一种卫星的锁定方法及设备、计算机可读存储介质与流程

本发明涉及卫星通信技术领域，特别是涉及一种卫星的锁定方法及设备、计算机可读存储介质。

背景技术：

卫星通信领域的自动搜寻卫星天线，需要实现锁定卫星的功能，日前常用的信号判断方法有两种：一种是找agc(自动增益控制)电平最大值作为寻找卫星的主瓣，另一种用信标接收机的锁定信号可以不用扫完所有转动范围，只要出现锁定信号则可以判定卫星锁定。前者需要把方位转动360度才能真正确定最大agc电平位置，需要较长的时间；后者由于信标接收机易受到干扰的影响导致找错卫星，或者易锁定卫星的旁瓣，真正锁定卫星也需要较长的时间。

因此，如何实现天线快速准确锁定卫星，是卫星通信领城不断探素解决的问题。

技术实现要素：

本发明主要是提供一种卫星的锁定方法及设备、计算机可读存储介质，能够解决现有技术中卫星的锁定需要较长时间的问题。

为解决上述技术问题，本发明采用的一个技术方案是：提供一种卫星的锁定方法，所述锁定方法包括：获取卫星天线的第一对星角及第二对星角，所述第一对星角为地理坐标系下的对星角，所述第二对星角为理论对星角；控制所述卫星天线转动至所述第二对星角；获取所述卫星天线在预设范围内信标信号强度的最大值，并将所述信标信号强度的最大值处作为所述卫星天线的目标位置；控制所述卫星天线转动至所述目标位置处，从而实现对待锁定卫星的锁定。

其中，所述获取卫星天线的第一对星角及第二对星角包括：获取所述卫星天线的地理位置以及所述待锁定卫星的经度；根据所述地理位置以及所述经度计算得到所述第一对星角。

其中，所述第一对星角包括第一方位角、第一俯仰角以及第一极化角，且所述第一方位角、所述第一俯仰角以及所述第一极化角计算公式为：

其中，a为所述第一方位角，e为所述第一俯仰角，p所述第一为极化角，λ0为地面站的经度，为地面站的纬度，λ为所述待锁定卫星的经度。

其中，所述获取卫星天线的第一对星角及第二对星角包括：获取所述卫星天线底座的姿态角，所述姿态角包括横滚角、俯仰角以及航向角；根据所述卫星天线底座的姿态角计算得到所述第二对星角。

其中，所述第二对星角包括第二方位角、第二俯仰角以及第二极化角，且计算公式为：

ej＝arcsin[sinrcosrsin(a-h)-cosrsinpcosecos(a-h)+cosrcospsine]

其中，r为所述姿态角中的横滚角，p为所述姿态角中的俯仰角，h为所述姿态角中的航向角，j为所述第一极化角，a为所述第一方位角，e为所述第一俯仰角，aj所述第二方位角，ej所述第二俯仰角，pj所述第二为极化角。

其中，所述控制所述卫星天线转动至所述第二对星角包括：获取所述第一对星角及所述第二对星角中各方位角、俯仰角以及极化角之间的角度差值；控制所述卫星天线中的所述第一方位角、所述第一俯仰角以及所述第一极化角的电机转动对应的角度差值。

其中，所述获取所述卫星天线在预设范围内信标信号强度的最大值包括：控制所述卫星天线在预设范围转动，以获取所述预设范围内信标信号的强度值；选择所述预设范围内信标信号强度的最大值作为所述卫星天线的目标位置。

其中，所述控制所述卫星天线在预设范围转动包括：控制所述卫星天线的所述第二方位角及所述第二俯仰角的电机在所述预设范围内转动；或控制所述卫星天线的所述第二方位角及所述第二俯仰角的电机在所述预设范围内交替转动

为解决上述技术问题，本发明采用的另一个技术方案是：提供一种卫星的锁定设备，所述卫星的锁定设备包括处理器以及存储器，所述存储器存储有计算机指令，所述处理器耦合所述存储器，所述处理器在工作时执行所述计算机指令以实现如上述的锁定方法。

