CN117214924A - 同步卫星多波束天线指向标校方法、装置和电子设备 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种同步卫星多波束天线指向标校方法、装置和电子设备，涉及卫星测控的技术领域，本发明方法针对指定时间周期内的目标采样时刻，具体采用目标采样时刻的天线波束指向偏差数据、标校站位置数据和卫星定点质心位置数据，计算目标采样时刻下的卫星姿态补偿数据，并且，本发明利用傅里叶级数法对指定时间周期内多个采样时刻的卫星姿态补偿数据进行拟合，以得到卫星姿态补偿参数，与传统经验估计的方法相比，该方法能够有效地提高卫星姿态数据评估的精度，因此，本发明方法能够对天线指向常值误差和周期性误差进行补偿，缩短了标校周期，提高了天线标校精度，从而有效缓解了现有同步卫星多波束天线指向标校方法存在的精度差的技术问题。
Description
技术领域
本发明涉及卫星测控的技术领域，尤其是涉及一种同步卫星多波束天线指向标校方法、装置和电子设备。
背景技术
地球静止轨道移动通信卫星系统多采用大型星载天线技术，通过多点波束方式提供服务，以克服信号衰减，在保证信号覆盖范围的情况下，提高波束的等效全向辐射功率。为确保多波束天线指向精度，配置星地一体的波束指向标校系统。波束标校系统通常由信关站或卫星发射标校信号，地面设置波束标校接收站，接收站对不同波束标校信号的能量进行判别，得到天线波束指向偏差。天线波束指向偏差与卫星轨道数据和卫星姿态数据综合处理生成波束指向偏差补偿参数，上注到卫星平台，实现对卫星天线指向进行调整，修正因小倾角地球同步轨道与天线形变等因素引起的天线指向偏差，从而完成标校。
上述标校过程中，卫星姿态数据是关键参数，但实际工程应用中，卫星姿态数据多采用多项式拟合的方法进行估计，若注入的卫星姿态数据误差较大，则无法保证天线波束指向精度。综上所述，现有技术中的同步卫星多波束天线指向标校方法存在标校精度差的技术问题。
发明内容
本发明的目的在于提供一种同步卫星多波束天线指向标校方法、装置和电子设备，以缓解了现有同步卫星多波束天线指向标校方法存在的精度差的技术问题。
第一方面，本发明提供一种同步卫星多波束天线指向标校方法，包括：获取指定时间周期内多个采样时刻下卫星的天线波束指向偏差数据、J2000.0惯性坐标系下的标校站位置数据和卫星定点质心位置数据；基于所述标校站位置数据和所述卫星定点质心位置数据，确定从卫星质心指向标校站的视轴指向方位角和视轴指向俯仰角；基于目标采样时刻下的所述天线波束指向偏差数据、所述视轴指向方位角和所述视轴指向俯仰角，确定所述目标采样时刻下的卫星姿态补偿数据；其中，所述目标采样时刻表示所述多个采样时刻中的任一采样时刻；利用傅里叶级数法对所述指定时间周期内多个采样时刻下的卫星姿态补偿数据进行拟合，得到卫星姿态补偿参数，以基于所述卫星姿态补偿参数调整所述卫星的姿态，进而改变天线指向。
在可选的实施方式中，基于所述标校站位置数据和所述卫星定点质心位置数据，确定从卫星质心指向标校站的视轴指向方位角和视轴指向俯仰角，包括：基于所述标校站位置数据和所述卫星定点质心位置数据，确定所述J2000.0惯性坐标系下从卫星质心指向标校站的指向矢量；利用第一坐标转换矩阵将所述指向矢量从所述J2000.0惯性坐标系转换至卫星本体坐标系，得到所述卫星本体坐标系下从卫星质心指向标校站的目标矢量；其中，所述第一坐标转换矩阵表示从所述J2000.0惯性坐标系到所述卫星本体坐标系的坐标转换矩阵；基于所述目标矢量确定从卫星质心指向标校站的视轴指向方位角和视轴指向俯仰角。
在可选的实施方式中，基于所述目标采样时刻下的所述天线波束指向偏差数据、所述视轴指向方位角和所述视轴指向俯仰角，确定所述目标采样时刻下的卫星姿态补偿数据，包括：基于所述目标采样时刻下的所述天线波束指向偏差数据、所述视轴指向方位角和所述视轴指向俯仰角，构建所述目标采样时刻下的卫星姿态测量方程；对所述卫星姿态测量方程进行求解，得到所述目标采样时刻下的卫星姿态补偿数据；其中，所述卫星姿态补偿数据包括：卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的俯仰角姿态补偿值和滚动角姿态补偿值。
在可选的实施方式中，所述天线波束指向偏差数据包括：方位误差角α和俯仰误差角β；所述卫星姿态测量方程表示为：其中，TSB＝RY2(ω)RZ2(ρ)，TSB表示从所述卫星本体坐标系到卫星多波束天线坐标系的坐标转换矩阵，RY2表示绕卫星本体坐标系的Y轴旋转的旋转矩阵，RZ2表示绕卫星本体坐标系的Z轴旋转的旋转矩阵；RY1表示绕卫星轨道坐标系的Y轴旋转的旋转矩阵，RX1表示绕卫星轨道坐标系的X轴旋转的旋转矩阵；RY3表示绕卫星多波束天线坐标系的Y轴旋转的旋转矩阵，RX3表示绕卫星多波束天线坐标系的X轴旋转的旋转矩阵，re表示卫星轨道坐标系下的单位矢量，ω表示所述视轴指向俯仰角，ρ表示所述视轴指向方位角；θ′表示所述俯仰角姿态补偿值，/>表示所述滚动角姿态补偿值；β表示所述俯仰误差角，α表示所述方位误差角。
