中低轨航天器天空地二维指向机构及其跟踪方法

摘要

本发明涉及一种航天器总体设计技术领域的中低轨航天器天空地二维指向机构，包括一台电控箱，一副驱动轴正交的二维指向机构及一个用于安装二维指向机构的指向平台，指向机构具有两个可旋转角度，机构的基座可以在航天器的Xb方向，也可以在Yb方向。本发明只需要一副二维指向机构，就可以完成中低轨航天器对天、对空、对地的指向，即可以完成中低轨航天器对中继卫星、中低轨航天器对其他中低轨航天器、中低轨航天器对地面站的指向，可以大幅度提高航天器的集成度，减少航天器的体积，节省航天器的成本。该指向机构的使用方法灵活，可以具有多种指向修正手段，具有指向精度高，使用简单的特点。

权利要求

1.一种中低轨航天器天空地二维指向机构，其特征在于，包括一台电控箱，一副驱动轴正交的二维指向机构及一个用于安装二维指向机构的指向平台，中低轨航天器天空地二维指向机构，安装在航天器边缘，包括前向、后向、侧向；在安装时，先把机构装配完成，再把基座安装到航天器上；二维指向机构的基座可以在航天器的Xb方向，也可以在Yb方向；二维指向机构X轴为基座旋转轴，二维指向机构Y轴的旋转轴随着X轴的旋转而发生变化；基座旋转轴垂直于安装面，二维指向机构Y轴的旋转轴与基座之间通过中空连接杆连接，空间上互相分离；

所述指向机构的两个旋转维度，其中一个维度实现360º转动，另一个维度实现至少270º以上的转动，如果不要求天、空、地都能够用同一个机构指向，则二维机构的两个旋转维度的可转动角度范围变小。

2.如权利要求1所述的中低轨航天器天空地二维指向机构，其特征是，所述电控箱通过柔性电缆与二维指向机构的两个旋转电机相连，无滑环机构。

3.如权利要求1所述的中低轨航天器天空地二维指向机构，其特征是，所述指向机构的连接杆内部中空，安装波导、光纤、射频电缆，如果为硬波导，在旋转关节部位通过波导关节进行连接。

4.如权利要求1所述的中低轨航天器天空地二维指向机构，其特征是，两个旋转维度，采用三个机构或更多机构，但存在平行冗余旋转轴，用于对不同指向目标类似的切换，最终等效于只有两个正交旋转维度。

5.如权利要求1所述的中低轨航天器天空地二维指向机构，其特征是，还包括一个安装平台，提供与测控天线、数传天线、星间通信天线或激光通信发射装置的螺栓安装接口。

6.一种如权利要求1‑5任一项所述的中低轨航天器天空地二维指向机构的跟踪方法，其特征是，包括如下步骤：

步骤1、将航天器的轨道参数递推至天线跟踪时刻,并计算该时刻下航天器在惯性或地固系坐标系下的位置矢量；

步骤2、计算地面站或目标航天器、中继卫星在惯性或地固坐标系下的位置矢量；

步骤3、计算航天器指向地面站或目标航天器、中继卫星的惯性系或地固坐标系单位矢量；

步骤4、将航天器指向地面站或目标航天器、中继卫星单位矢量转到航天器轨道坐标系；

步骤5、将航天器指向地面站或目标航天器、中继卫星单位矢量从航天器轨道坐标系转到航天器本体坐标系，修正航天器姿态角引起的偏差；

步骤6、将航天器指向地面站或目标航天器、中继卫星单位矢量从航天器本体坐标系转到天线安装坐标系，修正基座安装矩阵；

步骤7、利用航天器轨道坐标系中的航天器指向地面站或目标航天器、中继卫星单位矢量计算二维驱动角；

步骤8、计算驱动角，并对输出的角度的范围根据目标类型及机构的硬件限位进行进一步判断，判断通过后进行角度驱动。

7.如权利要求6所述的中低轨航天器天空地二维指向机构的跟踪方法，其特征是，其计算与修正过程在电控箱中执行，或者由航天器其他计算单元计算并修正后，通过1553B总线或RS422或其他通信手段发送给电控箱，电控箱根据接收到的驱动角度对两台指向电机进行驱动控制。

8.如权利要求6所述的中低轨航天器天空地二维指向机构的跟踪方法，其特征是，所述步骤7所述的两个驱动角度根据航天器及指向目标的实时轨道参数或位置信息进行在轨递推计算，地面通过对航天器发送指令或注数，切换天空地目标类型，在计算驱动角或驱动前切换，或者根据跟踪任务自动识别并切换。

