本发明一种航天器用数传天线跟踪地面站测试验证系统和方法，根据接收到的动力学软件计算出来的卫星的轨道位置、卫星的姿态角和姿态角速度，星上软件计算出来的数传天线的指向角，发明了一种数传天线反向跟踪地面站算法并计算此时数传天线所指向的地面站，并把地面站的经纬度实时在监视软件上进行动态显示，然后把计算的结果和事先在星上软件中装订的地面站经纬度数据进行比对，可实时连续动态验证数传天线反向跟踪地面站的正确性。
1.一种航天器用数传天线精确跟踪地面站测试验证系统，其特征在于：包括遥控系统、控制分系统、数传天线控制模块、卫星动力学模块和数据处理模块；遥控系统发送卫星机动控制指令，控制分系统接收到机动控制指令后，控制卫星平台进行相应的姿态机动，并将执行机构信息发送给动力学模块；同时控制分系统根据卫星的轨道、卫星姿态和地面站信息，实时计算数传天线指向角度，并发送给数传天线控制模块；数传天线控制模块根据天线指向角度信息，驱动数传天线指向地面站；卫星动力学模块接收星上的执行机构信息，对卫星动力学进行仿真，输出真实的卫星姿态、轨道信息，并发送给数据处理模块；数据处理模块对接收的数据进行处理，判断数传天线指向是否能够精确跟踪地面站；
所述数据处理模块包括数传天线跟踪地面站计算模块和数据比对模块；数传天线跟踪地面站计算模块根据卫星的姿态、轨道信息，计算数传天线在惯性空间中的指向，然后根据卫星的轨道位置、地球椭球信息及地面站高程信息计算得到地心至地面站矢量在惯性空间中的指向，最终根据地球自转信息、地球椭球信息、岁差和章动矩阵计算得到地面站的经纬度信息并发送给数据比对模块；数据比对模块将地面站经纬度信息与理论装订的地面站信息进行比对，计算得到数传天线跟踪地面站的跟踪误差，如果该跟踪误差小于设定的阈值，则认为数传天线指向能够精确跟踪地面站；否则，则认为数传天线不能精确跟踪地面站。
2.一种航天器用数传天线精确跟踪地面站测试验证方法，其特征在于包括步骤如下：(1)遥控系统向发送卫星机动控制指令；
(2)控制分系统根据卫星的轨道、卫星姿态和地面站信息，实时计算数传天线指向角度，并发送给数传天线控制模块，数传天线控制模块根据计算出的天线指向角，驱动数传天线指向地面站；
(3)卫星动力学模块接收星上的执行机构信息，对卫星动力学进行仿真，并输出真实的卫星姿态、轨道信息，并发送给数传天线跟踪地面站计算模块；
(4)计算得到地面站的经纬度信息并发送给数据比对模块，具体为：
数传天线跟踪地面站计算模块根据卫星的姿态、轨道信息，计算数传天线在惯性空间中的指向，然后根据卫星的轨道位置、地球椭球信息及地面站高程信息计算得到地心至地面站矢量在惯性空间中的指向，最终根据地球自转信息、地球椭球信息、岁差和章动矩阵计算得到地面站的经纬度信息并发送给数据比对模块；
(5)数据比对模块将地面站经纬度信息与理论装订的地面站信息进行比对，计算得到数传天线跟踪地面站的跟踪误差，如果该误差小于指定的阈值，则认为数传天线指向能够精确跟踪地面站；否则，则认为数传天线不能精确跟踪地面站。
3.根据权利要求2所述的一种航天器用数传天线精确跟踪地面站测试验证方法，其特征在于：所述的步骤(4)的具体实现过程如下：(2a)相关数据更新；
(2c)迭代计算数传天线指向的地面站的经纬度信息。
4.根据权利要求3所述的一种航天器用数传天线精确跟踪地面站测试验证方法，其特征在于：所述的步骤(2a)中相关数据更新的具体实现如下:(2a1)根据卫星的时间和轨道信息，计算获得卫星星下点位置的格林尼治恒星时角LamdaG0；
5.根据权利要求3所述的一种航天器用数传天线精确跟踪地面站测试验证方法，其特征在于：所述步骤(2b)数传天线指向矢量计算的具体过程为：(2b1)根据卫星的时间、姿态信息、轨道信息，计算获得卫星星体坐标系相对于惯性系的转换矩阵Cib，以及卫星在惯性系中的位置矢量(2b2)根据更新后的天线指向角度α,β、天线安装矩阵Cab,天线安装偏差矩阵Carb和转换矩阵Cib，计算获得惯性系中表示的天线指向
