CN1444053A - 采用轨道跟踪技术的卫星跟踪方法和装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种利用具有预定波束带宽的天线跟踪信号源的方法和装置。该方法包括如下步骤：在天线的波束带宽范围内沿圆弧测量信号源的信号电平，判定被测信号的电平沿圆弧的变化率和求解信号电平的变化率基本为零的圆弧位置。

Description

采用轨道跟踪技术的卫星跟踪方法和装置

技术领域

本发明领域涉及卫星，更具体涉及跟踪地球周围对地名义上静止的轨道中的卫星的方法和装置。

发明背景

卫星用于通讯是众所周知的。原则上，卫星可处于赤道平面上与地球中心的距离使得轨道周期等于地球自转的周期的圆形轨道上。如果环绕地球旋转的方向与地球自转的方向相同，对地球上的观察者来说卫星看上去是保持静止的。

通常，轨道不可能是严格圆形且在赤道平面上，即使卫星最初是处于这样一个理想轨道上，外力，如月亮和太阳的引力，地球重力场中的非对称，卫星庞大的摄像电流板阵列的辐射压力等，均会起作用，随着时间慢慢改变轨道元素。可利用位置保持策略保持卫星的视觉位置在规定的范围内。

因为卫星根据开普勒定律运动，轨道的任何椭圆率会使卫星在近地点运动最快，在远地点运动最慢。通常，卫星的轨道平面可倾斜于赤道平面，以便即使卫星处于严格的圆形轨道上，从地球中心观察看上去主要是沿南北方向运动，在东西方向有一个小的运动分量。

地球站天线的波束宽度可以足够宽，即使卫星有不可避免的明显运动，信号的强度也能保持恒定，从而地球站天线保持固定。

一些应用可能要求地球站天线有更大的增益。因此要减小天线的波束宽度，结果有可能必须使地球站天线跟踪明显的卫星运动，以避免接收信号强度的较大变化。其次，通过位置保持策略使卫星维持在对地静止的轨道上会变得不经济或不可能，即使卫星以其他方式运行。在这种情况下，通过地球站天线跟踪卫星的明显运动可增加卫星的使用寿命。

对于标称对地静止的卫星而言，卫星的明显运动相对较慢，大约一个恒星日为一个周期。通常，任何时候可以通过在方位和仰角上执行一系列步骤，以“爬”到最大接收信号强度的位置，使接收信号强度最大。这些步进跟踪技术需要天线在方位和仰角上的多次往复运动，这会导致驱动系统的过度损耗。因为每次测量的结果通常只与前一测量相比较，这种技术并不总是可靠，在出现严重的大气闪烁或电磁衰落时可能彻底失败。从这些状况恢复通常需要人工干预。

为增加驱动系统可靠性和减少例行维护，期望减少要求天线达到最高点的运动的请求的次数。也期望以较高的精度判定卫星方向和减少对接收信号电平中闪烁和其他波动的天线峰值过程的敏感度。

