一种数传天线指向角度的仿真分析方法

文档序号:9432823
一种数传天线指向角度的仿真分析方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及一种采用仿真分析获取卫星数传天线指向角度的方法,属于卫星姿态 与轨道控制领域。
【背景技术】
[0002] 高码速率点波速双极化天线(下文均简称数传天线)是一种新型的对地数传天 线,具有传输速率高、增益高、左右旋极化复用的特点,但同时也要求卫星具备控制天线对 地面站的快速跟踪、精确指向能力,W保证卫星图像数据传输的正确性。
[0003] 数传天线的对地指向跟踪,主要依靠卫星根据当前姿态信息、轨道信息、时间信息 W及需指向的地面站位置信息,自行计算出天线X轴/Y轴转角,并根据转角信息实时控制 天线电机,实现天线对地面站的实时跟踪。
[0004] 在卫星设计阶段,需结合卫星在轨运行的轨道、姿态等参数,对有代表性的、不同 位置的地面站点进行仿真分析,计算得到天线转动最大指向角度及角速度情况,在卫星研 制过程中优化相关设计,比如用W指导天线在轨视场的遮挡分析、天线转动范围的确定、天 线跟踪转动产生的扰动力矩对卫星姿态稳定度的影响分析等。在卫星工厂测试阶段,需要 对卫星数传天线的指向控制功能和性能进行测试验证,获取跟踪角度遥测数据,并与理论 跟踪角度数据进行分析对比,W评估测试结果的正确性。