在可选的实施方式中，利用傅里叶级数法对所述指定时间周期内多个采样时刻下的卫星姿态补偿数据进行拟合，得到卫星姿态补偿参数，包括：利用以下算式拟合所述卫星姿态补偿数据：其中，/>表示所述指定时间周期内多个采样时刻下的卫星姿态补偿数据的集合，ψ′表示卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的偏航角角姿态补偿值，且ψ′＝0；a0，ai，bi表示傅里叶系数，n表示傅里叶拟合阶数；将所述傅里叶系数作为所述卫星姿态补偿参数。
第二方面，本发明提供一种同步卫星多波束天线指向标校装置，包括：获取模块，用于获取指定时间周期内多个采样时刻下卫星的天线波束指向偏差数据、J2000.0惯性坐标系下的标校站位置数据和卫星定点质心位置数据；第一确定模块，用于基于所述标校站位置数据和所述卫星定点质心位置数据，确定从卫星质心指向标校站的视轴指向方位角和视轴指向俯仰角；第二确定模块，用于基于目标采样时刻下的所述天线波束指向偏差数据、所述视轴指向方位角和所述视轴指向俯仰角，确定所述目标采样时刻下的卫星姿态补偿数据；其中，所述目标采样时刻表示所述多个采样时刻中的任一采样时刻；拟合模块，用于利用傅里叶级数法对所述指定时间周期内多个采样时刻下的卫星姿态补偿数据进行拟合，得到卫星姿态补偿参数，以基于所述卫星姿态补偿参数调整所述卫星的姿态，进而改变天线指向。
在可选的实施方式中，所述第一确定模块具体用于：基于所述标校站位置数据和卫星定点质心位置数据，确定所述J2000.0惯性坐标系下从卫星质心指向标校站的指向矢量；利用第一坐标转换矩阵将所述指向矢量从所述J2000.0惯性坐标系转换至卫星本体坐标系，得到所述卫星本体坐标系下从卫星质心指向标校站的目标矢量；其中，所述第一坐标转换矩阵表示从所述J2000.0惯性坐标系到所述卫星本体坐标系的坐标转换矩阵；基于所述目标矢量确定从卫星质心指向标校站的视轴指向方位角和视轴指向俯仰角。
在可选的实施方式中，所述第二确定模块具体用于：基于所述目标采样时刻下的所述天线波束指向偏差数据、所述视轴指向方位角和所述视轴指向俯仰角，构建所述目标采样时刻下的卫星姿态测量方程；对所述卫星姿态测量方程进行求解，得到所述目标采样时刻下的卫星姿态补偿数据；其中，所述卫星姿态补偿数据包括：卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的俯仰角姿态补偿值和滚动角姿态补偿值。
第三方面，本发明提供一种电子设备，包括存储器、处理器，所述存储器上存储有可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现前述实施方式中任一项所述的同步卫星多波束天线指向标校方法的步骤。
第四方面，本发明提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令被处理器执行时实现前述实施方式中任一项所述的同步卫星多波束天线指向标校方法。
本发明提供的同步卫星多波束天线指向标校方法，针对指定时间周期内的目标采样时刻，具体采用目标采样时刻的天线波束指向偏差数据、标校站位置数据和卫星定点质心位置数据，计算目标采样时刻下的卫星姿态补偿数据，并且，本发明利用傅里叶级数法对指定时间周期内多个采样时刻的卫星姿态补偿数据进行拟合，以得到卫星姿态补偿参数，与传统经验估计的方法相比，本发明方法能够有效地提高卫星姿态数据评估的精度，因此，本发明方法能够对天线指向常值误差和周期性误差进行补偿，缩短了标校周期，提高了天线标校精度，从而有效缓解了现有同步卫星多波束天线指向标校方法存在的精度差的技术问题。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式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，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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为本发明实施例提供的一种同步卫星多波束天线指向标校方法的流程图；
图2为本发明实施例提供的误差测量角定义的示意图；
图3为本发明实施例提供的卫星本体坐标系下视轴指向方位角和视轴指向俯仰角的示意图；
图4为一个标校站标校之前一天的测量数据；
图5为利用本发明实施例所提供的方法进行标校之后标校站一天的测量数据；
