專利名稱：一種繞月衛(wèi)星雙軸天線對地指向控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種繞月衛(wèi)星環(huán)月階萃殳4吏用的雙軸天線對地指向控制的方法。
背景技術(shù)：
雙軸天線是繞月衛(wèi)星完成載荷信息下傳的一個重要部件?？刂葡到y(tǒng)需要控 制天線沿兩個軸轉(zhuǎn)動，并獲得天線的位置信息，保證天線對地指向精度。
雙軸天線在國外的中繼衛(wèi)星和通信衛(wèi)星上已經(jīng)有4^多的研究和應用，例如，
日本EST-VI衛(wèi)星上KSA衛(wèi)星天線定位系統(tǒng)，Matra Marconi研制的DRRS衛(wèi)
星天線定位系統(tǒng)均為雙軸天線控制。其控制方法有Pl控制、LQG加前4貴控制、 LQG/LTR方法、模糊PID和自適應控制等方法。這些方法均為閉環(huán)控制方法， 算法過于復雜，計算量較大，同時，上面所述方法的指向目標多為其他衛(wèi)星， 其運動規(guī)律不固定，因此不能給出目標運行軌跡的解析表達式，必須采用閉環(huán) i^艮蹤方式。
國內(nèi)以往衛(wèi)星定向天線為固定位置的天線，在衛(wèi)星運動過程中，天線是不 需要進行控制的。而繞月衛(wèi)星的雙軸天線在環(huán)月階段作為唯一使用的天線需要 向地面?zhèn)鬏斊脚_信息和載荷信息。由于月球探測器距離地球距離遠、定向天線 波束較窄，因此信息傳輸時必須保證定向天線指向地球。目前國內(nèi)衛(wèi)星的雙軸 天線指向控制采用程序跟蹤的控制方法，其目標軌道為地面處理得到的分段擬 和軌道，星上通過掃描搜索目標后再跟蹤目標，這種方法的控制邏輯復雜，天 線需要有反饋裝置，能實時反饋目標信息，通過星上控制律的計算進行天線的 閉環(huán)指向控制。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術(shù)解決問題是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提出一種繞月衛(wèi)星雙軸 天線對地指向控制方法，該方法采用簡單的開環(huán)程序跟蹤方式，完成繞月衛(wèi)星
環(huán)月階段的雙軸天線對地指向的控制，同時考慮衛(wèi)星姿態(tài)的影響，進行姿態(tài)偏 差補償，滿足指向精度的要求。
本發(fā)明的技術(shù)解決方案是 一種繞月衛(wèi)星雙軸天線對地指向控制方法，包 括下列步驟
(1 )根據(jù)地面向星上注入一個時刻的地球星歷信息，計算任一時刻地球在 衛(wèi)星軌道坐標系的星歷；
(2) 根據(jù)所述步驟(1 )計算出的地球在衛(wèi)星軌道坐標系的星歷計算衛(wèi)星 可見地球區(qū)域，并在所述的該可見區(qū)域內(nèi)計算衛(wèi)星指向地心的矢量在衛(wèi)星軌道 坐標系中的指向；
(3) 根據(jù)衛(wèi)星實時姿態(tài)角估值對所述的衛(wèi)星指向地心的矢量在衛(wèi)星軌道坐 標系中的指向進行補償計算，得到衛(wèi)星指向地心的矢量在衛(wèi)星本體坐標系中的 指向，消除姿態(tài)偏差對天線指向的影響；
(4) 才艮據(jù)所述步驟(3)中的衛(wèi)星指向地心的矢量在衛(wèi)星本體坐標系中的 指向計算出天線目標角度，并對天線零位偏差進行補償后得到最終指令角，并 將所述的指令角送給天線驅(qū)動^/L構(gòu)，由驅(qū)動才幾構(gòu)驅(qū)動天線指向地^i。
所述步驟(1)中的任一時刻地球在衛(wèi)星軌道坐標系的星歷的計算，首先計 算地球在慣性坐標系的星歷，然后根據(jù)地球在慣性坐標系的星歷和赤道慣性系 到衛(wèi)星軌道坐標系的變換矩陣計算出地球在衛(wèi)星軌道坐標系的星歷。
本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是