对较高的频率和许多地方，天线在严重的电磁衰落过程中不可能达到峰值。天线定位系统需要一种当由于电磁衰落不可能实现正常的天线峰值时维持天线和卫星对准的技术。

发明概述

为了克服现有技术的上述缺点，本发明提供一种利用具有预定的波束带宽的天线跟踪信号源的方法，该方法包括步骤：

在一个平面内旋转天线的RF轴通过3个或更多的预定测量角度；

在每个角度测量信号电平；

保持预定测量角度中的3个测量信号电平和相应的角位置，使得第二个角位置的测量信号电平超过第一个和第三个角位置的测量信号电平；

判定将被测信号和角位置关联起来的二次函数的一组系数；

用二次函数的系数判定使信号源的信号电平最大的角位置；以及

在正交平面上重复前述步骤以提供一个信号源位置。

优选地，所述的跟踪信号源的方法，还包括从所述3个或多个预定测量角度中第一个预定测量角度单方向旋转天线的RF轴，使之通过3个或更多个测量角度中其余的信号测量角度。

可选地，所述的跟踪信号源的方法，还包括在时刻t₀判定第一信号源的位置，在时刻t₁判定第二信号源的位置，在随后的时刻t₂通过线性外插法估计第三信号源的位置。

优选地，所述的跟踪信号源的方法，还包括利用在地心球形坐标中将信号源的位置表达为时间的函数的一组方程计算后来的信号源的位置。

可选地，所述的跟踪信号源的方法，还包括将权利要求1中所述的信号源的位置的每个测量从地面点坐标转换到地心球形坐标中。

优选地，所述的跟踪信号源的方法，还包括形成地心球形坐标中的信号源的位置表。

可选地，所述的跟踪信号源的方法，还包括采用最小平方技术判定在地心球形坐标中将信号源的位置表达为时间的函数的方程的系数。

本发明还提供一种利用具有预定的波束带宽的天线跟踪信号源的装置，该装置包括：

一个天线驱动器，用于在一个平面内旋转天线的RF轴通过3个或更多的预定测量角度；

测量信号电平的装置，用于在每个角度测量信号电平；

保持装置，用于保持预定测量角度中的3个测量信号电平和相应的角位置，使得第二个角位置的测量信号电平超过第一个和第三个角位置的测量信号电平；

判定装置，用于判定将被测信号和角位置关联起来的二次函数的一组系数；

使信号源信号电平最大的角位置的装置，用二次函数的系数判定使信号源信号电平最大的角位置；以及

在正交平面上重复前述步骤以提供一个信号源位置的装置。

本发明克服了现有技术的缺点，实现了卫星的简单精确的跟踪。

附图的简要描述

图1描述了根据本发明实施例的控制地球站天线的位置的系统，以跟踪标称对地静止卫星。

图2描述了运行于一个具体实施例的图1所示系统中起于三点峰值算法的地球站天线在方位上的典型运动。

图3描述了采用二次方程的二次方程适合解结果，二次方程的系数由图2所示具体实施例中的图1的系统提供，以及由这些系数提供的峰值方位。

图4描述了运行于与图2同一个具体实施例的图1所示系统中起于三点峰值算法的地球站天线在仰角上的典型运动。

图5描述了采用二次方程的二次方程适合解，二次方程的系数由图4所示具体实施例中的图1所示系统提供，以及由这些系数提供的峰点仰角。

图6描述了另一个具体实施例的图1所示系统中采用自适应连续步进跟踪技术地球站天线在方位上的典型运动。

图7描述了与图6同一具体实施例的图1所示系统中自适应连续步进跟踪技术地球站天线在仰角上的典型运动。

图8描述了与图6和图7同一具体实施例的图1所示系统中采用自适应连续步进跟踪技术地球站天线在方位和仰角上的线性外插运动。

图9描述了另一个具体实施例的图1所示系统中采用轨道跟踪技术在方位上的轨道跟踪运动。

图10描述了与图9同一具体实施例的图1所示系统中采用轨道跟踪技术在仰角上的轨道跟踪运动。

具体实施例

根据本发明具体实施例所示，通常，卫星跟踪系统10可以包括天线40，驱动控制器35，信号处理装置30，和控制器20(图1)。

天线40可以有一个RF(射频)轴42。如果卫星包括一个信号源，可调整天线使得RF轴42的向外延长线穿过卫星50，因此，在天线输出处获得最大接收信号强度。天线在一个适当的时间范围内接收到的能量由相应的接收器31测量。

如果卫星包括一个接收器并且陆地天线向卫星发送信号，那么对准天线以便RF轴42的向外延长线穿过卫星50，使得卫星获得最大接收信号强度。卫星在一段适当的时间范围内接收到的能量由卫星内相应的接收器测量。

在角位置θ，天线增益的衰减由如下表达式求出：

                G(θ)＝12(|θ-θ₀|/θ_BW)²         (1)

其中，θ₀是RF轴42的方向，θ_BW是包络角度区域44的角度，该区域内的增益与RF轴方向的增益相比衰减不超过3dB。

通常，天线达到峰点意味着调整天线的方向以便其RF轴与天线到卫星的路径对准。下面描述的三点峰值技术提供了一种将天线40的RF轴与卫星50对准的独特方法。

在描绘的实施例中，三点峰值技术可用于判定包括一个信号源的卫星50的方向。这种判定可随时进行。

一旦卫星的位置在一个时间间隔内两次被判定，其将来的位置可由自适应连续步进跟踪技术估计，该技术假定从天线40观察，卫星随时间匀速运动。

三点峰值技术可随时用于改善天线40的RF轴42与卫星50的对准程度。天线40的RF轴42位置的连续判定可列表成时间的函数。

因为卫星50的明显运动是时间周期性的，其运动可由轨道跟踪技术预测，该技术利用天线40的列表位置判定描述卫星50的轨道运动的方程的系数。准确度是足够的，只有在轨道跟踪技术中增加预测方程的准确度时才需要额外判定卫星位置，如由三点峰值技术判定。