6.根据权利要求3所述的一种航天器用数传天线精确跟踪地面站测试验证方法，其特征在于：所述的步骤(2c)中迭代计算数传天线指向的地面站的经纬度信息的具体实现如下:(2c1)根据天线指向 和卫星在惯性系中的位置矢量 计算获得天线矢量和星地矢量间的夹角：(2c2)计算获得地面站矢量与卫星到地面站矢量的夹角θsE相关的算式为：SsE＝sin(θsE)＝rssin(θsa)/rE0；
面站的纬度，初始值为0， rs卫星在惯性系中的位置；
当|SsE|≥1时，说明此时天线指向与地球无交点，置地面站的经度、纬度为Eλ、 为0，并停止本周期计算，并跳回(2a)进行下一周期的计算；
当|SsE|<1时，说明此时天线指向有地面站，计算此时地面站矢量与星地矢量之间的夹角θrErs为：θrErs＝θsE-θsa
(2c3)根据θsE、θrErs、 和卫星在惯性系中的位置rs，计算获得地面站到卫星的矢量(2c4)根据卫星矢量 和 计算获得地面站矢量 为：(2c5)根据卫星星下点位置的格林尼治恒星时角LamdaG0，将地面站矢量转换到地球固连坐标系中；
(2c6)根据地球坐标系中的地面站矢量，计算地面站经纬度Eλ、 并对地面站的经纬度进行岁差和章动项补偿；
(2c7)将 带入步骤(2c2)中，重复计算至步骤(2c6)，直至计算出的 与上次计算的 相差小于设定的阈值，则Eλ(n)、 即为地面站最终的经度和纬度值。
一种航天器用数传天线跟踪地面站测试验证系统和方法
技术领域
[0001] 本发明涉及一种航天器用数传天线精确跟踪地面站测试验证方法，适用于航天器控制系统地面测试中对数传天线精确跟踪地面站的测试验证，属于航天器控制系统测试技术领域。
背景技术
[0002] 数传天线是大型遥感卫星载荷系统中的重要组成部分之一，其主要功能是实现图像数据的高速率下传至地面站。为有效保证数据的高速率传输，天线的波束较窄，波束外的能量衰减较快，需要天线精确的指向地面站。特别是卫星在轨业务运行时需要频繁快速小角度机动，卫星姿态机动角度、轨道位置、姿态控制误差及其稳定度特性等都对天线精确跟踪地面站带来了较大的挑战。控制分系统根据卫星的轨道、卫星姿态和地面站信息，实时计算数传天线指向角度，并发送给数传天线，数传天线根据计算出的指向角，驱动数传天线指向地面站。由于数传天线和控制分系统并不是一个研制单位，控制分系统对天线指向角的计算是否正确、数传天线的指向精度如何验证，特别是在卫星整星各个阶段测试过程中其各种工况下的实时连续验证是迫切需要解决的问题。
[0003] 在以往的控制系统测试中，未有公开发表的数传天线跟踪地面站的验证方法，在实际的测试系统中也仅仅是进行简略的验证，且存在以下不足：1)数传天线跟踪地面站仅仅是单一时刻的简单计算，不能实施在整个测试过程中的实时动态连续验证，计算过程较为繁琐；2)无法做到融合卫星动力学仿真中所获得的姿态信息、轨道信息、卫星机动信息，且计算过程繁琐，效率较低；3)无法精确的考虑地球椭球等因素影响，计算出的指向的地面站精度不高，无法做到有效验证。
发明内容
[0004] 本发明解决的技术问题：克服了现有技术的不足，提供一种航天器用数传天线精确跟踪地面站测试验证方法，能够在卫星测试的全过程中实时、动态显示数传天线指向地面站的误差。
[0005] 本发明的技术方案：一种航天器用数传天线精确跟踪地面站测试验证系统，包括遥控系统、控制分系统、数传天线控制模块、卫星动力学模块和数据处理模块；遥控系统发送卫星机动控制指令，控制分系统接收到机动控制指令后，控制卫星平台进行相应的姿态机动，并将执行机构信息发送给动力学模块；同时控制分系统根据卫星的轨道、卫星姿态和地面站信息，实时计算数传天线指向角度，并发送给数传天线控制模块；数传天线控制模块根据天线指向角度信息，驱动数传天线指向地面站；卫星动力学模块接收星上的执行机构信息，对卫星动力学进行仿真，输出真实的卫星姿态、轨道信息，并发送给数传天线跟踪地面站计算模块；数据处理模块对接收的数据进行处理，判断数传天线指向是否能够精确跟踪地面站。
