CN117459110A - 卫星发射主动段遥测数据接收方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种卫星发射主动段遥测数据接收方法，包括以下步骤：步骤S1：建立卫星测试系统与卫星发射场之间的通信；步骤S2：在卫星发射场中搭建数据接收系统，同时建立数据接收系统的坐标系；步骤S3：仿真运载火箭理论飞行轨迹；步骤S4：根据所述数据接收系统的坐标系和所述运载火箭理论飞行轨迹，计算地面天线理论指向角曲线；步骤S5：通过地面天线伺服机构实时跟踪所述地面天线理论指向角曲线，实现卫星发射主动段地面天线对卫星的跟瞄，完成卫星主动段遥测数据接收。本方法突破了卫星起飞至第一测控站间的遥测数据难以接收的瓶颈，有效解决卫星发射主动段存在测控盲区的问题，实现卫星发射主动段遥测数据实时接收与监测，对保证卫星遥测数据的连续性和完整性具有重要意义。
Description
技术领域
本发明属于卫星测控技术领域，具体地涉及一种卫星发射主动段遥测数据接收方法及系统，主要应用于卫星发射主动段存在测控盲区的问题。
背景技术
卫星发射测控技术是卫星发射任务圆满成功的重要保障，是一项关键技术。现有的卫星发射测控技术，是通过多个地面测控站和远望测控船接力的形式，实现卫星发射测控弧段的覆盖，但针对卫星发射主动段测控问题，地面测控站无法实现卫星发射主动段弧段的完全覆盖，即从运载火箭点火发射到卫星进入第一个地面测控站期间，存在卫星发射主动段测控盲区。虽然，这段测控盲区的时间不长，但一旦卫星在发射期间出现任何现象和问题，每一帧的遥测数据对于现象分析和问题定位来说都是至关重要的。因此，研究卫星发射主动段遥测数据接收方法，能够确保卫星从地面电测试到发射入轨期间遥测数据的连续性和完整性，保障卫星发射任务，这将具有一定的工程意义。
针对目前的卫星发射测控方法，专利202111638094.1提出一种移动便携测控站，包括底座、转台、天线、数据转发系统、GNSS传感器、基带及控制电脑，能够移动到户外执行测控任务，能够适应恶劣的野外环境，但该方法中的数据收发系统包含WiFi收发器，不符合卫星发射阵地要求，且该方法无法复用卫星综合测试地面设备，因此该方法不适用于卫星发射主动段；专利202111087816.9提出一种卫星测控站及卫星测控方法、设备及存储介质，能够实施多种频段的卫星精准定位以及多频段卫星的测控，但该方法无法复用卫星综合测试地面设备，且仅针对在轨运行卫星，不适用于卫星发射主动段；专利201921113194.0提出一种便携式航天测控站，应用于UHF/VHF频段低轨道卫星测控，通过便携式设计实现对低轨道卫星进行过顶预报、跟踪、控制，同样地，该方法无法复用卫星综合测试地面设备，且仅针对在轨运行卫星，不适用于卫星发射主动段；专利202110912035.2提出一种主动段测控多站联合自动联调方法，可以根据测控中心联调的需求构建自动联调的运行模式，减少操作员的工作量，控制日常运行管理成本，但该方法中所述的测控站无法覆盖卫星起飞至第一测控站之间的弧段，无法解决卫星发射主动段测控盲区的问题；专利201910951036.0提出一种卫星入轨段的测控方法及系统，该方法通过建立运载火箭末级与用户星之间的上、下行双通信链路，实现中继卫星系统对用户星入轨段的遥测和遥控，但该方法适用于卫星发射入轨段测控问题，还是无法解决卫星发射主动段测控盲区的问题。
发明内容
为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明目的在于提供一种卫星发射主动段遥测数据接收方法，有效解决卫星发射主动段存在测控盲区的问题，实现卫星发射主动段遥测数据实时接收与监测，能够保证卫星发射主动段遥测数据的连续性和完整性，且对不同卫星型号具有通用性。
一种卫星发射主动段遥测数据接收方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S1：建立卫星测试系统与卫星发射场之间的通信；