首先描述三点峰值技术并与传统的步进跟踪技术相比较。

在传统的“爬山式”步进跟踪技术中，天线沿正交轴方向以小步进移动。为方便和简单起见，运动典型为方位和仰角方向。在每一位置，接收信号电平在一段合适长的时间内平均以得到平均电平，与前一位置的平均电平相比较。如果电平降低，天线反方向移动两个增量并重复测量。如果电平增加，天线向同方向移动一个增量。重复该过程直到天线同方向的移动而使得平均电平的增加紧跟着平均电平的降低。沿该轴的优化位置定为提供最大平均电平的位置。整个过程沿正交轴方向重复。

在任何天线定位系统中，天线的RF轴与天线和卫星间的路径对准的精度受限于正交轴方向上各个分析器的精度和天线驱动系统可达到的最小天线移动增量两者中的较大者。这样，在传统的“爬山式”步进跟踪中，RF轴的位置不能以比该限制更好的精度判定。

三点峰值技术沿两个正交轴方向，通常是方位和仰角，以可表达为分析器的精度的整倍数的固定增量移动天线，固定增量必须等于或超过各轴天线驱动系统可达到的天线移动的最小增量。

在本发明的实施例中，三点峰值技术最初由天线在其当前位置通过积分典型为10秒的接收信号来测量接收信号的平均电平。

控制器20计算方位步进尺寸25，通常为3dB全波束带宽的15％。如果天线的RF轴最初是与卫星对准的，这个偏移量会使接收信号强度减小一个可测量的数量(0.27dB)。

天线40被命令在方位上沿方向索引26判定的方向以步进尺寸25移动。天线在其实际方位上所接收到的平均电平通过积分典型为10秒的接收信号来测量。注意是天线的实际方位。如果平均电平降低，方向索引26被求补(也就是反向)，天线被命令反方向移动2个步进尺寸25。如果平均电平增加，天线被命令同向移动1个步进尺寸25。重复该过程直到平均电平的增加紧跟着平均电平的降低。最后3个实际方位包括了使接收信号强度最大的天线方位。实际上天线40的运动(也就是旋转)使卫星50跟踪跨越天线40的RF轴42的圆弧。只保持这3个实际的天线位置和相应的电平。

根据方程(1)，接收信号的电平可由二次方程L(α)＝c₀+c₁*α+c₂*α²表示，其中，L(α)是接收信号的强度，α是天线的方位或仰角，微分和设定dL(α)/dα＝0定义了峰值信号的天线方向，与表达式α_pk＝-c₁/(2*c₂)一致。

虽然判定二次方程(1)的实际方位度被大约为步进尺寸25的角度分开，峰值方位α_pk以比解析器更高的精度判定。

之后天线40被命令沿方位方向移动，以达到计算出的峰值方位α_pk。结果实际天线的方位受限于方位解析器的精度和天线驱动系统在方位上能够达到的天线运动的最小增量两者中的较大者。

所描述的方位运动的峰值过程然后在仰角上重复。由上所述和根据方程(1)，接收信号的电平可由二次方程L(ε)＝c₀+c₁*ε+c₂*ε²表示，其中，L(ε)是接收信号的电平，ε是实际的天线仰角，系数c₀，c₁和c₂定义了仰角上的二次方程。在对应于最大信号强度的天线仰角ε_pk处，斜率dL(ε)/dε为零。因此，提供最大接收信号电平的仰角为ε_pk＝-c₁/(2*c₂)。

然后天线被命令沿仰角方向移动，以达到计算的峰值仰角ε_pk。结果实际天线的仰角受限于仰角解析器的精度和天线驱动系统在仰角上能够达到的天线运动的最小增量两者中的较大者。

应该强调α_pk和ε_pk能提供了从天线40到实际卫星位置50的方向估计的精度超过了由于驱动系统的固有限制而使天线所能达到的精度。

三点峰值算法判定了时刻t₀时从天线到卫星实际位置的方向。通常，随后的卫星运动会使天线的RF轴与天线和卫星间的路径之间的角度增加。

在所示的实施例中，卫星运动使天线的增益减小了一个由方程(1)给定的数量G(θ)。可能会期望利用三点峰值技术使天线的RF轴与天线和卫星间的路径重新对准。这可能在时刻t₂获得从天线到卫星实际位置的第二个方向α₁和ε₁。