图6为本发明实施例提供的一种同步卫星多波束天线指向标校装置的功能模块图；
图7为本发明实施例提供的一种电子设备的示意图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
下面结合附图，对本发明的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
地球静止轨道移动通信卫星系统多采用大型星载天线技术，通过多点波束方式提供服务。由于天线与卫星本体相连，除安装误差外，天线在发射过程受到运载影响及在轨工作期间受到空间环境力热载荷影响将产生的长期/或短期形变问题，导致天线的指向与地面安装初始状态不同。其波束指向误差源主要由天线误差、姿轨控误差等构成，可以分为常值误差、长周期误差、日周期误差和短周期误差，各误差源所造成的天线指向偏差的特性(幅值、周期性等)无法在发射前确定，并难以通过地面措施完全消除。
在轨工作期间，为令小倾角地球同步轨道工作模式下覆盖区变化小，天线中心指向标校站，需要根据卫星轨道运行，通过波束标校测量标定出卫星平台随轨道运行的偏置规律，以保证天线视轴的指向位置，确保通信质量稳定性。
波束标校测量包含了上述各误差源所造成的天线指向偏差，和卫星小倾角轨道星下点位置变化产生的天线指向偏差，有鉴于此，本发明实施例提供了一种同步卫星多波束天线指向标校方法，用以解决上文中所提出的技术问题。
实施例一
图1为本发明实施例提供的一种同步卫星多波束天线指向标校方法的流程图，如图1所示，该方法具体包括如下步骤：
步骤S102，获取指定时间周期内多个采样时刻下卫星的天线波束指向偏差数据、J2000.0惯性坐标系下的标校站位置数据和卫星定点质心位置数据。
同步卫星在轨道上以一天为周期运行，卫星姿态角(偏航角、俯仰角和滚动角)变化呈现日周期的规律，因此，本发明实施例中，上述指定时间周期可选择24小时，进而可以总结日变化规律，实时补偿日周期项。本发明实施例不对指定时间周期的时长以及指定时间周期内采样时刻的数量进行具体限定，用户可以根据实际需求进行设定。
针对每个采样时刻，天线波束指向偏差数据是设于地面的标校站(也即，波束标校接收站)得到的实际测量值，天线波束指向偏差数据包括：方位误差角α与俯仰误差角β，是卫星多波束天线坐标系中，从卫星质心指向实际等功率交叠点位置的单位矢量OZ1与从卫星质心指向标校站标称位置的单位矢量OZs(也即，天线标称视轴)之间的误差测量角。
在本发明实施例中，卫星轨道坐标系oxoyozo的坐标原点在卫星质心，Z轴由卫星所处的轨道位置指向地心，Y轴指向轨道平面的负法线方向，X轴在轨道平面内，与Y、Z轴构成右手坐标系；卫星本体坐标系oxbybzb的坐标原点在卫星质心，坐标系与星体固连，oxb，oyb，ozb分别称为滚动轴、俯仰轴、偏航轴；ψ,θ,分别为卫星平台三轴姿态偏航角、俯仰角和滚动角，描述了卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的姿态；当ψ,θ,/>均为零时，oxbybzb与oxoyozo重合。卫星多波束天线与卫星本体之间刚性固连，卫星多波束天线坐标系oxsyszs的坐标原点在卫星质心，ozs(天线标称视轴)的方向为从卫星质心指向标校站位置的单位矢量方向。
理想状态下，卫星姿态角无变化，卫星本体坐标系与卫星轨道坐标系重合，标校站位置也与等功率交叠点位置重合。但是实际测量中，由于卫星姿态的小角度变化，实际等功率交叠点位置与标校站位置并不重合。如图2所示，矢量OZ1与矢量OZs之间相差两个误差测量角：方位误差角α与俯仰误差角β。矢量OZs先绕OXs轴旋转α，再绕OYs轴旋转β即可得到OZ1。方位误差角α与俯仰误差角β可度量OZ1与OZs之间的偏差。
另外，本发明实施例还需要获取J2000.0惯性坐标系下标校站位置数据和卫星定点质心位置数据，已知标校站是固设于地面的，因此，无论哪一时刻，其位置信息是固定不变且精确已知的。卫星质心在J2000.0惯性坐标系中的位置则可通过定轨精确获取，本发明实施例中，默认卫星定点质心位置数据也是固定不变的。其中，J2000.0惯性坐标系OXYZ的坐标原点O为地球质心，基本平面为J2000.0地球平赤道面，X轴指向J2000.0平春分点，Z轴的正向指向J2000.0平天极，Y轴与X、Z轴成右手系。
步骤S104，基于标校站位置数据和卫星定点质心位置数据，确定从卫星质心指向标校站的视轴指向方位角和视轴指向俯仰角。
在本发明实施例中，如图3所示，视轴指向方位角ρ是矢量OZs在卫星本体坐标系的OXbYb平面内的投影与OXb轴的夹角，视轴指向俯仰角ω是矢量OZs与卫星本体坐标系OZb轴的夹角。
