一种S波段相控阵中继发射天线的波束控制方法技术

一种S波段相控阵中继发射天线的波束控制方法，目的是解决S波段相控阵中继发射天线的波束指向控制问题，使用户星在轨运行期间中继发射天线能够尽可能长时间指向中继星。本方法是根据GPS定位信息和用户星姿态信息实时计算天线阵列本体坐标系下用户星与中继卫星之间的指向角度，从而实现对S波段相控阵中继发射天线波束的控制。

【技术实现步骤摘要】
一种S波段相控阵中继发射天线的波束控制方法
本专利技术涉及一种S波段相控阵中继发射天线的波束控制方法，属于卫星测控领域。
技术介绍
相控阵天线是一类新型阵列天线，其通过将多个单元天线按照一定的规律排列组合以提高天线增益，并通过控制每个单元天线的幅相参数来改变天线波束的指向，实现波束扫描覆盖空间。相控阵天线应用于中继测控领域，能够有效提高中继测控天线的增益，降低发射机的输出功率，从而为卫星平台节约宝贵的能源。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：提供了一种S波段相控阵中继发射天线的波束控制方法，解决了由于用户星位置及姿态变化导致中继发射天线波束指向变化而引起中继测控弧段过短的问题。本专利技术的技术解决方案是：一种S波段相控阵中继发射天线的波束控制方法，步骤如下：(1)将CAN总线发送过来的GPS定位信息转换为J2000.0惯性坐标系下的定位信息，J2000.0惯性坐标系下的定位信息包括用户星位置信息矢量和用户星速度信息矢量为(2)根据用户星位置信息矢量和中继星位置信息矢量根据公式求出J2000.0惯性系下用户星到中继星的矢量(3)根据公式计算用户星轨道坐标系下的指向矢量其中，为转换矩阵，且有为用户星在J2000.0惯性系下速度矢量，xs,ys,zs为用户星在J2000.0惯性系下位置矢量；分别为用户星在J2000.0惯性系下三个方向上的速度单位向量，分别由xs,ys,zs对时间求导得到；(4)根据用户星姿态信息和公式计算在用户星本体坐标系下用户星到中继卫星的指向矢量其中，RZs(ψ)表示绕Zs轴旋转ψ、RXs(φ)表示绕Xs轴旋转φ、RYs(θ)表示绕Ys轴旋转θ；ψ、φ、θ分别表示用户星偏航角、滚动角、俯仰角；(5)根据公式计算在天线阵列本体坐标系下用户星到中继卫星的指向矢量即绕X轴旋转180°，绕Z轴旋转180°度；(6)根据公式计算在天线阵列本体坐标系下用户星到中继卫星指向矢量的指向角度，即俯仰角和方位角λ，其中xa、ya、za分别为在天线阵列本体坐标系下用户星到中继卫星的指向矢量在三个方向上的单位向量。所述在天线阵列本体坐标系下用户星到中继卫星指向矢量的指向角度，即俯仰角和方位角λ，其具体计算方法如下：其中，为俯仰角，λ为方位角，为天线阵列本体坐标系下用户星到中继卫星的指向矢量；引入用户星姿态信息，计算在用户星本体坐标系下用户星到中继卫星的指向矢量其具体计算方法如下：其中，RZs(ψ)表示绕Zs轴旋转ψ、RXs(φ)表示绕Xs轴旋转φ、RYs(θ)表示绕Ys轴旋转θ；ψ、φ、θ分别表示用户星偏航角、滚动角、俯仰角。本专利技术与现有技术相比的有益效果是：(1)方法简单易于实现，不依赖于高速硬件平台，单片机即可实现；(2)可以快速完成天线指向角度的计算，满足中继发射相控阵天线的实时性波束控制要求；(3)引入用户星姿态信息，解决了用户星在有大机动姿态变化时导致的波束偏转问题。附图说明图1为本专利技术波束控制模块工作流程图。图2为用户星轨道坐标系下中继卫星指向矢量计算模型示意图。具体实施方式下面结合附图对本专利技术的具体实施方式进行进一步的详细描述。