一种卫星星载天线布局的优化方法

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种卫星星载天线布局的优化方法。

背景技术：

对于基于全电推平台的高轨卫星，其需要依靠自身电推进完成gto轨道至geo轨道的变轨和入轨全过程。但由于电推进推力小，卫星入轨时间通常长达数月，对地测控指向难以保证，因此，为保证电推进变轨推力指向和能源需求，需要依靠天基测控网完成轨道转移任务。

对于天基测控网而言，为保证其准确性，卫星星载天线的布局至关重要。目前常见的卫星星载天线布局方法包括，首先基于卫星工具包(satellitetoolkit，stk)的卫星任务仿真系统对星载天线安装角度进行可行性分析，然后结合可行性分析结果及历史经验，进行天线布局。然而，基于stk的仿真结果通常与实际相差较大，而卫星星载天线布局若不能满足任务要求，则需通过增加星载天线数量或更改天线设计等手段进行补偿，造成宝贵的星载资源浪费和巨大的成本开销，甚至影响任务成败。

技术实现要素：

针对现有技术中的部分或全部问题，本发明提供一种卫星星载天线布局的优化方法，包括：

设置初始化值，包括星载天线的初始安装角度，以及最大迭代次数；

根据所述初始安装角度，计算损失函数，并判断是否达到收敛条件；

若未达到收敛条件，则根据设置的初始步长，更新星载天线的安装角度，进行迭代；

根据更新后的安装角度，计算损失函数，并判断是否达到收敛条件；以及

若未达到收敛条件，则再次迭代，直至达到最大迭代次数或达到收敛条件。

进一步地，所述损失函数等于卫星入轨总时长减去目的卫星的可见时长，其中，所述目的卫星指建立星间链路的目标。

进一步地，所述目的卫星的可见时长指满足如下条件的时间总长：

地心到卫星与目的卫星之间连线的距离大于地球半径；且

目的卫星接收机入口电平大于所述目的卫星应答机的接受门限值。

进一步地，所述卫星接收机入口电平根据目的卫星星载天线指向矢量、卫星星载天线指向矢量、以及卫星与目的卫星之间的相对位置确定。

进一步地，所述收敛条件为损失函数梯度小于预设数值。

进一步地，每次迭代采用的步长不同。

进一步地，所述步长根据最小均方自适应算法(lmsprop)计算得到。

本发明提供一种卫星星载天线布局的优化方法，其在已知卫星轨道和姿态条件下，提供计算星间链路性能，并以星间链路总建链时间最长为目标，使用梯度下降算法确定星载天线的最优布局。本发明基于发明人的如下洞察：卫星在变轨、入轨过程中，难以保证对地测控指向，需要依靠天基测控网完成轨道转移任务，因此，轨道转移过程与天基测控卫星的建链时长对任务成败有着决定性的影响。所述建链时长取决于卫星对目的卫星的可见时长，因此，在本发明中，综合考虑了链路损耗情况，通过链路损耗计算，选取链路余量较小的单向链路的计算作为衡量链路性能以及是否可见的标准，并最终进行迭代收敛，以获取最优布局。经验证，所述方法适用于单目标性及多目标性情况，收敛快，且优化后在早期轨道段建链时长有显著提高。

附图说明

为进一步阐明本发明的各实施例的以上和其它优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。

图1示出本发明一个实施例的一种卫星星载天线布局的优化方法的流程示意图；

图2示出卫星星载天线安装示意图；

图3示出单目标星情况下，采用本发明一个实施例的一种卫星星载天线布局的优化方法求解星载天线最优布局的过程；

图4示出多目标星情况下，采用本发明一个实施例的一种卫星星载天线布局的优化方法求解星载天线最优布局的过程；以及

图5示出采用本发明一个实施例的一种卫星星载天线布局的优化方法优化前后的对比示意图。

具体实施方式

以下的描述中，参考各实施例对本发明进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/或附加方法、材料或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构、材料或操作以免模糊本发明的发明点。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量、材料和配置，以便提供对本发明的实施例的全面理解。然而，本发明并不限于这些特定细节。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按正确比例绘制。

在本说明书中，对“一个实施例”或“该实施例”的引用意味着结合该实施例描述的特定特征、结构或特性被包括在本发明的至少一个实施例中。在本说明书各处中出现的短语“在一个实施例中”并不一定全部指代同一实施例。

为提高卫星变轨、入轨阶段的建链时长，以保证轨道转移任务的成功，本发明提供一种卫星星载天线布局的优化方法，其在已知卫星轨道和姿态条件下，提供计算星间链路性能，并以星间链路总建链时间最长为目标，使用梯度下降算法确定星载天线的最优布局。下面结合实施例附图，对本发明的方案做进一步描述。

图1示出本发明一个实施例的一种卫星星载天线布局的优化方法的流程示意图。如图1所示，一种卫星星载天线布局的优化方法，包括：

首先，在步骤101，初始化。设置需要优化的安装角度的初始值θ0、初始步长r0以及最大迭代次数t，其中，需要优化的角度是指星载天线的安装角度θ、其中，以在卫星+z面安装的星载天线为例，天线绕卫星-y面方向向量逆时针转动的角度记为θ角，绕+z轴方向旋转的角度记为角，如图2所示；