步骤S2：在卫星发射场中搭建数据接收系统，同时建立数据接收系统的坐标系；
步骤S3：仿真运载火箭理论飞行轨迹；
步骤S4：根据所述数据接收系统的坐标系和所述运载火箭理论飞行轨迹，计算地面天线理论指向角曲线；
步骤S5：通过地面天线伺服机构实时跟踪所述地面天线理论指向角曲线，实现卫星发射主动段地面天线对卫星的跟瞄，完成卫星主动段数据接收。
具体的，所述步骤S2包括，搭建的数据接收系统部署在卫星发射场前方，并与后方卫星电测试厂房建立通信；
数据接收系统包含测控基带、变频器、低噪声放大器、地面测控天线、天线支架、天线伺服机构、光纤收发器、射频电缆和射频转接头，并以数据接收系统的地理位置为原点建立数据接收系统坐标系O1X1Y1Z1。
具体的，所述步骤S3包括，建立以发射惯性坐标系原点O2建立发射惯性坐标系O2X2Y2Z2，所述运载火箭理论飞轮轨迹通过调研运载火箭飞行参数、卫星运行轨道参数、卫星入轨点位置、卫星入轨点速度信息，对发射惯性坐标系O2X2Y2Z2下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)∈R3进行仿真计算，发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)的具体形式如下；
r2(t)＝[xt yt zt]T (1)
其中，r2(t)表示第t飞行时刻运载火箭相对于发射惯性坐标系原点O2的空间位置坐标。
具体的，所述步骤S4包括，结合所述步骤S3中计算的发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)以及发射惯性坐标系原点O2相对于步骤S2中建立的数据接收系统坐标系原点O1的相对距离r1，计算地面测控天线理论指向角曲线θr(t)，其具体形式如下：
地面测控天线理论指向角曲线θr(t)为
θr(t)＝[αr(t) βr(t)]T (2)
其中，αr(t)为地面天线理论指向方位角曲线，βr(t)为地面天线理论指向俯仰角曲线，其具体形式如下：
地面天线理论指向方位角曲线αr(t)的计算公式为：
αr(t)＝tan-1(Yt/Xt) (3)
地面天线理论指向俯仰角曲线βr(t)的计算公式为：
βr(t)＝tan-1(Zt/dt) (4)
其中，r(t)＝[Xt Yt Zt]T表示数据接收系统坐标系O1X1Y1Z1下的运载火箭理论飞行轨迹，Xt,Yt,Zt分别表示运载火箭第t飞行时刻相对于数据接收系统坐标系O1X1Y1Z1的空间位置坐标，其具体表达形式如下：
Xt＝xt+Δx (6)
Yt＝yt+Δy (7)
Zt＝zt+Δz (8)
其中，r1＝[Δx Δy Δz]T表示发射惯性坐标系原点O2相对于步骤S2中搭建的数据接收系统原点O1的相对距离，r2(t)＝[xt yt zt]T表示发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹。
具体的，所述步骤S5包括，地面天线伺服机构采用经典PID控制器，完成卫星发射主动段地面天线对卫星的跟瞄，从而完成卫星主动段数据接收，其控制器形式如下：
θe(t)＝θ(t)-θr(t) (10)
其中，θe(t)＝θ(t)-θr(t)为地面天线指向角跟踪误差，θ(t)为地面天线实时指向角，θr(t)为地面天线理论指向角，kp为控制器比例项系数，ki为控制器积分项系数，kd为控制器微分项系数。
一种卫星发射主动段遥测数据接收系统，其特征在于，包括以下模块：
模块M1：建立卫星测试系统与卫星发射场之间的通信；
模块M2：在卫星发射场中搭建数据接收系统，同时建立数据接收系统的坐标系；
模块M3：仿真运载火箭理论飞行轨迹；
模块M4：根据所述数据接收系统的坐标系和所述运载火箭理论飞行轨迹，计算地面天线理论指向角曲线；
模块M5：通过地面天线伺服机构实时跟踪所述地面天线理论指向角曲线，实现卫星发射主动段地面天线对卫星的跟瞄，完成卫星主动段数据接收。