(1) 本發(fā)明由于采用實時外推地球星歷，通過開環(huán)程序跟蹤方法，實現(xiàn)了 天線對地指向的開環(huán)控制，相比現(xiàn)有技術(shù)中的雙軸天線閉環(huán)控制方法，在滿足 繞月衛(wèi)星環(huán)月階段雙軸天線對地指向精度的前提下，簡化了計算過程。
(2) 本發(fā)明通過對衛(wèi)星姿態(tài)信息進行補償，保證了雙軸天線對地指向控制 的精度。


圖1為本發(fā)明雙軸天線指向控制流程圖；圖2為月球遮擋衛(wèi)星的幾何條件示意圖3為本發(fā)明雙軸天線的指令轉(zhuǎn)角仿真曲線圖4為本發(fā)明雙軸天線的實際轉(zhuǎn)角曲線圖5為本發(fā)明雙軸天線的指令轉(zhuǎn)角與實際轉(zhuǎn)角差值曲線圖。
具體實施例方式
如圖1所示，本發(fā)明雙軸天線指向控制流程圖，具體步驟如下
(1 )首先地面向星上注入to (to可以為地面已算出的星歷信息中對應的任一時刻)時刻地球星歷信息，根據(jù)外推算法計算出任意時刻t地球在赤道慣性系的星歷。月心指向地心的矢量在月心赤道慣性系中的矢量《計算公式
<formula>formula see original document page 6</formula>
然后根據(jù)月心赤道慣性坐標系到衛(wèi)星軌道坐標系的坐標變換矩陣j。,和月 心指向地心的矢量在月心赤道慣性系的矢量^，計算月心指向地心的向量在月 心軌道坐標系的指向五。，其計算公式為
<formula>formula see original document page 6</formula>
其中，月心赤道慣性坐標系到衛(wèi)星軌道坐標系的坐標變換矩陣4根據(jù)衛(wèi)星
實時軌道信息得到，其計算公式為
<formula>formula see original document page 6</formula>
"22 = sin(/) cos(Q) a23 = 一cos(f)
a31 = 一 cos(w) cos(Q) + sin(w) cos(/) sin(Q) a32 = — cos(w) sin(Q) — sin(w) cos(f) cos(Q) "33 = -sin(w)sin(/)
其中
i/為軌道幅角；
Q為升交點赤經(jīng)；
/為軌道傾角。
(2)根據(jù)計算出的地球在衛(wèi)星軌道坐標系的星歷計算出衛(wèi)星可見地球區(qū) 域，并在可見區(qū)域以內(nèi)計算地心-衛(wèi)星矢量在月心軌道坐標系中的指向A:
a、 衛(wèi)星可見月球區(qū)域判斷條件Eoz<Eozstar
如圖2所示，月球遮擋衛(wèi)星的幾何條件示意圖，做月球與地球的外切線， 從衛(wèi)星上觀測地球，左邊部分為不可見區(qū)域，當衛(wèi)星進入不可見區(qū)域時衛(wèi)星看 不到地球，Eozstar根據(jù)月球遮擋衛(wèi)星見地球的幾何條件確定，其計算公式為
<formula>formula see original document page 7</formula>當EOZ小于Eozstar時，衛(wèi)星在不可見區(qū)域外，進入可見區(qū)域；其
中REM為月球赤道半徑，r為衛(wèi)星距月心距離；
b、 可見地球區(qū)域內(nèi)，計算地心-衛(wèi)星矢量在月心軌道坐標系中的指向ES:
<formula>formula see original document page 7</formula><formula>formula see original document page 7</formula><formula>formula see original document page 7</formula><formula>formula see original document page 7</formula>
其中rEM為地月距，計算公式為<formula>formula see original document page 7</formula>ae為白道半長軸； ee為白道偏心率； ^為白道近地點幅角；
r為月心距，計算公式為r = a(i —ecos五)；
