相控阵天线与卫星的对星方法、系统、电子设备及介质与流程

1.本发明涉及一种卫星与天线对星领域，更具体地说，它涉及相控阵天线与卫星的对星方法、系统、电子设备及介质。


背景技术：

2.基于低轨卫星的移动通信系统具有大带宽、灵活可配、抗干扰、低时延、高可靠性等特点，可以通过多颗卫星组网形成覆盖全球的通信网络。同时，近年来我国开始布局建设低轨移动卫星全球通信网络，促进低轨卫星网络在5g通信、物联网等领域的应用。进而研制低成本、高速率、小型化、全自动的低轨卫星通信终端具有广阔的市场前景。
3.由于低轨卫星的高速运动，地面站天线需要跟随卫星的运动做连续跟踪动作。进而地面站天线需要时刻保持自动跟踪和对准所使用的卫星，并保证在有效时间内通信的连续性。所以低轨卫星跟踪难度要明显大于高轨卫星。目前，国内外均有类似的成熟产品，通常需要多个传感器件，比如用于输出正北方向的卫星罗经等，这些传感器通常不易与卫星天线集成，而且价格昂贵、体型较大，使得天线装置的成本和体型都增加。
4.因此，如何不采用现有的多个传感器的情况下实现相控阵天线对低轨卫星的自动跟踪和对准是目前亟需解决的技术问题。


技术实现要素：

5.本发明的目的是提供相控阵天线与卫星的对星方法、系统、电子设备及介质，以解决在不采用现有的多个传感器的情况下也能实现相控阵天线时刻保持自动跟踪和对准所使用的卫星。
6.本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：
7.第一方面，本发明提供了一种相控阵天线与卫星的对星方法，包括以下步骤：
8.步骤一，获取相控阵天线的位置信息，根据卫星星历和相控阵天线的位置信息计算卫星入境的窗口时间；
9.步骤二，在卫星入境前将相控阵天线赋形为碗状的方向图，进行卫星的入境捕获；
10.步骤三，对相控阵天线的方位角进行三次120
°
的扇形波束扫描；
11.步骤四，根据三次120
°
的扇形波束扫描确定卫星所在的60
°
扇区，对60
°
扇区进行锥形波束扫描；
12.步骤五，根据锥形波束对60
°
扇区进行波束扫描确定卫星所在60
°
扇区的半波束宽度扇区，使用天线差波束对所述半波束宽度扇区进行波束扫描获得卫星的扫描方位角；
13.步骤六，根据卫星星历计算得到方位角，根据所述扫描方位角和方位角计算出相控阵天线的航向角偏角；
14.步骤七，将所述方位角和航向角偏角求和所得的角度作为相控阵天线的方位角的扫描角度，实现相控阵天线对卫星的实时跟踪。
15.与现有技术相比较而言，本发明通过获取相控阵天线所处的位置，由卫星星历和
相控阵天线所处的位置信息计算卫星入境的窗口时间，在卫星即将入境前把相控阵天线的形状赋形为碗状方向图，这样相控阵天线的能量主要集中仰角所在360度的这一圈里面，这样便于相控阵天线对卫星入境时的信号捕获，然后将360度的分成三次120度的扇形波束扫描，扇形波束可快速划分卫星所在区域，减少扫描时间，以此来确定卫星的60度扇区，再采用锥形波束对卫星所处的60度的扇区再次扫描确定卫星所处的半波束宽度扇区，最后再采用差波束对卫星所处的半波束宽度扇区进行差波束扫描确定卫星的扫描方位角，由卫星星历计算得到的方位角和扫描方位角确定最终相控阵天线的航线角偏角，通过一步一步的缩小范围航向角偏角的大小来提升航向角偏角的精度，以此实现相控阵天线时刻保持自动跟踪和对准所使用的低轨卫星，本发明就应用普通的相控阵天线的对星终端，并不在终端上集成现有的多个传感器，因此，本发明所提的对准方法不仅使天线能够实时对星，同时还具有体积小、重量轻、和成本便宜的效果。
16.进一步的，在所述步骤一之前，先启动相控阵天线的对星装置，通过导航系统对相控阵天线进行定位，获取相控阵天线的位置信息，再根据t0时刻的卫星星历与相控阵天线的位置信息计算卫星入境的窗口时间为t1。
17.进一步的，在卫星入境前的t
1-1时刻对天线进行赋形，碗状方向的相控阵天线的仰角为70
°
，其中，1表示1分钟。
18.进一步的，三次扇形波束分别为第一扇形波束0-120
°
、第二扇形波束120
°‑
