航天器中继终端天线跟踪预报方法、装置和存储介质

摘要

本发明公开了一种航天器中继终端天线跟踪预报方法、装置和存储介质。其中，该方法包括：采集航天器的形状信息；基于航天器的星历数据和姿态数据对航天器的形状信息进行转换，得到中继终端天线的第一目标坐标值，其中，中继终端天线位于航天器上；获取中继卫星的第二目标坐标值，将第一目标坐标值和第二目标坐标值输入至预设判断条件组，得到跟踪条件；基于跟踪条件确定中继终端天线与中继卫星是否发生遮挡。本发明解决了由于无法确定中继终端天线与中继卫星之间是否遮挡，导致中继终端天线跟踪预报准确率低的技术问题。

说明书

技术领域

本发明涉及航天领域，具体而言，涉及一种航天器中继终端天线跟踪预报方法、装置和存储介质。

背景技术

目前，在我国载人航天工程任务中，航天器中继跟踪测量是最重要的天基测控手段之一，在航天器飞控任务规划与设计时，需要给出航天器所安装的中继终端天线受遮挡区域的定量计算结果作为飞控任务测控弧段设计和在轨操作的输入。而由于大型航天器组合体姿态种类更多、构型更加复杂，尤其是对于载人飞船径向对接的三目标或四目标组合体惯性飞行情况以及在径向交会对接过程中，会存在中继终端天线被大型舱体以及太阳帆板遮挡的问题，而现有的航天器中继跟踪预报方法未考虑到这一遮挡问题，导致中继终端天线对中继卫星的跟踪预报准确率低的问题。

针对上述遮挡影响下的中继终端天线跟踪预报准确率低的问题，目前尚未提出有效的解决方案。

发明内容

本发明实施例提供了一种航天器中继终端天线跟踪预报方法、装置和存储介质，以至少解决由于无法确定中继终端天线与中继卫星之间是否遮挡，导致中继终端天线跟踪预报准确率低的技术问题。

根据本发明实施例的一个方面，提供了一种航天器中继终端天线跟踪预报方法，包括：采集航天器的形状信息；基于航天器的星历数据和姿态数据对航天器的形状信息进行转换，得到中继终端天线的第一目标坐标值，其中，中继终端天线位于航天器上；获取中继卫星的第二目标坐标值，将第一目标坐标值和第二目标坐标值输入至预设判断条件组，得到跟踪条件；基于跟踪条件确定中继终端天线与中继卫星是否发生遮挡。

可选地，获取中继卫星的第二目标坐标值，将第一目标坐标值和第二目标坐标值输入至预设判断条件组，得到跟踪条件，包括：基于第一目标坐标值确定中继终端天线与地心二者之间的第一目标距离；基于第二目标坐标值确定中继卫星与地心二者之间的第二目标距离；基于第一目标距离与第二目标距离确定第一目标角度的角度值和第二目标角度的角度值，其中，第一目标角度为第一目标距离和第二目标距离分别与同一地球半径的夹角和，第二目标角度为第一距离与第二距离之间的夹角；基于第一目标角度的角度值和第二目标角度的角度值确定跟踪条件。

可选地，基于跟踪条件确定中继终端天线与中继卫星是否发生遮挡，包括：在第一目标角度的角度值大于第二目标角度的角度值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星未发生遮挡；在第一目标角度的角度值小于等于第二目标角度的角度值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星发生遮挡。

可选地，将第一目标坐标值和第二目标坐标值输入至预设判断条件组，得到跟踪条件，包括：基于第一目标坐标值和第二目标坐标值确定第三目标角度，其中，第三目标角度用于表征中继终端天线的框架角；基于第三目标角度确跟踪条件。

可选地，基于跟踪条件确定中继终端天线与中继卫星是否发生遮挡，包括：在第三目标角度的角度值大于第一目标阈值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星发生遮挡；在第三目标角度的角度值小于等于第一目标阈值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星未发生遮挡。

可选地，将第一目标坐标值和第二目标坐标值输入至预设判断条件组，得到跟踪条件，包括：基于第一目标坐标值和第二目标坐标值确定中继终端天线与中继卫星二者之间的第一矢量；基于第一目标坐标值确定中继终端天线与太阳二者之间的第二矢量；基于第一矢量与第二矢量确定中继终端天线与中继卫星二者之间的第四目标角度；基于第四目标角度确定跟踪条件。

可选地，基于跟踪条件确定中继终端天线与中继卫星是否发生遮挡，包括：在第四目标角度的角度值小于第二目标阈值，或第四目标角度的补角的角度值小于第二目标阈值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星发生遮挡；在第四目标角度的角度值大于等于第二目标阈值，或第四目标角度的补角的角度值大于等于第二目标阈值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星未发生遮挡。

