不依赖于卫星导航信息的卫星天线自主测控方法及系统

摘要

本发明公开了一种不依赖于卫星导航信息的卫星天线自主测控方法及系统。该方法首先根据加速度计测量值获取俯仰角和横滚角初始值，开始寻星，对上目标卫星之后反推计算确定初始航向角，而后进入到稳定跟踪状态；在卫星天线稳定跟踪状态下，根据加速度计和陀螺测量值进行姿态角融合估计，确定方位转盘的俯仰角和横滚角估计值；并采用跟踪获取的航向角误差对方位转盘的航向角进行修正估计；最终根据三个姿态角估计值调节方位转盘的三维姿态角度，保持卫星天线与目标卫星之间的视线瞄准，实现卫星天线自主测控。本发明方法采用简单和实用的算法即可实现无卫星导航信息辅助情况下的自主测控，在卫星导航信息使用受限以及军用情况下具有重要的现实意义。

说明书

技术领域

本发明涉及移动卫星通信技术领域，特别是涉及一种不依赖于卫星导航信息的卫星天线自主测控方法及系统。

背景技术

随着经济全球化和信息化的发展，人们迫切需要在旅途中的任何地方、任何时间都能实时传递或接收宽带、大容量的语音、数据、图像、视频等多媒体信息，以便更快、更准确地掌握瞬息万变的时局。卫星通信是唯一能在不同环境下同时提供不同业务需求的通信系统。

由于ITU(International Telecommunication Union，国际电信联盟)分配给卫星移动业务的带宽较低，很难满足宽带通信业务的需求。基于卫星固定业务的“动中通”通信系统为这一理想的实现提供了可能。动中通卫星通信系统是指安装卫星天线的移动载体(如汽车、火车、飞机、轮船等)能够与静止卫星(即同步轨道卫星)建立通信链路并能够在载体快速运动的过程中保持通信链路的畅通以实现实时通信的系统。简单的说，就是将固定卫星地球站放置于不停运动的载体上，在此过程中，始终保持天线与卫星之间的视线瞄准就成为测控系统需要解决的任务。

测控系统保持卫星指向需要借助于惯性器件感知载体当前的航向、俯仰、横滚三维姿态角度，通过坐标系变换得到保持指向惯性空间稳定的指令角度，驱动电机保持该指向，因此载体的三维姿态角度的实时估计成为测控系统的关键任务。当前，国内外通用的姿态估计方法是通过卫星导航系统(Global Navigation Satellite System，GNSS)和惯性导航系统(Inertial Navigation System，INS)组合导航来得到精确的姿态角估计。但是，一旦卫星导航系统受到干扰或者失去卫星导航信息信号，惯性导航系统的器件误差随着时间的推移，积分误差越来越大，就会导致姿态估计失效。在城市环境、峡谷山地、军事应用环境中，卫星导航系统的信号非常容易受到遮挡或者干扰，从而导致测控系统的姿态角出现较大估计误差，带来天线的指向偏移。

发明内容

本发明的目的是提供一种不依赖于卫星导航信息的卫星天线自主测控方法及系统，以使得卫星动中通在无卫星导航信息辅助的情况下仍然能够实现卫星天线的稳定跟踪，进而实现自主测控。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种不依赖于卫星导航信息的卫星天线自主测控方法，所述卫星天线自主测控方法基于一种微机械惯性测量单元；所述微机械惯性测量单元安装于卫星天线的方位转盘上；所述微机械惯性测量单元内部包含三轴正交放置的陀螺和加速度计；所述卫星天线自主测控方法包括：

获取所述加速度计采集的加速度计测量值；

根据所述加速度计测量值确定所述方位转盘的俯仰角初始值和横滚角初始值；

根据所述俯仰角初始值和所述横滚角初始值开始寻星，对上目标卫星之后反推计算确定初始航向角；

根据所述初始航向角调整所述卫星天线对准目标卫星，进入到稳定跟踪状态；

获取所述卫星天线稳定跟踪状态下所述陀螺采集的陀螺测量值；

根据所述加速度计测量值和所述陀螺测量值进行姿态角融合估计，确定所述方位转盘的俯仰角估计值和横滚角估计值；

采用卫星信号极大值跟踪方法获取航向角误差；

采用所述航向角误差对所述方位转盘的航向角进行修正估计，得到航向角估计值；

根据所述俯仰角估计值、所述横滚角估计值和所述航向角估计值调节所述方位转盘的三维姿态角度，保持所述卫星天线与所述目标卫星之间的视线瞄准，实现卫星天线自主测控。

可选的，所述根据所述加速度计测量值确定所述方位转盘的俯仰角初始值和横滚角初始值，具体包括：

根据所述加速度计测量值，采用公式确定所述方位转盘的俯仰角初始值；

采用公式确定所述方位转盘的横滚角初始值；其中a_x,a_y,a_z分别为三个正交放置的加速度计采集的加速度计测量值；g为重力加速度值；令P₀＝P_a,R₀＝R_a，P₀为俯仰角初始值，R₀为横滚角初始值。

可选的，所述根据所述俯仰角初始值和所述横滚角初始值开始寻星，对上目标卫星之后反推计算确定初始航向角，具体包括：

令P＝P₀，R＝R₀，H＝H₀＝0，采用公式计算得到此时卫星天线在转盘上需要调整的俯仰角和极化角β，γ；其中表示从地理坐标系到天线指向坐标系的变换矩阵，A、E、V分别表示固定卫星地球站对准目标卫星的方位角、俯仰角和极化角；表示从天线转台坐标系到天线指向坐标系的变换矩阵；表示从地理坐标系到转台坐标系的变换矩阵，H、P、R分别表示方位转台的航向角、俯仰角、横滚角；

