一种定标器与卫星指向对准的确定方法

摘要

一种定标器与卫星指向对准的确定方法，本发明提出了一种新的设计思路：卫星-地心连线与卫星-有源定标器连线的夹角与卫星视角差最小时，卫星天线波束中心与地球的交点离有源定标器最近，本发明具体步骤：（1）建立坐标系—地球坐标系、地理坐标系和载体坐标系；（2）获取卫星轨道预测数据和有源定标器位置信息；（3）计算卫星与定标器连线的矢量和地心与卫星连线的的夹角α角；（4）定位卫星位置；（5）将矢量转换到载体坐标系（6）计算定标器天线相对于定标器自身（载体坐标系）的方位角ψ、俯仰角θ；（7）通过伺服控制系统控制天线按照这两个角转动，实现定标器和卫星对准。本方法依据坐标系转换理论，没有近似误差，对准精度高。

主权项

一种定标器与卫星指向对准的确定方法，其特征在于步骤如下：（1）建立地球坐标系、地理坐标系和载体坐标系；所述地球坐标系用ox_ey_ez_e表示，原点为地球中心，z_e轴与地球自转轴重合，x_e、y_e轴在地球赤道平面内，x_e轴在赤道平面内指向格林威治子午线，y_e轴指向东经90°方向；所述地理坐标系用ox_gy_gz_g表示，原点为载体重心，x_g轴指向东，y_g轴指向北，z_g轴指向天；地理坐标系相对于地球坐标系的方位关系就是载体的地理位置信息，所述地理位置信息为经度λ和纬度L；所述载体坐标系ox_by_bz_b表示，原点为载体重心，x_b轴沿载体横轴向右，y_b轴沿载体纵轴向前，z_b轴沿载体立轴向上，该坐标系与载体固连，载体坐标系相对与地理坐标系的角度关系就是载体的俯仰角、横滚角和方位角；（2）获取卫星轨道预测数据和有源定标器位置信息，所述的卫星轨道预测数据包括卫星位置和时间预测信息；卫星某时刻在地球坐标系的位置A的坐标为[x_ae,y_ae,z_ae]^T，有源定标器在地球坐标系的位置B的坐标为[x_be,y_be,z_be]^T，o为地球质心；（3）利用步骤（2）中的卫星轨道预测数据和有源定标器位置信息计算得到卫星与定标器连线的矢量和地心与卫星连线的矢量的夹角α角；所述的α角计算方法如下：矢量为：$\overrightarrow{\mathrm{BA}}={[x_{\mathrm{ae}}{-x}_{\mathrm{be}},y_{\mathrm{ae}}{-y}_{\mathrm{be}},z_{\mathrm{ae}}{-z}_{\mathrm{be}}]}^T={[x_{\mathrm{bae}},y_{\mathrm{bae}},z_{\mathrm{bae}}]}^T$矢量为：$\overrightarrow{\mathrm{oA}}={[x_{\mathrm{ae}},y_{\mathrm{ae}},z_{\mathrm{ae}}]}^T$$\alpha =\arccos \left(\frac{x_{\mathrm{bae}}{x}_{\mathrm{ae}}+y_{\mathrm{bae}}{y}_{\mathrm{ae}}{+z}_{\mathrm{bae}}{z}_{\mathrm{ae}}}{\sqrt{x_{\mathrm{bae}}^2+y_{\mathrm{bae}}^2+z_{\mathrm{bae}}^2}\sqrt{x_{\mathrm{ae}}^2+y_{\mathrm{ae}}^2+z_{\mathrm{ae}}^2}}\right)$（4）通过计算一轨轨道预测数据中所有卫星位置对应的α角与卫星视角的差，并确定最小差值对应的卫星位置（5）将最小差值对应的卫星与定标器连线的矢量转换到载体坐标系中：其中，为地球坐标系转换至地理坐标系的转换矩阵，是定标器经纬度的函数：$C_e^g=\left[\begin{array}{ccc}-\sin \lambda & \cos \lambda & 0\\ -\sin L\cos \lambda & -\sin L\sin \lambda & \cos L\\ \cos L\cos \lambda & \cos L\sin \lambda & \sin L\end{array}\right]$载体在地球坐标系中的坐标为：[x_e,y_e,z_e]^T，则经纬度为：$\lambda =\left\{\begin{array}{cc}\arcsin \left(\frac{y_e}{\sqrt{x_e^2+y_e^2}}\right)& x_e\ge 0\\ \pi -\arcsin \left(\frac{y_e}{\sqrt{x_e^2+y_e^2}}\right)& x_e<0\end{array}\right.$$l=\arcsin \left(\frac{z_e}{\sqrt{x_e^2+y_e^2+z_e^2}}\right)$为地理坐标系至载体坐标系的转换矩阵：$\begin{array}{c}{C}_g^b=\left[\begin{array}{ccc}\cos \gamma & 0& -\sin \gamma \\ 0& 1& 0\\ \sin \gamma & 0& \cos \gamma \end{array}\right]\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \theta & \sin \theta \\ 0& -\sin \theta & \cos \theta \end{array}\right]\left[\begin{array}{ccc}\cos \psi & \sin \psi & 0\\ -\sin \psi & \cos \psi & 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]\\ =\left[\begin{array}{ccc}\cos \gamma \cos \psi -\sin \gamma \sin \theta \sin \psi & \cos \gamma \sin \psi +\sin \gamma \sin \theta \cos \psi & -\sin \gamma \cos \theta \\ -\cos \theta \sin \psi & \cos \theta \cos \psi & \sin \theta \\ \sin \gamma \cos \psi +\cos \gamma \sin \theta \sin \psi & \sin \gamma \sin \psi -\cos \gamma \sin \theta \cos \psi & \cos \gamma \cos \theta \end{array}\right]\end{array}$其中，ψ为载体的方位角、θ为俯仰角、γ为横滚角；（6）利用步骤（5）中得到的结果计算得到最终定标器天线相对于定标器自身的方位角、俯仰角β；方位角ψ、俯仰角β计算方法如下：$\beta =\arcsin \left(\frac{z_{{\mathrm{ba}}_{0}b}}{\sqrt{x_{{\mathrm{ba}}_{0}b}^2+y_{{\mathrm{ba}}_{0}b}^2+z_{{\mathrm{ba}}_{0}b}^b}}\right)$（7）利用步骤（6）中得到定标器天线相对于定标器的方位角ψ、俯仰角β，通过伺服控制系统控制天线按照这两个角转动，实现定标器和卫星对准。