接下来，在步骤102，计算损失函数。根据安装角度的初始值，计算损失函数floss；在本发明的一个实施例中，所述损失函数floss等于卫星入轨总时长n减去目的卫星的可见时长ns：

floss＝n-ns，

其中，所述目的卫星指建立星间链路的目标，例如中继星或地面站等。在本发明的一个实施例中，所述目的卫星的可见时长指满足如下条件的时间总长：

地心到卫星与目的卫星之间连线的距离大于地球半径；且

接收卫星接收机入口电平大于所述接收卫星应答机的接受门限值，其中，所述卫星接收机入口电平也可称为接收功率，其根据目的卫星星载天线指向矢量、卫星星载天线指向矢量、以及卫星与目的卫星之间的相对位置确定。在本发明的一个实施例中，目的卫星是否可见考虑了星间链路损耗情况，通过星间链路损耗计算，选取星间链路余量较小的单向链路作为衡量链路性能以及是否可见的标准，所述单向链路的计算公式如下：

prec＝plaunch+glaunch-llwl-lspace-ppol-lrec+grec，

其中，prec为接收功率，plaunch是目的卫星发射功率，glaunch是目的卫星天线增益，llwl是目的星发射天线馈线损失，则plaunch+glaunch-llwl为目的星的等效全向辐射功率eirp，其可以定义为目的卫星天线指向矢量和两颗卫星之间相对位置的函数；

lspace是空间衰减，具体计算公式为：

其中，l是目的卫星和卫星之间距离，λ是测控通信波长；

ppol是天线极化损失；

lrec是线缆损失；以及

grec是接收天线增益，指卫星的星载天线，即接收天线，的指向矢量和两颗卫星之间相对位置的函数，这个函数可以简化为关于接收天线方向矢量和卫星位置到目的卫星位置的方向矢量的夹角函数，在本发明的一个实施例中，天线方向矢量按照如下步骤确定：

首先，从卫星的位置数据，例如轨道根数和时间推算出j2000坐标系下的卫星坐标(xj，yj，zj)，然后将其转换为北东地坐标系(xneg，yneg，zneg)；

接下来，通过计算北东地坐标系下卫星相对于地球质心的速度和北东地坐标系下卫星的位置信息，可以求得卫星轨道坐标系(o-xyz)的三根坐标轴，三根轴的方向向量计算公式如下：

其中，是卫星在北东地坐标系下的速度矢量，该速度矢量是对于地球质心的速度矢量；

接下来，根据每一时刻卫星姿态角数据，包括翻滚角r，俯仰角p，偏航角y，按欧拉3-1-2旋转得到每一时刻的卫星姿态矩阵t＝t1t2t3，其中：

最后，通过天线的安装角度，在一组给定的θ、角下得到天线在本体坐标系下的方向向量，使用姿态矩阵t乘以方向向量得到该天线在卫星轨道坐标系下的坐标，结合之前求出的卫星轨道坐标系(o-xyz)的三根基本坐标轴，计算得到卫星实际安装天线的方向矢量在北东地坐标系下的方向矢量

接下来，在步骤103，判断是否达到收敛条件。首先，判断是否达到最大迭代次数，若没有，则根据所述损失函数，判断是否达到收敛条件，若达到收敛条件，则完成优化，若未达到收敛条件，则进入步骤104；在本发明的一个实施例中，所述收敛条件为损失函数梯度小于预设数值，所述损失函数梯度计算如下：

当及时，达到收敛条件，其中，x0和y0为锁定分钟数，其取值与总的入轨时长有关，例如，当总的入轨时长为六个月，则x0和y0取值为30分钟；

在步骤104，更新参数。根据设置的初始步长，更新星载天线的安装角度，并返回至步骤102，在本发明的一个实施例中，根据最小均方自适应算法(lmsprop)进行安装角度的更新：

其中，

ri为步长，其中，μ取值为0.9；

ε为防止除数为0引入的常量，取值1e-6；

重复步骤104，直至达到最大迭代次数或达到收敛条件，至此，完成天线安装角度的优化。

为验证本发明实施例中卫星星载天线布局的优化方法，以某高轨卫星为例，采用所述方法进行天线布局优化。首先，根据卫星的位置数据、姿态角数据、卫星解调门限及发射功率、目标卫星的坐标以及姿态、目标卫星及其天线方向增益以及线缆的损耗常数，计算得到每一时刻的卫星星地链路的可见情况及星间链路的性能，其中，卫星的位置数据包括轨道根数，包括俯仰角，偏航角以及翻滚角；然后，使用梯度下降算法优化求解天线最优布局角度，其中，总最优化方案的判定标准为取多目的星的总可见弧段的并集，总可见时长为最大时认为是最优化方案；以及单目标最优化方案判定标准为取单目的卫星的总可见时长最大时认为是最优化方案。

图3示出单目标星情况下，采用所述优化方法求解星载天线最优布局的过程；以及图4示出多目标星情况下，采用所述优化方法求解星载天线最优布局的过程，可以看出，无论是单目标星还是多目标星的情况，采用所述优化方法均可以非常快速地达到收敛条件结束，且收敛效果非常好。图5示出采用本发明一个实施例的一种卫星星载天线布局的优化方法优化前后的对比示意图，可以看出优化后在早期轨道段建链时长有显著提高。

尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。