可选地，在第四目标角度的角度值小于第二目标阈值，或第四目标角度的补角的角度值小于第二目标阈值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星发生遮挡，包括：在第四目标角度的角度值小于第二目标阈值，或第四目标角度的补角的角度值小于第二目标阈值的情况下，确定中继终端天线发生日凌现象；在中继终端天线发生日凌现象的情况下，确定中继终端天线与中继卫星之间发生遮挡。

可选地，在第四目标角度的角度值大于等于第二目标阈值，或第四目标角度的补角的角度值大于等于第二目标阈值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星间未相互遮挡，包括：在第四目标角度的角度值大于等于第二目标阈值，或第四目标角度的补角的角度值大于等于第二目标阈值的情况下，确定中继终端天线未发生日凌现象；在中继终端天线未发生日凌现象的情况下，确定中继终端天线与中继卫星之间未发生遮挡。

可选地，将第一目标坐标值和第二目标坐标值输入至预设判断条件组，得到跟踪条件，包括：基于第一目标坐标值和第二目标坐标值确定中继终端天线与中继卫星之间的目标射线；确定目标射线与航天器之间的相对位置关系；基于相对位置关系确定跟踪条件。

可选地，基于跟踪条件确定中继终端天线与中继卫星是否发生遮挡，包括：在相对位置关系为目标射线与航天器之间相交的情况下，确定中继终端天线与中继卫星发生遮挡；在相对位置关系为目标射线与航天器之间未相交的情况下，确定中继终端天线与中继卫星未发生遮挡。

根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种航天器中继终端天线跟踪预报装置，包括：采集单元，用于采集航天器的形状信息；转换单元，用于基于航天器的星历数据和姿态数据对航天器的形状信息进行转换，得到中继终端天线的第一目标坐标值，其中，中继终端天线位于航天器上；处理单元，用于获取中继卫星的第二目标坐标值，将第一目标坐标值和第二目标坐标值输入至预设判断条件组，得到跟踪条件；确定单元，用于基于跟踪条件确定中继终端天线与中继卫星是否发生遮挡。

根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质包括存储的程序，其中，在该程序运行时控制计算机可读存储介质所在设备执行本发明实施例的航天器中继终端天线跟踪预报方法。

根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种处理器，该处理器用于运行程序，其中，该程序运行时执行本发明实施例的航天器中继终端天线跟踪预报方法。

在本发明实施例中，采用采集航天器的形状信息；基于航天器的星历数据和姿态数据对航天器的形状信息进行转换，得到中继终端天线的第一目标坐标值，其中，中继终端天线位于航天器上；获取中继卫星的第二目标坐标值，将第一目标坐标值和第二目标坐标值输入至预设判断条件组，得到跟踪条件；基于跟踪条件确定中继终端天线与中继卫星是否发生遮挡。也就是说，本申请通过航天器的星历数据和姿态数据将航天器的形状信息进行转换，从而得到安装于航天器上的中继终端天线的第一目标坐标值，然后获取中继卫星的第二目标坐标值，并将中继终端天线与中继卫星的坐标值输入至预设判断条件组中，从而通过得到的跟踪条件确定中继终端天线与中继卫星之间是否发生了遮挡，进而解决了由于无法确定中继终端天线与中继卫星之间是否遮挡，导致中继终端天线跟踪预报准确率低的技术问题，达到了通过确定中继终端天线与中继卫星之间的遮挡关系，提高中继终端天线跟踪预报准确率的技术效果。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是根据本发明实施例的一种航天器中继终端天线跟踪预报方法的流程图；

图2是根据本发明实施例的一种航天器的简化几何模型示意图；

图3是根据本发明实施例的一种组合体的简化几何模型示意图；

图4是根据本发明实施例的一种航天器本体坐标系与中继终端天线坐标系的关系示意图；

图5是根据本发明实施例的一种中继终端天线与中继卫星之间存在地球遮挡的关系示意图：

图6是根据本发明实施例的一种中继终端天线坐标系示意图；

图7是根据本发明实施例的一种中继终端天线与中继卫星的太阳相对几何关系示意图：

图8是根据本发明实施例的另一种中继终端天线与中继卫星的太阳相对几何关系示意图；

图9是根据本发明实施例的一种射线与矩形平板相交计算的关系示意图；

图10是根据本发明实施例的一种射线与圆柱体相交计算的关系示意图；

图11是根据本发明实施例的一种航天器组合体中继跟踪预报计算方法的流程图；

图12是根据本发明实施例的一种航天器中继终端天线跟踪预报装置的示意图。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，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的实施例，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，都应当属于本发明保护的范围。