在一般情况下，随后的卫星运动可能足够小，从而使得天线增益的衰减G(θ)仍然可以接受。经过一段适当的时间后，可能会期望采用三点峰值技术使天线的RF轴与天线和卫星间的路径重新对准。该过程可能在时刻t₁得到从天线到卫星实际位置的第二个方向α₁和ε₁。

在所示的实施例中，当积分了一分钟的平均接收信号的电平由于卫星运动减小一个确定的门槛值，如0.3dB，或者从上次对准又过了一个确定的时间间隔，如3小时时，采用三点峰值技术，天线40的RF轴42与天线40和卫星50间的路径可重新对准。每个对准过程提供了对应时刻t_i时从天线到卫星实际位置的方向α_i和ε_i的独立判定。

由于从天线上观察卫星的运动有一个恒星日的周期，很显然本领域技术人员可以根据t₀时刻的天线位置α₀和ε₀，随后的时刻t₁的天线位置α₁和ε₁，估计时刻t₁随后的时刻t时的天线位置α和ε。

这种自适应连续步进跟踪技术的优点参照本实施例描述。

方位变化率dα/dt和仰角变化率dε/dt由紧邻的前2个天线的位置α₀，ε₀和α₁，ε₁，以及相应的时刻t₀和t₁计算。t₁后的时刻t时的天线位置α，ε采用计算出的方位和仰角的变化率进行计算。

在所示的实施例中，当计算出的位置与天线相差一个由各解析器的精度或天线驱动系统所能达到的天线移动的最小增量两者中较大者所判定的数量时，天线被命令向计算出的位置α，ε移动。

因为卫星的明显运动在方位和仰角上既不是线性的，也不是随时间匀速的，由以上描述的线性外插法所计算出的天线的RF轴与天线和卫星间的路径的角度最终会增加。

在所示的实施例中，卫星运动使接收信号的电平减少一个方程(1)所给的数量G(θ)。到时刻t₂，该衰减会比判定的门槛值，如0.3dB大，天线的RF轴与天线和卫星间的路径的角度分开可通过三点峰值技术减小。时刻t₂时新的天线位置为α₂，ε₂。

从t₁到t₂的间隔中，要求天线只根据由自适应连续步进跟踪技术计算出的线性外插位置在方位和仰角方向移动。该间隔内任何时刻接收信号电平的减少不会超过判定的门槛值。

t₂后的时刻t时的天线位置可按照时刻t₁和t₂的天线位置的线性外插计算出来。时刻t₀时的天线位置α₀，ε₀的信息不是必须的，可以被丢弃。

在所示的实施例和时刻t₂，时刻t₁的天线位置可由时刻t₀的天线位置α₀，ε₀表示。类似地，时刻t₂时的天线位置由时刻t₁的天线位置α₁，ε₁表示。

由此描述，可以说明，从天线40观察，自适应连续步进跟踪技术通过一系列线性外插来近似卫星50的实际明显运动。每个线性外插由天线位置α，ε的前两个判定计算出，这一可由三点峰值技术得到。每个线性外插是卫星实际明显路径的足够好的近似，由于天线的RF轴和从天线到卫星的路径未对准而造成的接收信号电平的减少从不大于门槛减少量。

轨道跟踪技术采用在地心球形坐标中将卫星位置表示为时间函数的简单方程计算天线的位置α，ε。

三点峰值技术可提供相应于时刻t_i时的天线位置α_i，ε_i的表。表中的记录数可通过自适应连续步进跟踪技术充分减少。

假定天线位置，它可用地面点坐标如纬度和经度表示，以合理的精度已知。

假定卫星处于近似对地静止的轨道，从地球中心到卫星的距离以合理的精度已知。每个天线位置α_i，ε_i，可通过坐标转换23转换到地心球形坐标系统，以得到相应时刻t_i时的θ_i，和φ_i的表27。

可以看出，对于近似对地静止轨道的实际的卫星，卫星的位置可在地心球形坐标(ρ，θ，φ)中以合理的准确度用三个方程表示如下：

ρ＝α*(1-ecc*cos(κ*t-ω))                              (2)

0＝2*ecc*sin(κ*t-ω)-0.25*inc²*sin(2*κ*t-ω)+θ₀     (3)