在已知J2000.0惯性坐标系下标校站位置数据和卫星定点质心位置数据的情况下，即可求解出J2000.0惯性坐标系下从卫星质心指向标校站的指向矢量。只要确定出J2000.0惯性坐标系到卫星本体坐标系的坐标转换矩阵，即可进一步计算出卫星本体坐标系下，从卫星质心指向标校站的矢量坐标，进而根据上文中所介绍的视轴指向方位角和视轴指向俯仰角的定义，计算出从卫星质心指向标校站的视轴指向方位角ρ和视轴指向俯仰角ω。
基于上文中所介绍的各个坐标系的定义可计算出，若J2000.0惯性坐标系-卫星轨道坐标系坐标转换矩阵TOI，卫星轨道坐标系-卫星本体坐标系坐标转换矩阵TBO，则J2000.0惯性坐标系-卫星本体坐标系转换矩阵TBI为：TBI＝TBO·TOI。
其中，ψ,θ,/>分别为卫星平台三轴姿态偏航角、俯仰角和滚动角。RX1表示绕卫星轨道坐标系的X轴旋转的旋转矩阵，/>RY1表示绕卫星轨道坐标系的Y轴旋转的旋转矩阵，/>RZ1表示绕卫星轨道坐标系的Z轴旋转的旋转矩阵，/>若卫星姿态角为小量，也即，ψ,θ,/>分别小于相应的预设角度值，工作于小倾角地球同步轨道工作模式，那么TBO可简化为：/>
表示J2000.0惯性系中的任一矢量，/>为/>在J2000.0惯性系中的分量，/>也就是说，若能够确定J2000.0惯性坐标系下的任一矢量，那么即可根据上述算式计算出J2000.0惯性坐标系-卫星轨道坐标系坐标转换矩阵。根据上文中的介绍可知，基于当前已知数据，可求解出J2000.0惯性坐标系下从卫星质心指向标校站的指向矢量，因此，坐标转换矩阵TOI是可以推算出来的。
步骤S106，基于目标采样时刻下的天线波束指向偏差数据、视轴指向方位角和视轴指向俯仰角，确定目标采样时刻下的卫星姿态补偿数据。
其中，目标采样时刻表示多个采样时刻中的任一采样时刻。
已知卫星多波束天线坐标系oxsyszs的坐标原点在卫星质心，ozs(天线标称视轴)的方向为从卫星质心指向标校站位置的单位矢量方向，OYb轴通过绕OZS旋转角度ρ(视轴指向方位角)得到OYS轴，旋转后的OXb轴通过绕OYb旋转角度ω(视轴指向俯仰角)得到OXS轴。
基于以上各个坐标系的定义可计算出，卫星本体坐标系与卫星多波束天线坐标系的转换矩阵为TSB＝RY2(ω)RZ2(ρ)。RY2表示绕卫星本体坐标系的Y轴旋转的旋转矩阵，RZ2表示绕卫星本体坐标系的Z轴旋转的旋转矩阵，
在已知卫星多波束天线坐标系下从卫星质心指向实际等功率交叠点位置的单位矢量OZ1与从卫星质心指向标校站标称位置的单位矢量OZs(之间的误差测量角(方位误差角α与俯仰误差角β)，从卫星质心指向标校站的视轴指向方位角ρ和视轴指向俯仰角ω，以及上述两两坐标系之间的坐标转换关系的情况下，本发明实施例根据卫星轨道坐标系下单位矢量re＝(0,0,1)T转化为OZ1方向的单位矢量的两种等价的坐标转换方法，求解目标采样时刻下的卫星姿态补偿数据。
步骤S108，利用傅里叶级数法对指定时间周期内多个采样时刻下的卫星姿态补偿数据进行拟合，得到卫星姿态补偿参数，以基于卫星姿态补偿参数调整卫星的姿态，进而改变天线指向。
考虑卫星的姿态角近似为周期函数，趋势与三角函数近似，因此，本发明实施例采用傅里叶级数法对指定时间周期内多个采样时刻下的卫星姿态补偿数据进行精确拟合，以得到卫星姿态角的高阶傅里叶拟合形式，从而确定出卫星姿态补偿参数，进而根据求得的卫星姿态补偿参数调整卫星的姿态，以达到改变天线指向的目的。
本发明实施例所提供的同步卫星多波束天线指向标校方法，针对指定时间周期内的目标采样时刻，具体采用目标采样时刻的天线波束指向偏差数据、标校站位置数据和卫星定点质心位置数据，计算目标采样时刻下的实际卫星姿态数据，并且，本发明利用傅里叶级数法对指定时间周期内多个采样时刻的卫星姿态补偿数据进行拟合，与传统经验估计的方法相比，本发明方法能够有效地提高卫星姿态数据评估的精度，以得到卫星姿态补偿参数，因此，本发明方法能够对天线指向常值误差和周期性误差进行补偿，缩短了标校周期，提高了天线标校精度，从而有效缓解了现有同步卫星多波束天线指向标校方法存在的精度差的技术问题。
在一个可选的实施方式中，上述步骤S104，基于标校站位置数据和卫星定点质心位置数据，确定从卫星质心指向标校站的视轴指向方位角和视轴指向俯仰角，具体包括如下步骤：
步骤S1041，基于标校站位置数据和卫星定点质心位置数据，确定J2000.0惯性坐标系下从卫星质心指向标校站的指向矢量。
步骤S1042，利用第一坐标转换矩阵将指向矢量从J2000.0惯性坐标系转换至卫星本体坐标系，得到卫星本体坐标系下从卫星质心指向标校站的目标矢量。
其中，第一坐标转换矩阵表示从J2000.0惯性坐标系到卫星本体坐标系的坐标转换矩阵。
在本发明实施例中，位置数据具体为坐标数据，在已知标校站位置数据和卫星定点质心位置数据的情况下，根据上述两点的坐标即可计算出J2000.0惯性坐标系下从卫星质心指向标校站的指向矢量Ri，然后，再利用第一坐标转换矩阵TBI将上述指向矢量Ri转换至卫星本体坐标系，以得到卫星本体坐标系下从卫星质心指向标校站的目标矢量Rb，Rb＝TBIRi。