E為衛(wèi)星平近點角。 (3)在衛(wèi)星無姿態(tài)偏差的情況下，才艮據(jù)坐標系定義可知衛(wèi)星本體坐標系 下的地心矢量與軌道系中的地心矢量是一致的，可以直接應用軌道系中的地心 矢量A進行天線指向控制，但實際過程當中，衛(wèi)星姿態(tài)偏差是存在的，若不考 慮衛(wèi)星姿態(tài)偏差，直接應用軌道系中的地心矢量A進行天線指向控制，衛(wèi)星姿 態(tài)偏差就直接影響了天線的指向精度，當衛(wèi)星姿態(tài)偏差為1度時，天線指向偏 差就會有1度。因此這里考慮將衛(wèi)星姿態(tài)偏差對天線指向的影響進行消除。消 除辦法是根據(jù)星上實時提供的衛(wèi)星姿態(tài)角估值(滾動、俯仰和偏航角分別為
A《，一)信息，將計算出的軌道系中的地心矢量A轉(zhuǎn)換到衛(wèi)星本體系中，得到衛(wèi) 星本體系中的地心矢量&,再根據(jù)^計算天線目標角度，該過程中消除了姿態(tài)
偏差對天線指向的影響。
衛(wèi)星本體坐標系下的地心矢量& 7>式如下
其中，々"(^A^)為衛(wèi)星軌道系到衛(wèi)星本體系的坐標變換矩陣，變換矩陣
與衛(wèi)星姿態(tài)角的選擇順序有關(guān)，具體參見章仁為的《衛(wèi)星軌道姿態(tài)動力學與控 制》 一書的141 ~ 143頁，以先偏航再滾動再俯仰方向的旋轉(zhuǎn)順序為例，
cos》cos p - sin》sing si— cos ^ sin p + sin* sin ^ cos p —cos-sin渉 —cos* sin p cos-cos p sin*
sin^cosp + sin》cos》sin一 sin^sinp-sin》cos^cosp cos-cos》 (4 )根據(jù)姿態(tài)補償后的地心矢量￡ft在衛(wèi)星本體系中的表示計算出天線目
標角度，并對天線零位偏差進行補償?shù)玫教炀€指令角，計算公式如下
Ae=-sirr1(^) + GZM)_6
其中GDAO一a和GDAO一b分別為雙軸天線兩軸的零位偏差，該偏差可以由地面測試得到，測試方法可為發(fā)βbe=0的指令，測量天線沿b軸轉(zhuǎn)動的實際位 置，此時的b軸的角度即為-GDA0_b;相同原理，當發(fā)βbe=0的指令時測量天 線沿a軸的轉(zhuǎn)角即為-GDAO一a;天線零位偏差若不進行補償時可設(shè)定為零。
最后將天線指令角送給天線驅(qū)動機構(gòu)，由驅(qū)動機構(gòu)驅(qū)動天線指向地球，完 成繞月衛(wèi)星環(huán)月階,史雙軸天線對地指向的控制。
如圖3、圖4所示，分別為本發(fā)明雙軸天線跟蹤地球過程中雙軸天線的指 令轉(zhuǎn)角、實際轉(zhuǎn)角曲線圖，仿真初始時刻，天線位于轉(zhuǎn)角為90度的位置，指 令角為0度，雙軸天線零位偏差補償值均為0.1度，仿真開始后，按本發(fā)明所 述步驟計算出雙軸天線的指令轉(zhuǎn)角，指令轉(zhuǎn)角曲線圖如圖2所示，將指令轉(zhuǎn)角 發(fā)送給天線驅(qū)動機構(gòu)驅(qū)動天線轉(zhuǎn)動，天線轉(zhuǎn)動過程中的實際轉(zhuǎn)角位置曲線如圖 3所示。
如圖5所示，為本發(fā)明仿真指令轉(zhuǎn)角與實際轉(zhuǎn)角差值曲線圖，從圖中可以 看出，在仿真初始及仿真結(jié)束時，天線實際轉(zhuǎn)角與理論計算得到的指令轉(zhuǎn)角出 現(xiàn)差異，這是因為仿真初始天線實際轉(zhuǎn)角在90度的位置，而指令角為0度， 天線實際轉(zhuǎn)動過程中的最大角速度設(shè)置為0.5度/秒，所以需要一段時間才能將 誤差角消除，仿真結(jié)束時也是由于天線實際轉(zhuǎn)角與指令角不同才出現(xiàn)差異，差 值由指令角減去實際轉(zhuǎn)角，所以圖中有正負的差異。
權(quán)利要求