φ＝inc*sin(κ*t)+φ₀                                   (4)

其中，ecc是离心率，inc是倾斜度(弧度)，α是卫星轨道的半主轴(6.61006地球弧度)，ω是近地点参数(弧度)，κ是(2*π)/86164.09，t是自上升节点的时间，θ₀是θ的偏移，φ₀是φ的偏移。因为时间原点未知，时刻t可重写为t＝t_c-t₀，其中t_c是时钟时间，t₀是必须判定的时间原点。

轨道跟踪技术判定方程(2)到(4)的系数，公正地说，它们最恰当地描述了时刻t_i，时的列表值θ_i和φ_i。因为方程(2)到(4)的周期是一个恒星日(86164.09秒)，只有在表跨越一个恒星日的足够部分时才可判定系数。不失一般性，所示的实施例假定列表值θ_i和φ_i是在不少于6小时的时间段内得到的。

第一个系数处理应用21可采用最小平方技术，通过将方程(4)适用于列表值φ_i和t_i，判定卫星的倾斜度inc，时间原点t₀，和偏移量φ₀。列表值φ_i和t_i可从任意时刻三点峰值技术的应用得到或由自适应连续步进跟踪技术导出，两者均在上面描述过。

判定了卫星的倾斜度inc，时间原点t₀，和偏移量φ₀后，可计算每个t_i时方程(3)的第二个项。第二个系数处理应用22可采用最小平方技术，通过将上述修改的方程(3)适用于列表值φ_i和t_i，判定卫星的离心率ecc，近地点参数ω和偏移量θ₀。列表值φ_i和t_i可从任意时刻三点峰值技术的应用得到或由自适应连续步进跟踪技术导出，两者均在上面描述过。

判定了4个轨道参数(inc，ecc，ω和t₀)和偏移率(θ₀，φ₀)后，可计算出时钟时刻t_c时卫星的地心坐标。这些坐标可通过逆坐标变换24转换为从任一陆地位置观察到的卫星的地面点坐标α和ε。

具体地，从地心坐标到天线40的位置的转换提供了一种方法，通过该方法，当到卫星的方向随时间变化时，天线40的RF轴42保持与从天线40到卫星50的路径对准。

通常，对任何其他的地点，地心坐标可转换得到地面点坐标α，ε。从而提供一种方法，通过该方法，当卫星随时间运动时第二位置的天线的RF轴仍保持与从第二天线位置到卫星的路径对准。

每隔几个小时或期望的其他时间，天线40的RF轴42与从天线到卫星50的路径对齐程度被测试并可通过调用三点峰值技术得到改善。如上所述，时刻t_n时的天线位置α_n，ε_n被转换成地心球形坐标θ_n和φ_n，并增加到θ，φ和t的表27中。表的大小可通过丢弃早于当前时刻t_n被选间隔的表元素得到限制。在表27中选择元素的时间跨越为几天是合适的。

由于太阳和月亮的万有引力影响，卫星的向阳面辐射压力作用以及对位置保持策略中施加的动量变化等，卫星的轨道元素是随时间逐渐变化的。可由轨道跟踪技术和三点峰值技术的应用判定的轨道元素也慢慢自动修改以适应这些影响。

如果天线位置已知并且轴角解析器已正确初始化，偏移量φ₀一定为零。这相继于卫星轨道平面必须包括地心的观察。虽然轨道跟踪技术可忽略轴角解析器中相当程度的初始化误差，非零偏移φ₀提供了一个或两个轴角解析器的初始化被校正的有用指示。定义偏移θ₀是卫星经度方向的。

三点峰值技术的实施例

假定卫星50在西经80.9处有2.8的倾斜度和0.00034的中等离心率，来说明三点峰值技术。有0.02、3dB波束带宽的天线位于北纬33、西经96.6处。天线40以0.01的精度沿方位和仰角方向移动。

可通过一个包括天线40的主瓣44的精确表示的仿真程序提供实施例的数据。接收信号包括附加的高斯白噪声(AWGN)。仿真的接收C/N比率比通常用典型的卫星塔50和天线40所预期的电平要低。

