火箭的天基天线的位置控制方法技术

本发明专利技术涉及火箭领域，提供一种火箭的天基天线的位置控制方法

【技术实现步骤摘要】
火箭的天基天线的位置控制方法、控制装置和火箭


[0001]本专利技术涉及火箭
，尤其涉及一种火箭的天基天线的位置控制方法
、
控制装置和火箭
。

技术介绍

[0002]相关技术中，天基测控是一种应用中继卫星进行航天器的跟踪及数据传输的技术
。
火箭飞行过程中，火箭到中继卫星的矢量与天基天线指向的夹角
(
简称天基天线指向夹角
)
在天基天线波束角范围内才能保证数据有效传输
。
[0003]对于天基天线与中继卫星的连接情况，一般需要使用
STK
软件进行分析，通过读入弹道数据并结合火箭与中继卫星的位置关系仿真得出天线波束控制方案，保证火箭与中继卫星能保持数据的有效传输
。
但该方法存在的不足之处是：对于不同的发射任务，由于发射场
、
天线安装位置
、
飞行姿态角等的不同，测控方案均有变化，需要设计人员结合
STK
软件重新输入建立仿真模型，进行判断并给出天线安装位置，耗时耗力，且设计周期较长
。

技术实现思路

[0004]本专利技术提供一种火箭的天基天线的位置控制方法
、
控制装置和火箭，用以解决现有技术中的缺陷，实现如下技术效果：可以满足火箭与中继卫星能保持数据的有效传输，进而提高火箭测控方案的设计效率，且提高了火箭的发射成功率
。
[0005]根据本专利技术第一方面实施例的火箭的天基天线的位置控制方法，包括：
[0006]建立火箭本体坐标系，并根据所述火箭本体坐标系建立天线本体坐标系，且所述火箭本体坐标系的原点与所述天线本体坐标系的原点重合；
[0007]根据火箭的参数信息和中继卫星的参数信息，确定得到所述天线本体坐标系的原点至所述中继卫星的中心点的距离向量；
[0008]以所述距离向量与所述天基天线指向之间的指向夹角满足天基天线波束角范围为原则，计算得到所述天基天线的预设位置并根据所述预设位置调整所述天基天线和
/
或所述火箭
。
[0009]根据本专利技术的一个实施例，所述建立火箭本体坐标系，并根据所述火箭本体坐标系建立天线本体坐标系的步骤，具体包括：
[0010]以所述火箭的飞行方向为
X
轴，并根据右手法则建立所述火箭本体坐标系
(X
，
Y
，
Z)
；
[0011]以火箭的飞行方向为
X
轴
、
以所述天基天线的法线方向为
Yt
轴
、
以所述火箭本体坐标系的原点为原点，并根据右手法则建立所述天线本体坐标系
(X
，
Yt
，
Zt)。
[0012]根据本专利技术的一个实施例，所述根据火箭的参数信息和所述中继卫星的参数信息，确定得到所述天线本体坐标系的原点至所述中继卫星的中心点的距离向量的步骤，具体包括：
[0013]在火箭起竖状态下，根据火箭发射点的经纬度以及中继卫星的经纬度，确定所述
天线本体坐标系的原点至所述中继卫星的中心点的初始距离向量
。
[0014]根据本专利技术的一个实施例，所述以所述距离向量与所述天基天线指向之间的指向夹角满足天基天线波束角范围为原则，计算得到所述天基天线的预设位置并根据所述预设位置调整所述天基天线和
/
或所述火箭的步骤，具体包括：
[0015]根据所述初始距离向量分别在所述火箭本体坐标系和所述天线本体坐标系中的位置，计算得到所述初始距离向量与所述火箭本体坐标系的
XOY
平面之间的第一方位角，以及所述初始距离向量与所述天线本体坐标系的
XOZt
之间的第二方位角；
[0016]根据所述第一方位角和所述第二方位角，计算得到所述天基天线在所述火箭起竖状态下的初始安装位置，并基于所述初始安装位置安装所述天基天线
。
[0017]根据本专利技术的一个实施例，所述根据火箭的参数信息和所述中继卫星的参数信息，确定得到所述天线本体坐标系的原点至所述中继卫星的中心点的距离向量的步骤，具体包括：
[0018]在火箭飞行过程中，根据所述火箭在每个飞行时刻所对应的飞行弹道数据和飞行姿态数据，确定所述天线本体坐标系的原点至所述中继卫星的中心点的可变距离向量，其中，所述飞行时刻与所述可变距离向量数量相同且一一对应
。
[0019]根据本专利技术的一个实施例，所述以所述距离向量与所述天基天线指向之间的指向夹角满足天基天线波束角范围为原则，计算得到所述天基天线的预设位置并根据所述预设位置调整所述天基天线和
/
或所述火箭的步骤，具体包括：
[0020]根据每个所述飞行时刻所对应的所述可变距离向量分别在所述火箭本体坐标系和所述天线本体坐标系中的位置，计算得到所述可变距离向量与所述火箭本体坐标系的
XOY
平面之间的第三方位角，以及所述可变距离向量与所述天线本体坐标系的
XOZt
之间的第四方位角；其中，所述飞行时刻
、
所述可变距离向量
、