9.如权利要求6所述的中低轨航天器天空地二维指向机构的跟踪方法，其特征是，所述步骤7中，在计算时二维驱动角时，对二维指向机构的安装误差、驱动轴零位误差、指向平台上的安装误差进行修正，在轨对修正参数进行注数修改，以满足高精度指向应用需求。

说明书

中低轨航天器天空地二维指向机构及其跟踪方法

技术领域

[0001] 本发明涉及航天器总体设计技术领域，具体地，涉及一种中低轨航天器天空地二维指向机构及其跟踪方法。

背景技术

[0002] 随着高分辨率遥感技术的发展，航天器在轨数据码速率越来越高，越来越多的航天器在轨数据传输方案采用点波束天线或激光通信等指向型数据传输方案，需要航天器具
有对地面站指向跟踪的二维指向机构。

[0003] 其次，中低轨航天器每天过境内地面站上空的时间很短，对于我国境内，每天一般可飞过境内4轨，每轨通常只有10分钟左右，在有限的数传码速率下，有效数据下传总量难
以满足高分辨率遥感数据的下传要求，迫切需要提高航天器的可数传时间。通常的做法是
增加大量境外地面站或增加数传中继手段。另一方面，在缺少足够的境外站或数传中继手
段的条件下，为了获取境外的遥感数据，需要将实时获取的观测数据缓存在星上大容量存
储器上，在航天器飞过境内时再安排下传，存在时间延迟，数据获取的时效性较差。为了提
高每轨数据下传量，或提高航天器境外探测数据的时效性，越来越多的航天器安装了中继
通信天线，通过中继卫星将数据实时转发回境内，需要航天器具有可以指向对天面的中继
二维指向机构。

[0004] 再次，为了满足航天器编队飞行、星座组网、空间目标探测等要求，部分航天器间要求具有星间通信或空间目标探测功能，要求航天器具有对空间目标的二维指向能力。

[0005] 通常航天器的天空地三种指向需求需要通过不同的二维指向机构实现，对航天器的重量、功耗、成本、布局(多个机构安装、视场规避等)均提出了更高的要求。

[0006] 目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也未收集到国内外类似资料。经对现有技术的检索，申请号为201510527806.0的中国发明专利公开了一种用STK获取航天
器二维转动机构指向角度的方法。首先，定义航天器二维转动机构相关信息；然后，建立STK
仿真场景、航天器轨道和跟踪目标；其次，在STK中设置所需的矢量和平面等三维特征；最
后，在STK中分别建立二维转动机构的X轴和Y轴目标指向角度。但是，该方案中，航天器的天
空地三种指向需求需要通过不同的二维指向机构实现，达不到航天器的重量、功耗、成本、
布局(多个机构安装、视场规避等)等的相关要求。

发明内容

[0007] 针对现有技术的缺陷，本发明的目的是提供一种中低轨航天器天空地二维指向机构及其跟踪方法，克服现有航天器二维指向机构功能过于单一化，不同功能需要多副二维
指向机构的不足。

[0008] 本发明涉及一种中低轨航天器天空地二维指向机构，包括一台电控箱，一副驱动轴正交的二维指向机构及一个用于安装二维指向机构的指向平台，指向机构具有两个可旋
转角度，机构的基座可以在航天器的Xb方向，也可以在Yb方向。

[0009] 优选地，所述两个指向机构的旋转维度，其中一个维度实现360°转动，另一个维度实现至少270°以上的转动，如果不要求天、空、地都能够用同一个机构指向，例如只要求对
三者之一或之二指向，则二维机构的两个旋转角度的可转动角度范围可以更小。

[0010] 优选地，所述电控箱通过柔性电缆与二维指向机构的两个旋转电机相连，无滑环机构。

[0011] 优选地，所述指向机构连接杆内部中空，可安装波导、光纤、射频电缆等，如果为硬波导，可在旋转关节部位通过波导关节进行连接。

[0012] 优选地，两个旋转维度，采用三个机构或更多机构，但存在平行冗余旋转轴，用于对不同指向目标类似的切换，最终等效于只有两个正交旋转维度。

[0013] 优选地，还包括一个安装平台，提供与测控天线、数传天线、星间通信天线或激光通信发射装置的螺栓安装接口，适用于中低轨卫星、飞船、临近空间飞行器等航天器对中继
卫星、对其他中低轨航天器或对地面站进行微波通信或激光通信数据交互。

