阅读说明：本技术 适用于地面测站天线对卫星指向的目标定位方法 (Target positioning method suitable for pointing satellite by ground survey station antenna ) 是由 吕旺 郑峰 司力琼 顾强 俞航 王田野 徐晔 杨珺 于 2020-03-19 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种适用于地面测站天线对卫星指向的目标定位方法,通过给定目标时刻的卫星星历数据,经过卫星轨道的相关计算以及相关坐标系的转换计算,得到卫星在地固系下的位置,从而完成卫星的定位过程。本发明考虑卫星实际运行情况计算地面测站天线与卫星的位置关系,不依赖于仿真软件或过多假设内容,有效解决了用于地面站接收天线对卫星指向的的卫星定位问题,而且达到了比较高的定位精度。(The invention provides a target positioning method suitable for a ground survey station antenna to point a satellite. The invention takes the actual running condition of the satellite into consideration to calculate the position relation between the ground station antenna and the satellite, does not depend on simulation software or excessive assumed contents, effectively solves the problem of satellite positioning for the ground station receiving antenna to point to the satellite, and achieves higher positioning precision.)

适用于地面测站天线对卫星指向的目标定位方法

技术领域

本发明涉及卫星轨道计算与控制领域，具体地，涉及一种适用于地面测站天线对卫星指向的目标定位方法。

背景技术

雷达已应用到制导和超视距探测等多个重要领域，在科技建设中起着非常重要的作用，随着外空间目标探测、控制的需求，地面测站雷达天线的跟踪和搜索能力提出了越来越高的要求，因为星地指向的偏差会导致链路传输信息的信噪比下降，若是超过了最大站位容限，甚至会出现信号丢失的现象。这就要求对卫星的定位要更加快速和精确。因此，设计精度高的卫星定位计算方法具有普遍的实用意义。

卫星的定位计算，主要是依据卫星的轨道信息及时间信息，计算出卫星在惯性系下的位置，进而计算卫星在地固系下的位置。国内现有的相关算法研究，大多集中于地面测站位置固定的情况下，在卫星本体坐标系下，进行卫星对地面测站指向的优化设计，而对于地面测站天线对卫星的指向定位的研究较少。本发明针对这一实际情况，提出一种用于地面测站天线的精度较高的卫星实时定位方法，实现地面测站天线对卫星指向的目标定位。

专利“一种绕月卫星双轴天线对地指向控制方法”(专利号：CN101204994A)介绍了一种计算绕月卫星对地心指向的方法，根据地面上注星历数据推算卫星位置，计算卫星对地球的可见区域，并计算出双轴天线的指向角度。该专利为对地心指向，主要结合月球相关坐标系进行计算。本发明与其不同之处在于主要结合地球及地表位置相关坐标系进行计算，完成了地面测站天线对卫星的指向定位计算。

专利“一种深空探测器天线指向的设计方法”(专利号：CN105184002A)介绍了一种深空探测器天线对地心指向的方法，此方法是用于实现深空探测器天线对地心的定向。该专利针对天线对地心的定向而并非是地表的给定位置，而且直接给出了探测器天线对地心的指向矢量，没有通过轨道参数计算卫星位置的算法。本发明与其不同之处在于，设计了通过给定时刻的卫星轨道参数计算地固系卫星位置的计算过程。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于地面测站天线对卫星指向的目标定位方法。

根据本发明提供的一种适用于地面测站天线对卫星指向的目标定位方法，通过给定目标时刻的卫星星历数据，经过卫星轨道的相关计算以及相关坐标系的转换计算，得到卫星在地固系下的位置，从而完成卫星的定位过程。

优选地，包括如下步骤：

惯性系卫星位置计算步骤：根据给定的目标时刻t₁的星历信息，计算t₁时刻卫星在惯性系下的位置R_wECI；

目标时刻秒计数值计算步骤：根据给定的目标时刻t₁，计算历元J2000.0至给定目标时刻的秒计数值t_c；

地固系卫星位置计算步骤：根据所述计算得到的历元J2000.0至给定目标时刻的秒计数值t_c，计算t₁时刻卫星在地固系下的位置R_wECF。

优选地，所述惯性系卫星位置计算步骤中的计算t₁时刻卫星在惯性系下的位置R_wECI的方法如下：

输入目标时刻t₁的星历信息，包括：轨道半长轴a、轨道偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角ω以及平近点角M；

