一种基于相控阵天线的低轨卫星跟踪方法技术

本发明专利技术公开了一种基于相控阵天线的低轨卫星跟踪方法，适用于低轨卫星通信领域天线精确对准卫星的控制过程

【技术实现步骤摘要】
一种基于相控阵天线的低轨卫星跟踪方法


[0001]本专利技术涉及低轨卫星通信领域，涉及天线精确对准卫星的一种方法，具体地说，涉及一种基于相控阵天线的低轨卫星跟踪方法
。

技术介绍

[0002]卫星天线对准卫星，一般是在惯导器件
、
测向设备的辅助下完成对准
。
对准卫星实际上计算出在载体坐标系下天线的准确指向方位角
、
仰角
。
由于惯性量的测量比较容易，仰角可以在惯导器件的辅助下准确计算，而方位角的计算显得不易，特别是低轨卫星相对地面在实时运动
。
方位角是指卫星接收天线的波束在水平面做0°
～
360
°
旋转，即将卫星天线波束指向顺时针偏离正北方向的角度
。
通常方位角由组合导航模块测量的姿态角通过坐标变换得到
。
[0003]姿态角包括横滚角
、
俯仰角
、
航向角，其中横滚角和俯仰角可以很容易的通过陀螺仪
、
加速度计进行滤波融合得到，但是由于重力分量无法在水平面上获得，航向角需要通过其它传感器测量得到
。
[0004]现在典型的航向角测量方式通过以下方式实现：
1.
电子罗盘：该方式原理简单，通过测量地磁场即可达到航向角测量的目的，并且具有体积小
、
准确度高的优点，通过校准可获取较高精度的航向角
。
但由于地磁场非常微弱，因此该方式抗干扰能力较差，容易受到外界环境干扰，例如高压线
、
矿场
、
器件周围的元器件；同时，一方面该方式校准比较复杂，需要实时修正罗差，其中包括制造误差
、
安装误差
、
磁干扰等；另一方面由于磁北角和真北角存在偏角，需要计算各地理位置下的磁偏角，而地球磁场会产生变换，也会导致存在一定误差
。
[0005]2.GPS
：该方式覆盖性好，只要全球的任何地方都可获得较强的
GPS
信号，航向角计算简单，通过载体运动的轨迹中的两个坐标便可计算得到载体航向角，该方式硬件简单
、
体积小
、
价格便宜且有成熟的
GPS
模块，并避免了电子罗盘易被干扰的情况
。
然而，
GPS
得到的航向角不能反映载体实时角度，只能代表过去时刻航向角，实时性低
。
同时，该方式的只能在户外使用，当遇到隧道
、
桥梁时信号会被遮挡
。
[0006]3.
差分
GPS
：该方式采用两个
GPS
天线，当两个天线的基线长度在1米左右时可得到
0.1
°
的航向角测量误差，该方式精度高
、
实时性高，解决了
GPS
测量方式实时性不足的问题，并且通常使用成熟的伪距测量方法或载波相位测量方法，很容易和惯性模块组成组合导航模块，具备高动态测姿
、
导航能力
。
但是，差分
GPS
同样需要在开阔环境中才能获得较高的精度，而且该方式需要保证基线的长度，当基线长度小于1米时，航向角测量误差就会变大，需要实时处理
GPS
信号计算过程复杂，同时对
GPS
天线要求高，需要增益强
、
多频段的
GPS
天线，增加了成本
。
[0007]低轨卫星的初始捕获和动态跟踪比较难，原因在于低轨卫星信号对地面的覆盖由多组频率不同的信号构成，同时低轨卫星相对地面在实时移动，如图1所示，这样地面天线在不同时刻对卫星的指向以及接收发射频率均可能不一样
。
[0008]在现有低轨卫星信号跟踪的方案中通常使用差分
GPS+
高精度惯导模块，该方案的好处是在初始对星阶段便可直接对准卫星，快速完成卫星信号的捕获及跟踪；在动态跟踪阶段不需要额外的算法便可根据姿态计算出相控阵天线的指向方位角
、
仰角
。
但是往往该类设备成本较为高昂，并且需要两个体积较大的多频天线，且这两个多频天线需要有1米左右的间距用于保证航向角的测量精度
。
由于低轨卫星距离地面较近，通常小口径天线便能满足通信需求，那差分
GPS
对于相控阵天线来说会导致成本的上升
。