根据所述β，γ调整卫星天线至所述俯仰角和极化角处，转动方位转盘开始方位扫描；

扫描一周结束后，判断卫星信标接收到的信标机信号强度是否大于卫星捕获阈值X_T，获得第一判断结果；

若所述第一判断结果为接收到的信标机信号强度小于或等于卫星捕获阈值X_T，则调整俯仰角角度为β+(-1)ⁿ2n，返回所述根据所述β，γ调整卫星天线至所述俯仰角和极化角处，转动方位转盘开始方位扫描的步骤；其中n为旋转圈数；

若所述第一判断结果为接收到的信标机信号强度大于卫星捕获阈值X_T，则根据卫星信号强度最大值处编码器指示的β,γ，采用公式反推计算出当前方位转台的航向角H_主；

将所述航向角H_主的取值区间转换至航向角的真实取值区间，得到所述初始航向角。

可选的，所述根据所述加速度计测量值和所述陀螺测量值进行姿态角融合估计，确定所述方位转盘的俯仰角估计值和横滚角估计值，具体包括：

根据所述加速度计测量值和所述陀螺测量值，采用公式确定载体机动判断调节参数μ；其中ΔP为陀螺积分俯仰角与加速度计测量的俯仰角之间的差值，ΔR为陀螺积分横滚角与加速度计测量的横滚角之间的差值；ξ₁为第一阈值，ξ₂为第二阈值；

根据所述加速度计测量值、所述陀螺测量值以及所述载体机动判断调节参数μ，采用公式确定所述方位转盘的俯仰角估计值和横滚角估计值；其中P_a,k-1为第k-1个时间点所述方位转盘的俯仰角初始值；R_a,k-1为第k-1个时间点所述方位转盘的横滚角初始值；P_k-1为第k-1个时间点所述方位转盘的俯仰角估计值；R_k-1为第k-1个时间点所述方位转盘的横滚角估计值；k_p为第一融合加权参数，k_i为第二融合加权参数；δt表示计算间隔时间；ω_x，k-1、ω_y，k-1、ω_z，k-1分别表示正交安装的三个陀螺在第k-1个时间点采集的陀螺测量值；P_k为第k个时间点所述方位转盘的俯仰角估计值；R_k为第k个时间点所述方位转盘的横滚角估计值。

可选的，所述采用所述航向角误差对所述方位转盘的航向角进行修正估计，得到航向角估计值，具体包括：

根据所述航向角误差，采用航向角修正算法

对所述方位转盘的航向角进行修正估计，得到航向角估计值；其中Δθ_a，k-1为第k-1个时间点的方位跟踪偏差角；β_k-1为第k-1个时间点卫星天线的俯仰角；ΔH_k-1为第k-1个时间点的航向角误差；k_p，H为比例积分校正的比例系数，k_i，H为比例积分校正的积分系数；H_k-1为第k-1个时间点所述方位转盘的航向角估计值；H_k第k个时间点所述方位转盘的航向角估计值。

一种不依赖于卫星导航信息的卫星天线自主测控系统，所述系统包括：

加速度计测量值获取模块，用于获取加速度计采集的加速度计测量值；

俯仰角及横滚角初始值确定模块，用于根据所述加速度计测量值确定所述方位转盘的俯仰角初始值和横滚角初始值；

初始航向角确定模块，用于根据所述俯仰角初始值和所述横滚角初始值开始寻星，对上目标卫星之后反推计算确定初始航向角；

稳定跟踪模块，用于根据所述初始航向角调整所述卫星天线对准目标卫星，进入到稳定跟踪状态；

陀螺测量值获取模块，用于获取所述卫星天线稳定跟踪状态下所述陀螺采集的陀螺测量值；

姿态角融合估计模块，用于根据所述加速度计测量值和所述陀螺测量值进行姿态角融合估计，确定所述方位转盘的俯仰角估计值和横滚角估计值；

航向角误差获取模块，用于采用卫星信号极大值跟踪方法获取航向角误差；

航向角误差修正模块，用于采用所述航向角误差对所述方位转盘的航向角进行修正估计，得到航向角估计值；

自主测控模块，用于根据所述俯仰角估计值、所述横滚角估计值和所述航向角估计值调节所述方位转盘的三维姿态角度，保持所述卫星天线与所述目标卫星之间的视线瞄准，实现卫星天线自主测控。

可选的，所述俯仰角及横滚角初始值确定模块具体包括：

俯仰角初始值确定单元，用于根据所述加速度计测量值，采用公式确定所述方位转盘的俯仰角初始值；

横滚角初始值确定单元，用于采用公式确定所述方位转盘的横滚角初始值；其中a_x,a_y,a_z分别为三个正交放置的加速度计采集的加速度计测量值；g为重力加速度值；令P₀＝P_a,R₀＝R_a，P₀为俯仰角初始值，R₀为横滚角初始值。