具体的，所述模块M2包括，搭建的数据接收系统部署在卫星发射场前方，并与后方卫星电测试厂房建立通信；
数据接收系统包含测控基带、变频器、低噪声放大器、地面测控天线、天线支架、天线伺服机构、光纤收发器、射频电缆和射频转接头，并以数据接收系统的地理位置为原点建立数据接收系统坐标系O1X1Y1Z1。
具体的，所述模块M3包括，建立以发射惯性坐标系原点O2建立发射惯性坐标系O2X2Y2Z2，所述运载火箭理论飞轮轨迹通过调研运载火箭飞行参数、卫星运行轨道参数、卫星入轨点位置、卫星入轨点速度信息，对发射惯性坐标系O2X2Y2Z2下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)∈R3进行仿真计算，发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)的具体形式如下；
r2(t)＝[xt yt zt]T (1)
其中，r2(t)表示第t飞行时刻运载火箭相对于发射惯性坐标系原点O2的空间位置坐标。
具体的，所述模块M4包括，结合所述模块M3中计算的发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)以及发射惯性坐标系原点O2相对于模块M2中建立的数据接收系统坐标系原点O1的相对距离r1，计算地面测控天线理论指向角曲线θr(t)，其具体形式如下：
地面测控天线理论指向角曲线θr(t)为
θr(t)＝[αr(t) βr(t)]T (2)
其中，αr(t)为地面天线理论指向方位角曲线，βr(t)为地面天线理论指向俯仰角曲线，其具体形式如下：
地面天线理论指向方位角曲线αr(t)的计算公式为：
αr(t)＝tan-1(Yt/Xt) (3)
地面天线理论指向俯仰角曲线βr(t)的计算公式为：
βr(t)＝tan-1(Zt/dt) (4)
其中，r(t)＝[Xt Yt Zt]T表示数据接收系统坐标系O1X1Y1Z1下的运载火箭理论飞行轨迹，Xt,Yt,Zt分别表示运载火箭第t飞行时刻相对于数据接收系统坐标系O1X1Y1Z1的空间位置坐标，其具体表达形式如下：
Xt＝xt+Δx (6)
Yt＝yt+Δy (7)
Zt＝zt+Δz (8)
其中，r1＝[Δx Δy Δz]T表示发射惯性坐标系原点O2相对于模块M2中搭建的数据接收系统原点O1的相对距离，r2(t)＝[xt yt zt]T表示发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹。
具体的，所述模块M5包括，地面天线伺服机构采用经典PID控制器，完成卫星发射主动段地面天线对卫星的跟瞄，从而完成卫星主动段遥测数据接收，其控制器形式如下：
θe(t)＝θ(t)-θr(t) (10)
其中，θe(t)＝θ(t)-θr(t)为地面天线指向角跟踪误差，θ(t)为地面天线实时指向角，θr(t)为地面天线理论指向角，kp为控制器比例项系数，ki为控制器积分项系数，kd为控制器微分项系数。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明的卫星发射主动段遥测数据接收方法，针对卫星发射主动段测控问题，建立地面设备可复用的数据接收系统，通过地面测控天线实时跟踪地面天线指向角曲线，实现卫星发射主动段地面天线对卫星的跟瞄，完成卫星发射主动段遥测数据接收，能够有效解决卫星发射主动段测控弧段存在盲区的问题，实现卫星发射主动段遥测数据实时接收与监测，保证卫星发射主动段遥测数据的连续性和完整性；
2、本发明够适应不同卫星型号的发射任务，具有通用性，为卫星发射主动段的后续分析与总结提供了保障。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明的卫星发射主动段遥测数据接收方法的流程图；
图2为本发明的卫星发射主动段遥测数据接收系统拓补图；