需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

实施例1

根据本发明实施例，提供了一种航天器中继终端天线跟踪预报方法的实施例，需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。

图1是根据本发明实施例的一种航天器中继终端天线跟踪预报方法的流程图。如图1所示，该方法可以包括如下步骤：

步骤S102，采集航天器的形状信息。

在本发明上述步骤S102提供的技术方案中，可以设定航天器模型，然后通过根据工业部门提供的航天器三维模型文件以及相应尺寸参数文件，使用三维建模软件对上述航天器模型进行模型编辑和处理，以采集航天器的形状信息，也即，将大型航天器分解为多个圆柱体、平板等子模型，并获取各子模型对应的等效形状的选定位置坐标，并将组合体简化为多个圆柱体与多个平板的组合体，对于不同的等效形状选定位置不同，以代表等效形状的轮廓信息或者关键点参数信息等。

举例而言，图2是根据本发明实施例的一种航天器的简化几何模型示意图，图3是根据本发明实施例的一种组合体的简化几何模型示意图，如图2和图3所示，在该实施例中，可以将航天器的舱体等效成多个圆柱体，其中圆柱体为航天器某舱段的最大包络圆柱、圆柱体的直径为航天器该舱段(包括外部载荷部件)的最大直径尺寸，可以将航天器上的太阳电池板简化为矩形平板，选定特征参数信息为四个顶点位置坐标。

步骤S104，基于航天器的星历数据和姿态数据对航天器的形状信息进行转换，得到中继终端天线的第一目标坐标值，其中，中继终端天线位于航天器上。

在本发明上述步骤S104提供的技术方案中，在采集到航天器的形状信息之后，由于中继终端天线是安装在航天器上的，因此可以基于航天器的星历数据和姿态数据对航天器的形状信息进行转换，从而可以得到中继终端天线的第一目标坐标值。

在该实施例中，可以以航天器及组合体的质心和真实本体坐标系为基础，建立简化航天器模型的本体坐标系，简化航天器模型的本体坐标系的质心为真实航天器的质心，坐标系与真实本体坐标系一致，然后设计和明确航天器姿态数据所使用的本体坐标系的定义，根据姿态定义在外部提供的航天器模型上绘制坐标轴。

在上述实施例中，构成航天器三维模型的简单几何体的关键参数信息可以为：每个圆柱体可以采用圆柱底面圆心坐标、顶面圆心坐标、圆柱体半径和圆柱高度描述，矩形平板即太阳帆板采用四个顶点的坐标参数描述；中继终端天线坐标原点在本体坐标系中的坐标与安装角度。

在该实施例中，可以通过航天器本体坐标系与中继终端天线坐标系之间的关系来确定中继终端天线在航天器上的安装位置，图4是根据本发明实施例的一种航天器本体坐标系与中继终端天线坐标系的关系示意图，如图4所示，中继终端天线可以安装在航天器本体坐标系的第III象限偏第IV象限α角的位置，其中，航天器本体坐标系到中继终端天线坐标系的旋转矩阵可以通过如下公式表示：

L

其中，L

可选地，在实际应用中，可以通过与工业设计部门确认框架角的定义中继终端天线坐标，以选定和设置中继终端天线参数的设定方法。中继终端天线坐标定义的原则是进行坐标选择，将该实施例中的方位轴旋转到中继终端天线的方位轴，中继终端天线坐标绕方位轴的旋转角度可以不再旋转，通过调整可见区间使其与中继终端天线实际波束范围一致即可。

步骤S106，获取中继卫星的第二目标坐标值，将第一目标坐标值和第二目标坐标值输入至预设判断条件组，得到跟踪条件。

在本发明上述步骤S106提供的技术方案中，可以建立中继终端天线坐标系，然后通过中继终端天线坐标系获取中继卫星的第二目标坐标值，并将中继终端天线的第一目标坐标值与中继卫星的第二目标坐标值输入至预设判断条件组，从而得到跟踪条件，该跟踪条件也即为可跟踪的判断条件。

在上述实施例中，预设判断条件组可以包括至少四个条件，其中，第一条件为用于判断中继终端天线和中继卫星之间是否有地球遮挡，第二条件为用于通过中继终端天线的框架角判断中继终端天线与中继卫星之间是否发生遮挡，第三条件为用于通过确定中继终端天线是否发生日凌现象判断中继终端天线与中继卫星之间是否发生遮挡，第四条件为用于判断中继终端天线与中继卫星之间是否有多个帆板、舱体遮挡，若通过其中任意一个条件即可判断中继终端天线与中继卫星之间发生遮挡，即可确定中继终端天线与中继卫星之间不可见，而不必继续其他条件的判断。

