基于火箭遙測的星箭天線方向監視方法

黃 瓊，鄒春華，李紅艷，陳紅英

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基于火箭遙測的星箭天線方向監視方法

黃 瓊，鄒春華，李紅艷，陳紅英

（中國衛星海上測控部，江陰，214431）

在入軌段測控任務中，為了實時監視火箭和衛星的天線方向性，基于測量船跟蹤計算軟件的實際，通過分析入軌段火箭飛行姿態、位置等測量數據，設計利用火箭實時遙測數據計算火箭和衛星天線方向性的方案，規定了具體流程，并通過實例計算，驗證了該方法的可行性。

火箭遙測；飛行姿態；天線方向性；實時

0 引 言

火箭飛行任務中，在入軌段需要進行姿態調整和控制，以建立衛星入軌姿態。火箭的姿態決定火箭和其運載的衛星天線方向性的變化。航天器的測控天線一般是寬波束天線，不同方向的信號增益往往是不同的，天線的方向性圖測試時是以波束中心軸作為參考，而船載測控設備的天線為窄波束天線，跟蹤時波束指向測控目標，目標天線波束中心與船載測控天線波束中心的連線即測量線（即測站與目標的連線）與目標天線波束中心軸的夾角決定目標測控天線的增益情況[1]。測量船在承擔入軌段跟蹤測控時，一套統一測控設備往往同時承擔火箭和其運載的衛星的測控任務，星箭分離時刻往往是火箭測量任務的終止時刻，也是衛星測控任務的起始時刻。因此在制定測量船海上測控技術實施方案時，需利用火箭和衛星的飛行軌跡和姿態分析測控天線對測量船的覆蓋情況，以保證測量船執行任務時捕獲跟蹤目標穩定。

目前，測量船執行任務對目標天線的覆蓋情況主要依賴任務前期理論分析計算的結果，缺少對衛星和火箭天線方向性的實時監視手段。在實際飛行跟蹤測控過程中，常常發生信號電平的強弱變化與理論分析不一致，信號正常的情況出現衛星信號起伏，不僅影響到外測精度，嚴重情況還將影響跟蹤，造成目標丟失。

為此需要根據測量船執行任務情況和測量船軟件架構實現對衛星、火箭天線方向性實時監視的方法和流程，滿足測量船海上測控任務對目標天線覆蓋情況監視的需要，從而使測量船能夠實時監視火箭、衛星天線方向，在某些時段測控天線不能覆蓋測站的異常情況下，操作人員能夠根據天線實際方向及時采取規避、切換等方法確保跟蹤穩定。因此，本文提出一種基于火箭遙測數據實時計算火箭和衛星天線方向性的方法。

1 天線方向性計算

1.1 坐標系轉換

坐標系統是指描述空間位置的表達形式，種類很多，但均由一定物理意義的原點、基準面和基準線、坐標原點、主參考平面和主方向構成。坐標原點是在坐標系統中所有坐標均等于0的點；主參考平面也可稱為主平面，是坐標系統的定位和定向所依靠的主要參考平面；主方向是坐標系統中主坐標軸所指的方向，一般指向有某種幾何或物理意義的特征點。常用的坐標系、和軸的順序按右手法則確定[2]。

坐標系轉換包含坐標系變換和基準變換。前者指在同一地球橢球下空間點的不同坐標表示形式之間的變換；后者指空間點在不同定義的地球橢球之間的坐標變換。不同基準之間的轉換方法很多，常用到如下方法：

假設，在某一坐標系中的矢量為，在旋轉后的新坐標中為，若平面、平面和平面分別繞軸、軸和軸轉動角（逆時針為正），那么[3]：

其中，

1.2 入軌段測量船數據獲取情況

在海上測控方案制定前，火箭方、衛星方和發射中心需要事先提供飛行器標稱的飛行軌道，包括發射工位的精確天文坐標、大地坐標和起飛基準方位方向，衛星和火箭的天線方向圖，以及衛星裝箭位置情況等。

在跟蹤測量過程，測量船能實時獲取并進行實時計算的數據有：

a）飛行器姿態數據。包括飛行器在發射慣性坐標系（以下簡稱發慣系）下的俯仰、偏航以及滾動姿態角數據[4]。可以通過處理火箭實時下傳的調頻遙測中的計算機字得到。

b）目標本體數據。目標本體數據包含不同飛行器的位置、速度等信息，這些數據可通過不同途徑獲取。如，火箭的本體坐標數據可以從外測雷達數據處理得到，也可以通過處理火箭下行調頻遙測中的計算機字得到，還可以通過火箭GNSS位置數據得到；衛星的本體數據則可以從衛星外測數據處理得到。

c）測量船位。是由船姿船位系統實時獲取并提供的測量船工作位置，包括經度ship、緯度ship和高程ship，常采用大地坐標系表示。

d）處理使用時間。獲取發射時間0以及北京時間。

1.3 測量船跟蹤計算現狀

測量船數據處理涉及的坐標系種類繁多，關系復雜。既涉及到發射、測量、彈體等坐標系，也涉及到測量、軌道及飛行器等坐標系，還涉及到天文、各類大地參考系等坐標系；既有與飛行器位置數據的關系，也有與飛行軌道的關系，還與天文、大地參考系的關系。在測量船實時處理和顯示軟件中，相應坐標之間的轉換關系如圖1所示[1,5]。