图3为本发明的卫星发射主动段遥测数据接收系统与发射塔架、运载火箭的位置关系图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
本发明考虑的是卫星在发射期间主动段测控弧段存在盲区的问题。如图1所示，本发明首先按照国军标《卫星测试系统与发射场通信协议》建立卫星测试系统与发射场之间的通信；其次搭建卫星发射主动段遥测数据接收系统；然后利用运载火箭及卫星的相关参数进行运载火箭理论飞行轨迹仿真计算；然后根据搭建的遥测数据接收系统所处地理位置和仿真的运载火箭理论飞行轨迹，计算地面天线理论指向角曲线；最后，地面测控天线伺服机构实时跟踪地面天线指向角曲线，实现卫星发射主动段地面测控天线对卫星的跟瞄，完成卫星主动段遥测数据接收。
其具体操作步骤如下：
第一步，建立卫星测试系统与发射场之间的通信。卫星测试系统与发射场之间的通信方式遵照《卫星测试系统与发射场通信协议》标准执行，通信采用标准以太网通信协议，优先采用TCP协议，当需要与多个监视终端或测试设备进行通信时建议采用UDP协议。
第二步，搭建数据接收系统。如图2所示，搭建的数据接收系统由测控基带、变频器、低噪声放大器、地面测控天线、天线支架、天线伺服机构、光纤收发器、射频电缆和射频转接头等射频附件组成，并以数据接收系统为原点建立数据接收系统坐标系O1X1Y1Z1。
具体地，所述地面测控天线，用于接收卫星发射的带有卫星遥测信息的射频信号。
具体地，所述天线伺服机构，用于放置与固定地面测控天线，同时完成运载火箭飞行时地面测控天线对卫星的跟瞄。
具体地，所述天线支架，用于放置与固定天线伺服机构。
具体地，所述低噪声放大器，与地面测控天线、变频器连接，用于放大地面测控天线接收到的带有卫星遥测信息的射频信号，并将其放大后的射频信号输出到变频器。
具体地，所述变频器，与低噪声放大器、测控基带连接，用于将低噪声放大器放大后的带有卫星遥测信息的射频信号进行下变频，使其射频信号能够适应测控基带。
具体地，所述测控基带，与变频器、光纤收发器连接，用于调制、解调变频器的带有卫星遥测信息的射频信号，形成卫星遥测数据原码，并将其通过光纤收发器，以光纤的形式传输至信息化机柜上的服务器进行遥测数据原码解析。
具体地，所述光纤收发器，与测控基带、光纤转发机柜连接，用于遥测数据接收系统与后方卫星电测试厂房之间的数据传输。
具体地，所述射频电缆、射频转接头等射频附件，用于连接遥测数据接收系统中的相关射频地面设备。
第三步，利用运载火箭及卫星的相关参数进行运载火箭理论飞行轨迹仿真计算。运载火箭理论飞轮轨迹需要通过明确运载火箭飞行参数、卫星运行轨道参数、卫星入轨点位置、卫星入轨点速度等信息，并结合航天飞行动力学与航天飞行运动学专业知识，对发射惯性坐标系O2X2Y2Z2下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)∈R3进行仿真计算，发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)的具体形式如下；
r2(t)＝[xt yt zt]T (1)
其中，r2(t)表示第t飞行时刻运载火箭相对于发射惯性坐标系原点O2的空间位置坐标。
第四步，根据搭建的数据接收系统与发射塔架、运载火箭相对位置关系(如图3所示)以及仿真的运载火箭理论飞行轨迹，计算地面天线理论指向角曲线。结合第三步中计算的发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)、以及发射惯性坐标系原点O2相对于第二步中建立的数据接收系统坐标系原点O1的相对距离r1，计算地面测控天线理论指向角曲线θr(t)，具体过程如下：
发射惯性坐标系原点O2相对于步骤S2中搭建的数据接收系统原点O1的相对距离r1为
r1＝[Δx Δy Δz]T (2)
发射惯性坐标系O2X2Y2Z2下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)的具体表达形式如公式(1)所示。