可选的，所述初始航向角确定模块具体包括：

俯仰角和极化角计算单元，用于令P＝P₀，R＝R₀，H＝H₀＝0，采用公式计算得到此时卫星天线在转盘上需要调整的俯仰角和极化角β，γ；其中表示从地理坐标系到天线指向坐标系的变换矩阵，A、E、V分别表示固定卫星地球站对准目标卫星的方位角、俯仰角和极化角；表示从天线转台坐标系到天线指向坐标系的变换矩阵；表示从地理坐标系到转台坐标系的变换矩阵，H、P、R分别表示方位转台的航向角、俯仰角、横滚角；

方位扫描单元，用于根据所述β，γ调整卫星天线至所述俯仰角和极化角处，转动方位转盘开始方位扫描；

信标机信号强度判断单元，用于在扫描一周结束后，判断卫星信标接收到的信标机信号强度是否大于卫星捕获阈值X_T，获得第一判断结果；

循环扫描单元，用于若所述第一判断结果为接收到的信标机信号强度小于或等于卫星捕获阈值X_T，则调整俯仰角角度为β+(-1)ⁿ2n，返回所述根据所述β，γ调整卫星天线至所述俯仰角和极化角处，转动方位转盘开始方位扫描的步骤；其中n为旋转圈数；

航向角计算单元，用于若所述第一判断结果为接收到的信标机信号强度大于卫星捕获阈值X_T，则根据卫星信号强度最大值处编码器指示的β,γ，采用公式反推计算出当前方位转台的航向角H_主；

初始航向角确定单元，用于将所述航向角H_主的取值区间转换至航向角的真实取值区间，得到所述初始航向角。

可选的，所述姿态角融合估计模块具体包括：

载体机动判断调节参数计算单元，用于根据所述加速度计测量值和所述陀螺测量值，采用公式确定载体机动判断调节参数μ；其中ΔP为陀螺积分俯仰角与加速度计测量的俯仰角之间的差值，ΔR为陀螺积分横滚角与加速度计测量的横滚角之间的差值；ξ₁为第一阈值，ξ₂为第二阈值；

俯仰和横滚角估计值确定单元，用于根据所述加速度计测量值、所述陀螺测量值以及所述载体机动判断调节参数μ，采用公式

确定所述方位转盘的俯仰角估计值和横滚角估计值；其中P_a,k-1为第k-1个时间点所述方位转盘的俯仰角初始值；R_a,k-1为第k-1个时间点所述方位转盘的横滚角初始值；P_k-1为第k-1个时间点所述方位转盘的俯仰角估计值；R_k-1为第k-1个时间点所述方位转盘的横滚角估计值；k_p为第一融合加权参数，k_i为第二融合加权参数；δt表示计算间隔时间；ω_x，k-1、ω_y，k-1、ω_z，k-1分别表示正交安装的三个陀螺在第k-1个时间点采集的陀螺测量值；P_k为第k个时间点所述方位转盘的俯仰角估计值；R_k为第k个时间点所述方位转盘的横滚角估计值。

可选的，所述航向角误差修正模块具体包括：

航向角误差修正单元，用于根据所述航向角误差，采用航向角修正算法

对所述方位转盘的航向角进行修正估计，得到航向角估计值；其中Δθ_a，k-1为第k-1个时间点的方位跟踪偏差角；β_k-1为第k-1个时间点卫星天线的俯仰角；ΔH_k-1为第k-1个时间点的航向角误差；k_p，H为比例积分校正的比例系数，k_i，H为比例积分校正的积分系数；H_k-1为第k-1个时间点所述方位转盘的航向角估计值；H_k第k个时间点所述方位转盘的航向角估计值。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

本发明提供一种不依赖于卫星导航信息的卫星天线自主测控方法及系统，所述方法首先根据加速度计测量值确定方位转盘的俯仰角初始值和横滚角初始值；根据所述俯仰角初始值和所述横滚角初始值开始寻星，对上目标卫星之后反推计算确定初始航向角；根据所述初始航向角调整所述卫星天线对准目标卫星，进入到稳定跟踪状态；在卫星天线稳定跟踪状态下，根据加速度计测量值和陀螺测量值进行姿态角融合估计，确定方位转盘的俯仰角估计值和横滚角估计值；并采用跟踪获取的航向角误差对方位转盘的航向角进行修正估计，得到航向角估计值；最终根据所述俯仰角估计值、所述横滚角估计值和所述航向角估计值调节所述方位转盘的三维姿态角度，保持所述卫星天线与所述目标卫星之间的视线瞄准，实现卫星天线自主测控。本发明方法可以完全脱离导航定位信息的辅助，独立自主工作，采用简单和实用的算法即可实现无卫星导航信息辅助情况下的自主测控，在卫星导航信息使用受限以及军用情况下具有重要的现实意义。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明提供的卫星方位转盘与惯性测量单元安装示意图；

图2为本发明提供的卫星初始对准与姿态角初始赋值的方法流程图；

图3为本发明提供的陀螺和加速度计融合估计姿态角的原理示意图；

图4为本发明提供的方位正弦扫描极大值跟踪示意图；

图5为本发明提供的卫星遮挡恢复以及航向角再赋值方法流程图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明针对现有测控系统必须依赖于卫星导航信息的这一问题，提出一种不依赖于卫星导航信息的卫星天线自主测控方法及系统，该方法将使得卫星动中通在无卫星导航信息辅助的情况下仍然能够正常工作。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

本发明所要解决的技术问题在于在无卫星导航信息时，单独的惯性测量单元随时间累积的误差无法消除，必须采用新的数据融合结构和方法来完成三维姿态角度的估计。除了惯性测量单元本身，当前卫星动中通系统能够选用的唯一手段就是卫星信标接收机，在对准卫星情况下，采用信号极大值跟踪的方法，实时估计出卫星指向偏差，利用该偏差进行姿态角的修正和陀螺误差校正是本发明能够实现自主测控的关键。

