卫星发射主动段遥测数据接收方法及系统与流程

本发明属于卫星测控，具体地涉及一种卫星发射主动段遥测数据接收方法及系统，主要应用于卫星发射主动段存在测控盲区的问题。

背景技术：

1、卫星发射测控技术是卫星发射任务圆满成功的重要保障，是一项关键技术。现有的卫星发射测控技术，是通过多个地面测控站和远望测控船接力的形式，实现卫星发射测控弧段的覆盖，但针对卫星发射主动段测控问题，地面测控站无法实现卫星发射主动段弧段的完全覆盖，即从运载火箭点火发射到卫星进入第一个地面测控站期间，存在卫星发射主动段测控盲区。虽然，这段测控盲区的时间不长，但一旦卫星在发射期间出现任何现象和问题，每一帧的遥测数据对于现象分析和问题定位来说都是至关重要的。因此，研究卫星发射主动段遥测数据接收方法，能够确保卫星从地面电测试到发射入轨期间遥测数据的连续性和完整性，保障卫星发射任务，这将具有一定的工程意义。

2、针对目前的卫星发射测控方法，专利202111638094.1提出一种移动便携测控站，包括底座、转台、天线、数据转发系统、gnss传感器、基带及控制电脑，能够移动到户外执行测控任务，能够适应恶劣的野外环境，但该方法中的数据收发系统包含wifi收发器，不符合卫星发射阵地要求，且该方法无法复用卫星综合测试地面设备，因此该方法不适用于卫星发射主动段；专利202111087816.9提出一种卫星测控站及卫星测控方法、设备及存储介质，能够实施多种频段的卫星精准定位以及多频段卫星的测控，但该方法无法复用卫星综合测试地面设备，且仅针对在轨运行卫星，不适用于卫星发射主动段；专利201921113194.0提出一种便携式航天测控站，应用于uhf/vhf频段低轨道卫星测控，通过便携式设计实现对低轨道卫星进行过顶预报、跟踪、控制，同样地，该方法无法复用卫星综合测试地面设备，且仅针对在轨运行卫星，不适用于卫星发射主动段；专利202110912035.2提出一种主动段测控多站联合自动联调方法，可以根据测控中心联调的需求构建自动联调的运行模式，减少操作员的工作量，控制日常运行管理成本，但该方法中所述的测控站无法覆盖卫星起飞至第一测控站之间的弧段，无法解决卫星发射主动段测控盲区的问题；专利201910951036.0提出一种卫星入轨段的测控方法及系统，该方法通过建立运载火箭末级与用户星之间的上、下行双通信链路，实现中继卫星系统对用户星入轨段的遥测和遥控，但该方法适用于卫星发射入轨段测控问题，还是无法解决卫星发射主动段测控盲区的问题。

技术实现思路

1、为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明目的在于提供一种卫星发射主动段遥测数据接收方法，有效解决卫星发射主动段存在测控盲区的问题，实现卫星发射主动段遥测数据实时接收与监测，能够保证卫星发射主动段遥测数据的连续性和完整性，且对不同卫星型号具有通用性。

2、一种卫星发射主动段遥测数据接收方法，其特征在于，包括以下步骤：

3、步骤s1：建立卫星测试系统与卫星发射场之间的通信；

4、步骤s2：在卫星发射场中搭建数据接收系统，同时建立数据接收系统的坐标系；

5、步骤s3：仿真运载火箭理论飞行轨迹；

6、步骤s4：根据所述数据接收系统的坐标系和所述运载火箭理论飞行轨迹，计算地面天线理论指向角曲线；

7、步骤s5：通过地面天线伺服机构实时跟踪所述地面天线理论指向角曲线，实现卫星发射主动段地面天线对卫星的跟瞄，完成卫星主动段数据接收。

8、具体的，所述步骤s2包括，搭建的数据接收系统部署在卫星发射场前方，并与后方卫星电测试厂房建立通信；

9、数据接收系统包含测控基带、变频器、低噪声放大器、地面测控天线、天线支架、天线伺服机构、光纤收发器、射频电缆和射频转接头，并以数据接收系统的地理位置为原点建立数据接收系统坐标系o1x1y1z1。

10、具体的，所述步骤s3包括，建立以发射惯性坐标系原点o2建立发射惯性坐标系o2x2y2z2，所述运载火箭理论飞轮轨迹通过调研运载火箭飞行参数、卫星运行轨道参数、卫星入轨点位置、卫星入轨点速度信息，对发射惯性坐标系o2x2y2z2下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)∈r3进行仿真计算，发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)的具体形式如下；

11、r2(t)＝[xt yt zt]t                  (1)

12、其中，r2(t)表示第t飞行时刻运载火箭相对于发射惯性坐标系原点o2的空间位置坐标。

13、具体的，所述步骤s4包括，结合所述步骤s3中计算的发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)以及发射惯性坐标系原点o2相对于步骤s2中建立的数据接收系统坐标系原点o1的相对距离r1，计算地面测控天线理论指向角曲线θr(t)，其具体形式如下：

14、地面测控天线理论指向角曲线θr(t)为

15、θr(t)＝[αr(t) βr(t)]t                 (2)

16、其中，αr(t)为地面天线理论指向方位角曲线，βr(t)为地面天线理论指向俯仰角曲线，其具体形式如下：

17、地面天线理论指向方位角曲线αr(t)的计算公式为：

18、αr(t)＝tan-1(yt/xt)                  (3)

19、地面天线理论指向俯仰角曲线βr(t)的计算公式为：

20、βr(t)＝tan-1(zt/dt)                  (4)