步骤S108，基于跟踪条件确定中继终端天线与中继卫星是否发生遮挡。

在本发明上述步骤S108提供的技术方案中，跟踪条件可以为上述预设条件组中的任意一个条件，在得到跟踪条件之后，可以通过跟踪条件来确定中继终端天线与中继卫星之间是否发生遮挡。

通过本申请上述步骤S102至步骤S108，采集航天器的形状信息；基于航天器的星历数据和姿态数据对航天器的形状信息进行转换，得到中继终端天线的第一目标坐标值，其中，中继终端天线位于航天器上；获取中继卫星的第二目标坐标值，将第一目标坐标值和第二目标坐标值输入至预设判断条件组，得到跟踪条件；基于跟踪条件确定中继终端天线与中继卫星是否发生遮挡。也就是说，该实施例通过航天器的星历数据和姿态数据将航天器的形状信息进行转换，从而得到安装于航天器上的中继终端天线的第一目标坐标值，然后获取中继卫星的第二目标坐标值，并将中继终端天线与中继卫星的坐标值输入至预设判断条件组中，从而通过得到的跟踪条件确定中继终端天线与中继卫星之间是否发生了遮挡，进而解决了由于无法确定中继终端天线与中继卫星之间是否遮挡，导致中继终端天线跟踪预报准确率低的技术问题，达到了通过确定中继终端天线与中继卫星之间的遮挡关系，提高中继终端天线对中继卫星的跟踪预报准确率的技术效果。

下面对该实施例的上述方法进行进一步介绍。

作为一种可选的实施方式，获取中继卫星的第二目标坐标值，将第一目标坐标值和第二目标坐标值输入至预设判断条件组，得到跟踪条件，包括：基于第一目标坐标值确定中继终端天线与地心二者之间的第一目标距离；基于第二目标坐标值确定中继卫星与地心二者之间的第二目标距离；基于第一目标距离与第二目标距离确定第一目标角度的角度值和第二目标角度的角度值，其中，第一目标角度为第一目标距离和第二目标距离分别与同一地球半径的夹角和，第二目标角度为第一距离与第二距离之间的夹角；基于第一目标角度的角度值和第二目标角度的角度值确定跟踪条件。

在该实施例中，可以通过中继终端天线的第一目标坐标值确定中继终端天线到地球地心之间的第一目标距离，然后通过中继卫星的第二目标坐标值确定中继卫星到地球地心之间的第二目标距离，从而可以通过第一目标距离、第二目标距离以及地球半径计算出第一目标角度的角度值和第二目标角度的角度值。

在上述实施例中，图5是根据本发明实施例的一种中继终端天线与中继卫星之间存在地球遮挡的关系示意图，如图5所示，设地球半径为R

其中，φ可以用于表示第一目标角度，ε可以用于表示第二目标角度。

在上述实施例中，第一目标角度φ可以为第一目标距离和第二目标距离分别与同一地球半径的夹角和，第二目标角度为第一距离与第二距离之间的夹角。在确定出第一目标角度和第二目标角度之后，可以通过第一目标角度的角度值和第二目标角度的角度值确定跟踪条件，该跟踪条件可以为确定中继终端天线与中继卫星之间是否有地球进行遮挡。

作为一种可选的实施方式，基于跟踪条件确定中继终端天线与中继卫星是否发生遮挡，包括：在第一目标角度的角度值大于第二目标角度的角度值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星未发生遮挡；在第一目标角度的角度值小于等于第二目标角度的角度值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星发生遮挡。

在该实施例中，在确定出第一目标角度和第二目标角度之后，可以判断第一目标角度和第二目标角度的角度值的大小，在第一目标角度的角度值大于第二目标角度的角度值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星未发生遮挡，也即，当φ＞ε时，中继终端天线与中继卫星之间无地球遮挡，此时中继终端天线与中继卫星未发生遮挡，相互之间可见；在第一目标角度的角度值小于等于第二目标角度的角度值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星发生遮挡，也即，当φ≤ε时，中继终端天线与中继卫星之间存在地球遮挡情况，此时，中继终端天线与中继卫星发生遮挡，相互之间不可见。

作为一种可选的实施方式，将第一目标坐标值和第二目标坐标值输入至预设判断条件组，得到跟踪条件，包括：基于第一目标坐标值和第二目标坐标值确定第三目标角度，其中，第三目标角度用于表征中继终端天线的框架角；基于第三目标角度确跟踪条件。