计算t₁时刻卫星在惯性系下的位置R_wECI：

R_wECI＝Q*r_p

其中，旋转矩阵Q按照3-1-3旋转顺序进行描述：

矢量r_p：

其中，M₁为真近点角：

优选地，所述目标时刻秒计数值计算步骤中的计算历元J2000.0至给定目标时刻的秒计数值t_c的方法如下：

输入t₁时刻的年year、月month、日day、时hour、分min、秒sec，计算儒略日JD：

其中，floor()为向下取整运算；

根据儒略日JD计算历元J2000.0至给定目标时刻的秒计数值t_c：

t_c＝(JD-2455197.5)×86400+315547200

优选地，所述地固系卫星位置计算步骤中的计算t₁时刻卫星在地固系下的位置R_wECF的方法如下：

计算地球自转矩阵ER，章动矩阵NR，岁差矩阵PR；

根据计算得到的地球自转矩阵ER，章动矩阵NR，岁差矩阵PR，计算惯性系到地固系的转换矩阵M_ECI2ECF；

根据所述计算得到的t₁时刻卫星在惯性系下的位置R_wECI，计算t₁时刻卫星在地固系下的位置R_wECF。

优选地，所述计算地球自转矩阵ER、章动矩阵NR以及岁差矩阵PR的计算方法如下：

根据所述计算得到的历元J2000.0(至给定目标时刻的秒计数值t_c，计算黄经章动Δψ、黄赤交角ε和交角章动Δε：

其中，T_2k为相对历元J2000.0的儒略世纪数：

地球自转矩阵ER计算方法：

计算赤经章动Δμ：

Δμ＝Δψ*cosε

计算格林尼治平恒星时

计算格林尼治真恒星时S_G：

计算地球自转矩阵ER：

章动矩阵NR计算方法：

NR＝R_X(-ε-Δε)R_Z(-Δψ)R_X(ε)

其中，

岁差矩阵PR计算方法：

计算岁差常数ζ_A、θ_A、Z_A：

计算岁差矩阵PR：

PR＝R_Z(-Z_A)R_Y(θ_A)R_Z(-ζ_A)

其中，

优选地，所述根据计算得到的地球自转矩阵ER、章动矩阵NR以及岁差矩阵PR，计算惯性系到地固系的转换矩阵M_ECI2ECF的计算方法如下：

M_ECI2ECF＝ER*NR*PR

优选地，所述根据计算得到的t₁时刻卫星在惯性系下的位置R_wECI，计算t₁时刻卫星在地固系下的位置R_wECF的计算方法如下：

R_wECF＝M_ECI2ECF*R_wECI

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

本发明考虑卫星实际运行情况计算地面测站天线与卫星的位置关系，不依赖于仿真软件或过多假设内容，有效解决了用于地面站接收天线对卫星指向的的卫星定位问题，而且达到了比较高的定位精度。

附图说明

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：

图1为本发明提供的地面测站天线对卫星指向的目标定位方法流程示意图。

图2为本发明提供的地面测站天线与卫星位置示意图。

图3为本发明提供的惯性系下卫星位置变化曲线示意图。

图4为本发明提供的地固系下卫星位置变化曲线示意图。

具体实施方式

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，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

根据本发明提供的一种适用于地面测站天线对卫星指向的目标定位方法，通过给定目标时刻的卫星星历数据，经过卫星轨道的相关计算以及相关坐标系的转换计算，得到卫星在地固系下的位置，从而完成卫星的定位过程。

具体地，包括如下步骤：

惯性系卫星位置计算步骤：根据给定的目标时刻t₁的星历信息，计算t₁时刻卫星在惯性系下的位置R_wECI；

目标时刻秒计数值计算步骤：根据给定的目标时刻t₁，计算历元J2000.0至给定目标时刻的秒计数值t_c；

地固系卫星位置计算步骤：根据所述计算得到的历元J2000.0至给定目标时刻的秒计数值t_c，计算t₁时刻卫星在地固系下的位置R_wECF。

具体地，所述惯性系卫星位置计算步骤中的计算t₁时刻卫星在惯性系下的位置R_wECI的方法如下：

输入目标时刻t₁的星历信息，包括：轨道半长轴a、轨道偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角ω以及平近点角M；