[0006] 所述数据处理模块包括数传天线跟踪地面站计算模块和数据比对模块；数传天线跟踪地面站计算模块根据卫星的姿态、轨道信息，计算数传天线在惯性空间中的指向，然后根据卫星的轨道位置、地球椭球信息及地面站高程信息计算得到地心至地面站矢量在惯性空间中的指向，最终根据地球自转信息、地球椭球信息、岁差和章动矩阵计算得到地面站的经纬度信息并发送给数据比对模块；数据比对模块将地面站经纬度信息与理论装订的地面站信息进行比对，计算得到数传天线跟踪地面站的跟踪误差，如果该跟踪误差小于设定的阈值，则认为数传天线指向能够精确跟踪地面站；否则，则认为数传天线不能精确跟踪地面站。
[0007] 一种航天器用数传天线精确跟踪地面站测试验证方法，包括步骤如下：
[0008] (1)遥控系统向发送卫星机动控制指令；
[0009] (2)控制分系统根据卫星的轨道、卫星姿态和地面站信息，实时计算数传天线指向角度，并发送给数传天线控制模块，数传天线控制模块根据计算出的天线指向角，驱动数传天线指向地面站；
[0010] (3)卫星动力学模块接收星上的执行机构信息，对卫星动力学进行仿真，并输出真实的卫星姿态、轨道信息，并发送给数传天线跟踪地面站计算模块；
[0011] (4)计算得到地面站的经纬度信息并发送给数据比对模块；
[0012] (5)数据比对模块将地面站经纬度信息与理论装订的地面站信息进行比对，计算得到数传天线跟踪地面站的跟踪误差，如果该误差小于指定的阈值，则认为数传天线指向能够精确跟踪地面站；否则，则认为数传天线不能精确跟踪地面站。
[0013] 所述的步骤(4)的具体实现过程如下：
[0014] (2a)相关数据更新；
[0015] (2b)数传天线指向矢量计算；
[0016] (2c)迭代计算数传天线指向的地面站的经纬度信息。
[0017] 所述的步骤(2a)中相关数据更新的具体实现如下:
[0018] (2a1)根据卫星的时间和轨道信息，计算获得卫星星下点位置的格林尼治恒星时角LamdaG0；
[0019] (2a2)更新天线指向角度方位角α和俯仰角β。
[0020] 所述步骤(2b)数传天线指向矢量计算的具体过程为：
[0021] (2b1)根据卫星的时间、姿态信息、轨道信息，计算获得卫星星体坐标系相对于惯性系的转换矩阵Cib，以及卫星在惯性系中的位置矢量
[0022] (2b2)根据更新后的天线指向角度α,β、天线安装矩阵Cab,天线安装偏差矩阵Carb和转换矩阵Cib，计算获得惯性系中表示的天线指向
[0023]
[0024] 所述的步骤(2c)中迭代计算数传天线指向的地面站的经纬度信息的具体实现如下:
[0025] (2c1)根据天线指向 和卫星在惯性系中的位置矢量 计算获得天线矢量和星地矢量间的夹角：
[0026]
[0027] (2c2)计算获得地面站矢量与卫星到地面站矢量的夹角θsE相关的算式为：
[0028] SsE＝sin(θsE)＝rs sin(θsa)/rE0；
[0029] 其中 e为地球偏心率，RE为地球半径，为地面站的纬度，初始值为0，
[0030] 当计算的SsE存在以下情况时，可出现多种情况：
[0031] 当|SsE|≥1时，说明此时天线指向与地球无交点，置地面站的经度、纬度为Eλ、为0，并停止本周期计算，并跳回步骤(2a)进行下一周期的计算；
[0032] 当|SsE|<1时，说明此时天线指向有地面站，计算此时地面站矢量与星地矢量之间的夹角θrErs为：
[0033] θrErs＝θsE-θsa；