步骤S1043，基于目标矢量确定从卫星质心指向标校站的视轴指向方位角和视轴指向俯仰角。
已知OZs是从卫星质心指向标校站位置的单位矢量，视轴指向方位角ρ是矢量OZs在卫星本体坐标系的OXbYb平面内的投影与OXb轴的夹角，视轴指向俯仰角ω是矢量OZs与卫星本体坐标系OZb轴的夹角，因此，等式右侧带入的参数为目标矢量Rb的对应坐标值。
在一个可选的实施方式中，上述步骤S106，基于目标采样时刻下的天线波束指向偏差数据、视轴指向方位角和视轴指向俯仰角，确定目标采样时刻下的卫星姿态补偿数据，具体包括如下步骤：
步骤S1061，基于目标采样时刻下的天线波束指向偏差数据、视轴指向方位角和视轴指向俯仰角，构建目标采样时刻下的卫星姿态测量方程。
步骤S1062，对卫星姿态测量方程进行求解，得到目标采样时刻下的卫星姿态补偿数据。
其中，卫星姿态补偿数据包括：卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的俯仰角姿态补偿值和滚动角姿态补偿值。
具体的，参考图2，若要将卫星轨道坐标系下单位矢量re＝(0,0,1)T转化为OZ1方向的单位矢量，一种路径是通过卫星姿态旋转：卫星轨道坐标系下单位矢量re通过俯仰角、滚动角姿态矩阵转到OZ1轴的单位矢量；另一种路径通过指向偏差旋转：单位矢量re通过实际测量的方位误差角α、俯仰误差角β转换得到OZ1轴的单位矢量。
基于上述转换原理，本发明实施例中，卫星姿态测量方程表示为：其中，TSB＝RY2(ω)RZ2(ρ)，TSB表示从卫星本体坐标系到卫星多波束天线坐标系的坐标转换矩阵，RY2表示绕卫星本体坐标系的Y轴旋转的旋转矩阵，RZ2表示绕卫星本体坐标系的Z轴旋转的旋转矩阵；RY1表示绕卫星轨道坐标系的Y轴旋转的旋转矩阵，RX1表示绕卫星轨道坐标系的X轴旋转的旋转矩阵；RY3表示绕卫星多波束天线坐标系的Y轴旋转的旋转矩阵，RX3表示绕卫星多波束天线坐标系的X轴旋转的旋转矩阵，re表示卫星轨道坐标系下的单位矢量，ω表示视轴指向俯仰角，ρ表示视轴指向方位角；θ′表示俯仰角姿态补偿值，/>表示滚动角姿态补偿值；β表示俯仰误差角，α表示方位误差角。
基于上文中的介绍可知，通过将所有已知角度带入卫星姿态测量方程，通过解方程即可得出卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的俯仰角姿态补偿值θ′和滚动角姿态补偿值
在一个可选的实施方式中，上述步骤S108，利用傅里叶级数法对指定时间周期内多个采样时刻下的卫星姿态补偿数据进行拟合，得到卫星姿态补偿参数，具体包括如下步骤：
步骤S1081，利用以下算式拟合卫星姿态补偿数据：其中，/>表示指定时间周期内多个采样时刻下的卫星姿态补偿数据的集合，ψ′表示卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的偏航角角姿态补偿值，且ψ′＝0；a0，ai，bi表示傅里叶系数，n表示傅里叶拟合阶数。
步骤S1082，将傅里叶系数作为卫星姿态补偿参数。
具体的，任何周期函数都可以用正弦函数和余弦函数构成的无穷级数来表示(本发明实施例选择正弦函数与余弦函数作为基函数是因为它们是正交的)，即傅里叶级数，一般称傅里叶级数为一种特殊的三角级数，根据欧拉公式，三角函数又能化成指数形式，也称傅里叶级数为一种指数级数。
本发明实施例利用算式拟合卫星姿态补偿数据，经实测数据试验表明，傅里叶拟合阶数越高，精度越高，但是由于星上能力有限，因此用户可以根据实际需要选择对应傅里叶拟合阶数。在确定傅里叶拟合阶数，并拟合出具体的傅里叶系数之后，将傅里叶系数上注到卫星平台，即可实现对卫星天线指向进行调整，从而完成标校。
图4示出了一个标校站标校之前一天的测量数据，图5示出了利用本发明实施例所提供的方法进行标校之后标校站一天的测量数据，俯仰角和滚动角的测量结果(偏航角一直为0)，根据图5可知，使用上述方法标校之后，滚动角和俯仰角偏差基本可维持在±0.01°以内。
综上所述，本发明实施例提供的方法，在获取到指定时间周期内多个采样时刻的卫星的天线波束指向偏差数据，以及J2000.0惯性坐标系下标校站位置数据和卫星定点质心位置数据之后，通过构建卫星姿态测量方程，并使用傅里叶级数对姿态误差曲线(也即，指定时间周期内多个采样时刻的卫星姿态补偿数据的时间变化曲线)进行拟合输出，实现了对天线指向常值误差和周期性误差进行补偿，缩短了标校周期，提高了天线标校精度，基于标校站的测量数据实现了对同步卫星多波束天线指向误差的修正，保证了天线视轴的指向位置，确保了服务区覆盖和通信质量稳定性。
实施例二