240
°
和第三扇形波束240
°‑
360
°
；
19.根据三个扇形波束接收到的信号强度进行卫星方位角的判断，若仅一个扇形波束接收到信号，则卫星位于当前扇形波束的中央的60
°
扇区；
20.若有两个扇形波束收到信号，则卫星位于两个扇形波束相交位置的60
°
扇区。
21.进一步的，根据60
°
扇区进行三次间隔角度为20
°
的锥状波束扫描，若仅一个锥状波束接收到信号，则卫星位于当前锥状波束的中央的20
°
半波束宽度扇区；
22.若有两个锥状波束收到信号，则卫星位于两个锥状波束相交位置的20
°
半波束宽度扇区。
23.进一步的，将20
°
半波束宽度扇区分为三个半波束宽度扇区，使用天线差波束对三个半波束宽度扇区进行间隔角度为7
°
的差波束扫描，若只有一个扇区的接收功率最小，则卫星位于当前的扇区，若两个扇区的接收功率接近，且比第三个扇区的功率接收功率小，则卫星位于间隔角度为7
°
的两个扇区的夹角上；
24.取夹角的中间值作为卫星的扫描方向角。
25.进一步的，所述航向角偏角的计算式为：φh＝φ
x-φs，其中，φs表示卫星的扫描方向角，φ
x
表示根据卫星星历计算得到方位角。
26.第二方面，本发明提供了一种相控阵天线与卫星的对星系统，应用第一方面所述的相控阵天线与卫星的对星方法，包括：
27.入境计算单元，用于获取相控阵天线的位置信息，根据卫星星历和相控阵天线的位置信息计算卫星入境的窗口时间；
28.赋形单元，用于在卫星入境前将相控阵天线赋形为碗状的方向图，进行卫星的入境捕获；
29.第一扫描单元，用于对相控阵天线的方位角进行三次120
°
的扇形波束扫描；
30.第二扫描单元，用于根据三次120
°
的扇形波束扫描确定卫星所在的60
°
扇区，采用锥状波束对60
°
扇区进行波束扫描；
31.第三扫描单元，用于根据锥形波束对60
°
扇区进行波束扫描确定卫星所在60
°
扇区的半波束宽度扇区，使用天线差波束对所述半波束宽度扇区进行波束扫描获得卫星的扫描方位角；
32.偏角计算单元，用于根据卫星星历计算得到方位角，根据所述扫描方位角和方位角计算出相控阵天线的航向角偏角；
33.跟踪单元，用于将所述方位角和航向角偏角之和作为相控阵天线的方位角的扫描角度，实现相控阵天线对卫星的实时跟踪。
34.第三方面，本发明提供了一种电子设备，包括：处理器、通信接口、存储器和通信总线，其中，处理器、通信接口和存储器通过通信总线完成相互间的通信；所述存储器，用于存储计算机程序；所述处理器，用于执行所述存储器中所存储的程序，实现第一方面任一项所述的相控阵天线与卫星的对星方法。
35.第四方面，本发明提供了一种计算机可读存储介质，用于存储计算机可读取的指令，其特征在于，所述指令被执行时执行第一方面任一所述相控阵天线与卫星的对星方法的操作。
36.与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
37.1.本发明所提的对星方法不仅使天线能够实时对星，同时还具有体积小、重量轻、和成本便宜的效果。
38.2.本发明所提的对星方法对于中小型相控阵而言，波束扫描次数少，同时碗状波束能够一定程度减少星历不准的影响。
附图说明
39.此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本技术的一部分，并不构成对本发明实施例的限定。在附图中：
40.图1为本发明一实施例提供的对星方法流程图；
41.图2为本发明一实施例提供的相控阵阵元分布图；
42.图3为本发明一实施例提供的碗状方向图；
43.图4为本发明一实施例提供的扇形波束方向图；
44.图5为本发明一实施例提供的差波束方向图；
45.图6为本发明一实施例提供的对星系统的框架示意图；
46.图7为本发明一实施例提供的电子设备的框架示意图。
具体实施方式
47.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合实施例和附图，对本发明作进一步的详细说明，本发明的示意性实施方式及其说明仅用于解释本发明，并不作为对本发明的限定。