[0014] 本发明还涉及一种中低轨航天器天空地二维指向机构的跟踪方法，包括如下步骤：

[0015] 步骤1、将航天器的轨道参数递推至天线跟踪时刻,并计算该时刻下航天器在惯性或地固系坐标系下的位置矢量；

[0016] 步骤2、计算地面站(或目标航天器、中继卫星)在惯性或地固坐标系下的位置矢量；

[0017] 步骤3、计算航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)的惯性系或地固坐标系单位矢量；

[0018] 步骤4、将航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)单位矢量转到航天器轨道坐标系；

[0019] 步骤5、将航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)单位矢量从航天器轨道坐标系转到航天器本体坐标系，修正航天器姿态角引起的偏差；

[0020] 步骤6、将航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)单位矢量从航天器本体坐标系转到天线安装坐标系，修正基座安装矩阵；

[0021] 步骤7、利用航天器轨道坐标系中的航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)单位矢量计算二维驱动角；

[0022] 步骤8、计算驱动角，并对输出的角度的范围根据目标类型及机构的硬件限位进行进一步判断，判断通过后进行角度驱动。

[0023] 优选地，其计算与修正过程可在电控箱中执行，也可由航天器其他计算单元计算并修正后，通过1553B总线或RS422等其他通信手段发送给电控箱，电控箱根据接收到的驱
动角度对两台指向电机进行驱动控制。

[0024] 优选地，所述步骤7所述的两个驱动角度可以根据航天器及指向目标的实时轨道参数或位置信息进行在轨递推计算，地面通过对航天器发送指令或注数，切换天空地目标
类型，在计算驱动角或驱动前切换，或者根据跟踪任务自动识别并切换。

[0025] 优选地，所述步骤7中，在计算时二维驱动角时，对二维指向机构的安装误差、驱动轴零位误差、指向平台上的安装误差进行修正，在轨对修正参数进行注数修改，以满足高精
度指向应用需求。

[0026] 与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

[0027] 1、本发明的中低轨航天器天空地二维指向机构，只使用一副二维指向机构就可以完成中低轨航天器对天、对空、对地的指向，即可以完成中低轨航天器对中继卫星、中低轨
航天器对其他中低轨航天器、中低轨航天器对地面站的指向，可以大幅度提高航天器的集
成度，减少航天器的体积，节省航天器的成本。该指向机构的使用方法灵活，可以具有多种
指向修正手段，具有指向精度高，使用简单的特点；

[0028] 2、本发明的中低轨航天器天空地二维指向机构，安装在航天器边缘，包括前向、后向、侧向等，不占用航天器的对地面，有利于整星布局；

[0029] 3、本发明的中低轨航天器天空地二维指向机构的跟踪方法，地面可通过对航天器发送指令、注数或根据跟踪任务自动识别切换跟踪目标类型，可在计算驱动角时或驱动前
进行切换；

[0030] 4、本发明的中低轨航天器天空地二维指向机构的跟踪方法，在计算指向驱动角时可以对二维指向机构的安装误差、驱动轴零位误差等进行修正，在轨可对修正参数进行注
数修改，可满足高精度指向应用需求；

[0031] 5、本发明提出了一种可以适应天空地指向需求的指向系统，可以分别满足航天器对中继卫星指向，对空间目标指向及对地面站指向的需求，具有集成度高、体积小、安装布
局简单、指向精度高、总运动部件数少，功耗低，可靠性高，成本低的特点，具有广泛的应用
价值。

附图说明

[0032] 通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显。

[0033] 图1为本发明中低轨航天器天空地二维指向机构结构示意图；

[0034] 图2为本发明中低轨航天器天空地二维指向机构指向地面站目标状态结构示意图，(二维指向机构为指向对地面站目标状态，机构安装在航天器飞行方向上，机构X轴为基
座旋转轴；)。

[0035] 图3为本发明中低轨航天器天空地二维指向机构指向对空目标状态；

[0036] 图4为本发明中低轨航天器天空地二维指向机构指向中继卫星状态；

[0037] 图5为本发明中低轨航天器天空地二维指向机构及其跟踪方法指向角度的计算流程。

具体实施方式

[0038] 下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术
人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明
的保护范围。

[0039] 需要说明的是，在本发明各附图中，Yb方向垂直于轨道面方向，指向负轨道法线或负角动量方向；Zb指向对地心方向或对天方向；Xb指向航天器飞行方向或飞行方向反方向，
与Yb，Zb呈右手定则。

[0040] 实施例

[0041] 本实施例中，本发明的中低轨航天器天空地二维指向机构介绍如下：包括一台电控箱，一副驱动轴正交的二维指向机构及一个用于安装二维指向机构的指向平台，指向机
构的两个可旋转角度均大于300度，机构的基座可以在航天器的Xb方向，也可以在Yb方向。