为解决上述技术问题，本发明采用的又一个技术方案是：提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行以实现如上述的锁定方法。

本发明的有益效果是：区别于现有技术的情况，本发明提供一种卫星的锁定方法及设备、计算机可读存储介质，通过获取卫星天线的理论对星角，无需控制卫星天线的方位作360度转动，从而缩短初步锁定卫星所需的时间，且在卫星天线到达理论对星角后，控制其在预设范围转动并将获取到该预设范围的信标信号强度最大值作为卫星天线的目标位置，控制卫星天线转动至目标位置处，如此能快速准确的锁定卫星。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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，其中：

图1是本发明提供卫星的锁定方法第一实施例的流程示意图；

图2是本发明图1中步骤s100一实施方式的流程示意图；

图3是本发明图1中步骤s100另一实施方式的流程示意图；

图4是本发明图1中步骤s200一实施方式的流程示意图；

图5是本发明图1中步骤s300一实施方式的流程示意图；

图6是本发明方位角及第二俯仰角的电机交替运动的示意图；

图7是本发明提供的卫星的锁定设备实施例的示意框图；

图8是本发明提供的计算机可读存储介质实施例的示意框图。

具体实施方式

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，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

还需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件上时，它可以直接在另一个元件上或者可能同时存在居中元件。当一个元件被称为是“连接”另一个元件，它可以是直接连接另一个元件或者可能同时存在居中元件。

另外，在本发明中涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

请一并参阅图1，图1是本发明提供卫星的锁定方法第一实施例的流程示意图，如图1本发明提供的卫星的锁定方法包括如下步骤：

s100，获取卫星天线的第一对星角及第二对星角，第一对星角为地理坐标系下的对星角，第二对星角为理论对星角。

请进一步结合图2，图2为本发明步骤s100一实施方式的流程示意图，且本实施例中主要介绍第一对星角(即地理坐标系下的对星角)的具体获取方法，步骤s100进一步包括如下子步骤：

s110，获取卫星天线的地理位置以及待锁定卫星的经度。

可选地，卫星天线的地理位置可以包括地面站的经度以及纬度信息。其中，卫星天线的地理位置可以采用gps定位确定。待锁定卫星的经度确定后，由调制解调器发送给卫星天线。

s120，根据地理位置以及经度计算得到第一对星角。

具体地，根据卫星天线的地理位置可以包括地面站的经度、纬度信息以及待锁定卫星的经度计算可得到所述第一对星角，其中第一对星角包括第一方位角a，第一俯仰角e以及第一为极化角p，且计算公式如下：

其中，λ0为地面站的经度，为地面站的纬度，λ为所述待锁定卫星的经度。

可选地，在具体实施方式中，东经定义为正，西经定义为负，纬度均为正，r为地球赤道半径6378km，h为地面站高度(可忽略)，l为轨道离地面高度35786km，故第一俯仰角为：

请进一步结合图3，图3为本发明步骤s100另一实施方式的流程示意图，且本实施例中主要介绍第二对星角(即理论对星角)的具体获取方法，步骤s100进一步包括如下子步骤：

s110a，获取卫星天线底座的姿态角，姿态角包括横滚角、俯仰角、航向角。

具体地，可以根据三轴加速度计和三轴磁力计的测量结果确定卫星天线底座的姿态角，其中卫星天线底座的姿态角包括横滚角、俯仰角以及航向角。

s120a，根据卫星天线底座的姿态角计算得到第二对星角。

具体地，根据所述横滚角、俯仰角以及航向角计算得到第二对星角，所述第二对星角包括第二方位角aj(载体坐标系下的方位角)，第二俯仰角ej以及第二为极化角pj，且计算公式如下：

ej＝arcsin[sinrcosrsin(a-h)-cosrsinpcosecos(a-h)+cosrcospsine]