本发明方法基于的传感器包括：惯性测量单元(Inertial measurement unit，IMU)以及卫星信标接收机。二者均放置于卫星天线的方位转盘上，采用这样的放置方式有利于利用陀螺的空间测速特性实现惯性空间的指向稳定，且坐标系变换简单。

本发明方法包含三个方面的内容：

首先是初始姿态角赋值问题，只有方位、俯仰、横滚三轴角度完成了初始赋值，才能够进行陀螺积分得到不间断的姿态角估计，在有卫星导航信息辅助的情况下，利用组合导航算法和卫星导航信息输出的地速航向角，能够很快得到真实的姿态角，但是在无卫星导航信息辅助情况下，姿态角初始赋值成为一个现实问题；

其次是完成对星之后的卫星天线指向的稳定跟踪问题，通过陀螺积分得到的姿态角受陀螺零偏的影响无法保证长时间的精度，尤其是低成本的MEMS(Micro-Electro-Mechanical System，微机电系统)陀螺仪其工作一小时的累积误差可达30°甚至更大，如何利用卫星信标接收机的接收信号强度来保持姿态估计的精度是本发明的核心问题；

最后是卫星信号受到遮挡之后的卫星再捕获和姿态再赋值问题，由于无卫星导航信息的辅助，因此一旦卫星信号受到遮挡，无法辅助校正陀螺累积误差，此时姿态角度会出现估计误差，如何在无遮挡之后重新对准目标卫星和姿态角再赋值，从而恢复卫星链路是自主测控系统必须要考虑的问题。

本发明提供的一种不依赖于卫星导航信息的卫星天线自主测控方法具体包括：

1.初始寻星中的姿态角初始化

本发明采用的微机械惯性测量单元(Miniature InertialMeasurementUnit，MIMU)安装于天线的方位转盘上，并且尽量使其安装在靠近方位旋转轴的位置，减轻方位转盘转动对惯性测量的影响。相比于安装在车体上的方式，采用此种安装方式的IMU信号线无需经过方位滑环即可直接进入主控制器，且可以直接测量天线的姿态，减少了坐标系转换运算。此外，在方位稳定的情况下，方位转盘处于惯性空间稳定状态，方位陀螺输出值几乎保持在零值附近，可适当降低方位陀螺的测量范围以及精度要求。MIMU内部包含三轴正交放置的陀螺和加速度计，敏感轴分别指向天线转盘(即方位转盘)的正前方、正右方、正上方。如图1所示，其测量值均表示在转台坐标系b(三维坐标x_b、y_b、z_b)。其它两个坐标系分别为当地地理坐标系n(坐标系原点O_n，三维坐标x_n、y_n、z_n)以及天线波束指向坐标系s(三维坐标x_s、y_s、z_s)，定义分别如图1所示。

动中通的基本原理可以通过如下公式说明，

其中的表示从地理坐标系到天线指向坐标系的变换矩阵，表示从天线转台坐标系到天线指向坐标系的变换矩阵，表示从地理坐标系到转台坐标系的变换矩阵。其中：

其中的角度A、E、V分别表示固定卫星地球站对准目标卫星的方位角、俯仰角和极化角，根据当地的经纬度和目标卫星的轨道经度很容易通过几何关系得到。例如，在西安地区对准亚洲七号卫星，其星经为东经105.5°，根据西安地区的经纬度，东经109.0°，北纬34.3°，计算出来静态情况下对星角度为：方位角A＝186.1°，俯仰角E＝50.0°，极化角V＝-5°。固定在地面的卫星天线只需要按照上述的三个角度A、E、V进行调整就可以对准天线实现通信。但是，由于动中通安装在运动的载体上，载体运动引起方位转台(即方位转盘)的三个姿态角H、P、R(即航向角、俯仰角、横滚角)发生变化，影响天线的指向，因此必须实时调整卫星天线相对于转台的指向(即天线相对于转台的方位角α、俯仰角β、极化角γ)，使得天线的指向在惯性空间稳定，看起来如同放置于固定地面一样。因此，若已知转台的姿态角H、P、R，通过上述的坐标系变换矩阵，可以计算得到α,β,γ，而后驱动电机调整相应的指令角度即可实现动中通。需要注意的是，由于惯导与天线均固定安装在方位转盘上，二者在方位维无自由度，同时旋转和停止，因此如果对准卫星情况下，α＝0，即惯导与天线均在方位维对准了目标卫星，这也是将惯导安装于方位转盘的一个优点。此时，公式(1)可以简化为

方位转盘的姿态角H、P、R可通过安装于该转盘上的3轴陀螺积分得到，那么初始值的精确已知就成为必须解决的第一个重要问题。本发明采用的方法是，转盘的俯仰角P和横滚角R通过放置于转台上的加速度计重力测量值获得，航向角H通过驱动方位转盘360°扫描寻星而后反推计算得到。

在载体静止情况下，加速度计通过重力测量值可计算出转盘的俯仰角和横滚角：

上式中的a_x,a_y,a_z为三个正交放置的加速度计测量值，g为重力加速度值。令P₀＝P_a,R₀＝R_a，得到俯仰角P和横滚角R初始值P₀,R₀之后，假定此时的航向角初始值H₀＝0，则H、P、R初值全部给定，按照公式(2)计算并调整天线在转台上的俯仰角β和极化角γ，而后驱动方位转盘扫描一周寻找目标卫星，并反推出航向角初值，具体的方法为(如图2所示)：