在该实施例中，图6是根据本发明实施例的一种中继终端天线坐标系示意图，如图6所示，可以通过中继终端天线的第一目标坐标值和中继卫星的第二目标坐标值计算出第三目标角度，也即中继终端天线的框架角，并通过该框架角确定跟踪条件，该跟踪条件可以为通过框架角的大小确定中继终端天线与中继卫星之间发生遮挡。

在上述实施例中，可以在中继终端天线坐标系中计算出框架角，则计算中继终端天线的框架角的计算公式可以如下所示：

其中，中继卫星的坐标可以为P

在上述实施例中，中继终端天线安装在航天器上，且中继终端天线的基座与航天器本体之间可以固连，其安装方式可以有多种，通常用绕2个轴的旋转角度表示，即框架AB角，也称框架角，可以通过坐标旋转采用统一的模型表示。如图4所示，本申请中可以按先绕x轴旋转a角，然后绕y轴旋转b角的方式定义中继终端天线的框架角，中继终端天线的轴心是中继终端天线坐标系的Z轴，即零位为正Z，X轴是方位轴，按右手定则可以确定正方向，b角是中继终端天线-中继卫星连线与YZ平面的夹角，朝向+X为正。

作为一种可选的实施方式，基于跟踪条件确定中继终端天线与中继卫星是否发生遮挡，包括：在第三目标角度的角度值大于第一目标阈值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星发生遮挡；在第三目标角度的角度值小于等于第一目标阈值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星未发生遮挡。

在该实施例中，在确定好第三目标角度，也即中继终端天线的框架角之后，在第三目标角度的角度值大于第一目标阈值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星发生遮挡，也即在|a|＞90°或|b|＞90°的情况下，中继终端天线与中继星之间不可见，在第三目标角度的角度值小于等于第一目标阈值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星未发生遮挡，也即在其它情况下，中继终端天线与中继星之间可见。

可选地，在该实施例中，在实际情况下，航天器上安装的中继终端天线的指向会受物理条件约束。

作为一种可选的实施方式，将第一目标坐标值和第二目标坐标值输入至预设判断条件组，得到跟踪条件，包括：基于第一目标坐标值和第二目标坐标值确定中继终端天线与中继卫星二者之间的第一矢量；基于第一目标坐标值确定中继终端天线与太阳二者之间的第二矢量；基于第一矢量与第二矢量确定中继终端天线与中继卫星二者之间的第四目标角度；基于第四目标角度确定跟踪条件。

在该实施例中，在获取到中继终端天线的第一目标坐标值和中继卫星的第二目标坐标值之后，可以确定中继终端天线与中继卫星二者之间的第一矢量，以及中继终端天线与太阳二者之间的第二矢量，通过第一矢量和第二矢量计算中继终端天线与中继卫星二者之间的第四目标角度，也即，第一矢量与第二矢量之间的夹角，并通过该夹角确定跟踪条件，该跟踪条件可以为中继终端天线是否发生日凌现象。

在上述实施例中，图7是根据本发明实施例的一种中继终端天线与中继卫星的太阳相对几何关系示意图，图8是根据本发明实施例的另一种中继终端天线与中继卫星的太阳相对几何关系示意图，如图7和图8所示，可以通过航天器姿态轨道运动仿真来获得在特定姿态轨道条件下的相关矢量，例如，在地心J2000惯性坐标系下，设中继卫星的坐标矢量为

其中，

则第一矢量与第二矢量之间的夹角β的计算公式可以如下所示：

作为一种可选的实施方式，基于跟踪条件确定中继终端天线与中继卫星是否发生遮挡，包括：在第四目标角度的角度值小于第二目标阈值，或第四目标角度的补角的角度值小于第二目标阈值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星发生遮挡；在第四目标角度的角度值大于等于第二目标阈值，或第四目标角度的补角的角度值大于等于第二目标阈值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星未发生遮挡。

在该实施例中，在确定好第一矢量与第二矢量之间的夹角之后，可以在该夹角的角度值小于第二目标阈值，或该夹角的补角的角度值小于第二目标阈值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星发生遮挡，也即，β＜δ或者180°-β＜δ时，确定中继终端天线与中继卫星之间不可见；在该夹角的角度值大于等于第二目标阈值，或该夹角的补角的角度值大于等于第二目标阈值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星未发生遮挡，也即，中继终端天线与中继卫星之间可见。可选地，上述δ是日凌现象发生的门限值，与天线具体参数有关，由天线制造部门提供。