根据公式(1)和公式(2)可得，运载火箭理论飞行轨迹r2(t)在数据接收系统坐标系O1X1Y1Z1下的具体表达形式：
r(t)＝r1+r2(t)＝[xt+Δx yt+Δy zt+Δz]T (3)
令
Xt＝xt+Δx (4)
Yt＝yt+Δy (5)
Zt＝zt+Δz (6)
则运载火箭理论飞行轨迹r2(t)在数据接收系统坐标系O1X1Y1Z1下的飞行轨迹r(t)的表达形式可简化为：
r(t)＝[Xt Yt Zt]T (7)
根据公式(7)及运载火箭理论飞行轨迹与地面天线的相对位置关系，可得：
地面天线理论指向方位角曲线αr(t)，具体表达形式如下：
αr(t)＝tan-1(Yt/Xt) (8)
地面天线理论指向俯仰角曲线βr(t)，具体表达形式如下：
βr(t)＝tan-1(Zt/dt) (9)
综上，地面天线理论指向角曲线θr(t)为
θr(t)＝[αr(t) βr(t)]T (11)
第五步，地面测控天线伺服机构实时跟踪地面天线指向角曲线，实现卫星发射主动段地面测控天线对卫星的跟瞄，完成卫星主动段遥测数据接收。地面天线伺服机构采用经典PID控制器，实现地面天线指向角跟踪，其控制器形式如下：
θe(t)＝θ(t)-θr(t) (13)
其中，θe(t)＝θ(t)-θr(t)为地面天线指向角跟踪误差，θ(t)为地面天线实时指向角，θr(t)为地面天线理论指向角，ko为控制器比例项系数，ki为控制器积分项系数，kd为控制器微分项系数。
本发明还提供一种卫星发射主动段遥测数据接收系统，所述卫星发射主动段遥测数据接收系统可以通过执行所述卫星发射主动段遥测数据接收方法的流程步骤予以实现，即本领域技术人员可以将所述卫星发射主动段遥测数据接收方法理解为所述卫星发射主动段遥测数据接收系统的优选实施方式。
一种卫星发射主动段遥测数据接收系统，包括以下模块：
模块M1：建立卫星测试系统与卫星发射场之间的通信；模块M2：在卫星发射场中搭建数据接收系统，同时建立数据接收系统的坐标系；模块M3：仿真运载火箭理论飞行轨迹；模块M4：根据数据接收系统的坐标系和运载火箭理论飞行轨迹，计算地面天线理论指向角曲线；模块M5：通过地面天线伺服机构实时跟踪地面天线理论指向角曲线，实现卫星发射主动段地面天线对卫星的跟瞄，完成卫星主动段遥测数据接收。
具体的，模块M2包括，搭建的数据接收系统部署在卫星发射场前方，并与后方卫星电测试厂房建立通信；
数据接收系统包含测控基带、变频器、低噪声放大器、地面测控天线、天线支架、天线伺服机构、光纤收发器、射频电缆和射频转接头，并以数据接收系统的地理位置为原点建立数据接收系统坐标系O1X1Y1Z1。
具体的，模块M3包括，建立以发射惯性坐标系原点O2建立发射惯性坐标系O2X2Y2Z2，运载火箭理论飞轮轨迹通过调研运载火箭飞行参数、卫星运行轨道参数、卫星入轨点位置、卫星入轨点速度信息，对发射惯性坐标系O2X2Y2Z2下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)∈R3进行仿真计算，发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)的具体形式如下；
r2(t)＝[xt yt zt]T (1)
其中，r2(t)表示第t飞行时刻运载火箭相对于发射惯性坐标系原点O2的空间位置坐标。
具体的，模块M4包括，结合模块M3中计算的发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)以及发射惯性坐标系原点O2相对于模块M2中建立的数据接收系统坐标系原点O1的相对距离r1，计算地面测控天线理论指向角曲线θr(t)，其具体形式如下：
地面测控天线理论指向角曲线θr(t)为
θr(t)＝[αr(t) βr(t)]T (2)