接收信号的强度绘制成上轨迹(图2和图4)。三点峰值技术开始于981m、50s(图2的第一个实心钻石)处。接收信号的电平在下一个10秒钟测量。当前方位152.92的平均接收信号电平在982m、00s处得到。如三点峰值技术所要求，方位以方位步进尺寸减小到151.89。接收信号的电平在下一个10秒测量。新方位的平均接收信号电平在982m、10s处获得。因为第二平均信号电平低于第一平均信号电平，天线方位增加2个方位步进尺寸到151.95。该方位的平均接收信号电平在982m、20s处得到。因为平均电平增加，方位又增加方位步进尺寸到151.98。该方位的平均接收信号电平在982m、30s处得到。因为平均电平降低，有2个10秒平均数，第1个和第4个，包络了第3个平均数。第2个10秒平均数和相应的方位被忽略。

可计算出包括所有3个平均数的仰角上二次方程的系数。该二次方程定义的点的轨迹可用实曲线描述(图3)。所有4个10秒平均数绘制成实心钻石。从二次曲线的方程可计算出峰值方位α_pk为151.949。

之后天线40移到方位151.95，它使天线尽可能接近计算出的峰值方位α_pk。峰值过程在仰角上重复(图4)。只要求3个10秒平均数包络峰值仰角。计算出包括3个平均数的仰角上二次方程的系数。该二次方程定义的点的轨迹可用实曲线描述(图5)。从二次曲线的方程可计算出峰值仰角ε_pk为48.914。然后天线40移到仰角48.91处，它使天线尽可能地接近计算出的峰值仰角ε_pk。整个峰值过程要70秒。

本具体实施例中三点峰值算法判定了RF轴42的方位和仰角分别为151.949和48.914。天线40以最大可能的精度移至方位和仰角分别为151.91和48.91处。

自适应连续步进跟踪技术的具体实施例

假定卫星50在西经80.9处有2.8的倾斜度和0.00034的中等程度的离心率，来说明自适应连续步进跟踪技术。有0.02、3dB波束带宽的天线位于北纬33、西经96.6处。天线40以0.01的精度沿方位和仰角方向移动。

可通过一个包括天线40的主瓣44的精确表示的仿真程序提供实施例的数据。接收信号包括附加的高斯白噪声(AWGN)。仿真的接收C/N比率比通常用典型的卫星塔50和天线40所预期的电平要低。

通过绘制随时间变化的接收信号的强度(浅灰色)，1分钟平均接收信号的强度(粗线)，卫星的方位和仰角(连续细线)，天线的方位和仰角(阶梯线)来说明自适应连续步进跟踪技术。天线在实心钻石所示的方位和仰角处达到峰值。根据自适应连续步进跟踪技术外插的天线运动用一系列线性运动表示(图8)。紧随每个三点峰值的天线位置用实心钻石指示。

本例中，天线的RF轴最初以受限于控制器精度(0.01)的精度与从天线40到卫星50的路径对准。为举例说明，初始状态发生在300分的任一时刻。

因为只判定一次到卫星50的方向，卫星可能发生的随后的运动是未知的。因此，天线40在方位和仰角上保持静止。

在本例中，卫星50运动足够快，以致1分钟平均接收信号的电平在几分钟内下降0.6dB。应用三点峰值技术以控制器35的可能精度对准天线40的RF轴和卫星50。在三点峰值技术应用中未示出接收电平和天线位置。

本例中，在完成第二次峰值时，已知天线位置两次被大约6分钟分开。计算出斜率dα/dt和dε/dt。此后每分钟计算外插的方位和仰角，天线在控制器35可能的精度内移向该位置(图6和图7所示的阶梯线)。

因为卫星50在方位和仰角上的运动不是线性的，也不是随时间匀速的，RF轴42与从天线40到卫星50的路径间的角度分离会增大。本实施例中，经过大约318分钟，也即前一峰值后大约13分钟，1分钟平均接收电平下降0.6dB。应用三点峰值技术以控制器35可能的精度将RF轴与天线40和卫星50间的路径重新对准。

按照前述方式，从发生于大约305分钟和318分钟的天线峰值计算斜率dα/dt和dε/dt。丢弃以前的峰值方位和仰角值。此后每分钟计算外插的方位和仰角，天线40以控制器35可能的精度移向该位置(图6和图7所示的阶梯线)。

因为时间增量较大(13分钟)，希望斜率dα/dt和dε/dt以较大的准确度已知。结果，计算出的天线位置可在较长的时间内保持与卫星充分对准。本实施例中，天线直到两个多小时过去前不再需要峰值过程。