【发明内容】

[0005]本发明的技术解决问题是:克服现有技术的不足,提供一种计算精度较高、不依赖 于过多假设、考虑卫星多种飞行姿态,使用数值计算的方法对卫星正常对地姿态、滚动姿态 机动模式、俯仰姿态机动模式的数传天线指向角度进行仿真分析的方法。
[0006] 本发明的技术解决方案是:一种数传天线指向角度的仿真分析方法,步骤如下:
[0007] (1)使用仿真工具建立卫星,设置卫星的初始轨道根数;
[000引 似根据步骤(1)所建立的卫星及设置的初始轨道根数,获取限定时间周期内卫 星的轨道根数和卫星在J2000惯性坐标系下的轨道位置氏。t(t);所述的限定时间周期指数 传天线的可跟踪弧段;
[000引 做根据步骤似所得的卫星轨道根数,计算限定时间周期内卫星的偏流角;
[0010] (4)根据步骤做计算的限定时间周期内卫星的偏流角、步骤似所得的限定时间 周期内卫星在J2000惯性坐标系下的轨道位置、需指向的地面站位置信息,计算限定时间 周期内数传天线的指向角度。
[0011] 所述步骤(4)具体实现步骤如下:
[0012] (4. 1)根据地面站的大地经缔度、高度,计算限定时间周期内地面站在J2000惯性 坐标系下的位置Rif(t);
[001引 (4.。根据Rif(t)与卫星在J2000惯性坐标系下的轨道位置Rsat(t),得到卫星在J2000惯性坐标系下指向地面站的矢量Rf(t);
[0014] (4.3)将矢量Rf(t)由J2000惯性坐标系转换到卫星轨道坐标系,再由卫星轨道坐 标系转换到卫星本体坐标系,最后由卫星本体坐标系转换到数传天线坐标系,得到数传天 线坐标系下的矢量Rg"(t);
[001引 (4. 4)根据矢量Ra"(t)得到数传天线的指向角度。
[0016] 所述步骤(4. 3)中用到的由卫星轨道坐标系转换到卫星本体坐标系的姿态矩阵, 根据绕卫星本体坐标轴的欧拉转动确定,姿态矩阵对应的欧拉角与转动次序有关,转动次 序与卫星控制系统所用转序相同。
[0017]当欧拉角按ZXY轴转动次序得出,则由卫星轨道坐标系转换到卫星本体坐标系的 姿态矩阵Ab。,ex?如下:
[00181
[001引其中,擎、0为卫星滚动角、俯仰角;V为步骤做计算的卫星偏流角。
[0020] 当欧拉角按XZY轴转动次序得出,则由卫星轨道坐标系转换到卫星本体坐标系的 姿态矩阵AbAuzY:)如下:
[0021]
[0022] 其中,擎、0为卫星滚动角、俯仰角;W为步骤(3)计算的卫星偏流角。
[0023]当欧拉角按YZX轴转动次序得出,则由卫星轨道坐标系转换到卫星本体坐标系的 姿态矩阵AbA^zx:)如下:
[0024]
[00巧]其中,零、0为卫星滚动角、俯仰角;W为步骤(3)计算的卫星偏流角。
[0026] 本发明与现有技术相比的优点是:
[0027] (1)本发明提出的数传天线指向角度仿真分析方法,计算精度较高、不依赖于过多 假设、充分考虑卫星多种在轨任务姿态模式,使用数值计算的方法简单快捷地对卫星正常 对地姿态、滚动姿态机动模式、俯仰姿态机动模式的数传天线指向角度进行仿真分析,有效 解决了卫星数传天线指向控制功能和性能的高精度分析验证问题;
[0028] (2)本发明所述的卫星本体坐标系相对于轨道坐标系的姿态矩阵,目前常用做法 是假设卫星本体坐标系与轨道坐标系重合(即假设姿态矩阵对应的卫星=轴欧拉角全部 为零),或将卫星=轴欧拉角作为已知量(可通过卫星测试数据获得,此方法受限于数据的 获取时间和获取途径),且一般仅考虑3-1-2转序(正常对地姿态)。光学遥感卫星由于相 机视场角较小,在轨经常需要进行姿态机动,W获得在沿轨和穿轨方向的较大范围观测视 场,因此必须考虑卫星多种在轨任务姿态模式;光学遥感卫星姿态控制精度要求较高,因此 仿真分析计算时需要有较为精确的卫星姿态数据,假设卫星本体坐标系与轨道坐标系重合 的做法将会大大降低仿真计算精度;
[002引 做由于地面站点除我国现有的几个固定站点,可能还存在移动站点,因此在卫星 设计阶段,结合卫星的轨道、姿态等参数,选取有代表性的、不同位置的站点进行仿真分析, 计算得到天线最大指向角度及角速度情况,在卫星研制过程中优化相关设计,比如用W指 导天线在轨视场的遮挡分析、天线转动范围的确定、天线跟踪转动产生的扰动力矩对卫星 姿态稳定度的影响分析等,具有良好的工程指导性。
【附图说明】
[0030] 图1为本发明方法的工作流程图;
[0031] 图2为本发明方法计算的偏流角与卫星遥测数据偏差结果示意图;
[0032]图3为本发明方法计算的数传天线指向角度与卫星遥测数据偏差结果示意图。
【具体实施方式】
[0033]本文需要用到的坐标系包括J2000惯性坐标系、轨道坐标系、卫星本体坐标系、 数传天线坐标系、WGS-84坐标系。下面分别定义W上坐标系。
[0034] J2000惯性坐标系
[003引J2000惯性坐标系0龙¥品,此坐标系为一个惯性空间的坐标系,此坐标系W地屯、 为原点0i,Xi轴正向指向世界协调时2000年1月1日12:00时测定的地球的平均春分点方 向,Zi轴正向指向地球在世界协调时2000年1月1日12:00时测定的平均自转轴北端,Yi 轴与Xi轴、Z1轴垂直,X1轴、Y1轴、Z1轴形成右手坐标系。
[0036] 轨道坐标系
[0037] 轨道坐标系0成¥。式,原点0。在卫星在轨时质屯、位置,Z。轴由质屯、指向地心X。轴 在轨道平面内与Z。轴垂直并指向卫星速度方向,Y。轴与X。轴、Z。轴构成右手直角坐标系且 与轨道平面的法线平行;此坐标系在空间是旋转的。
[0038]卫星本体坐标系
[0039]卫星本体坐标系ObXbYbZb,原点〇b位于星箭对接面的中心Xb与卫星纵轴重合,指 向卫星纵轴方向,在卫星飞行状态下与飞行方向同向,Zb轴在卫星飞行状态下指向地屯、,Yb 轴与Xb轴、Zb轴构成右手坐标系(卫星纵轴定义为星体上,过星箭对接面中屯、,垂直于星箭 分离面,指向星体内部为正方向的一条轴线)。
[0040]数传天线零位坐标系
[0041] 数传天线零位坐标系〇。品点品。,原点〇。。天线转动中屯、即天线处于展开零位时, 反射面轴线与安装板的交点;0JC。。轴与卫星〇bXb轴平行,方向与卫星〇bXb轴方向一致; 〇。九。轴与卫星0bYb轴平行,方向与卫星0bYb轴方向一致;0。品。轴由右手法则确定,方向与 卫星〇bZb轴方向一致。
[0042] WGS-S4坐标系
[004引WGS-84坐标系OfXfYfZf,原点Of为地球质心其地屯、空间直角坐标系的Zf轴指向BIH(国际时间)1984. 0定义的协议地球极(CT巧方向,Xf轴指向BIH1984. 0的零子午面和 CTP赤道的交点,Yf轴与Zf轴、Xf轴垂直构成右手坐标系。
[0044] 下面结合附图对本发明作进一步详细地描述,如图1所示,本仿真分析方法的步 骤如下:
[0045] (1)使用仿真工具建立卫星,设置卫星的初始轨道根数。
[0046] 本步骤使用STK作为仿真工具。打开STK软件,新建卫星,设置卫星的初始轨道 根数,包括历元时间、半长轴、偏屯、率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角、真近点角,选择 HP0P模型作为卫星轨道的推演模型。
[0047] (2)根据步骤(1)所建立的卫星及设置的初始轨道根数,使用STK软件的REPORT 功能,WAt为仿真周期(At= 1秒),获取限定时间周期内(此处的限定时间周期指数传 天线的可跟踪弧段,使用STK软件的ACCESS功能获取)卫星的轨道根数(半长轴a、偏屯、 率e、升交点赤经Q、轨道倾角i、近地点幅角《、真近点角f)和卫星在J2000惯性坐标系 下的轨道位置IU(t):
[0048]
[0049] 其中,t表示UTC时间,下标"U"代表卫星。
[0050] 做根据步骤似所得的卫星轨道根数,计算限定时间周期内卫星的偏流角Wp。
[0051] 对卫星数传天线的指向控制功能和性能进行验证,需针对卫星在轨任务姿态模 式,即正常对地姿态、滚动姿态机动模式、俯仰姿态机动模式。滚动姿态机动模式的滚动角 受限于卫星的滚动姿态机动范围,俯仰姿态机动模式的俯仰角受限于卫星的俯仰姿态机动 范围,仿真分析和测试验证应按照卫星姿态机动范围进行设定。
[00閲a.卫星正常对地姿态(即设定滚动角9=0°、俯仰角0 =0° ),偏流角Wp可W 写作:
[00巧]其中,表示地球自转角速度
再多了解一些
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