48.需说明的是，当部件被称为“固定于”或“设置于”另一个部件，它可以直接在另一个部件上或者间接在该另一个部件上。当一个部件被称为是“连接于”另一个部件，它可以
是直接或者间接连接至该另一个部件上。
49.需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
50.此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
51.实施例一：
52.如图1所示，本技术实施例提供一种相控阵天线与卫星的对星方法，应用于包括中大型的相控阵天线或一些对星终端上，实现实时对卫星的跟踪的效果，包括以下步骤：
53.步骤一，获取相控阵天线的位置信息，根据卫星星历和相控阵天线的位置信息计算卫星入境的窗口时间；
54.步骤二，在卫星入境前将相控阵天线赋形为碗状的方向图，进行卫星的入境捕获；
55.步骤三，对相控阵天线的方位角进行三次120
°
的扇形波束扫描；
56.步骤四，根据三次120
°
的扇形波束扫描确定卫星所在的60
°
扇区，对60
°
扇区进行锥形波束扫描；
57.步骤五，根据锥形波束对60
°
扇区进行波束扫描确定卫星所在60
°
扇区的半波束宽度扇区，使用天线差波束对半波束宽度扇区进行波束扫描获得卫星的扫描方位角；
58.步骤六，根据卫星星历计算得到方位角，根据扫描方位角和方位角计算出相控阵天线的航向角偏角；
59.步骤七，将方位角和航向角偏角求和所得的角度作为相控阵天线的方位角的扫描角度，实现相控阵天线对卫星的实时跟踪。
60.具体的，本发明通过获取相控阵天线所处的位置，由卫星星历和相控阵天线所处的位置信息计算卫星入境的窗口时间，在卫星即将入境前把相控阵天线的形状赋形为碗状方向图，这样相控阵天线的能量主要集中仰角所在360度的这一圈里面，这样便于相控阵天线对卫星入境时的信号捕获，然后将360度的分成三次120度的扇形波束扫描，扇形波束可快速划分卫星所在区域，减少扫描时间，以此来确定卫星的60度扇区，再采用锥形波束对卫星所处的60度的扇区再次扫描确定卫星所处的半波束宽度扇区，最后再采用差波束对卫星所处的半波束宽度扇区进行差波束扫描确定卫星的扫描方位角，由方位角和扫描方位角确定最终相控阵天线的航线角偏角，通过一步一步的缩小范围航向角偏角的大小来提升航向角偏角的精度，以此实现相控阵天线时刻保持自动跟踪和对准所使用的低轨卫星，本发明就应用普通的相控阵天线的对星终端，并不在终端上集成现有的多个传感器，因此，本发明所提的对准方法不仅使天线能够实时对星，同时还具有体积小、重量轻、和成本便宜的效果。
61.本技术实施例一更进一步的一个实施例中，在步骤一之前，先启动相控阵天线的对星装置，通过导航系统对相控阵天线进行定位，获取相控阵天线的位置信息，再根据t0时刻的卫星星历与相控阵天线的位置信息计算卫星入境的窗口时间为t1。
62.具体的，天线对星装置启动，等待gps或bd导航系统定位完成，若定位失败，则需接着定位，直至定位成功，再由导航系统获取卫星天线的位置信息，然后根据某卫星的星历，卫星星历能精确计算、预测、描绘、跟踪卫星、飞行体的时间、位置、速度等运行状态，星历计算可参考或借助现有的软件工具，如stk，pyephem等，由卫星星历和相控阵天线的位置信息可得到卫星入境的窗口时间，例如根据7月28日的某卫星的星历，经过计算后得到卫星入境的时间为7月28日16：45：12。
63.本技术实施例一更进一步的一个实施例中，在卫星入境前的t
1-1时刻对天线进行赋形，碗状方向的相控阵天线的仰角为70
°
，其中，1表示1分钟。
64.具体的，相控阵天线的排列方式如图2所示。由于上述实施例中卫星入境的时间为7月28日16：45：12，因此卫星入境前1分钟，即7月28日16：44：12，对相控阵天线进行碗状的方向图赋形，碗装方向图如图3所示，碗状方向的相控阵天线的仰角为70
°
，这样相控阵天线的能量主要集中在仰角70
°
左右，方位角360
°