本专利技术提供了一种S波段相控阵中继发射天线的波束控制方法，如图1所示，步骤如下：(1)将CAN总线发送过来的GPS定位信息转换为J2000.0惯性坐标系下的定位信息，J2000.0惯性坐标系下的定位信息包括用户星位置信息矢量和用户星速度信息矢量为(2)根据用户星位置信息矢量和中继星位置信息矢量由公式求出J2000.0惯性系下用户星到中继星的矢量(3)根据公式计算用户星轨道坐标系下的指向矢量其中，为转换矩阵，且有为用户星在J2000.0惯性系下速度矢量，xs,ys,zs为用户星在J2000.0惯性系下位置矢量；分别为用户星在J2000.0惯性系下三个方向上的速度单位向量，分别由xs,ys,zs对时间求导得到；用户星轨道坐标系下中继卫星指向矢量计算模型示意图如图2所示，图中Xo-Oo-Yo-Zo构成的坐标系即为J2000.0惯性坐标系，Oo为地球质心位置，Xo方向为从地球质心指向春分点的方向，XoYo平面取为与赤道面重合，Zo方向取为与XoYo平面垂直而指向北极的方向，Yo方向取为形成右手坐标系的方向；图中Xs-Os-Ys-Zs构成的坐标系即为用户星本体坐标系，原点Os在用户星质心位置，Zs方向为当卫星姿态角为0°时指向地心的方向，Xs方向指向用户星在轨运行的前方，并与Ys方向轴垂直，Ys与Xs、Zs成右手坐标系；(4)根据用户星姿态信息和公式计算在用户星本体坐标系下用户星到中继卫星的指向矢量其中，RZs(ψ)表示绕Zs轴旋转ψ、RXs(φ)表示绕Xs轴旋转φ、RYs(θ)表示绕Ys轴旋转θ；ψ、φ、θ分别表示用户星偏航角、滚动角、俯仰角；(5)根据公式计算在天线阵列本体坐标系下用户星到中继卫星的指向矢量本专利技术中，天线阵列本体坐标系Za轴指向用户星本体坐标系的-Zs轴方向，天线阵列本体坐标系Xa轴指向用户星本体坐标系的-Xs轴方向，天线阵列本体坐标系Ya轴指向用户星本体坐标系的Ys轴方向，则有用户星到中继卫星的指向矢量在天线阵列本体坐标系下即绕Xs轴旋转180°，绕Zs轴旋转180°，绕Ys轴旋转0°。(6)根据公式计算在天线阵列本体坐标系下用户星到中继卫星指向矢量的指向角度，即俯仰角和方位角λ，其中xa、ya、za分别为在天线阵列本体坐标系下用户星到中继卫星的指向矢量在三个方向上的单位向量。本专利技术未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种S波段相控阵中继发射天线的波束控制方法，其特征在于步骤如下： （1）将CAN总线发送过来的GPS定位信息转换为J2000.0惯性坐标系下的定位信息，J2000.0惯性坐标系下的定位信息包括用户星位置信息矢量和用户星速度信息矢量为（2）根据用户星位置信息矢量和中继星位置信息矢量根据公式求出J2000.0惯性系下用户星到中继星的矢量（3）根据公式计算用户星轨道坐标系下的指向矢量其中，为转换矩阵，且有为用户星在J2000.0惯性系下速度矢量，xs,ys,zs为用户星在J2000.0惯性系下位置矢量；分别为用户星在J2000.0惯性系下三个方向上的速度单位向量，分别由xs,ys,zs对时间求导得到；（4）根据用户星姿态信息和公式计算在用户星本体坐标系下用户星到中继卫星的指向矢量其中，RZs（ψ）表示绕Zs轴旋转ψ、RXs（φ）表示绕Xs轴旋转φ、RYs（θ）表示绕Ys轴旋转θ；ψ、φ、θ分别表示用户星偏航角、滚动角、俯仰角； （5）根据公式计算在天线阵列本体坐标系下用户星到中继卫星的指向矢量即绕X轴旋转180°，绕Z轴旋转180°度；（6）根据公式计算在天线阵列本体坐标系下用户星到中继卫星指向矢量的指向角度，即俯仰角和方位角λ，其中xa、ya、za分别为在天线阵列本体坐标系下用户星到中继卫星的指向矢量在三个方向上的单位向量。...

【技术特征摘要】
1.一种S波段相控阵中继发射天线的波束控制方法，其特征在于步骤如下：(1)将CAN总线发送过来的GPS定位信息转换为J2000.0惯性坐标系下的定位信息，J2000.0惯性坐标系下的定位信息包括用户星位置信息矢量和用户星速度信息矢量(2)根据用户星位置信息矢量和中继星位置信息矢量根据公式求出J2000.0惯性系下用户星到中继星的矢量(3)根据公式计算用户星轨道坐标系下的指向矢量其中，为转换矩阵，且有

【专利技术属性】
技术研发人员：赵笛，李响，韩孟飞，李红宝，王艳丽，林合同，孙蓦征，
申请(专利权)人：航天东方红卫星有限公司，
类型：发明
国别省市：北京;11