1)根据天线系统当前位置的加速度计测量值为转盘姿态角P和R赋予初值P₀,R₀，航向角直接设定为H₀＝0，通过公式(1)计算得到此时天线在转盘上需要调整的俯仰角和极化角α,β,γ，由于航向角H未知，因此即使调整到计算的目标角度处，仍然是无法对准卫星的；

2)转动方位转盘，开始寻星；

3)旋转方位角一周之后，若无法根据卫星信标接收机信号锁定卫星(锁定卫星的标准是接收到的卫星信号强度要大于卫星捕获阈值X_T，该阈值X_T通常根据信标接收机的特性根据经验选定)，则调整俯仰角角度为β+(-1)ⁿ>

4)若接收到的信标机信号强度大于卫星捕获阈值X_T，则说明捕获卫星，根据卫星信号强度最大值处编码器指示的β,γ，通过公式(2)反推计算出当前方位转台的航向角H，完成在无初始航向角情况下的目标卫星捕获与初始航向角度获取；否则回到步骤2)。

通过以上的步骤，即步骤1)通过加速度计测量值确定P、R的初值，假定此时的航向角H＝0，而后方位转盘圆周扫描寻找卫星，找到目标卫星之后，反推计算出真实的H，实现在无GNSS辅助情况下的自主寻星和航向角赋初值。步骤4)的航向角反推计算方法为：

从的表达式中仅仅取出第二行的前两个数据sinHcosP和cosHcosP，即可实现H的反推计算，如下所示：

注意公式(6)中的得到的航向角H_主的取值区间为(-90,90)，为了与航向角H的真实取值区间[0,360]对应起来，还需要进行角度转换，如下表1所示：

表1航向角角度转换对应表

C₂₁C₂₂H真值++H_主+–180°+H_主–+360°+H_主––180°+H_主

对于动中通来说，对准目标卫星之后，就进入到稳定跟踪状态，利用陀螺积分可以不间断地计算转台姿态角，通过公式(2)计算控制电机的指令角α,β,γ保持对星状态。但是，陀螺积分的姿态角会受到陀螺零偏影响，长时间工作误差将不断积累变大，因此必须采取其它辅助方法来修正陀螺积分误差，保证姿态角估计精度。

2.稳定跟踪中的姿态角融合估计

天线稳定跟踪情况下，姿态估计主要依靠陀螺积分获取，陀螺的短时间精度较高，在有限的时间内姿态角的估计较为准确，其估计算法如下所示：

式中的ω_x、ω_y、ω_z分别表示IMU内部正交安装的三个陀螺测量值，分别表示姿态角R、P、H的估计值，通过上面的积分算法即可实现姿态的估计。但是陀螺含有慢时变的零偏，即：

ω＝ω_t+b+η_ω>

其中的ω为陀螺测量值，ω_t为真实角速度，b为零偏误差，通常变化比较缓慢，η_ω为测量噪声。

为了去除零偏和陀螺噪声的影响，必须考虑其它的误差校正手段，系统可用的辅助测量手段有加速度计和信标接收机信号强度信息。

加速度计测量可以得到俯仰角和横滚角，如公式(3)所示，但是该测量值中不可避免的受到载体机动加速度的影响以及振动等噪声的影响，短时间精度较差，但是长期精度较好，因此陀螺和加速度计的姿态估计值进行融合估计即可得到精度较高的姿态角估计。通常的融合估计方法是采用Kalman(卡尔曼)滤波器框架，但是计算量偏大，为了便于嵌入式使用，本发明提出采用常用的PI(proportional integral)控制框架，姿态角误差采用直接比例加权的方式融合陀螺和加速度计的姿态角信息，将陀螺数据中的零偏误差看做是控制系统的一阶静差，采用一个积分环节进行校正，该方法简单实用，从控制系统的角度来进行信号处理，其实现的原理框图如图3所示。实现算法如下：

其中R_a、P_a为通过加速度计获取的姿态角，见公式(3)，t为积分时间。

在计算间隔时间很短的情况下，上述的结果经过近似离散化可以得到最终估计俯仰角P和横滚角R的算法公式：

其中下标k表示随着时间迭代的第k个时间点的变量值，例如R_k和P_k分别表示第k个时间点的横滚角和俯仰角，R_k-1和P_k-1分别表示第k-1个时间点的横滚角和俯仰角，ω_x，k-1、ω_y，k-1、ω_z，k-1分别表示第k-1个时间点的三个陀螺测量值。其中的加速度计获取的姿态角(横滚角和俯仰角)R_a,k-1、P_a,k-1通过公式(3)得到，δt表示计算间隔时间，δω_x,k-1与δω_y,k-1分别表示x轴陀螺和y轴陀螺在第k-1个时间点的误差修正值。k_p、k_i分别为加速度计和陀螺对应的融合加权参数，μ为载体机动判断调节参数。通常，加速度计和陀螺选定之后，加权参数k_p、k_i可以通过现场调节选定。μ作为另一个重要的参数，需要调节该参数以减轻加速度计由于载体机动加速度干扰带来的姿态角测量误差。