1、一種繞月衛(wèi)星雙軸天線對地指向控制方法，其特征在于包括下列步驟(1)根據(jù)地面向星上注入一個時刻的地球星歷信息，計算任一時刻地球在衛(wèi)星軌道坐標系的星歷；(2)根據(jù)所述步驟(1)計算出的地球在衛(wèi)星軌道坐標系的星歷計算衛(wèi)星可見地球區(qū)域，并在所述的該可見區(qū)域內(nèi)計算衛(wèi)星指向地心的矢量在衛(wèi)星軌道坐標系中的指向；(3)根據(jù)衛(wèi)星實時姿態(tài)角估值對所述的衛(wèi)星指向地心的矢量在衛(wèi)星軌道坐標系中的指向進行補償計算，得到衛(wèi)星指向地心的矢量在衛(wèi)星本體坐標系中的指向，消除姿態(tài)偏差對天線指向的影響；(4)根據(jù)所述步驟(3)中的衛(wèi)星指向地心的矢量在衛(wèi)星本體坐標系中的指向計算出天線目標角度，并對天線零位偏差進行補償后得到最終指令角，并將所述的指令角送給天線驅(qū)動機構(gòu)，由驅(qū)動機構(gòu)驅(qū)動天線指向地球。
2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的繞月衛(wèi)星雙軸天線對地指向控制方法，其特征在于所述步驟(1 )中的計算任一時刻地球在衛(wèi)星軌道坐標系的星歷方法如下 首先計算地球在慣性坐標系的星歷，然后根據(jù)地球在慣性坐標系的星歷和赤道 慣性系到衛(wèi)星軌道坐標系的變換矩陣計算出地球在衛(wèi)星軌道坐標系的星歷。
3、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的繞月衛(wèi)星雙軸天線對地指向控制方法，其特征在于所述步驟(2)中衛(wèi)星可見地球區(qū)域首先做月球與地球的外切線，然后根 據(jù)地球、衛(wèi)星、月球三者之間的幾何關(guān)系計算Eozstar，Eozstar=cos(asin(Rm/r)),當Eoz＜Eozstar時，衛(wèi)星進入可見區(qū)域；其中及w為月球赤道半徑，r為衛(wèi)星距月心距離。
4、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的繞月衛(wèi)星雙軸天線對地指向控制方法，其特征在于所述步驟(3)中的衛(wèi)星實時姿態(tài)角估值在不考慮衛(wèi)星姿態(tài)偏差時置為零。
5、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的繞月衛(wèi)星雙軸天線對地指向控制方法，其特征在于所述步驟(4)中的天線零位偏差根據(jù)地面測試結(jié)果給定。
6、根據(jù)權(quán)利要求1或5所述的繞月衛(wèi)星雙軸天線對地指向控制方法，其特征在于所述步驟(4)中的天線零位偏差不進行補償時設(shè)定為零。
全文摘要
一種繞月衛(wèi)星雙軸天線對地指向控制方法，首先根據(jù)地面向星上注入的地球星歷信息和赤道慣性系到衛(wèi)星軌道坐標系的變換矩陣計算任一時刻地球在衛(wèi)星軌道坐標系的星歷；然后根據(jù)計算出的星歷計算衛(wèi)星可見地球區(qū)域，并在可見區(qū)域內(nèi)計算衛(wèi)星指向地心的矢量在衛(wèi)星軌道坐標系中的指向；對衛(wèi)星指向地心的矢量在衛(wèi)星軌道坐標系中的指向進行補償計算，得到衛(wèi)星指向地心的矢量在衛(wèi)星本體坐標系中的指向；根據(jù)衛(wèi)星指向地心的矢量在衛(wèi)星本體坐標系中的指向計算出天線目標角度，對天線零位偏差進行補償后得到最終指令角，送給天線驅(qū)動機構(gòu)，由驅(qū)動機構(gòu)驅(qū)動天線指向地球。本發(fā)明克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，采用簡單的開環(huán)程序跟蹤方式，滿足指向精度要求。
文檔編號B64G1/24GK101204994SQ20071030174
公開日2008年6月25日 申請日期2007年12月26日 優(yōu)先權(quán)日2007年12月26日
發(fā)明者于國慶, 葉培建, 紅 宗, 李鐵壽, 寨 王, 王友萍, 王大軼, 王淑一, 冬 韓, 黃江川 申請人:北京控制工程研究所