作为一种可选的实施方式，在第四目标角度的角度值小于第二目标阈值，或第四目标角度的补角的角度值小于第二目标阈值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星发生遮挡，包括：在第四目标角度的角度值小于第二目标阈值，或第四目标角度的补角的角度值小于第二目标阈值的情况下，确定中继终端天线发生日凌现象；在中继终端天线发生日凌现象的情况下，确定中继终端天线与中继卫星之间发生遮挡。

在该实施例中，由于太阳电磁辐射会对中继终端天线与中继卫星之间的通信和测量造成干扰，当太阳矢量与中继终端天线到中继卫星的连线的夹角小于一定值时干扰噪声将超过信号强度，会对通信和测量造成严重干扰甚至通信中断，这种现象就是日凌现象。对于近地大型航天器轨道，日凌现象发生时间不规则，可以采用数值计方法进行计算和预报。

在上述实施例中，由于航天测控通常是双向的，对于中继卫星的天线同样存在日凌问题，因此，日凌现象发生的判据可以为，在第四目标角度的角度值小于第二目标阈值，或第四目标角度的补角的角度值小于第二目标阈值的情况下，也即β＜δ或者180°-β＜δ的情况下，可以确定中继终端天线与中继卫星的天线发生了日凌现象，此时，中继终端天线与中继卫星之间由于日凌现象无法进行通信，可以确定中继终端天线与中继卫星之间发生遮挡。

作为一种可选的实施方式，在第四目标角度的角度值大于等于第二目标阈值，或第四目标角度的补角的角度值大于等于第二目标阈值的情况下，确定中继终端天线与中继卫星间未相互遮挡，包括：在第四目标角度的角度值大于等于第二目标阈值，或第四目标角度的补角的角度值大于等于第二目标阈值的情况下，确定中继终端天线未发生日凌现象；在中继终端天线未发生日凌现象的情况下，确定中继终端天线与中继卫星之间未发生遮挡。

在该实施例中，在第四目标角度的角度值大于等于第二目标阈值，或第四目标角度的补角的角度值大于等于第二目标阈值的情况下，可以确定中继终端天线未发生日凌现象。此时，由于中继终端天线与中继卫星之间的通信未被日凌现象干扰，因此，中继终端天线可以跟踪中继卫星，也即中继终端天线与中继卫星之间未发生遮挡，相互可见。

作为一种可选的实施方式，将第一目标坐标值和第二目标坐标值输入至预设判断条件组，得到跟踪条件，包括：基于第一目标坐标值和第二目标坐标值确定中继终端天线与中继卫星之间的目标射线；确定目标射线与航天器之间的相对位置关系；基于相对位置关系确定跟踪条件。

在该实施例中，可以将航天器的帆板和舱体简化为矩形平板和圆柱体，在获取到中继终端天线的第一目标坐标值和中继卫星的第二目标坐标值之后，可以获取中继终端天线与中继卫星之间的目标射线，通过判断目标射线与矩形平板、圆柱体的相对位置关系，确定跟踪条件，该跟踪条件可以为目标射线与矩形平板、圆柱体之间是否相交。

在该实施例中，可以将中继天线坐标系内中继终端天线-中继星之间的连线与多个帆板、舱体之间的遮挡计算问题，转换为计算机图形学中射线与多个忽略厚度的矩形平板的相交检测、与多个圆柱体的相交检测问题。

在上述实施例中，图9是根据本发明实施例的一种射线与矩形平板相交计算的关系示意图，如图9所示，设在J2000地心惯性坐标系下中继终端天线位置(中继终端天线坐标系原点)为P

在上述实施例中，图10是根据本发明实施例的一种射线与圆柱体相交计算的关系示意图，如图10所示，首先根据圆柱体特征点参数，建立以圆柱体方向为轴的坐标系，其中圆柱体底面圆心为坐标系原点，计算航天器本体坐标系到圆柱体坐标系的旋转矩阵，计算中继终端位置P

作为一种可选的实施方式，基于跟踪条件确定中继终端天线与中继卫星是否发生遮挡，包括：在相对位置关系为目标射线与航天器之间相交的情况下，确定中继终端天线与中继卫星发生遮挡；在相对位置关系为目标射线与航天器之间未相交的情况下，确定中继终端天线与中继卫星未发生遮挡。

在该实施例中，在相对位置关系为目标射线与矩形平板或圆柱体之间相交，则确定中继终端天线与中继卫星发生遮挡，也即中继终端天线与中继卫星之间不可见，在相对位置关系为目标射线与矩形平板或圆柱体之间不相交，则确定中继终端天线与中继卫星未发生遮挡，也即中继终端天线与中继卫星之间可见。