众所周知，加速度计在静态情况下，通过测量重力矢量可以计算出俯仰角和横滚角，但是加速度计安装在载体上之后，其容易受到载体机动加速度影响，为加速度计姿态角的测量带来较大误差。因此，需要对载体的机动情况进行判断来设定参数μ，本发明采用如下的策略来调节该参数，

其中μ为判断规则，a_x,a_y,a_z为三轴加速度计的测量值，g为重力加速度，可近似为9.8m/s2,ΔR，ΔP为陀螺积分姿态角与加速度计测量姿态角之间的差值，ξ₁，ξ₂为两个阈值。

第一个判断式含义为：如果三轴加速度计测量值平方和的方根值与重力加速度g相比大于阈值ξ₁，则认为存在机动加速度干扰，其原理为若载体无机动加速度干扰的情况下，加速度计的测量值应该仅含有重力加速度g。第二个判断规则的含义为：若加速度计与陀螺积分得到的误差值平方和的方根值大于阈值ξ₂，则表明可能受到了较大的干扰。同时满足两个判断规则都小于阈值，则μ＝0，认为无机动加速度干扰，若出现某个判断式大于阈值，则μ＝1，认为此时有加速度干扰。

经过上述的陀螺和加速度计的融合算法，得到了俯仰角和横滚角的估计值但是，航向角没有任何测量手段对其进行辅助校正，本发明通过卫星信号极大值跟踪来获取航向角的误差，来对航向角误差进行修正。

卫星信号极大值跟踪的方式有很多种，例如步进跟踪、圆锥扫描、单脉冲跟踪等，本发明中采用了一种半圆锥扫描的方式来实现卫星跟踪，即单独扫描方位角，采用正弦波形的扫描方式来实现，实现示意图如图4所示。图4中δθ表示角度误差值、RF_power表示信标机接收信号强度。例如，在1位置，显然天线指向偏右，此时，扫描正半周时信标机接收的信号强于负半周的信号，为了避免出现由于噪声信号的干扰造成的误差，采用一个扫描周期内信号强度积分的方式来获取当前的角度误差大小，为了获取该误差信号的方向，则需要采用类似于信号翻转的操作，即如图4所示将负半周信号翻转成为图中的虚线形式，即可在一个周期的积分结果中得到偏差方向。在卫星波束宽度范围内，接收信号强度RF_power与指向偏差角δθ的关系通常近似为二次曲线，即：

RF_power＝(-a·δθ²+c)+n(12)

这里的参数δθ为方位维指向偏差角，a、c分别为二次曲线的参数，口径一定的天线，这两个参数可以通过天线的设计指标和实测结果得到，n为测量噪声，该测量噪声对于判断误差角影响较大，尤其是对于卫星通信来说，卫星信道和卫星信标机的干扰和噪声通常较大，因此如果采用步进跟踪的方法，该噪声的影响可能造成跟踪失败。

为了去除该噪声的影响，采用一个周期内积分的方法来提高跟踪精度。假设卫星波束方位指向偏差角为Δθ_a，方位扫描角度为正弦信号θ_scan＝θ_s·sinω_st，则接收信号强度为：

RF_power＝-a·(Δθ_a-θ_s·sinω_st)²+c+n(13)

将该信号与原扫描信号相乘，此时对于负半周信号来说，即实现了翻转，

其中的I为积分值，RF_power为接收信号强度，θ_s为扫描正弦信号幅度，ω_s为扫描信号周期，T为一个扫描周期。将公式(13)带入公式(14)，经过计算得到：

在该积分(15)中，第一部分的结果显然为0，只剩下第二部分，即：

因此，最终得到偏差角为：

得到了该方位跟踪偏差角Δθ_a之后，下面的任务是通过该偏差来校正航向角H的误差。在此之前，必须得到误差传递方程，经过一个正割补偿，首先将天线波束坐标系的方位维跟踪误差转换为天线的方位转台控制误差，即：

式中的Δα为天线方位转盘控制误差角，该误差角可以认为完全是由航向角H的误差引起，β为天线此时的俯仰角，可以通过俯仰编码器精确测量得到。由公式(1)有：

其中：

简单起见，只考虑矩阵的第二行第一个元素sinαcosβ，结合公式(5)，有：

由于P和R认为已经通过加速度计进行了精确估计，因此这里只考虑H误差，对上述公式(20)求微分，得到：

[C₂₁>22>23]表示坐标变换矩阵的第二行，如公式(5)所示。

带入(21)式，得到结果为：

dα＝dH(23)

因此，跟踪结果得到的误差即是方位角误差，则方位跟踪误差角Δα即为航向角误差ΔH：

和俯仰角和横滚角估计一样，也采用PI校正的思路来对航向角H进行修正估计，参考公式(10)，得到航向角修正算法：

其中的参数定义参考公式(10)，下标k表示随着时间迭代的第k个时间点的变量值，例如Δθ_a，k-1表示第k-1个时间点的卫星波束方位指向偏差角，β_k-1表示第k-1个时间点的天线俯仰角，唯一不同的是这里的第k-1个时间点的航向角误差ΔH_k-1来源于方位维的正弦扫描误差Δθ_a。k_p，H、k_i，H为航向角修正的比例、积分融合加权参数，H_k-1表示第k-1个时间点的航向角，H_k表示第k个时间点的航向角。

综合以上，本发明在卫星天线正常跟踪卫星的情况下，采用了俯仰角、横滚角利用加速度计修正估计，航向角采用卫星信标机跟踪信息融合估计的方法实现了自主姿态估计。根据实时估计的俯仰角、横滚角、航向角这三个姿态角计算得到实时的α,β,γ值，而后驱动电机调整相应的指令角度即可实现动中通。