[0034] θsE＝sin-1(SsE)；
[0035] (2c3)根据θsE、θrErs、 和卫星在惯性系中的位置rs，计算获得地面站到卫星的矢量
[0036]
[0037] (2c4)根据卫星矢量 和 计算获得地面站矢量 为：
[0038]
[0039] (2c5)根据卫星星下点位置的格林尼治恒星时角LamdaG0，将地面站矢量转换到地球固连坐标系中；
[0040] (2c6)根据地球坐标系中的地面站矢量，计算地面站经纬度Eλ、 并对地面站的经纬度进行岁差和章动项补偿；
[0041] (2c7)将 带入步骤(2c2)中，重复计算至步骤(2c6)，直至计算出的 与上次计算的 相差小于设定的阈值，则Eλ(n)、 即为地面站最终的经度和纬度值。
[0042] 所述的步骤(5)的具体实现过程如下:
[0043] 数据比对模块将地面站经纬度信息与理论装订的地面站信息进行比对，计算得到数传天线跟踪地面站的跟踪误差，如果该误差小于指定的阈值，则认为数传天线指向能够精确跟踪地面站；否则，则认为数传天线不能精确跟踪地面站。
[0044] 本发明与现有技术相比具有如下优点：
[0045] (1)本发明设计了一种数传天线实时连续跟踪地面站的算法，并把该算法嵌入到测试系统中，实现了卫星整个测试过程中的实时动态连续验证，适用性和通用性大大增强，提高了工作效率。
[0046] (2)本发明融合了卫星动力学仿真、姿态机动和姿态稳定控制所获得的姿态信息、天线指向控制信息、卫星轨道信息，提高了数传天线精确跟踪地面站验证的灵活性，效率大大提高。
[0047] (3)本发明在融合各种姿态和轨道信息的同时，精确考虑了地球椭球因素影响，并采用迭代算法有效提升了数传天线跟踪地面站的精度，提高了数传天线跟踪地面站验证方法的精确度。
附图说明
[0048] 图1为本发明的方法流程示意图。
具体实施方式
[0049] 遥控系统发送卫星机动控制指令；控制分系统接收到机动控制指令后，控制卫星平台进行相应的姿态机动，并将执行机构信息发送给动力学模块。同时控制分系统根据卫星的轨道、卫星姿态和地面站信息，实时计算数传天线指向角度，并发送给数传天线控制模块。数传天线控制模块根据天线指向角度信息，驱动数传天线指向地面站；卫星动力学模块接收星上的执行机构信息，对卫星动力学进行仿真，输出真实的卫星姿态、轨道信息，并发送给数传天线跟踪地面站计算模块；数传天线跟踪地面站计算模块根据卫星的姿态、轨道信息，计算数传天线在惯性空间中的指向，然后根据卫星的轨道位置、地球椭球信息及地面站高程信息计算得到地心至地面站矢量在惯性空间中的指向，最终根据地球自转信息、地球椭球信息、岁差和章动矩阵计算得到地面站的经纬度信息并发送给数据比对模块；数据比对模块将地面站经纬度信息与理论装订的地面站信息进行比对，计算得到数传天线跟踪地面站的跟踪误差，如果该误差小于指定的阈值，则认为数传天线指向能够精确跟踪地面站；否则，则认为数传天线不能精确跟踪地面站。
[0050] 下面结合附图对本发明进行详细说明。
[0051] 如图1所示，一种航天器用数传天线精确跟踪地面站测试验证方法包括步骤如下：
[0052] (1)遥控系统发送卫星机动控制指令；
[0053] (2)控制分系统根据卫星的轨道、卫星姿态和地面站信息，实时计算数传天线指向角度，并发送给数传天线控制模块，数传天线控制模块根据计算出的天线指向角，驱动数传天线指向地面站；
[0054] (3)卫星动力学模块接收星上的执行机构信息，对卫星动力学进行仿真，并输出真实的卫星姿态、轨道信息，并发送给数传天线跟踪地面站计算模块；
[0055] (4)当接收到卫星的姿态和轨道信息、天线指向角度信息后，数传天线跟踪地面站计算模块根据卫星的姿态、轨道信息，计算数传天线在惯性空间中的指向，然后根据卫星的轨道位置、地球椭球信息及地面站高程信息计算得到地心至地面站矢量在惯性空间中的指向，最终根据地球自转信息、地球椭球信息、岁差和章动矩阵计算得到地面站的经纬度信息并发送给数据比对模块；
