S5：将坐标值xb, yb, zb转换为方位角和俯仰角，即为相控阵天线变化后的理论方位角Az3和理论俯仰角El3；所述理论俯仰角El3即为相控阵天线运动后的俯仰角；
S6：根据步骤S5以及坐标值xb, yb的正负关系，确定相控阵天线的实际方位，从而推导出相控阵天线的实际方位角Az4，即得相控阵天线运动后的方位角；
步骤S1中，计算相控阵天线在相对地面静止时的方位角和俯仰角的具体步骤为：
S11：在与相控阵天线相同的位置上，获取抛物面天线在相对地面静止时的方位角和俯仰角；
S12：绘制相控阵天线和抛物面天线的坐标关系图，并根据抛物面天线的方位角和俯仰角，计算相控阵天线的方位角和俯仰角，以获得相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’和俯仰角El’；
步骤S11中，获取抛物面天线在相对地面静止时的方位角和俯仰角的方法为：
S111：设定抛物面天线的地面站点的所在方位，并根据抛物面天线的地面站点与卫星之间的位置参数，计算地面站点的理论方位角Az1和理论俯仰角El1；所述理论俯仰角El1即为抛物面天线波束指向的俯仰角；
S112：根据理论方位角Az1的正负值，以及地面站点与卫星之间的位置参数，确定地面站点的实际方位，从而推导出地面站点的实际方位角Az2，所述实际方位角Az2即为抛物面天线的波束指向的方位角；
步骤S12中，当设定相控阵天线所在的坐标系为左手坐标系，则在相对地面静止时，相控阵天线的方位角Az’和俯仰角El’与抛物面天线的实际方位角Az2和理论俯仰角El1的关系为：
Az’=90+ Az2；El’= El1；
当设定相控阵天线所在的坐标系为右手坐标系，则在相对地面静止时，相控阵天线的方位角Az’和俯仰角El’与抛物面天线的实际方位角Az2和理论俯仰角El1的关系为：
Az’=90-Az2；El’= El1。
2.根据权利要求1所述的一种基于运动载体的相控阵卫星通信的波束指向设计方法，其特征在于，
步骤S1中，根据左手坐标系或右手坐标系的判定方法，设定相控阵天线所在的坐标系为左手坐标系或右手坐标系，从而确定相控阵天线的x, y, z指向。
3.根据权利要求1所述的一种基于运动载体的相控阵卫星通信的波束指向设计方法，其特征在于，步骤S1中，在相控阵天线上安装惯性导航设备，调节惯性导航设备，设定相控阵天线在相对地面静止时，惯性导航设备的偏航角Y，俯仰角P和横滚角R均为0。
4.根据权利要求1所述的一种基于运动载体的相控阵卫星通信的波束指向设计方法，其特征在于，步骤S2中，计算相控阵天线在相对地面静止时的坐标xn, yn, zn的理论公式为：
通过上式可以计算获得xn, yn, zn值，其中，r值表示卫星到线控阵天线的坐标原点之间的距离，Az和El分别表示相控阵天线在相对地面静止时的方位角Az’和俯仰角El’。
5.根据权利要求1所述的一种基于运动载体的相控阵卫星通信的波束指向设计方法，其特征在于，步骤S4中，当相控阵天线的所在坐标系为左手坐标系，则相控阵天线运动后的波束指向坐标计算公式为：
通过上式可以计算获得xb, yb, zb值，其中，Y、P和R分别表示惯性导航设备运动变化后的偏航角、俯仰角和横滚角。
6.根据权利要求1所述的一种基于运动载体的相控阵卫星通信的波束指向设计方法，其特征在于，步骤S4中，当相控阵天线的所在坐标系为右手坐标系，则相控阵天线运动后的波束指向坐标计算公式为：
通过上式可以计算获得xb, yb, zb值，其中，Y、P和R分别表示惯性导航设备运动变化后的偏航角、俯仰角和横滚角。
7. 根据权利要求1所述的一种基于运动载体的相控阵卫星通信的波束指向设计方法，其特征在于，步骤S5中，计算相控阵天线运动后的波束指向的理论方位角Az3和理论俯仰角El3的公式为：
根据得
理论方位角；理论俯仰角；其中，r值表示卫星到线控阵天线的坐标原点之间的距离；公式中的Az和El是指相控阵天线运动后的波束指向的理论方位角Az3和理论俯仰角El3。
8.根据权利要求1所述的一种基于运动载体的相控阵卫星通信的波束指向设计方法，其特征在于，步骤S6中，计算相控阵天线运动后的波束指向的实际方位角Az4的具体方法为：
比较xb, yb的正负值，
当xb, yb均为正值，则Az4=Az3；
当xb为正值, yb为负值，则Az4=Az3+360；
当xb, yb均为负值，或xb为负值, yb为正值，则Az4=Az3+180。
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