所述第三方位角和所述第四方位角数量相同且均一一对应；
[0021]根据所述飞行时刻
、
所述第三方位角和所述第四方位角生成控制所述天基天线的数据矩阵，并根据所述数据矩阵调整所述天基天线和
/
或所述火箭
。
[0022]根据本专利技术的一个实施例，所述根据所述数据矩阵调整所述天基天线和
/
或所述火箭的步骤，具体包括：
[0023]根据所述数据矩阵确定每个所述飞行时刻所对应的天基天线的待调节位置；
[0024]根据所述待调节位置与所述天基天线的位置可调节范围生成执行逻辑，并根据所述执行逻辑选择调节所述天基天线的位置和
/
或所述火箭的飞行参数
。
[0025]根据本专利技术的一个实施例，所述根据所述待调节位置与所述天基天线的位置可调节范围生成执行逻辑，并根据所述执行逻辑选择调节所述天基天线的位置和
/
或所述火箭的飞行参数的步骤，具体包括：
[0026]在所述待调节位置处于所述天基天线的位置可调节范围内的情况下，则在原有位置的基础上调节所述天基天线的方位角以使其达到所述待调节位置；
[0027]在所述待调节位置超出所述天基天线的位置可调节范围内的情况下，则根据所述待调节位置与所述位置可调节范围之间的差距，调节所述火箭的飞行参数以使得所述待调节位置处于所述位置可调节范围内，并调节所述天基天线的方位角以使其达到所述待调节位置
。
[0028]根据本专利技术第二方面实施例的火箭的天基天线的位置控制装置，包括：
[0029]第一控制模块，用于建立火箭本体坐标系，并根据所述火箭本体坐标本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种火箭的天基天线的位置控制方法，其特征在于，包括：建立火箭本体坐标系，并根据所述火箭本体坐标系建立天线本体坐标系，且所述火箭本体坐标系的原点与所述天线本体坐标系的原点重合；根据火箭的参数信息和中继卫星的参数信息，确定得到所述天线本体坐标系的原点至所述中继卫星的中心点的距离向量；以所述距离向量与所述天基天线指向之间的指向夹角满足天基天线波束角范围为原则，计算得到所述天基天线的预设位置并根据所述预设位置调整所述天基天线和
/
或所述火箭
。2.
根据权利要求1所述的火箭的天基天线的位置控制方法，其特征在于，所述建立火箭本体坐标系，并根据所述火箭本体坐标系建立天线本体坐标系的步骤，具体包括：以所述火箭的飞行方向为
X
轴，并根据右手法则建立所述火箭本体坐标系
(X
，
Y
，
Z)
；以火箭的飞行方向为
X
轴
、
以所述天基天线的法线方向为
Yt
轴
、
以所述火箭本体坐标系的原点为原点，并根据右手法则建立所述天线本体坐标系
(X
，
Yt
，
Zt)。3.
根据权利要求2所述的火箭的天基天线的位置控制方法，其特征在于，所述根据火箭的参数信息和中继卫星的参数信息，确定得到所述天线本体坐标系的原点至所述中继卫星的中心点的距离向量的步骤，具体包括：在火箭起竖状态下，根据火箭发射点的经纬度以及中继卫星的经纬度，确定所述天线本体坐标系的原点至所述中继卫星的中心点的初始距离向量
。4.
根据权利要求3所述的火箭的天基天线的位置控制方法，其特征在于，所述以所述距离向量与所述天基天线指向之间的指向夹角满足天基天线波束角范围为原则，计算得到所述天基天线的预设位置并根据所述预设位置调整所述天基天线和
/
或所述火箭的步骤，具体包括：根据所述初始距离向量分别在所述火箭本体坐标系和所述天线本体坐标系中的位置，计算得到所述初始距离向量与所述火箭本体坐标系的
XOY
平面之间的第一方位角，以及所述初始距离向量与所述天线本体坐标系的
XOZt
之间的第二方位角；根据所述第一方位角和所述第二方位角，计算得到所述天基天线在所述火箭起竖状态下的初始安装位置，并基于所述初始安装位置安装所述天基天线
。5.
根据权利要求2所述的火箭的天基天线的位置控制方法，其特征在于，所述根据火箭的参数信息和所述中继卫星的参数信息，确定得到所述天线本体坐标系的原点至所述中继卫星的中心点的距离向量的步骤，具体包括：在火箭飞行过程中，根据所述火箭在每个飞行时刻所对应的飞行弹道数据和飞行姿态数据，确定所述天线本体坐标系的原点至所述中继卫星的中心点的可变距离向量，其中，所述飞行时刻与所述可变距离向量数量相同且一一对应
。6.
根据权利要求5所述的火箭的天基天线的位置控制方法，其特征在于，所述以所...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨朕，刘百奇，刘建设，
申请(专利权)人：北京星河动力航天科技股份有限公司安徽星河动力装备科技有限公司江苏星河航天科技有限公司星河动力山东航天科技有限公司，
类型：发明
国别省市：