其中，r为姿态角中的横滚角，p为姿态角中的俯仰角，h为姿态角中的航向角，j为第一极化角，a为第一方位角。

s200，控制卫星天线转动至第二对星角。

请进一步结合图4，图4为步骤s200一实施方式的流程示意图，如图4步骤s200进一步包括如下子步骤：

s210，获取第一对星角及第二对星角中各方位角、俯仰角以及极化角之间的角度差值。

具体地，由上述步骤计算可以分别得到第一对星角中第一方位角、所述第一俯仰角以及第一极化角的角度值，以及第二对星角中第二方位角、第二俯仰角以及第二极化角的角度值，分别计算对应角的角度差值。

s220，控制卫星天线中的第一方位角、第一俯仰角以及第一极化角的电机转动对应的角度差值。

根据对应角的角度差值分别控制卫星天线中的第一方位角、第一俯仰角以及第一极化角的电机转动对应的角度差值，从而使得卫星天线转动至第二对星角(理论对星角)处。

上述实施方式中，通过获取卫星天线的理论对星角，无需控制卫星天线的方位作360度转动，从而缩短初步锁定卫星所需的时间。

s300，获取卫星天线在预设范围内信标信号强度的最大值，并将信标信号强度的最大值处作为卫星天线的目标位置。

请进一步结合图5，图5为步骤s300一实施方式的流程示意图，如图5步骤s300进一步包括如下子步骤：

s310，控制卫星天线在预设范围转动，以获取预设范围内信标信号的强度值。

具体地，本发明实施方式中可以通过如下两种方式控制卫星天线在预设范围转动：

1、控制卫星天线的第二方位角及第二俯仰角的电机在预设范围内转动；或

2、控制卫星天线的第二方位角及第二俯仰角的电机在预设范围内交替转动。

如此，可以获取该预设范围内的信标信号的强度值。

s320，选择预设范围内信标信号强度的最大值作为卫星天线的目标位置。

通过算法比较得到该预设范围内信标信号强度的最大值，并将该最大值作为卫星天线的目标位置。

s400，控制卫星天线转动至目标处，从而实现对待锁定卫星的锁定。

进一步，控制卫星天线转动至信标信号强度的最大值处，从而准确地锁定卫星。

上述实施方式中，通过获取卫星天线的理论对星角，无需控制卫星天线的方位作360度转动，从而缩短初步锁定卫星所需的时间，且在卫星天线到达理论对星角后，控制其在预设范围转动并将获取到该预设范围的信标信号强度最大值作为卫星天线的目标位置，控制卫星天线转动至目标位置处，如此能快速准确的锁定卫星。

实施例1

根据gps定位确定卫星天线的地理位置，在待锁定卫星的经度后，由调制解调器发送给卫星天线，根据卫星天线的地理位置及待锁定卫星的经度计算得到第一对星角(地理坐标系下的对星角)：

λ0为地面站的经度，为地面站的纬度，λ为所述待锁定卫星的经度。东经定义为正，西经定义为负，纬度均为正，r为地球赤道半径6378km，h为地面站高度(可忽略)，l为轨道离地面高度35786km，故

获取卫星天线底座的姿态角，所述姿态角包括横滚角、俯仰角以及航向角，根据卫星天线底座的姿态角计算得到第二对星角(理论对星角)：

ej＝arcsin[sinrcosrsin(a-h)-cosrsinpcosecos(a-h)+cosrcospsine]

r为所述姿态角中的横滚角，p为所述姿态角中的俯仰角，h为所述姿态角中的航向角，j为所述第一极化角，a为所述第一方位角，e为所述第一俯仰角，aj所述第二方位角，ej所述第二俯仰角，pj所述第二为极化角。

根据理论对星角，控制卫星天线的第一方位角、第一俯仰角、以及第一极化角的电机转动相应的角度，使得卫星天线转动至理论对星角。

在卫星天线到达理论对星位置后，控制第二方位角、第二俯仰角的电机在一定范围内转动，并获取相应的信标信号强度，选择预设范围内信标信号强度的最大值作为卫星天线的目标位置，控制卫星天线转动至目标位置处，从而准确快速的锁定卫星。