3.卫星遮挡恢复以及航向角再赋值

卫星信号遮挡情况下，俯仰角P和横滚角R仍然可以依靠加速度计进行辅助校正。航向角H无法通过跟踪信号进行校正，只能依靠陀螺积分保持。在卫星信号恢复之后，需要能够迅速检测到该卫星信号，并恢复到稳定跟踪状态，同时航向角H也要进行再赋值，重新得到正确的三维姿态角以便对卫星进行稳定跟踪。

本发明采用的方法是利用卫星信标接收机的信号输出，检测到信号持续小于某一个阈值之后，则认为进入到了信号遮挡模式，此时，卫星天线的方位角开始左右扫描，扫描窗口随着时间的推移逐渐变大，以符合陀螺积分误差随时间逐渐增大的客观规律。当检测到卫星信号时，认为再次捕获到卫星，此时即可通过公式(4)计算出此时的航向角，完成卫星再捕获和航向角再赋值。实现方法如图5所示，具体步骤为：

1)判断信标接收机检测到信号R_L与信号阈值L_track的大小；若信标接收机检测到信号R_L大于信号阈值L_track，则根据实时估计的三维姿态角调整卫星天线进行稳定跟踪；若信标接收机检测到信号R_L小于或等于信号阈值L_track，则认为进入了遮挡模式，此时俯仰角和横滚角仍然采用加速度计修正，但是航向角则只进行陀螺积分估计；开始对遮挡时间t计时；

2)判断遮挡时间t与遮挡时间阈值T_gyro的大小；若遮挡时间t小于或等于遮挡时间阈值T_gyro，则采用加速度计修正俯仰角和横滚角，航向角只进行陀螺积分估计；若遮挡时间t>遮挡时间阈值T_gyro，即信号遮挡时间超过了陀螺积分能够保证波束偏差小于波束宽度的时间，认为此时已经丢失卫星了，必须开始方位角窗口扫描。例如0.6m口径天线，波束宽度为3.6°，微机械陀螺的零偏误差为0.02°/s，当陀螺偏移引起的偏差超过了半个波束宽度(波束宽度按照波束中心左右对称)，则认为此时已经难以再次捕获卫星，则T_gyro＝3.6°/2/0.02°/s＝90s，即当时间t>90s时，认为此时已经丢失卫星了，必须开始方位角窗口扫描。

3)方位窗口扫描，扫描的窗口θ随着时间动态调整，其调整算法为：

θ＝θ₀+(Δω_z)t，其中的θ₀为初始扫描窗口，Δω_z为陀螺漂移对冲增量，可设定为陀螺漂移的1.5倍。在扫描过程中，不断检测信标接收机的电平R_L是否大于捕获阈值L_acq。

4)当接收信号电平R_L高于捕获阈值L_acq，认为目前接收到卫星信号，重新捕获卫星，而后方位角停止扫描，根据公式(4)反推计算航向角赋值，进入稳定跟踪状态。

本发明提供的卫星天线自主测控方法与现有技术相比具有如下优点:

1.本发明方法可以使卫星天线完全脱离导航定位信息的辅助，独立自主工作，这是当前中国国内卫星动中通缺少的重要功能，尤其是在卫星导航信息受到干扰或者不允许使用的环境至关重要。

2.当前，国内卫星动中通都是在卫星导航与惯性导航组合算法完成导航解算、姿态角收敛之后才能够进行初始寻星，而本发明方法则是在仅有陀螺和加速度计的情况下，利用加速度计得到转台俯仰和横滚角初值，转动方位转台进行初始寻星，捕获卫星的同时完成航向角初始赋值。寻星过程中采用俯仰角动态调整策略，增强了寻星的可靠性。

3.本发明方法在卫星动中通的正常稳定跟踪中，除了利用加速度计的重力测量值辅助修正俯仰角和横滚角误差，还提出了一种正弦扫描方法通过信标机的接收信号解算方位角跟踪误差。由于融合估计中的误差校正环节主要含有姿态角以及陀螺零偏，而陀螺零偏为一个慢时变的近似常值误差，因此借鉴PID控制理论，提出一种PI校正技术来消除姿态估计误差和陀螺零偏。针对载体的机动加速度会干扰重力测量从而影响姿态角估计的问题，设计了载体机动判断规则来调节PI融合参数，提高估计的可靠性和准确性。

4.本发明方法在卫星信号受到遮挡的情况下，俯仰角和横滚角仍然采用加速度辅助修正，但是航向角误差无辅助修正。为此，提出一种定时方位扫描、扫描窗口自适应算法进行卫星信号的再捕获和航向角再赋值。定时方位扫描利用了陀螺短时间的稳定性，而扫描窗口自适应算法则充分考虑了长时间可能出现的角度漂移，随着时间的累积不断增大扫描窗口，提高再捕获的可靠性。