圖1 測量船常用坐標系統轉換關系

在入軌段測量任務中，測量船需要實時處理的數據類別主要有遙測數據和外測數據。前者包括火箭的秒節點彈道、關機點彈道和特征點彈道等，其原始數據用發慣系表示，經坐標轉換得到地心固連坐標系（通常為DX-2坐標系）數據后向任務中心傳輸。后者則包括統一載波測控系統和脈沖雷達的測量數據（測距、測角等）、衛星導航系統測量船位、慣導測量船姿數據以及測量船變形數據等，經過處理后得到測站地平坐標系下的跟蹤測元（方位角、俯仰角、距離），其中脈沖雷達的數據經過坐標轉換得到地心固連坐標系數據[5]。

1.4 天線方向性計算方案

文獻[1]、[6]論述了根據發射坐標系下的火箭位置、姿態數據計算天線方向性的具體方法，但測量船若需實時處理和監視顯示測控天線指向情況，不僅需要對測量船相對目標本體坐標系的位置進行計算，還要分析測量線相對目標本體坐標系軸的夾角。同時，還要對飛行器飛行姿態數據進行歐拉變換，計算量較大。為了適用測量船軟件實際，同時便于實時計算和監視顯示，針對飛行姿態數據為發慣系的實際情況，設計了如下監視計算方法和過程[7]：

a）根據發射時刻0和遙測數據包中的北京時間c計算飛行時長：

=c-0

b）根據c時刻火箭遙測計算機字處理得到火箭姿態信息，即火箭的姿態參數（俯仰程序角c、偏航程序角c、滾動程序角c、俯仰程序角偏差Δ、偏航程序角偏差Δ及滾動程序角偏差Δ），按其物理含義即可得出發慣系下的姿態角：

=+Δ

=c+Δ

=c+Δ

c）根據c時刻的測量船位置和高程數據（c，c，c），按下列公式轉換成地心固連系位置參數，即：

式中c為卯酉圈的曲率半徑，（其中，為地球橢球赤道半徑；為第1地球偏心率）。

同理，根據發射工位中火箭彈體的初始坐標（大地緯度f、經度f和高程f）計算出火箭初始點的地固系位置參數，和。

d）根據c時刻地心固連系的火箭彈體數據e，e和e，按下式轉換成發慣系下的，和，即：

式中f為發射工位天文經度；f為發射工位天文緯度；f為起飛基準方位方向；為地球自轉角速度；為飛行時長。

同理，根據測量船位置（c，c和c）計算發慣系下船位，和。

e）計算測量船在火箭彈體坐標系的位置參數，公式如下：

g）根據事前提供的火箭本體與衛星本體的對應關系，應用前章節旋轉矩陣()，即可處理出測量線在衛星本體上的方向。定義為測量線與衛星天線增益中心軸的夾角，以表征天線的方向性。假定衛星天線增益中心軸相對火箭彈體坐標系的和分別為和，則可采用下式計算：

h）根據夾角及火箭、衛星的天線方向性測試圖（由火箭、衛星研制部門提供）得知當前火箭、衛星對測站的天線覆蓋情況。具體的流程如圖2所示。

圖2 星箭天線方向實時監視方法流程

2 實際應用

某任務中，測量船同時對火箭和衛星兩個目標進行測控。火箭三子級末速修正關機比預定時間提前約25 s，在火箭調姿過程中，設備跟蹤衛星的AGC電壓存在明顯波動，信號不穩定。通過事后數據處理發現測距二階差分量存在跳變的現象，具體測距差分[9]圖見圖3。

圖3 測距差分圖

1—USB_R （0，200），（1∶240，1∶200km）；2—USB_R二階差分（0，－11），（1∶240，1∶4m）；3—USB_AGC DAT （0，1.2），（1∶240，1∶0.50無量綱）

因為衛星天線增益通常具有軸對稱性，因此根據衛星方提供的衛星天線方向圖可知超過某一角度，假設為時，衛星信號增益不作設計要求。在該次海上測控方案設計時，值未超過，理論上滿足設計指標。但實際任務中存在信號增益起伏較大的現象，具體如圖4所示。

圖4 天線方向性夾角

3 結 論

本文根據測量船執行入軌段測控任務的實際情況，提出基于火箭實時數據監視計算火箭、衛星天線方向性的方案。該方案主要進行旋轉矩陣的計算，省去了對火箭姿態的歐拉角進行轉換，方法過程簡明、易實現，并運用任務的實際數據進行了試算，很好地反映了飛行器測控天線對測站的覆蓋情況。

方案還充分考慮到航天測量船計算航天器入軌參數的現狀。相關軟件已將旋轉矩陣()編制成動態鏈接庫，只需在原航天測量船坐標系轉換基礎上進行相應擴充，增加測量船在火箭本體坐標系的位置、測量線在衛星本體坐標系的指向等計算，即可實現實時計算并監視顯示衛星火箭方向性的目的。

本文提出的實時計算天線方向性的方法，對測量船執行入軌段測控任務，尤其對測量船多目標測控任務跟蹤時具有很強的實用價值。

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A Monitoring Method of Antenna Direction Based on the Real-time Telemetering Data of Rockets

Huang Qiong, Zou Chun-hua, Li Hong-yan, Chen Hong-ying

(China Satellite Maritime Tracking and Control Department, Jiangyin, 214431)

To monitor the antenna directivity of rockets and satellites in injection phase, an antenna directivity calculating method that uses real time telemetering data is developed through analyzing rocket’s measured data such as flight attitude and location, etc. The process flow is specified as well. Additionally, a practical calculation is given in this paper to verify the availability of the method.

Telemetering of rockets; Flight attitude; Antenna directivity; Real time

1004-7182(2016)02-0086-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20160219

V556.3

A

2015-04-03；

2015-06-25

黃 瓊（1979-），女，工程師，主要研究方向為航天測控總體