本发明实施例还提供了一种同步卫星多波束天线指向标校装置，该同步卫星多波束天线指向标校装置主要用于执行上述实施例一所提供的同步卫星多波束天线指向标校方法，以下对本发明实施例提供的同步卫星多波束天线指向标校装置做具体介绍。
图6是本发明实施例提供的一种同步卫星多波束天线指向标校装置的功能模块图，如图6所示，该装置主要包括：获取模块10，第一确定模块，20，第二确定模块30，拟合模块40，其中：
获取模块10，用于获取指定时间周期内多个采样时刻下卫星的天线波束指向偏差数据、J2000.0惯性坐标系下的标校站位置数据和卫星定点质心位置数据。
第一确定模块20，用于基于标校站位置数据和卫星定点质心位置数据，确定从卫星质心指向标校站的视轴指向方位角和视轴指向俯仰角。
第二确定模块30，用于基于目标采样时刻下的天线波束指向偏差数据、视轴指向方位角和视轴指向俯仰角，确定目标采样时刻下的卫星姿态补偿数据；其中，目标采样时刻表示多个采样时刻中的任一采样时刻。
拟合模块40，用于利用傅里叶级数法对指定时间周期内多个采样时刻下的卫星姿态补偿数据进行拟合，得到卫星姿态补偿参数，以基于卫星姿态补偿参数调整卫星的姿态，进而改变天线指向。
本发明实施例所提供的同步卫星多波束天线指向标校装置，针对指定时间周期内的目标采样时刻，具体采用目标采样时刻的天线波束指向偏差数据、标校站位置数据和卫星定点质心位置数据，计算目标采样时刻下的卫星姿态补偿数据，并且，本发明利用傅里叶级数法对指定时间周期内多个采样时刻的卫星姿态补偿数据进行拟合，以得到卫星姿态补偿参数，与传统经验估计的方法相比，本发明装置能够有效地提高卫星姿态数据评估的精度，因此，本发明装置能够对天线指向常值误差和周期性误差进行补偿，缩短了标校周期，提高了天线标校精度，从而有效缓解了现有同步卫星多波束天线指向标校方法存在的精度差的技术问题。
可选地，第一确定模块20具体用于：
基于标校站位置数据和卫星定点质心位置数据，确定J2000.0惯性坐标系下从卫星质心指向标校站的指向矢量。
利用第一坐标转换矩阵将指向矢量从J2000.0惯性坐标系转换至卫星本体坐标系，得到卫星本体坐标系下从卫星质心指向标校站的目标矢量；其中，第一坐标转换矩阵表示从J2000.0惯性坐标系到卫星本体坐标系的坐标转换矩阵。
基于目标矢量确定从卫星质心指向标校站的视轴指向方位角和视轴指向俯仰角。
可选地，第二确定模块30具体用于：
基于目标采样时刻下的天线波束指向偏差数据、视轴指向方位角和视轴指向俯仰角，构建目标采样时刻下的卫星姿态测量方程。
对卫星姿态测量方程进行求解，得到目标采样时刻下的卫星姿态补偿数据；其中，卫星姿态补偿数据包括：卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的俯仰角姿态补偿值和滚动角姿态补偿值。
可选地，天线波束指向偏差数据包括：方位误差角α和俯仰误差角β。
卫星姿态测量方程表示为：其中，TSB＝RY2(ω)RZ2(ρ)，TSB表示从卫星本体坐标系到卫星多波束天线坐标系的坐标转换矩阵，RY2表示绕卫星本体坐标系的Y轴旋转的旋转矩阵，RZ2表示绕卫星本体坐标系的Z轴旋转的旋转矩阵；RY1表示绕卫星轨道坐标系的Y轴旋转的旋转矩阵，RX1表示绕卫星轨道坐标系的X轴旋转的旋转矩阵；RY3表示绕卫星多波束天线坐标系的Y轴旋转的旋转矩阵，RX3表示绕卫星多波束天线坐标系的X轴旋转的旋转矩阵，re表示卫星轨道坐标系下的单位矢量，ω表示视轴指向俯仰角，ρ表示视轴指向方位角；θ′表示俯仰角姿态补偿值，/>表示滚动角姿态补偿值；β表示俯仰误差角，α表示方位误差角。
可选地，拟合模块40具体用于：
利用以下算式拟合卫星姿态补偿数据：其中，/>表示指定时间周期内多个采样时刻下的卫星姿态补偿数据的集合，ψ′表示卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的偏航角角姿态补偿值，且ψ′＝0；a0，ai，bi表示傅里叶系数，n表示傅里叶拟合阶数。
将傅里叶系数作为卫星姿态补偿参数。
实施例三
参见图7，本发明实施例提供了一种电子设备，该电子设备包括：处理器60，存储器61，总线62和通信接口63，所述处理器60、通信接口63和存储器61通过总线62连接；处理器60用于执行存储器61中存储的可执行模块，例如计算机程序。
其中，存储器61可能包含高速随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)，也可能还包括非易失性存储器(non-volatile memory)，例如至少一个磁盘存储器。通过至少一个通信接口63(可以是有线或者无线)实现该系统网元与至少一个其他网元之间的通信连接，可以使用互联网，广域网，本地网，城域网等。