这一圈里面，这样便于卫星入境捕获。
65.本技术实施例一更进一步的一个实施例中，三次扇形波束分别为第一扇形波束0-120
°
、第二扇形波束120
°‑
240
°
和第三扇形波束240
°‑
360
°
；
66.根据三个扇形波束接收到的信号强度进行卫星方位角的判断，若仅一个扇形波束接收到信号，则卫星位于当前扇形波束的中央的60
°
扇区；
67.若有两个扇形波束收到信号，则卫星位于两个扇形波束相交位置的60
°
扇区。
68.具体的，在下午的16：44：14，天线的信号接收功率达到门限值，卫星已经入境，并捕获成功。然后进行三次120
°
的扇形波束扫描，扇形波束如图4所示：三次扇形波束分别为1号波束0-120
°
，2号波束120
°‑
240
°
，3号波束240
°‑
360
°
。其中2号扇形波束和3号扇形波束都收到了信号，则卫星在210
°‑
270
°
的方位内。
69.本技术实施例一更进一步的一个实施例中，根据60
°
扇区进行三次间隔角度为20
°
的锥状波束扫描，若仅一个锥状波束接收到信号，则卫星位于当前锥状波束的中央的20
°
半波束宽度扇区；
70.若有两个锥状波束收到信号，则卫星位于两个锥状波束相交位置的20
°
半波束宽度扇区。
71.具体的，确定卫星所在扇区后，采用锥状波束对210
°‑
270
°
的扇区进行扫描，同上述采用扇形波束扫描确定60
°
扇区的操作，进行三次间隔20度的波束扫描，根据终端接收到的信号电平可以确定卫星在220-240
°
的方位内。
72.本技术实施例一更进一步的一个实施例中，将20
°
半波束宽度扇区分为三个半波束宽度扇区，使用天线差波束对三个半波束宽度扇区进行间隔角度为7
°
的差波束扫描，若只有一个扇区的接收功率最小，则卫星位于当前的扇区，若两个扇区的接收功率接近，且比第三个扇区的功率接收功率小，则卫星位于间隔角度为7
°
的两个扇区的夹角上；
73.取夹角的中间值作为卫星的扫描方向角。
74.具体的，如图5所示，然后使用差波束按照间隔角度为的7
°
的间隔对220
°‑
240
°
范围内进行扫描，其中，差波束3的信号最弱，则卫星在234-240
°
的方位内，取中间值为237
°
。
75.本技术实施例一更进一步的一个实施例中，航向角偏角的计算式为：φh＝φ
x-φs，其中，φs表示卫星的扫描方向角，φ
x
表示根据卫星星历计算得到方位角。
76.具体的，根据上述实施例中差波束扫描得到扫描方向角为237
°
，同时依据卫星星
历计算得到的卫星方位角为263
°
，根据计算式φh＝φ
x-φs，则航向角偏角为φh＝263-237＝26
°
，根据星历计算得到的卫星方位角，然后加上航向角偏角26
°
作为相控阵天线的方位角扫描角度，进行卫星的实时跟踪。
77.综合上述技术方案，与现有技术相比较，由于市面上的对星相控阵或者对星抛物面需要使用差分定位的卫星罗经用于指定对星终端的航向角，这样才能快速跟踪卫星，但是卫星罗经体积较大，不易与对星终端集成设计，不利于对星终端的小型化；同时卫星罗经成本昂贵，在中小型相控阵终端中将占据较大的成本，不利于终端的整体成本降低。而本发明所提供的对星方法使得卫星天线能够实时对星，不需要在对星终端上集成卫星罗经等一些现有的传感器来达到实时跟踪卫星的效果。因此本发明的对星方法应用于对星终端上，可使得对星终端的体积减小、重量减轻和功耗降低，由于并不需要在对星终端上集成卫星罗经等昂贵的传感器，因此还可降低对星终端的成本。
78.实施例二：
79.基于同一构思，本技术实施例二提供了一种相控阵天线与卫星的对星系统，该系统的具体实施可参见方法实施例一部分的描述，重复之处不再叙述，如图6所示，包括：
80.入境计算单元11，用于获取相控阵天线的位置信息，根据卫星星历和相控阵天线的位置信息计算卫星入境的窗口时间；
81.赋形单元12，用于在卫星入境前将相控阵天线赋形为碗状的方向图，进行卫星的入境捕获；
82.第一扫描单元13，用于对相控阵天线的方位角进行三次120
°
的扇形波束扫描；
83.第二扫描单元14，用于根据三次120