当卫星方位和仰角的变化率明显减小并反向时，天线在方位和仰角上连续峰值的周期会减小。仿真表明自适应连续步进跟踪技术继续用一系列线性外插值来估计卫星运动。

轨道跟踪技术的具体实施例

假定卫星50有3.0的倾斜度和0.00040的中等程度的离心率，来说明轨道跟踪技术。有0.02、3dB波束带宽的天线位于北纬33、西经96.6处。天线40以0.01的精度沿方位和仰角方向移动。

可通过一个包括天线40的主瓣44的精确表示的仿真程序提供实施例的数据。接收信号包括附加的高斯白噪声(AWGN)。

轨道跟踪技术可通过绘制接收信号的强度(图9和图10)和作为时间的函数的天线方位(图9)以及作为时间的函数的天线仰角(图10)来说明。

在本例中，采用三点峰值技术，RF轴42最初与从天线40到卫星50的路径对准。为便于说明，初始点发生在345.0天的任一时刻。

几分钟后，一分钟平均接收电平已下降足够多，以致天线的RF轴必须与到卫星的路径重新对准。在完成第二个峰值时，天线位置两次已知，根据自适应连续步进跟踪技术计算出方位斜率dα/dt和仰角斜率dε/dt。每分钟计算外插的方位和仰角，天线以驱动控制系统35的精度移向所判定的位置。

有时，由于平均接收电平下降足够多，以致自适应连续步进跟踪技术要求通过三点峰值技术使天线的RF轴和到卫星的路径重新对准。

因为地面点坐标系统中天线的位置和方向均已知，由每个三点峰值所得到的天线的方位和仰角的每对值都转换成地心球形坐标系统中的θ和φ，轨道跟踪系统要求通过存储θ，φ和时间值形成一个表。

直到跨越至少6个小时(0.15天)的至少6对θ和φ值进入表中，才可以由自适应连续步进跟踪技术来判定天线的位置。

本例中，卫星的明显运动和天线的波束带宽可使在第一个6小时(0.15天)内得到至少6对θ和φ值。随后的天线位置由轨道跟踪技术判定。

本例中，轨道跟踪技术每3小时(0.125天)将天线的RF轴42与从天线到卫星的路径对准。θ和φ的计算值增加到表中并用于细化估计的轨道参数。每个天线峰值的时间和结果峰值方位和仰角由空心钻石指示(图9和图10)。

显然，本例中，第一个12小时(0.5天)所判定的轨道元素导致RF轴和从天线到卫星的路径的错位逐渐增大。从仿真起点大约16小时(345.65天)的三点峰值细化轨道元素，以便在剩下的两天仿真中RF轴与从天线到卫星的路径保持良好的对准。

与现有技术相比的优点

上述系统10相对于现有技术有多个优点。与传统步进跟踪相比，采用三点峰值技术使天线40达到峰值需要更少的天线运动指令。因为该技术不依赖于由天线峰值附近的小的移动所产生的接收信号强度的微小变化，在存在由于大气闪烁或电磁沉降衰减导致的信号波动时是内在健壮的。

天线40从峰值的一侧步进到另一侧，以便多数情况下驱动系统35只沿一个方向运动就可以得到所有的测量。因为当获得所有的数据点时驱动系统35的负载通常是同方向的，在三点峰值过程中后冲被消除。类似地，轴角解析器输出的误差总是和计算出的峰值位置符号相同，该误差使得到解析器的耦合和轴角解析器轴承的负载发生扭转。

而且，三点峰值技术判定RF轴42的方向，其精度大于从轴角解析器的精度或天线驱动系统35可能的天线移动的最小增量获得的精度。

通常，天线可以达到峰值，而不管天线的位置，轴角解析器的初始化误差，包括大的误差，和假如在天线3dB的波束带宽的相关部分输出是位置的单值函数时轴角解析器输出的任何非线性。

与现有方法相比，自适应连续步进跟踪技术有多个优点。自适应连续步进跟踪技术大大减少了维持足够的接收信号电平所必需的RF轴42与天线40和卫星50间的路径的对准次数。当采用跟踪大倾斜度或离心率的卫星的大天线时特别有效。

当卫星看上去运动最快时，方位和仰角上的卫星运动几乎是与时间成线性的。在现有方法下，天线在该段时间内不得不频繁重复达到峰值。自适应连续步进跟踪技术消除了大部分的峰值运动，天线以天线驱动系统35的精度在方位和仰角上移动。