总线62可以是ISA总线、PCI总线或EISA总线等。所述总线可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图7中仅用一个双向箭头表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。
其中，存储器61用于存储程序，所述处理器60在接收到执行指令后，执行所述程序，前述本发明实施例任一实施例揭示的过程定义的装置所执行的方法可以应用于处理器60中，或者由处理器60实现。
处理器60可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，上述方法的各步骤可以通过处理器60中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器60可以是通用处理器，包括中央处理器(Central Processing Unit，简称CPU)、网络处理器(Network Processor，简称NP)等；还可以是数字信号处理器(Digital SignalProcessing，简称DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，简称ASIC)、现成可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，简称FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。可以实现或者执行本发明实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。结合本发明实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。软件模块可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器61，处理器60读取存储器61中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。
本发明实施例所提供的一种同步卫星多波束天线指向标校方法、装置和电子设备的计算机程序产品，包括存储了处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读存储介质，所述程序代码包括的指令可用于执行前面方法实施例中所述的方法，具体实现可参见方法实施例，在此不再赘述。
另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。
所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个处理器可执行的非易失的计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
此外，术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。
在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。
Claims (10)
1.一种同步卫星多波束天线指向标校方法，其特征在于，包括：
获取指定时间周期内多个采样时刻下卫星的天线波束指向偏差数据、J2000.0惯性坐标系下的标校站位置数据和卫星定点质心位置数据；
基于所述标校站位置数据和所述卫星定点质心位置数据，确定从卫星质心指向标校站的视轴指向方位角和视轴指向俯仰角；
基于目标采样时刻下的所述天线波束指向偏差数据、所述视轴指向方位角和所述视轴指向俯仰角，确定所述目标采样时刻下的卫星姿态补偿数据；其中，所述目标采样时刻表示所述多个采样时刻中的任一采样时刻；
利用傅里叶级数法对所述指定时间周期内多个采样时刻下的卫星姿态补偿数据进行拟合，得到卫星姿态补偿参数，以基于所述卫星姿态补偿参数调整所述卫星的姿态，进而改变天线指向。
2.根据权利要求1所述的同步卫星多波束天线指向标校方法，其特征在于，基于所述标校站位置数据和所述卫星定点质心位置数据，确定从卫星质心指向标校站的视轴指向方位角和视轴指向俯仰角，包括：
基于所述标校站位置数据和所述卫星定点质心位置数据，确定所述J2000.0惯性坐标系下从卫星质心指向标校站的指向矢量；
利用第一坐标转换矩阵将所述指向矢量从所述J2000.0惯性坐标系转换至卫星本体坐标系，得到所述卫星本体坐标系下从卫星质心指向标校站的目标矢量；其中，所述第一坐标转换矩阵表示从所述J2000.0惯性坐标系到所述卫星本体坐标系的坐标转换矩阵；
基于所述目标矢量确定从卫星质心指向标校站的视轴指向方位角和视轴指向俯仰角。
3.根据权利要求1所述的同步卫星多波束天线指向标校方法，其特征在于，基于所述目标采样时刻下的所述天线波束指向偏差数据、所述视轴指向方位角和所述视轴指向俯仰角，确定所述目标采样时刻下的卫星姿态补偿数据，包括：