[0042] 接下来对本发明进行详细的描述。

[0043] 本发明的目的是提供一种中低轨航天器天空地二维指向机构及其跟踪方法，克服现有航天器二维指向机构功能单一化，不同功能需要多副二维指向机构不足。

[0044] 如图2所示，本实施例提供的中低轨航天器天空地二维指向机构及其跟踪方法方案，机构X轴为基座旋转轴，机构Y轴的旋转轴随着X轴的旋转而发生变化。在安装时，先把机
构装配完成，再把基座安装到航天器上。该二维机构可安装在航天器飞行方向上，也可安装
在飞行方向反方向上，如果把基座方向改为Y方向，还可以安装在飞行器的侧向上。

[0045] 机构的基座粘贴有精测棱镜，在安装完成后可通过精测获得相对于航天器本体坐标系的安装矩阵BTA。各旋转轴的零位可通过对比测角部件与实测结果的差值获得，X轴和Y
轴的零位分别记为dx和dy。

[0046] 图2至图4所示，为本发明中低轨航天器天空地二维指向机构指向地面站目标、对空目标状态、中继卫星状态示意图。

[0047] 本发明提供一种中低轨航天器天空地二维指向机构，包括一台电控箱，一副驱动轴正交的二维指向机构及一个用于安装指向载荷的指向平台，两个指向机构的可旋转角度
均大于300度，机构的基座可以在航天器的Xb方向，也可以在Yb方向；

[0048] 电控箱，通过柔性电缆与二维指向机构的两个旋转电机相连，无滑环机构；

[0049] 二维指向机构连接杆内部中空，可安装波导、光纤、射频电缆等，如果为硬波导，可在旋转关节部位通过波导关节进行连接；二维指向机构有两个旋转维度，可以设计三个机
构或更多机构，但存在平行旋转轴，最终等效于只有两个正交旋转维度，冗余维度的机构可
用于对不同指向目标类似的切换；

[0050] 中低轨航天器天空地二维指向机构还包括一个安装平台，提供与测控天线、数传天线、星间通信天线或激光通信发射装置的螺栓安装接口，可适用于中低轨卫星、飞船、临
近空间飞行器等航天器对中继卫星、对其他中低轨航天器或对地面站进行微波通信或激光
通信数据交互；

[0051] 上述中低轨航天器天空地二维指向机构的跟踪方法，包括如下步骤：

[0052] 步骤1、将航天器的轨道参数递推至天线跟踪时刻,并计算该时刻下航天器在惯性或地固系坐标系下的位置矢量；

[0053] 步骤2、计算地面站(或目标航天器、中继卫星)在惯性或地固坐标系下的位置矢量；

[0054] 步骤3、计算航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)的惯性系或地固坐标系单位矢量；

[0055] 步骤4、将航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)单位矢量转到航天器轨道坐标系；

[0056] 步骤5、将航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)单位矢量从航天器轨道坐标系转到航天器本体坐标系，修正航天器姿态角引起的偏差；

[0057] 步骤6、将航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)单位矢量从航天器本体坐标系转到天线安装坐标系，修正基座安装矩阵；

[0058] 步骤7、利用航天器轨道坐标系中的航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)单位矢量计算二维驱动角，同时修正零位误差；

[0059] 步骤8、对输出的角度的范围根据目标类型及机构的硬件限位进行进一步判断，判断通过后进行角度驱动。

[0060] 其计算与修正过程可在电控箱中执行，也可由航天器其他计算单元计算并修正后，通过1553B总线或RS422等其他通信手段发送给电控箱，电控箱根据接收到的驱动角度
对两台指向电机进行驱动控制；

[0061] 中低轨航天器天空地二维指向机构的跟踪方法，特征1、采用一副二维指向机构实现天空地多用途指向；如果采用三个或更多的旋转机构，其中一个或多个机构的旋转轴与
其他旋转轴存在平行旋转轴，例如专用一个旋转轴用于切换对天、对地及对空间目标指向，
最终等效于只有两个正交旋转维度，也属于二维指向机构及其跟踪方法。特征2、二维指向
机构及其跟踪方法两个维度的转动轴均可实现大角度范围的转动，其中一个维度可以实现
360°转动，另一个维度可以实现至少270°以上的转动，以满足分别对地面站、对中继卫星及
对空间目标的指向需求。为了避开视场的遮挡，二维指向机构通常安装在航天器的边缘，如
附图1所示。特征3、二维指向机构及其跟踪方法的两个驱动角度可以根据航天器及指向目
标的实时轨道参数或位置信息进行在轨递推计算，地面可通过对航天器发送指令或注数，
切换天空地目标类型，可在计算驱动角或驱动前切换，也可根据跟踪任务自动识别并切换。
在计算时可对二维指向机构的安装误差、驱动轴零位误差、指向平台上的安装误差等进行
修正，在轨可对修正参数进行注数修改，以满足高精度指向应用需求。