技术实现思路

[0009]本专利技术针对现有技术存在的成本高
、
需额外安装天线且对天线之间的基线长度有一定要求的问题，提供了一种基于相控阵天线的低轨卫星跟踪方法
。
本专利技术利用相控阵天线
、
卫星调制解调器
、
惯导等设备进行深度数据融合，完成相控阵天线低成本
、
精确
、
实时对准卫星的目的
。
[0010]为了实现上述目的，本专利技术提供了一种基于相控阵天线的低轨卫星跟踪方法，其步骤为：
S1、
卫星信号初始捕获步骤：捕获卫星信号，获取捕获卫星后的天线载体的初始姿态角，所述天线载体的初始姿态角包括初始俯仰角
、
初始横滚角和初始航向角；
S2、
天线指向角的获取步骤：以所述天线载体的所述初始姿态角为当前姿态角；在所述天线载体发生运动时，更新得到当前时刻新的当前姿态角；在载体坐标系下，计算得到运动状态下的当前误差指向角；以所述当前误差指向角经过精确扫描算法对所述低轨卫星进行精确扫描，并获得精确扫描的卫星信号能量值，根据所述精确扫描的卫星信号能量值计算获得天线指向误差；根据所述天线指向误差及所述当前误差指向角计算获得当前真实指向角；
S3、
天线载体姿态角修正步骤：根据所述当前真实指向角计算获得直角坐标系下的真实指示向量；根据所述当前误差指向角计算获得直角坐标系下的误差指示向量；根据所述真实指示向量和所述误差指示向量叉乘获得姿态误差量；根据所述姿态误差量及所述当前时刻新的当前姿态角获得天线载体修正后的当前姿态角；然后根据所述天线载体修正后的当前姿态角获得准确的天线指向方位角和准确的天线指向仰角，以所述准确的天线指向方位角和所述准确的天线指向仰角调整天线的指向，跟踪低轨卫星并得到下一时刻天线载体姿态角；以所述步骤
S3
中下一时刻天线载体姿态角代入步骤
S2
中的当前姿态角，不断循环步骤
S2
‑
S3
，以实现相控阵天线对低轨卫星的动态跟踪
。
[0011]在一种可选的实施方式中，步骤
S1
卫星信号初始捕获具体包括如下步骤：
S11、
由加速度计测量得到所述初始俯仰角和所述初始横滚角；由磁力计测量得到一估算航向角；
S12、
在载体坐本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种基于相控阵天线的低轨卫星跟踪方法，其特征在于，所述相控阵天线安装于通信终端中，通过所述通信终端与所述低轨卫星实现通信；所述跟踪方法包括如下步骤：
S1、
卫星信号初始捕获步骤：捕获卫星信号，获取捕获卫星后的天线载体的初始姿态角，所述天线载体的初始姿态角包括初始俯仰角
、
初始横滚角和初始航向角；
S2、
天线指向角的获取步骤：以所述天线载体的初始姿态角为当前姿态角；在所述天线载体发生运动时，更新得到当前时刻新的当前姿态角；在载体坐标系下，计算得到运动状态下的当前误差指向角；以所述当前误差指向角经过精确扫描算法对所述低轨卫星进行精确扫描，并获得精确扫描的卫星信号能量值，根据所述精确扫描的卫星信号能量值计算获得天线指向误差；根据所述天线指向误差及所述当前误差指向角计算获得当前真实指向角；
S3、
天线载体姿态角修正步骤：根据所述当前真实指向角计算获得直角坐标系下的真实指示向量；根据所述当前误差指向角计算获得直角坐标系下的误差指示向量；根据所述真实指示向量和所述误差指示向量叉乘获得姿态误差量；根据所述姿态误差量及所述当前时刻新的当前姿态角获得天线载体修正后的当前姿态角；然后根据所述天线载体修正后的当前姿态角获得准确的天线指向方位角和准确的天线指向仰角，以所述准确的天线指向方位角和所述准确的天线指向仰角调整天线的指向，跟踪低轨卫星并得到下一时刻天线载体姿态角；以步骤
S3
中所述下一时刻天线载体姿态角代入步骤
S2
中的所述当前姿态角，不断循环步骤
S2
‑
S3
，以实现相控阵天线对低轨卫星的动态跟踪
。2.
根据权利要求1所述的基于相控阵天线的低轨卫星跟踪方法，其特征在于，所述步骤
S1
具体包括如下步骤：
S11、
由加速度计测量得到所述初始俯仰角和所述初始横滚角；由磁力计测量得到一估算航向角；
S12、
在载体坐标系下，采集调制解调器输出的卫星信号能量值，若所述卫星信号能量值大于阈值，则所述估算航向角为所述初始航向角；若所述卫星信号能量值小于阈值，进行如下循环过程：以所述估算航向角为起点，以固定波束宽度为步进，以
T
为周期，采用如下算式对当前航向角进行调整：；式中，为第
n
次调整后的当前航向角，为所述估算航向角，为固定波束宽度，为调整次数，
;
然后利用所述调整后的当前航向角
、
所述初始俯仰角和所述初始横滚角计算相控阵天线的指向方位角和指向仰角，指示所述相控阵天线以所述相控阵天线的指向方位角和所述相控阵天线的指向仰角扫描；同时不断的采集调制解调器输出的卫星信号能量值，当所述卫星信号能量值大于阈值，则捕获到卫星信号，停止扫描，设置所述调整后的当前航向角为所述初始航向角；
S13、
将所述初始俯仰角
、
所述初始横滚角和所述初始航向角作为捕获卫星后的所述天线载体的初始姿态角
。3.
根据权利要求2所述的基于相控阵天线的低轨卫星跟踪方法，其特征在于，在所述步
骤
S12
中，所述固定波束宽度为
1/2
波束宽度，所述周期
T
为
300ms
；所述步骤
S2
具体包括如下步骤：
S21、
若所述天线载体发生运动，记录姿态角增量，以步骤
S1
中的所述初始姿态角和所述姿态角增量确定所述当前时刻新的当前姿态角；
S22、
基于所述当前时刻新的当前姿态角，采用坐标系转换矩阵计算所述当前误差指向角，所述当前误差指向角包括当前误差指向方位角和当前误差指向仰角；
S23、
基于得到的所述当前时刻新的当前姿态角和所述当前误差指向角，采用精确扫描算法计算所述当前真实指向角，所述当前真实指向角包括当前真实指向方位角和当前真实指向仰角
。4.
根据权利要求3所述的基于相控阵天线的低轨卫星跟踪方法，其特征在于，所述步骤
S21
中的所述姿态角增量根据天线载体运动量的不同而不同，其由惯导器件测量得到并表示为，所述当前时刻新的当前姿态角为；在步骤
S22
中，所述当前误差指向方位角和所述当前误差指向仰角的计算，具体是：以所述当前时刻新的当前姿态角更新所述坐标系转换矩阵：；式中，；将所述坐标系转换矩阵用四元数进行表示：；式中，
、、、
分别为四元...

【专利技术属性】
技术研发人员：唐前龙，陈智慧，赵学文，
申请(专利权)人：成都天锐星通科技有限公司，
类型：发明
国别省市：