基于所述目标采样时刻下的所述天线波束指向偏差数据、所述视轴指向方位角和所述视轴指向俯仰角，构建所述目标采样时刻下的卫星姿态测量方程；
对所述卫星姿态测量方程进行求解，得到所述目标采样时刻下的卫星姿态补偿数据；其中，所述卫星姿态补偿数据包括：卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的俯仰角姿态补偿值和滚动角姿态补偿值。
4.根据权利要求3所述的同步卫星多波束天线指向标校方法，其特征在于，所述天线波束指向偏差数据包括：方位误差角α和俯仰误差角β；
所述卫星姿态测量方程表示为：其中，TSB＝RY2(ω)RZ2(ρ)，TSB表示从所述卫星本体坐标系到卫星多波束天线坐标系的坐标转换矩阵，RY2表示绕卫星本体坐标系的Y轴旋转的旋转矩阵，RZ2表示绕卫星本体坐标系的Z轴旋转的旋转矩阵；RY1表示绕卫星轨道坐标系的Y轴旋转的旋转矩阵，RX1表示绕卫星轨道坐标系的X轴旋转的旋转矩阵；RY3表示绕卫星多波束天线坐标系的Y轴旋转的旋转矩阵，RX3表示绕卫星多波束天线坐标系的X轴旋转的旋转矩阵，re表示卫星轨道坐标系下的单位矢量，ω表示所述视轴指向俯仰角，ρ表示所述视轴指向方位角；θ′表示所述俯仰角姿态补偿值，/>表示所述滚动角姿态补偿值；β表示所述俯仰误差角，α表示所述方位误差角。
5.根据权利要求4所述的同步卫星多波束天线指向标校方法，其特征在于，利用傅里叶级数法对所述指定时间周期内多个采样时刻下的卫星姿态补偿数据进行拟合，得到卫星姿态补偿参数，包括：
利用以下算式拟合所述卫星姿态补偿数据：其中，/>表示所述指定时间周期内多个采样时刻下的卫星姿态补偿数据的集合，ψ′表示卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的偏航角角姿态补偿值，且ψ′＝0；a0，ai，bi表示傅里叶系数，n表示傅里叶拟合阶数；
将所述傅里叶系数作为所述卫星姿态补偿参数。
6.一种同步卫星多波束天线指向标校装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取指定时间周期内多个采样时刻下卫星的天线波束指向偏差数据、J2000.0惯性坐标系下的标校站位置数据和卫星定点质心位置数据；
第一确定模块，用于基于所述标校站位置数据和所述卫星定点质心位置数据，确定从卫星质心指向标校站的视轴指向方位角和视轴指向俯仰角；
第二确定模块，用于基于目标采样时刻下的所述天线波束指向偏差数据、所述视轴指向方位角和所述视轴指向俯仰角，确定所述目标采样时刻下的卫星姿态补偿数据；其中，所述目标采样时刻表示所述多个采样时刻中的任一采样时刻；
拟合模块，用于利用傅里叶级数法对所述指定时间周期内多个采样时刻下的卫星姿态补偿数据进行拟合，得到卫星姿态补偿参数，以基于所述卫星姿态补偿参数调整所述卫星的姿态，进而改变天线指向。
7.根据权利要求6所述的同步卫星多波束天线指向标校装置，其特征在于，所述第一确定模块具体用于：
基于所述标校站位置数据和所述卫星定点质心位置数据，确定所述J2000.0惯性坐标系下从卫星质心指向标校站的指向矢量；
利用第一坐标转换矩阵将所述指向矢量从所述J2000.0惯性坐标系转换至卫星本体坐标系，得到所述卫星本体坐标系下从卫星质心指向标校站的目标矢量；其中，所述第一坐标转换矩阵表示从所述J2000.0惯性坐标系到所述卫星本体坐标系的坐标转换矩阵；
基于所述目标矢量确定从卫星质心指向标校站的视轴指向方位角和视轴指向俯仰角。
8.根据权利要求6所述的同步卫星多波束天线指向标校装置，其特征在于，所述第二确定模块具体用于：
基于所述目标采样时刻下的所述天线波束指向偏差数据、所述视轴指向方位角和所述视轴指向俯仰角，构建所述目标采样时刻下的卫星姿态测量方程；
对所述卫星姿态测量方程进行求解，得到所述目标采样时刻下的卫星姿态补偿数据；其中，所述卫星姿态补偿数据包括：卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的俯仰角姿态补偿值和滚动角姿态补偿值。
9.一种电子设备，包括存储器、处理器，所述存储器上存储有可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至5中任一项所述的同步卫星多波束天线指向标校方法的步骤。
10.一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存储有计算机指令，所述计算机指令被处理器执行时实现权利要求1至5中任一项所述的同步卫星多波束天线指向标校方法。
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