实施例2

确定卫星天线的地理位置，在待锁定卫星的经度后，由调制解调器发送给卫星天线，根据卫星天线的地理位置及待锁定卫星的经度计算得到第一对星角(地理坐标系下的对星角)：

λ0为地面站的经度，为地面站的纬度，λ为所述待锁定卫星的经度。东经定义为正，西经定义为负，纬度均为正，r为地球赤道半径6378km，h为地面站高度(可忽略)，l为轨道离地面高度35786km，故

根据三轴加速度计和三轴磁力计的测量结果，确定天线底座的姿态角，包括横滚角、俯仰角以及航向角，根据卫星天线底座的姿态角计算得到第二对星角(理论对星角)：

ej＝arcsin[sinrcosrsin(a-h)-cosrsinpcosecos(a-h)+cosrcospsine]

r为所述姿态角中的横滚角，p为所述姿态角中的俯仰角，h为所述姿态角中的航向角，j为所述第一极化角，a为所述第一方位角，e为所述第一俯仰角，aj所述第二方位角，ej所述第二俯仰角，pj所述第二为极化角。

根据理论对星角，控制卫星天线的第一方位角、第一俯仰角、以及第一极化角的电机转动相应的角度，使得卫星天线转动至理论对星角。

请结合图6，图6为本发明方位角及第二俯仰角的电机交替运动的示意图。可选地，本申请中步进跟踪，又称极值跟踪，沿任一方向运动已设定搜索角度并根据运动前后信标信号强度判定天线指向相对目标卫星的偏离方向，如果强度增加则沿改方向进行调整，否则沿反方向进行调整，然后进行下一次搜索，按照搜索、判定、调整的方式循环工作。进一步，在卫星天线到达理论对星角位置后，控制第二方位角、第二俯仰角的电机在一定范围内交替转动，并获取相应的信标信号强度，选择预设范围内信标信号强度的最大值作为卫星天线的目标位置，控制卫星天线转动至目标位置处，从而准确快速的锁定卫星。

上述实施方式中，通过获取卫星天线的理论对星角，无需控制卫星天线的方位作360度转动，从而缩短初步锁定卫星所需的时间，且在卫星天线到达理论对星角后，控制其在预设范围转动并将获取到该预设范围的信标信号强度最大值作为卫星天线的目标位置，控制卫星天线转动至目标位置处，如此能快速准确的锁定卫星。

请参阅图7，图7是本发明提供的卫星的锁定设备实施例的示意框图，本实施例中的云台控制设备包括处理器410及存储器420，处理器410与存储器420耦合，存储器420存储有计算机指令，处理器410在工作时执行计算机指令以实现上述任一实施例中的卫星锁定方法。

其中，处理器410还可以称为cpu(centralprocessingunit，中央处理单元)。处理器410可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。处理器410还可以是通用处理器、数字信号处理器(dsp)、专用集成电路(asic)、现成可编程门阵列(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。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，但不仅限于此。

参阅图8，图8是本发明提供的计算机可读存储介质实施例的示意框图，本实施例中的计算机可读存储介质存储有计算机程序510，该计算机程序510能够被处理器执行以实现上述任一实施例中的卫星锁定方法。

可选的，该可读存储介质可以是u盘、移动硬盘、只读存储器(rom，read-onlymemory)、随机存取存储器(ram，randomaccessmemory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质，或者是计算机、服务器、手机、平板等终端设备。

区别于现有技术，本发明实施例通过获取卫星天线的理论对星角，无需控制卫星天线的方位作360度转动，从而缩短初步锁定卫星所需的时间，且在卫星天线到达理论对星角后，控制其在预设范围转动并将获取到该预设范围的信标信号强度最大值作为卫星天线的目标位置，控制卫星天线转动至目标位置处，如此能快速准确的锁定卫星。

以上所述仅为本发明的实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。