[0062] 中低轨航天器天空地二维指向机构及其跟踪方法驱动角度的计算流程图如图5所示，主要计算步骤如下：

[0063] 1、将航天器的轨道参数递推至天线跟踪时刻t,并计算t时刻下航天器在惯性坐标系下的位置矢量ri，ri的三个分量为分别为rix，riy，riz。；

[0064] 2、计算地面站(或目标航天器、中继卫星)在惯性坐标系下的位置矢量Rista，Rista的三个分量为分别为Ristax，Ristay，Ristaz；

[0065] 3、计算航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)的单位矢量

[0066] 先计算航天器指向地面站矢量Riws，Riws的三个分量为分别为riwsx，riwsy，riwsz；

[0067]

[0068] 计算航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)矢量的距离riwsl

[0069]

[0070] 将惯性系下航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)矢量化为单位矢量

[0071]

[0072] 4、将航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)单位矢量转到航天器轨道坐标系；

[0073]

[0074] 式中， 为轨道坐标系下的航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)单位矢量，ITO为惯性系到轨道系的旋转矩阵，us表示卫星轨道参数中的幅度幅角，is表示卫星轨
道参数中的轨道倾角，Ωs表示卫星轨道参数中的升交点赤经，Rz(us)，Rx(is)及Rz(Ωs)，分
别表示绕Z轴、X轴和Z轴旋转us，is，Ωs。

[0075] 5、将航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)单位矢量从航天器轨道坐标系转到航天器本体坐标系，修正航天器姿态角引起的偏差；

[0076]

[0077] 式中， 表示本体系坐标系下航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)单位矢量，OTB为姿态转换矩阵，OTB计算与姿态描述的转序有关，如姿态转序为3‑1‑2转序，则
姿态转换矩阵 其中 为滚动姿态角，θ为俯仰姿态角，ψ为偏航姿态
角，Ry(θ)， 和Rz(ψ)分别表示绕y轴、x轴和z轴旋转 θ和ψ角。

[0078] 6、将航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)单位矢量从航天器本体坐标系转到天线安装坐标系，修正基座安装矩阵；

[0079]

[0080] 式中 表示天线安装坐标系下的航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)单位矢量，BTA为天线基座的安装矩阵。

[0081] 7、利用航天器轨道坐标系中的航天器指向地面站(或目标航天器、中继卫星)单位矢量计算不考虑零位及光电轴偏差ATD的二维驱动角；

[0082] 令 有

[0083]

[0084] 式中，θ0和 分别表示二维指向机构绕Y轴的旋转角和绕X轴的旋转角理论值。

[0085] 8、实际的驱动角度需要考虑驱动轴的零位误差，二维指向机构绕Y轴的驱动角和绕X轴的驱动角可由下式计算；

[0086]

[0087] 式中，θd和 分别表示二维指向机构绕Y轴的驱动角和绕X轴的驱动角。

[0088] 在输出最终的角度时，还可以对输出的角度的范围根据目标类型及机构的硬件限位进行进一步判断及限制，以保障机构的平稳运行。

[0089] 综上所述，本发明的中低轨航天器天空地二维指向机构，只使用一副二维指向机构就可实现天、空、地指向，重量、功耗、体积更小，成本更低；本发明的中低轨航天器天空地
二维指向机构，安装在航天器边缘，不占用航天器的对地面，有利于整星布局；本发明的中
低轨航天器天空地二维指向机构的跟踪方法，地面可通过对航天器发送指令、注数或根据
跟踪任务自动识别切换跟踪目标类型，可在计算驱动角时或驱动前进行切换；在计算指向
驱动角时可以对二维指向机构的安装误差、驱动轴零位误差等进行修正，在轨可对修正参
数进行注数修改，满足高精度指向应用需求；本发明提出了一种可以适应天空地指向需求
的指向系统，可以满足航天器对中继卫星指向，对空间目标指向及对地面站指向的需求，具
有集成度高、体积小、安装布局简单、指向精度高、总运动部件数少，功耗低，可靠性高，成本
低的特点，具有广泛的应用价值。

[0090] 以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影
响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相
互组合。