21、

22、其中，r(t)＝[xt yt zt]t表示数据接收系统坐标系o1x1y1z1下的运载火箭理论飞行轨迹，xt,yt,zt分别表示运载火箭第t飞行时刻相对于数据接收系统坐标系o1x1y1z1的空间位置坐标，其具体表达形式如下：

23、xt＝xt+δx                      (6)

24、yt＝yt+δy                      (7)

25、zt＝zt+δz                      (8)

26、其中，r1＝[δx δy δz]t表示发射惯性坐标系原点o2相对于步骤s2中搭建的数据接收系统原点o1的相对距离，r2(t)＝[xt yt zt]t表示发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹。

27、具体的，所述步骤s5包括，地面天线伺服机构采用经典pid控制器，完成卫星发射主动段地面天线对卫星的跟瞄，从而完成卫星主动段数据接收，其控制器形式如下：

28、

29、θe(t)＝θ(t)-θr(t)                 (10)

30、其中，θe(t)＝θ(t)-θr(t)为地面天线指向角跟踪误差，θ(t)为地面天线实时指向角，θr(t)为地面天线理论指向角，kp为控制器比例项系数，ki为控制器积分项系数，kd为控制器微分项系数。

31、一种卫星发射主动段遥测数据接收系统，其特征在于，包括以下模块：

32、模块m1：建立卫星测试系统与卫星发射场之间的通信；

33、模块m2：在卫星发射场中搭建数据接收系统，同时建立数据接收系统的坐标系；

34、模块m3：仿真运载火箭理论飞行轨迹；

35、模块m4：根据所述数据接收系统的坐标系和所述运载火箭理论飞行轨迹，计算地面天线理论指向角曲线；

36、模块m5：通过地面天线伺服机构实时跟踪所述地面天线理论指向角曲线，实现卫星发射主动段地面天线对卫星的跟瞄，完成卫星主动段数据接收。

37、具体的，所述模块m2包括，搭建的数据接收系统部署在卫星发射场前方，并与后方卫星电测试厂房建立通信；

38、数据接收系统包含测控基带、变频器、低噪声放大器、地面测控天线、天线支架、天线伺服机构、光纤收发器、射频电缆和射频转接头，并以数据接收系统的地理位置为原点建立数据接收系统坐标系o1x1y1z1。

39、具体的，所述模块m3包括，建立以发射惯性坐标系原点o2建立发射惯性坐标系o2x2y2z2，所述运载火箭理论飞轮轨迹通过调研运载火箭飞行参数、卫星运行轨道参数、卫星入轨点位置、卫星入轨点速度信息，对发射惯性坐标系o2x2y2z2下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)∈r3进行仿真计算，发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)的具体形式如下；

40、r2(t)＝[xt yt zt]t                  (1)

41、其中，r2(t)表示第t飞行时刻运载火箭相对于发射惯性坐标系原点o2的空间位置坐标。

42、具体的，所述模块m4包括，结合所述模块m3中计算的发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹r2(t)以及发射惯性坐标系原点o2相对于模块m2中建立的数据接收系统坐标系原点o1的相对距离r1，计算地面测控天线理论指向角曲线θr(t)，其具体形式如下：

43、地面测控天线理论指向角曲线θr(t)为

44、θr(t)＝[αr(t) βr(t)]t                 (2)

45、其中，αr(t)为地面天线理论指向方位角曲线，βr(t)为地面天线理论指向俯仰角曲线，其具体形式如下：

46、地面天线理论指向方位角曲线αr(t)的计算公式为：

47、αr(t)＝tan-1(yt/xt)                  (3)

48、地面天线理论指向俯仰角曲线βr(t)的计算公式为：

49、βr(t)＝tan-1(zt/dt)                  (4)

50、

51、其中，r(t)＝[xt yt zt]t表示数据接收系统坐标系o1x1y1z1下的运载火箭理论飞行轨迹，xt,yt,zt分别表示运载火箭第t飞行时刻相对于数据接收系统坐标系o1x1y1z1的空间位置坐标，其具体表达形式如下：

52、xt＝xt+δx                      (6)

53、yt＝yt+δy                      (7)

54、zt＝zt+δz                      (8)

55、其中，r1＝[δx δy δz]t表示发射惯性坐标系原点o2相对于模块m2中搭建的数据接收系统原点o1的相对距离，r2(t)＝[xt yt zt]t表示发射惯性坐标系下的运载火箭理论飞行轨迹。

56、具体的，所述模块m5包括，地面天线伺服机构采用经典pid控制器，完成卫星发射主动段地面天线对卫星的跟瞄，从而完成卫星主动段遥测数据接收，其控制器形式如下：

57、

58、θe(t)＝θ(t)-θr(t)                 (10)

59、其中，θe(t)＝θ(t)-θr(t)为地面天线指向角跟踪误差，θ(t)为地面天线实时指向角，θr(t)为地面天线理论指向角，kp为控制器比例项系数，ki为控制器积分项系数，kd为控制器微分项系数。

60、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

61、1、本发明的卫星发射主动段遥测数据接收方法，针对卫星发射主动段测控问题，建立地面设备可复用的数据接收系统，通过地面测控天线实时跟踪地面天线指向角曲线，实现卫星发射主动段地面天线对卫星的跟瞄，完成卫星发射主动段遥测数据接收，能够有效解决卫星发射主动段测控弧段存在盲区的问题，实现卫星发射主动段遥测数据实时接收与监测，保证卫星发射主动段遥测数据的连续性和完整性；

62、2、本发明够适应不同卫星型号的发射任务，具有通用性，为卫星发射主动段的后续分析与总结提供了保障。