其中，αr(t)为地面天线理论指向方位角曲线，βr(t)为地面天线理论指向俯仰角曲线，其具体形式如下：
地面天线理论指向方位角曲线αr(t)的计算公式为：
αr(t)＝tan-1(Yt/Xt) (3)
地面天线理论指向俯仰角曲线βr(t)的计算公式为：
βr(t)＝tan-1(Zt/dt) (4)
其中，r(t)＝[Xt Yt Zt]T表示数据接收系统坐标系O1X1Y1Z1下的运载火箭理论飞行轨迹，Xt,Yt,Zt分别表示运载火箭第t飞行时刻相对于数据接收系统坐标系O1X1Y1Z1的空间位置坐标，其具体表达形式如下：
Xt＝xt+Δx (6)
Yt＝yt+Δy (7)
Zt＝zt+Δz (8)
其中，r1＝[Δx Δy Δz]T表示发射惯性坐标系原点O2相对于模块M2中搭建的数据接收系统原点O1的相对距离，r2(t)＝[xt yt zt]T表示发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹。
具体的，模块M5包括，地面天线伺服机构采用经典PID控制器，完成卫星发射主动段地面天线对卫星的跟瞄，从而完成卫星主动段遥测数据接收，其控制器形式如下：
θe(t)＝θ(t)-θr(t) (10)
其中，θe(t)＝θ(t)-θr(t)为地面天线指向角跟踪误差，θ(t)为地面天线实时指向角，θr(t)为地面天线理论指向角，kp为控制器比例项系数，ki为控制器积分项系数，kd为控制器微分项系数。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明的卫星发射主动段遥测数据接收方法，针对卫星发射主动段测控问题，建立地面设备可复用的遥测数据接收系统，通过地面测控天线实时跟踪地面天线指向角曲线，实现卫星发射主动段地面天线对卫星的跟瞄，完成卫星发射主动段遥测数据接收，能够有效解决卫星发射主动段测控弧段存在盲区的问题，实现卫星发射主动段遥测数据实时接收与监测，保证卫星发射主动段遥测数据的连续性和完整性；本发明够适应不同卫星型号的发射任务，具有通用性，为卫星发射主动段的后续分析与总结提供了保障。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (10)
1.一种卫星发射主动段遥测数据接收方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S1：建立卫星测试系统与卫星发射场之间的通信；
步骤S2：在卫星发射场中搭建数据接收系统，同时建立数据接收系统的坐标系；
步骤S3：仿真运载火箭理论飞行轨迹；
步骤S4：根据所述数据接收系统的坐标系和所述运载火箭理论飞行轨迹，计算地面天线理论指向角曲线；
步骤S5：通过地面天线伺服机构实时跟踪所述地面天线理论指向角曲线，实现卫星发射主动段地面天线对卫星的跟瞄，完成卫星主动段遥测数据接收。
2.根据权利要求1所述的卫星发射主动段遥测数据接收方法，其特征在于，所述步骤S2包括，搭建的数据接收系统部署在卫星发射场前方，并与后方卫星电测试厂房建立通信；
数据接收系统包含测控基带、变频器、低噪声放大器、地面测控天线、天线支架、天线伺服机构、光纤收发器、射频电缆和射频转接头，并以数据接收系统的地理位置为原点建立数据接收系统坐标系O1X1Y1Z1。
3.根据权利要求1所述的卫星发射主动段遥测数据接收方法，其特征在于，所述步骤S3包括，建立以发射惯性坐标系原点O2建立发射惯性坐标系O2X2Y2Z2，所述运载火箭理论飞轮轨迹通过调研运载火箭飞行参数、卫星运行轨道参数、卫星入轨点位置、卫星入轨点速度信息，对发射惯性坐标系O2X2Y2Z2下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)∈R3进行仿真计算，发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)的具体形式如下；
r2(t)＝[xt yt zt]T (1)