基于本发明提供的卫星天线自主测控方法，本发明还提供一种不依赖于卫星导航信息的卫星天线自主测控系统，所述系统包括：

加速度计测量值获取模块，用于获取加速度计采集的加速度计测量值；

俯仰角及横滚角初始值确定模块，用于根据所述加速度计测量值确定所述方位转盘的俯仰角初始值和横滚角初始值；

初始航向角确定模块，用于根据所述俯仰角初始值和所述横滚角初始值开始寻星，对上目标卫星之后反推计算确定初始航向角；

稳定跟踪模块，用于根据所述初始航向角调整所述卫星天线对准目标卫星，进入到稳定跟踪状态；

陀螺测量值获取模块，用于获取所述卫星天线稳定跟踪状态下所述陀螺采集的陀螺测量值；

姿态角融合估计模块，用于根据所述加速度计测量值和所述陀螺测量值进行姿态角融合估计，确定所述方位转盘的俯仰角估计值和横滚角估计值；

航向角误差获取模块，用于采用卫星信号极大值跟踪方法获取航向角误差；

航向角误差修正模块，用于采用所述航向角误差对所述方位转盘的航向角进行修正估计，得到航向角估计值；

自主测控模块，用于根据所述俯仰角估计值、所述横滚角估计值和所述航向角估计值调节所述方位转盘的三维姿态角度，保持所述卫星天线与所述目标卫星之间的视线瞄准，实现卫星天线自主测控。

其中，所述俯仰角及横滚角初始值确定模块具体包括：

俯仰角初始值确定单元，用于根据所述加速度计测量值，采用公式确定所述方位转盘的俯仰角初始值；

横滚角初始值确定单元，用于采用公式确定所述方位转盘的横滚角初始值；其中a_x,a_y,a_z分别为三个正交放置的加速度计采集的加速度计测量值；g为重力加速度值；令P₀＝P_a,R₀＝R_a，P₀为俯仰角初始值，R₀为横滚角初始值。

所述初始航向角确定模块具体包括：

俯仰角和极化角计算单元，用于令P＝P₀，R＝R₀，H＝H₀＝0，采用公式计算得到此时卫星天线在转盘上需要调整的俯仰角和极化角β，γ；其中表示从地理坐标系到天线指向坐标系的变换矩阵，A、E、V分别表示固定卫星地球站对准目标卫星的方位角、俯仰角和极化角；表示从天线转台坐标系到天线指向坐标系的变换矩阵；表示从地理坐标系到转台坐标系的变换矩阵，H、P、R分别表示方位转台的航向角、俯仰角、横滚角；

方位扫描单元，用于根据所述β，γ调整卫星天线至所述俯仰角和极化角处，转动方位转盘开始方位扫描；

信标机信号强度判断单元，用于在扫描一周结束后，判断卫星信标接收到的信标机信号强度是否大于卫星捕获阈值X_T，获得第一判断结果；

循环扫描单元，用于若所述第一判断结果为接收到的信标机信号强度小于或等于卫星捕获阈值X_T，则调整俯仰角角度为β+(-1)ⁿ2n，返回所述根据所述β，γ调整卫星天线至所述俯仰角和极化角处，转动方位转盘开始方位扫描的步骤；其中n为旋转圈数；

航向角计算单元，用于若所述第一判断结果为接收到的信标机信号强度大于卫星捕获阈值X_T，则根据卫星信号强度最大值处编码器指示的β,γ，采用公式反推计算出当前方位转台的航向角H_主；

初始航向角确定单元，用于将所述航向角H_主的取值区间转换至航向角的真实取值区间，得到所述初始航向角。

所述姿态角融合估计模块具体包括：

载体机动判断调节参数计算单元，用于根据所述加速度计测量值和所述陀螺测量值，采用公式确定载体机动判断调节参数μ；其中ΔP为陀螺积分俯仰角与加速度计测量的俯仰角之间的差值，ΔR为陀螺积分横滚角与加速度计测量的横滚角之间的差值；ξ₁为第一阈值，ξ₂为第二阈值；

俯仰和横滚角估计值确定单元，用于根据所述加速度计测量值、所述陀螺测量值以及所述载体机动判断调节参数μ，采用公式

确定所述方位转盘的俯仰角估计值和横滚角估计值；其中P_a,k-1为第k-1个时间点所述方位转盘的俯仰角初始值；R_a,k-1为第k-1个时间点所述方位转盘的横滚角初始值；P_k-1为第k-1个时间点所述方位转盘的俯仰角估计值；P_k-1为第k-1个时间点所述方位转盘的横滚角估计值；k_p为第一融合加权参数，k_i为第二融合加权参数；δt表示计算间隔时间；ω_x，k-1、ω_y，k-1、ω_z，k-1分别表示正交安装的三个陀螺在第k-1个时间点采集的陀螺测量值；P_k为第k个时间点所述方位转盘的俯仰角估计值；R_k为第k个时间点所述方位转盘的横滚角估计值。

所述航向角误差修正模块具体包括：

航向角误差修正单元，用于根据所述航向角误差，采用航向角修正算法

对所述方位转盘的航向角进行修正估计，得到航向角估计值；其中Δθ_a，k-1为第k-1个时间点的方位跟踪偏差角；β_k-1为第k-1个时间点卫星天线的俯仰角；ΔH_k-1为第k-1个时间点的航向角误差；k_p，H为比例积分校正的比例系数，k_i，H为比例积分校正的积分系数；H_k-1为第k-1个时间点所述方位转盘的航向角估计值；H_k第k个时间点所述方位转盘的航向角估计值。

综上所述，本发明卫星天线自主测控方法及系统考虑全面，步骤简单，设计合理且实现方便。针对卫星动中通的三种关键工作状态，逐一设计了简单和实用的算法来实现无卫星导航信息辅助情况下的自主测控方法，在卫星导航信息使用受限以及军用情况下具有重要的现实意义。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。