作为一种可选的实施方式，在得到中继终端天线跟踪预报计算结果之后，可以对该计算结果进行验证。

在该实施例中，可以基于系统仿真工具包(商业软件STK)进行中继跟踪预报结果的比对与验证工作，该商业软件STK是美国Analytical Graphics公司开发的一款在航天领域处于领先地位的商业分析软件。通过该STK进行验证的方法可以如下：

首先建立两个航天器或组合体的太阳电池阵三维模型和航天器三维本体模型，然后使用格式转换工具，转换为可以导入到STK中*.mdl格式模型文件；然后基于STK建立航天器轨道分析环境，分别导入两个航天器的太阳电池阵模型和航天器本体模型；之后设置STK中传感器对象的安装位置和指向角度限制；最后分别设置两个航天器的轨道参数和姿态参数，在某时间段选择若干特征时刻点，比对STK中中继跟踪可见性结果与使用该实施例中的方法得到的预报结果是否一致，在结果一致的情况下，确定使用该实施例中的方法得到的预报结果正确，在结果不一致的情况下，对使用该实施例中的方法得到的预报结果进行再次计算，直到结果一致为止。

该实施例的中继终端天线跟踪预报方法，通过航天器的星历数据和姿态数据将航天器的形状信息进行转换，从而得到安装于航天器上的中继终端天线的第一目标坐标值，然后获取中继卫星的第二目标坐标值，并将中继终端天线与中继卫星的坐标值输入至预设判断条件组中，从而通过得到的跟踪条件确定中继终端天线与中继卫星之间是否发生了遮挡，进而解决了由于无法确定中继终端天线与中继卫星之间是否遮挡，导致中继终端天线跟踪预报准确率低的技术问题，达到了通过确定中继终端天线与中继卫星之间的遮挡关系，提高中继终端天线的跟踪预报准确率的技术效果。

实施例2

下面结合优选的实施方式对本发明实施例的技术方案进行举例说明。

图11是根据本发明实施例的一种航天器组合体中继跟踪预报计算方法的流程图，如图11所示，该方法可以包括如下步骤：

步骤S1101，航天器及其组合体三维模型分解与简化建模。

步骤S1102，根据航天器星历数据和姿态数据计算各转换矩阵和坐标值。

步骤S1103，地球相对几何关系计算与地球遮挡判断。

步骤S1104，中继终端天线框架角计算与约束条件判断。

步骤S1105，太阳相对几何关系与日凌现象判断。

步骤S1106，多舱体与帆板相对几何关系计算与遮挡判断。

步骤S1107，输出中继终端天线的框架角和跟踪弧段预报结果。

在该实施例中，针对空间站任务期间航天器中继终端天线将会面临较为复杂的自身及其他航天器舱体与太阳帆板遮挡的问题，提出了一种航天器组合体中继跟踪预报计算方法，包括中继终端与中继卫星之间的地球遮挡判断、框架角约束条件计算与判断、太阳运动导致日凌现象判断以及航天器舱体及帆板的遮挡计算判断方法，在保证满足最大空间包络且空间位置关系准确符合航天器实际构型的前提下，可以将复杂大型航天器简化为多个圆柱体与矩形平板的组合体，通过处理和计算多个不同几何体的特征参数，实现中继终端天线与中继卫星之间的遮挡判断计算与中继跟踪预报功能。

在上述实施例中，鉴于中继跟踪预报的前提条件可以为中继天线中心与中继星几何可见(无地球遮挡)、无航天器舱体或帆板遮挡、中继框架角满足约束条件、无日凌现象，因此，该实施例可以先进行中继天线与中继星之间的地球遮挡判断，之后进行中继跟踪框架角计算和判断，然后进行日凌判断计算、最后进行航天器舱体或太阳帆板对中继星以及对太阳的遮挡判断计算，其中如任意一项计算中满足遮挡判据条件，即中断计算流程、返回遮挡状态判别结果，认为中继终端(中继终端天线或中继天线)与中继卫星之间不可见。

在该实施例中，可以设计航天器中继跟踪计算模型，在该模型中，主要涉及J2000地心惯性坐标系、航天器轨道坐标系、航天器本体坐标系、中继终端天线坐标系以及航天器姿态角等，通过各种坐标系之间的转换计算可以得到中继终端天线的框架角参数。

在上述实施例中，J2000地心惯性坐标系的原点为地心，x轴指向公元2000年的平春分点，z轴垂直于平赤道，y轴由右手定则确定；航天器轨道坐标系是航天器的姿态参考系，坐标系原点在飞行器质心，z轴指向地心，x轴与z垂直指向飞行方向，y轴垂直轨道面；航天器本体坐标系的原点位于航天器的质心或几何中心，x轴由坐标原点指向航天器的某一特征轴方向，z轴由坐标原点指向航天器的另一特征轴方向，y轴与x轴、z轴构成右手系。