其中，r2(t)表示第t飞行时刻运载火箭相对于发射惯性坐标系原点O2的空间位置坐标，R3表示实数上的3维向量空间。
4.根据权利要求3所述的卫星发射主动段遥测数据接收方法，其特征在于，所述步骤S4包括，结合所述步骤S3中计算的发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)以及发射惯性坐标系原点O2相对于步骤S2中建立的数据接收系统坐标系原点O1的相对距离r1，计算地面测控天线理论指向角曲线θr(t)，其具体形式如下：
地面测控天线理论指向角曲线θr(t)为
θr(t)＝[αr(t) βr(t)]T (2)
其中，αr(t)为地面天线理论指向方位角曲线，βr(t)为地面天线理论指向俯仰角曲线，其具体形式如下：
地面天线理论指向方位角曲线αr(t)的计算公式为：
αr(t)＝tan-1(Yt/Xt) (3)
地面天线理论指向俯仰角曲线βr(t)的计算公式为：
βr(t)＝tan-1(Zt/dt) (4)
其中，r(t)＝[Xt Yt Zt]T表示遥测数据接收系统坐标系O1X1Y1Z1下的运载火箭理论飞行轨迹，Xt，Yt，Zt分别表示运载火箭第t飞行时刻相对于数据接收系统坐标系O1X1Y1Z1的空间位置坐标，其具体表达形式如下：
Xt＝xt+Δx (6)
Yt＝yt+Δy (7)
Zt＝zt+Δz (8)
其中，r1＝[Δx Δy Δz]T表示发射惯性坐标系原点O2相对于步骤S2中搭建的数据接收系统原点O1的相对距离，r2(t)＝[xt yt zt]T表示发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹；Δx、Δy、Δz分别代表发射惯性坐标系原点O2与步骤S2中搭建的数据接收系统原点O1在X、Y、Z方向上的相对距离。
5.根据权利要求4所述的卫星发射主动段遥测数据接收方法，其特征在于，所述步骤S5包括，地面天线伺服机构采用经典PID控制器，完成卫星发射主动段地面天线对卫星的跟瞄，从而完成卫星主动段遥测数据接收，其控制器形式如下：
θe(t)＝θ(t)-θr(t) (10)
其中，θe(t)＝θ(t)-θr(t)为地面天线指向角跟踪误差，θ(t)为地面天线实时指向角，θr(t)为地面天线理论指向角，kp为控制器比例项系数，ki为控制器积分项系数，kd为控制器微分项系数。
6.一种卫星发射主动段遥测数据接收系统，其特征在于，包括以下模块：
模块M1：建立卫星测试系统与卫星发射场之间的通信；
模块M2：在卫星发射场中搭建数据接收系统，同时建立数据接收系统的坐标系；
模块M3：仿真运载火箭理论飞行轨迹；
模块M4：根据所述数据接收系统的坐标系和所述运载火箭理论飞行轨迹，计算地面天线理论指向角曲线；
模块M5：通过地面天线伺服机构实时跟踪所述地面天线理论指向角曲线，实现卫星发射主动段地面天线对卫星的跟瞄，完成卫星主动段遥测数据接收。
7.根据权利要求6所述的卫星发射主动段遥测数据接收系统，其特征在于，所述模块M2包括，搭建的数据接收系统部署在卫星发射场前方，并与后方卫星电测试厂房建立通信；
数据接收系统包含测控基带、变频器、低噪声放大器、地面测控天线、天线支架、天线伺服机构、光纤收发器、射频电缆和射频转接头，并以数据接收系统的地理位置为原点建立数据接收系统坐标系O1X1Y1Z1。
8.根据权利要求6所述的卫星发射主动段遥测数据接收系统，其特征在于，所述模块M3包括，建立以发射惯性坐标系原点O2建立发射惯性坐标系O2X2Y2Z2，所述运载火箭理论飞轮轨迹通过调研运载火箭飞行参数、卫星运行轨道参数、卫星入轨点位置、卫星入轨点速度信息，对发射惯性坐标系O2X2Y2Z2下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)∈R3进行仿真计算，发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)的具体形式如下；