计算t₁时刻卫星在惯性系下的位置R_wECI：

R_wECI＝Q*r_p

其中，旋转矩阵Q按照3-1-3旋转顺序进行描述：

矢量r_p：

其中，M₁为真近点角：

具体地，所述目标时刻秒计数值计算步骤中的计算历元J2000.0至给定目标时刻的秒计数值t_c的方法如下：

输入t₁时刻的年year、月month、日day、时hour、分min、秒sec，计算儒略日JD：

其中，floor()为向下取整运算；

根据儒略日JD计算历元J2000.0至给定目标时刻的秒计数值t_c：

t_c＝(JD-2455197.5)×86400+315547200

具体地，所述地固系卫星位置计算步骤中的计算t₁时刻卫星在地固系下的位置R_wECF的方法如下：

计算地球自转矩阵ER，章动矩阵NR，岁差矩阵PR；

根据计算得到的地球自转矩阵ER，章动矩阵NR，岁差矩阵PR，计算惯性系到地固系的转换矩阵M_ECI2ECF；

根据所述计算得到的t₁时刻卫星在惯性系下的位置R_wECI，计算t₁时刻卫星在地固系下的位置R_wECF。

具体地，所述计算地球自转矩阵ER、章动矩阵NR以及岁差矩阵PR的计算方法如下：

根据所述计算得到的历元J2000.0(至给定目标时刻的秒计数值t_c，计算黄经章动Δψ、黄赤交角ε和交角章动Δε：

其中，T_2k为相对历元J2000.0的儒略世纪数：

地球自转矩阵ER计算方法：

计算赤经章动Δμ：

Δμ＝Δψ*cosε

计算格林尼治平恒星时

计算格林尼治真恒星时S_G：

计算地球自转矩阵ER：

章动矩阵NR计算方法：

NR＝R_X(-ε-Δε)R_Z(-Δψ)R_X(ε)

其中，

岁差矩阵PR计算方法：

计算岁差常数ζ_A、θ_A、Z_A：

计算岁差矩阵PR：

PR＝R_Z(-Z_A)R_Y(θ_A)R_Z(-ζ_A)

其中，

具体地，所述根据计算得到的地球自转矩阵ER、章动矩阵NR以及岁差矩阵PR，计算惯性系到地固系的转换矩阵M_ECI2ECF的计算方法如下：

M_ECI2ECF＝ER*NR*PR

具体地，所述根据计算得到的t₁时刻卫星在惯性系下的位置R_wECI，计算t₁时刻卫星在地固系下的位置R_wECF的计算方法如下：

R_wECF＝M_ECI2ECF*R_wECI

下面通过优选例，对本发明进行更为具体地说明。

优选例1：

本发明需要用到的坐标系：所述的惯性系为J2000.0惯性坐标系，所述的地固系为WGS-84坐标系。

下面详述本发明的计算过程：

利用MATLAB对此算法进行仿真验证，地球相关参数以及站心系按上文所述设置，输入的UTC时间2018年12月3日5时30分的仿真参数如下：

从UTC时间2018年12月3日5时30分开始对卫星进行仿真定位计算，仿真步长为1s，连续仿真30分钟，作为输入的每1s的卫星星历数据通过STK仿真得到。

(1)根据给定的目标时刻(UTC时间)t₁的星历信息，计算t₁时刻卫星在惯性系下的位置R_wECI，具体计算过程如下：

根据t₁的星历信息，包括：轨道半长轴a、轨道偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角ω、平近点角M。计算t₁时刻卫星在惯性系下的位置R_wECI，得到的惯性系下卫星位置变化曲线如图3所示：

R_wECI＝Q*r_p

其中，旋转矩阵Q按照3-1-3旋转顺序进行描述：

矢量r_p：

其中，M₁为真近点角：

(2)根据给定的目标时刻t₁，计算历元J2000.0(2000年1月1日12时)至给定目标时刻的秒计数值t_c，具体计算过程如下：

输入t₁时刻(UTC时间)的年(year)、月(month)、日(day)、时(hour)、分(min)、秒(sec)，计算儒略日JD：

其中，floor()为向下取整运算。

根据儒略日JD计算历元J2000.0(2000年1月1日12时)至给定目标时刻的秒计数值t_c：

t_c＝(JD-2455197.5)×86400+315547200

(3)根据所述步骤(2)计算得到的历元J2000.0(2000年1月1日12时)至给定目标时刻的秒计数值t_c，计算t₁时刻卫星在地固系下的位置R_wECF，具体计算过程如下：