在上述实施例中，设J2000地心惯性坐标系到航天器本体坐标系的变换矩阵为L

L

其中L

在上述实施例中，航天器姿态可以采用欧拉角描述，表示的是飞行器本体系相对当地轨道系的转动关系，飞行器姿态角的转系为3-1-2转系，即按偏航、滚动、俯仰角的顺序定义。航天器轨道坐标系到航天器本体坐标系的坐标变换矩阵为：

其中，R

在上述实施例中，在获取航天器的简化几何体模型参数之后，可以根据航天器在某时刻的位置与姿态，对中继终端天线进行旋转变换，比如，根据当前时刻的航天器姿态(包括舱体转动角度、太阳翼转动角度等)进行旋转变换。

在相关技术中，在空间实验室任务期间，两大型航天器组合体为三轴对地或连续偏航两种姿态，中继天线遮挡计算模型比较简单。随着我国空间站的建设与发展、飞控测控任务设计要求越来越精细化。大型航天器组合体姿态种类更多、构型更加复杂，，中继天线存在较为复杂的舱体以及太阳帆板遮挡的问题。

在上述相关技术中，由于航天器表面通常难以用解析表达式来描述，因此要进行中继跟踪遮挡判断计算，首先要将航天器三维模型表面细分为许多个微小平面面元并获取每个小面元的顶点坐标和法向矢量，但是面元之间相互遮挡关系的判断过程比较复杂，需要多次循环计算和判断比较，这一过程也可被称为目标的消隐处理。单纯地通过编程执行循环计算和判断来实现目标消隐计算，比较费时且精度较低；尤其对于复杂结构大型航天器，小面元划分的越细则面元数量越多，导致遮挡判断计算时间呈指数级增加，从而导致中继终端天线跟踪预报的准确率较低的问题。

而该实施例中的航天器组合体中继跟踪预报计算方法，相比于相关技术中的仅利用几何可见或框架角约束条件进行预报计算，无法针对多航天器动态遮挡计算方法，通过将航天器简化建模、将相关矢量与模型投影到中继天线坐标系进行遮挡判断，实现了动态、准确、定量、快速地遮挡判断与计算，可为航天器中继终端在轨利用提供可靠依据。

实施例3

本发明实施例还提供了一种航天器中继终端天线跟踪预报装置。需要说明的是，该实施例的航天器中继终端天线跟踪预报装置可以用于执行本发明实施例的航天器中继终端天线跟踪预报方法。

图12是根据本发明实施例的一种航天器中继终端天线跟踪预报装置的示意图。如图12所示，该航天器中继终端天线跟踪预报装置1200可以包括：采集单元1201、转换单元1202、处理单元1203和确定单元1204。

采集单元1201，用于采集航天器的形状信息。

转换单元1202，用于基于航天器的星历数据和姿态数据对航天器的形状信息进行转换，得到中继终端天线的第一目标坐标值，其中，中继终端天线位于航天器上。

处理单元1203，用于获取中继卫星的第二目标坐标值，将第一目标坐标值和第二目标坐标值输入至预设判断条件组，得到跟踪条件。

确定单元1204，用于基于跟踪条件确定中继终端天线与中继卫星是否发生遮挡。

该实施例中的航天器中继终端天线跟踪预报装置，通过航天器的星历数据和姿态数据将航天器的形状信息进行转换，从而得到安装于航天器上的中继终端天线的第一目标坐标值，然后获取中继卫星的第二目标坐标值，并将中继终端天线与中继卫星的坐标值输入至预设判断条件组中，从而通过得到的跟踪条件确定中继终端天线与中继卫星之间是否发生了遮挡，进而解决了由于无法确定中继终端天线与中继卫星之间是否遮挡，导致中继终端天线跟踪预报准确率低的技术问题，达到了通过确定中继终端天线与中继卫星之间的遮挡关系，提高中继终端天线对中继卫星的跟踪预报准确率的技术效果。

实施例4

根据本发明实施例，还提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质包括存储的程序，其中，该程序执行实施例1中所述的航天器中继终端天线跟踪预报方法。

实施例5

根据本发明实施例，还提供了一种处理器，该处理器用于运行程序，其中，所述程序运行时执行实施例1中所述的航天器中继终端天线跟踪预报方法。

上述本发明实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。

在本发明的上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的技术内容，可通过其它的方式实现。其中，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如所述单元的划分，可以为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，单元或模块的间接耦合或通信连接，可以是电性或其它的形式。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。

所述集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可为个人计算机、服务器或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、移动硬盘、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。