r2(t)＝[xt yt zt]T (1)
其中，r2(t)表示第t飞行时刻运载火箭相对于发射惯性坐标系原点O2的空间位置坐标；R3表示实数上的3维向量空间。
9.根据权利要求8所述的卫星发射主动段遥测数据接收系统，其特征在于，所述模块M4包括，结合所述模块M3中计算的发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)以及发射惯性坐标系原点O2相对于模块M2中建立的数据接收系统坐标系原点O1的相对距离r1，计算地面测控天线理论指向角曲线θr(t)，其具体形式如下：
地面测控天线理论指向角曲线θr(t)为
θr(t)＝[αr(t) βr(t)]T (2)
其中，αr(t)为地面天线理论指向方位角曲线，βr(t)为地面天线理论指向俯仰角曲线，其具体形式如下：
地面天线理论指向方位角曲线αr(t)的计算公式为：
αr(t)＝tan-1(Yt/Xt) (3)
地面天线理论指向俯仰角曲线βr(t)的计算公式为：
βr(t)＝tan-1(Zt/dt) (4)
其中，r(t)＝[Xt Yt Zt]T表示数据接收系统坐标系O1X1Y1Z1下的运载火箭理论飞行轨迹，Xt，Yt，Zt分别表示运载火箭第t飞行时刻相对于数据接收系统坐标系O1X1Y1Z1的空间位置坐标，其具体表达形式如下：
Xt＝xt+Δx (6)
Yt＝yt+Δy (7)
Zt＝zt+Δz (8)
其中，r1＝[Δx Δy Δz]T表示发射惯性坐标系原点O2相对于模块M2中搭建的数据接收系统原点O1的相对距离，r2(t)＝[xt yt zt]T表示发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹；Δx、Δy、Δz分别代表发射惯性坐标系原点O2与步骤S2中搭建的数据接收系统原点O1在X、Y、Z方向上的相对距离。
10.根据权利要求9所述的卫星发射主动段遥测数据接收系统，其特征在于，所述模块M5包括，地面天线伺服机构采用经典PID控制器，完成卫星发射主动段地面天线对卫星的跟瞄，从而完成卫星主动段遥测数据接收，其控制器形式如下：
θe(t)＝θ(t)-θr(t) (10)
其中，θe(t)＝θ(t)-θr(t)为地面天线指向角跟踪误差，θ(t)为地面天线实时指向角，θr(t)为地面天线理论指向角，kp为控制器比例项系数，ki为控制器积分项系数，kd为控制器微分项系数。
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311236579.7A CN117459110A (zh) | 2023-09-22 | 2023-09-22 | 卫星发射主动段遥测数据接收方法及系统 |
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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| CN202311236579.7A CN117459110A (zh) | 2023-09-22 | 2023-09-22 | 卫星发射主动段遥测数据接收方法及系统 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202311236579.7A Pending CN117459110A (zh) | 2023-09-22 | 2023-09-22 | 卫星发射主动段遥测数据接收方法及系统 |
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2023
- 2023-09-22 CN CN202311236579.7A patent/CN117459110A/zh active Pending
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