[0056] (5)数据比对模块将地面站经纬度信息与理论装订的地面站信息进行比对，计算得到数传天线跟踪地面站的跟踪误差，如果该误差小于指定的阈值，这里设定阈值为0.2度，则认为数传天线指向能够精确跟踪地面站；否则，则认为数传天线不能精确跟踪地面站。
[0057] 所述的步骤(4)中天线跟踪地面站算法的具体实现如下：
[0058] (2a)根据卫星的时间和轨道信息，计算获得卫星星下点位置的格林尼治恒星时角LamdaG0；
[0059] (2b)更新天线指向角度方位角α和俯仰角β；
[0060] (2c)根据卫星的时间、姿态信息、轨道信息，计算获得卫星星体坐标系相对于惯性系的转换矩阵Cib，以及卫星在惯性系中的位置矢量
[0061] (2d)根据更新后的天线指向角度α,β、天线安装矩阵Cab,天线安装偏差矩阵Carb和转换矩阵Cib，计算获得惯性系中表示的天线指向
[0062]
[0063] (2e)根据天线指向 和卫星在惯性系中的位置矢量 计算获得天线矢量和星地矢量间的夹角：
[0064]
[0065] (2f)计算获得地面站矢量与卫星到地面站矢量的夹角θsE相关的算式为：
[0066] SsE＝sin(θsE)＝rs sin(θsa)/rE0；
[0067] 其中 e为地球偏心率，RE为地球半径，为地面站的纬度，初始值为0，
[0068] 当计算的SsE存在以下情况时，可出现多种情况：
[0069] 当|SsE|≥1时，说明此时天线指向与地球无交点，置地面站的经度、纬度为Eλ、为0，并停止本周期计算，并跳回(2a)进行下一周期的计算；
[0070] 当|SsE|<1时，说明此时天线指向有地面站，计算此时地面站矢量与星地矢量之间的夹角θrErs为：
[0071] θrErs＝θsE-θsa
[0072] θsE＝sin-1(SsE)
[0073] 继续进行下面的计算
[0074] (2g)根据θsE、θrErs、 和卫星在惯性系中的位置rs,计算地面站到卫星的矢量[0075]
[0076] (2h)根据卫星矢量 和 可计算地面站矢量 为：
[0077]
[0078] (2i)根据卫星星下点位置的格林尼治恒星时角LamdaG0将此时地面站矢量转换到地球固连坐标系中；
[0079] (2j)根据地球坐标系中的地面站矢量，计算此时的地面站经纬度Eλ、 并对岁差和章动项进行补偿；
[0080] (2k)将 带入(3f)中，重复计算至(3j)，直至计算出的 与上次计算的相差小于设定的阈值,这里设定阈值为0.1度，则Eλ(n)、 即为地面站最终的经度和纬度值；
[0081] 在实际的测试过程中，试验结果如下(理论地面站的经度为116.86度，纬度为40.45度)：
[0082]
[0083]
[0084] 当卫星在俯仰轴和滚动轴进行机动时，数传天线跟踪地面站的跟踪误差小于0.2度，验证了本方法的正确性。
[0085] 卫星在测试过程中，一方面存在不同控制模式，不同控制模式下卫星的姿态控制精度存在差别；另一方面在同一控制模式下，数传天线的机动角度也在实时的变化，这些因素都影响到数传天线跟踪地面站的精度。数传天线精确跟踪地面站测试验证方法能够在卫星测试全过程中进行天线指向的实时、动态验证；本发明综合了卫星姿态控制、姿态机动、轨道运算、天线指向、相关的地面和星上数据传输、计算结果实时和动态显示等技术，兼顾了功能、灵活性和易用性，并具有较高的自动化程度。
[0086] 本发明已经应用在相应的型号上，并且取得了良好的效果。
[0087] 本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。