计算地球自转矩阵ER、章动矩阵NR、岁差矩阵PR，首先计算黄经章动Δψ、黄赤交角ε和交角章动Δε：

其中，T_2k为相对历元J2000.0(2000年1月1日12时)的儒略世纪数：

地球自转矩阵ER计算方法：

计算赤经章动Δμ：

Δμ＝Δψ*cosε

计算格林尼治平恒星时

计算格林尼治真恒星时S_G：

计算地球自转矩阵ER：

章动矩阵NR计算方法：

NR＝R_X(-ε-Δε)R_Z(-Δψ)R_X(ε)

其中，

岁差矩阵PR计算方法：

计算岁差常数ζ_A、θ_A、Z_A：

计算岁差矩阵PR：

PR＝R_Z(-Z_A)R_Y(θ_A)R_Z(-ζ_A)

其中，

根据地球自转矩阵ER、章动矩阵NR、岁差矩阵PR、计算惯性系到地固系的转换矩阵M_ECI2ECF：

M_ECI2ECF＝ER*NR*PR

并根据所述步骤(1)计算得到的t₁时刻卫星在惯性系下的位置R_wECI，计算t₁时刻卫星在地固系下的位置R_wECF，得到的地固系下卫星位置变化曲线如图4所示：

R_wECF＝M_ECI2ECF*R_wECI

优选例2：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种适用于地面测站天线对卫星指向的目标定位方法，通过给定目标时刻的卫星星历数据和地面测站天线的地理位置信息，经过卫星轨道的相关计算以及多个相关坐标系的转换计算，最终转换为卫星在地固系中的位置，完成卫星定位过程。

本发明提出的适用于地面测站天线对卫星指向的目标定位方法，通过卫星星历信息实时计算卫星的位置，且对坐标系转换关系的影响因素考虑全面，计算精度较高，有效解决了卫星定位的需求。地面测站天线与卫星位置关系如图2所示。

如图1所示，为本发明提供的地面测站天线对卫星指向的目标定位方法流程示意图，本发明的技术解决方案的步骤如下：

(1)根据给定的目标时刻(UTC时间)t₁的星历信息，计算t₁时刻卫星在惯性系下的位置R_wECI的过程为：

输入目标时刻t₁的星历信息，包括：轨道半长轴a、轨道偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角ω、平近点角M。计算t₁时刻卫星在惯性系下的位置R_wECI：

R_wECI＝Q*r_p

其中，旋转矩阵Q按照3-1-3旋转顺序进行描述：

矢量r_p：

其中，M₁为真近点角：

(2)根据给定的目标时刻t₁，计算历元J2000.0(2000年1月1日12时)至给定目标时刻的秒计数值t_c的过程为：

输入t₁时刻(UTC时间)的年(year)、月(month)、日(day)、时(hour)、分(min)、秒(sec)，计算儒略日JD：

其中，floor()为向下取整运算。

根据儒略日JD计算历元J2000.0(2000年1月1日12时)至给定目标时刻的秒计数值t_c：

t_c＝(JD-2455197.5)×86400+315547200

(3)根据所述步骤(2)计算得到的历元J2000.0(2000年1月1日12时)至给定目标时刻的秒计数值t_c，计算t₁时刻卫星在地固系下的位置R_wECF的过程为：

根据所述步骤(2)计算得到的历元J2000.0(2000年1月1日12时)至给定目标时刻的秒计数值t_c，计算黄经章动Δψ、黄赤交角ε和交角章动Δε：

其中，T_2k为相对历元J2000.0(2000年1月1日12时)的儒略世纪数：

地球自转矩阵ER计算方法：

计算赤经章动Δμ：

Δμ＝Δψ*cosε

计算格林尼治平恒星时

计算格林尼治真恒星时S_G：

计算地球自转矩阵ER：

章动矩阵NR计算方法：

NR＝R_X(-ε-Δε)R_Z(-Δψ)R_X(ε)

其中，

岁差矩阵PR计算方法：

计算岁差常数ζ_A、θ_A、Z_A：

计算岁差矩阵PR：

PR＝R_Z(-Z_A)R_Y(θ_A)R_Z(-ζ_A)

其中，

由于极移对转换矩阵的计算影响很小，本发明中不考虑此项。根据地球自转矩阵ER，章动矩阵NR，岁差矩阵PR，计算惯性系到地固系的转换矩阵M_ECI2ECF：

M_ECI2ECF＝ER*NR*PR

并根据所述步骤(1)计算得到的t₁时刻卫星在惯性系下的位置R_wECI，计算t₁时刻卫星在地固系下的位置R_wECF：R_wECF＝M_ECI2ECF*R_wECI

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。

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。