因为在方位和仰角上的运动方向每天只逆转两次，除非天线到达峰值，许多天线运动的请求和前一请求是同方向的。这大大减小了天线驱动和定位系统的损耗。通常，自适应连续步进跟踪技术是有效的，而不管天线的位置，轴角解析器的初始化误差，包括大的误差，和假如在天线3dB的波束带宽的相关部分输出是位置的单值函数时轴角解析器输出的任何非线性。

除三点峰值技术和自适应连续步进跟踪技术的优点外，轨道跟踪技术还进一步提高了跟踪的准确度，减少了维持足够的接收信号电平所需的RF轴和卫星路径的对准次数。如有必要，在电磁沉降衰减或过度的大气闪烁活动中可放弃使天线重新达到峰值。

轨道跟踪技术计算卫星的相关轨道元素，并根据开普勒定律移动天线。轨道跟踪技术自动修改卫星的轨道元素以计入外力对轨道的修改的影响，如太阳和月亮引力，卫星站保持活动等。

而且，轨道跟踪技术的偏移量φ₀表示轴角解析器初始化的准确度。轨道跟踪技术的偏移量θ₀等效于卫星经度。

采用轨道跟踪技术，天线移动以便许多天保持与卫星对准而不必重新使天线达到峰值。轨道跟踪技术也提供将跟踪数据从天线位置转移到地球上其他位置的能力。轨道跟踪技术是有效的，而不管轴角解析器初始化的适度误差，以及假如在卫星在方位和仰角上的运动范围内输出是位置的单值函数和从天线观察误差不使卫星路径过度扭曲时轴角解析器精度的非线性。

为了举例说明发明的制造和使用方式，描述了跟踪卫星的方法和装置的具体实施例。应该明白，发明及其各方面的其它变化和修改对本领域技术人员是显然的，发明并不限于所描述的具体实施例。因此，应考虑包括本发明及其落入这里所公开和要求的真正实质和基本原则范围内的任何/所有修改、变化或等效。

Claims (8)

1、一种利用具有预定的波束带宽的天线跟踪信号源的方法，包括步骤：

在一个平面内旋转天线的RF轴经过3个或更多的预定测量角度；

在每个角度测量信号电平；

保持预定测量角度中的3个测量信号电平和相应的角位置，使得第二个角位置的测量信号电平超过第一个和第三个角位置的测量信号电平；

判定将被测信号和角位置关联起来的二次函数的一组系数；

用二次函数的系数判定使信号源的信号电平最大的角位置；以及

在正交平面上重复前述步骤以提供一个信号源位置。

2、如权利要求1所述的跟踪信号源的方法，还包括从所述3个或多个预定测量角度中第一个预定测量角度单方向旋转天线的RF轴，使之通过3个或更多个测量角度中其余的信号测量角度。

3、如权利要求1所述的跟踪信号源的方法，还包括在时刻t₀判定第一信号源的位置，在时刻t₁判定第二信号源的位置，在随后的时刻t₂通过线性外插法估计第三信号源的位置。

4、如权利要求1所述的跟踪信号源的方法，还包括利用在地心球形坐标中将信号源的位置表达为时间的函数的一组方程计算后来的信号源的位置。

5、如权利要求4所述的跟踪信号源的方法，还包括将权利要求1中所述的信号源的位置的每个测量从地面点坐标转换到地心球形坐标中。

6、如权利要求4所述的跟踪信号源的方法，还包括形成地心球形坐标中的信号源的位置表。

7、如权利要求4所述的跟踪信号源的方法，还包括采用最小平方技术判定在地心球形坐标中将信号源的位置表达为时间的函数的方程的系数。

8、一种利用具有预定的波束带宽的天线跟踪信号源的装置，该装置包括：

一个天线驱动器，用于在一个平面内旋转天线的RF轴通过3个或更多的预定测量角度；

测量信号电平的装置，用于在每个角度测量信号电平；

保持装置，用于保持预定测量角度中的3个测量信号电平和相应的角位置，使得第二个角位置的测量信号电平超过第一个和第三个角位置的测量信号电平；

判定装置，用于判定将被测信号和角位置关联起来的二次函数的一组系数；

使信号源信号电平最大的角位置的装置，用二次函数的系数判定使信号源信号电平最大的角位置；以及

在正交平面上重复前述步骤以提供一个信号源位置的装置。

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