利用单天线导航接收机测量自旋卫星姿态的系统及方法

摘要

本发明提供了一种利用单天线导航接收机测量自旋卫星姿态的系统，包括：导航接收机、天线、自旋卫星以及导航卫星；其中，所述导航接收机设置在所述自旋卫星的星体内部；所述天线设置在自旋卫星的星体顶面且设置的自旋卫星自旋主轴的侧面；所述自旋卫星通过导航接收机跟踪好接收多颗导航卫星的信号。导航接收机采用可单独或集成接收美国GPS、俄罗斯GLONASS、欧洲伽利略和北斗卫星导航定位系统信号的星载导航设备。本发明还提供相应的测量方法。本发明中利用单天线导航接收机测量自旋卫星姿态，仅需要一个天线就可对近地轨道高度低于20000km的自旋卫星进行姿态确定，具有质量轻、低能耗，以及避免整周模糊度计算等优点。

主权项

一种使用利用单天线导航接收机测量自旋卫星姿态的系统测量自旋卫星姿态的方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：建立本体坐标系；步骤2：在本体坐标系中计算天线到导航卫星的距离ρ_as；步骤3：计算天线接收到信号的相位φ_c(t)；步骤4：建立离散载波相位模型并计算载波相位差y_n；步骤5：联立ρ_as、φ_c(t)和y_n计算出本体坐标系下自旋卫星指向导航卫星矢量的角度θ_s和角度ψ_s；在本体坐标系中天线到导航卫星的距离ρ_as为：$\begin{array}{c}{\rho }_{as}=\sqrt{{\rho }_s^2+r_a^2-2{\rho }_s{r}_a{\mathrm{cos\theta }}_s\cos \left({\psi }_s-{\omega }_{a}t-{\psi }_a\right)}\\ \cong {\rho }_s-r_a{\mathrm{cos\theta }}_s\cos \left({\psi }_s-{\omega }_{a}t-{\psi }_a\right)\end{array}---\left(1\right)$其中，ρ_s为自旋卫星到导航卫星的距离，r_a为天线的安装半径，ω_a为自旋卫星的自旋角速度，ψ_a为天线与本体坐标系x_b轴的夹角，ψ_s为赤道惯性坐标系中矢量r_s在x_by_b平面内的投影与x_b轴的夹角，θ_s为矢量r_s和x_by_b平面的夹角，t为数据接收时间；所述步骤3包括如下步骤：步骤3.1：由于(r_a/ρ_s)＜＜1，则天线接收到的信号相位φ_c(t)表示为：$\begin{array}{c}{\phi }_c\left(t\right)={\omega }_{c}t-{\rho }_{as}\left(t\right)\left(\frac{{\omega }_c}{c}\right)+cons\tan t\\ ={\omega }_{c}t+{\phi }_{Dopp}\left(t\right)\end{array}---\left(2\right)$其中，ω_c是信号传播的频率，c为光速，ρ_as(t)为接收机天线到导航卫星的距离，constant为接收机天线与导航卫星非径向相对运动产生的相位差的总和，φ_Dopp(t)是导航接收机、天线和导航卫星之间相对运动产生的多普勒频率形成的相位值；步骤3.2：将(1)式代入(2)式得到：φ_c(t)＝ω_ct+φ_Dnr(t)+x_ccos(ω_at+ψ_a)+x_ssin(ω_at+ψ_a)   (3)$x_c=\frac{{\omega }_c{r}_a}{c}({\mathrm{cos\theta }}_s\times {\mathrm{cos\psi }}_s)---\left(4\right)$$x_s=\frac{{\omega }_c{r}_a}{c}({\mathrm{cos\theta }}_s\times {\mathrm{sin\psi }}_s)---\left(5\right)$其中，为自旋卫星和导航卫星相对运动形成的多普勒相位；x_c cos(ω_at+ψ_a)+x_s sin(ω_at+ψ_a)为由天线绕自旋卫星主轴自旋运动产生的多普勒相位，x_c和x_s为自旋卫星与导航卫星由于旋转运动产生多普勒频率沿角度方向分解的两个系数；步骤3.3：通过(4)、(5)式计算出矢量r_s的角度θ_s和ψ_s的计算式：ψ_s＝arctan2(x_s,x_c)   (6)${\theta }_s=\arccos [\left(c\sqrt{x_c^2+x_s^2}\right)/\left({\omega }_c{r}_a\right)]---\left(7\right);$步骤4.1：设导航接收机产生的伪随机噪声码环开始和结束在时间节点t₀、t₁、t₂、……t_n的载波相位模型为：${\left[\begin{array}{c}{x}_p\\ x_v\\ x_a\\ x_c\\ x_s\end{array}\right]}_n=\left[\begin{array}{ccccc}1& {\mathrm{\Delta t}}_{n-1}& \frac{{\mathrm{\Delta t}}_{n-1}^2}{2}& 0& 0\\ 0& 1& {\mathrm{\Delta t}}_{n-1}& 0& 0\\ 0& 0& 1& 0& 0\\ 0& 0& 0& 1& 0\\ 0& 0& 0& 0& 1\end{array}\right]{\left[\begin{array}{c}{x}_p\\ x_v\\ x_a\\ x_c\\ x_s\end{array}\right]}_{n-1}-\left[\begin{array}{c}\Delta t_{n-1}\\ 0\\ 0\\ 0\\ 0\end{array}\right]{\omega }_{re(n-1)}+W_n---\left(8\right)$其中，时间间隔Δt_n‑1＝t_n‑t_n‑1，频率ω_re(n‑1)为从t_n‑1到t_n内导航接收机估计载波相位的变化率，状态量x_p＝φ_dnr‑φ_re+ω_at为自旋卫星与导航卫星整体相对运动产生的多普勒相位与载波NCO估计值的差值加上自旋运动产生的载波相位的累加，状态量为自旋卫星与导航卫星相对运动多普勒频率加上自旋卫星的自旋角速度；状态量为自为自旋卫星与导航卫星相对运动多普勒频率的变化率，W_n为随机噪声；为自旋卫星与导航卫星相对运动多普勒频率，为自旋卫星与导航卫星相对运动多普勒频率的变化率；步骤4.2：计算载波相位差，具体为，由导航接收机中的载波环鉴别器输出的载波相位差y_n表示为：y_n＝‑arctan2(Q_n,I_n)   (10)其中，I_n为导航接收机的延迟锁定环路的同相信号，Q_n为导航接收机的延迟锁定环路的正交信号；对于自旋卫星，在导航接收机的跟踪环路锁定状态下，从t_n‑1时刻到t_n时刻的平均载波相位差y_n表示为：$y_n=\frac{1}{{\mathrm{\Delta t}}_{n-1}}\underset{t_{n-1}}{\overset{t_n}{\int }}[x_p\left(t\right)+x_c\left(t\right)cos({\omega }_{a}t+{\psi }_a)+x_s\left(t\right)sin({\omega }_{a}t+{\psi }_a)]dt+W_n---\left(11\right)$其中，x_p(t)为自旋卫星与导航卫星整体相对运动产生的多普勒相位与载波NCO估计值的差值加上自旋运动产生的载波相位的累加值随时间的变化；x_c(t)和x_s(t)为自旋卫星与导航卫星由于旋转运动产生多普勒频率沿角度方向分解的两个系数随时间的变化；步骤4.3：将(8)式代入(10)式整理得：$y_n=\left[\begin{array}{ccccc}1& \frac{{\mathrm{\Delta t}}_{n-1}}{2}& \frac{{\mathrm{\Delta t}}_{n-1}^2}{6}& C_{c(n-1)}& C_{s(n-1)}\end{array}\right]{\left[\begin{array}{c}{x}_p\\ x_v\\ x_a\\ x_c\\ x_s\end{array}\right]}_{n-1}-\frac{{\mathrm{\Delta t}}_{n-1}}{2}{\omega }_{re(n-1)}+W_n---\left(12\right)$$C_{c(n-1)}=\left[\frac{sin({\omega }_a{t}_n+{\psi }_a)-sin({\omega }_a{t}_{n-1}+{\psi }_a)}{{\omega }_a{\mathrm{\Delta t}}_{n-1}}\right]---\left(13\right)$$C_{s(n-1)}=-\left[\frac{cos({\omega }_a{t}_n+{\psi }_a)-cos({\omega }_a{t}_{n-1}+{\psi }_a)}{{\omega }_a{\mathrm{\Delta t}}_{n-1}}\right]---\left(14\right).$