°
的扇形波束扫描确定卫星所在的60
°
扇区，采用锥状波束对60
°
扇区进行波束扫描；
84.第三扫描单元15，用于根据锥形波束对60
°
扇区进行波束扫描确定卫星所在60
°
扇区的半波束宽度扇区，使用天线差波束对半波束宽度扇区进行波束扫描获得卫星的扫描方位角；
85.偏角计算单元16，用于根据卫星星历计算得到方位角，根据扫描方位角和方位角计算出相控阵天线的航向角偏角；
86.跟踪单元17，用于将方位角和航向角偏角之和作为相控阵天线的方位角的扫描角度，实现相控阵天线对卫星的实时跟踪。
87.本实施例二提供的相控阵天线与卫星的对星系统，应用于相控阵天线上，实现相控阵天线在不使用现有的用于自动跟踪卫星的传感器，如卫星罗经等，通过入境计算单元11获取相控阵天线所处的位置，由卫星星历和相控阵天线所处的位置信息计算卫星入境的窗口时间，通过赋形单元12在卫星即将入境前把相控阵天线的形状赋形为碗状方向图，这样相控阵天线的能量主要集中仰角所在360度的这一圈里面，这样便于相控阵天线对卫星入境时的信号捕获，通过第一扫描单元13将360度的分成三次120度的扇形波束扫描，扇形波束可快速划分卫星所在区域，减少扫描时间，以此来确定卫星的60度扇区，再第二扫描单元14锥形波束对卫星所处的60度的扇区再次扫描确定卫星所处的半波束宽度扇区，最后再通过第三扫描单元15差波束对卫星所处的半波束宽度扇区进行差波束扫描确定卫星的扫描方位角，由偏角计算单元16根据方位角和扫描方位角计算出相控阵天线的航线角偏角，通过一步一步的缩小范围航向角偏角的大小来提升航向角偏角的精度，最终通过跟踪单元
17将卫星方位角和航向角偏角之和作为相控阵天线的方位角的扫描角度，以此实现相控阵天线时刻保持自动跟踪和对准所使用的低轨卫星，本实施例二的系统应用于相控阵天线的对星终端，并不在对星终端上集成现有的多个传感器，因此，本发明所提的对准系统不仅使天线能够实时对星，同时使得天线的体积减小、重量减轻和成本便宜的效果。
88.本技术实施例二更进一步的一个实施例中，在入境计算单元11之前，先启动相控阵天线的对星装置，通过导航系统对相控阵天线进行定位，获取相控阵天线的位置信息，再根据t0时刻的卫星星历与相控阵天线的位置信息计算卫星入境的窗口时间为t1。
89.本技术实施例二更进一步的一个实施例中，赋形单元12，还用于在卫星入境前的t
1-1时刻对天线进行赋形，碗状方向的相控阵天线的仰角为70
°
，其中，1表示1分钟。
90.本技术实施例二更进一步的一个实施例中，第一扫描单元13，还用于将三次扇形波束分别为第一扇形波束0-120
°
、第二扇形波束120
°‑
240
°
和第三扇形波束240
°‑
360
°
；
91.根据三个扇形波束接收到的信号强度进行卫星方位角的判断，若仅一个扇形波束接收到信号，则卫星位于当前扇形波束的中央的60
°
扇区；
92.若有两个扇形波束收到信号，则卫星位于两个扇形波束相交位置的60
°
扇区。
93.本技术实施例二更进一步的一个实施例中，第二扫描单元14，还用于根据60
°
扇区进行三次间隔角度为20
°
的锥状波束扫描，若仅一个锥状波束接收到信号，则卫星位于当前锥状波束的中央的20
°
半波束宽度扇区；
94.若有两个锥状波束收到信号，则卫星位于两个锥状波束相交位置的20
°
半波束宽度扇区。
95.本技术实施例二更进一步的一个实施例中，第三扫描单元15，还用于将20
°
半波束宽度扇区分为三个半波束宽度扇区，使用天线差波束对三个半波束宽度扇区进行间隔角度为7
°
的差波束扫描，若只有一个扇区的接收功率最小，则卫星位于当前的扇区，若两个扇区的接收功率接近，且比第三个扇区的功率接收功率小，则卫星位于间隔角度为7
°
的两个扇区的夹角上；
96.取夹角的中间值作为卫星的扫描方向角。
97.本技术实施例二更进一步的一个实施例中，偏角计算单元16，还用于根据航向角偏角的计算式为：φh＝φ
x-φs，其中，φs表示卫星的扫描方向角，φ
x
表示根据卫星星历计算得到卫星方位角。
98.实施例三：
99.基于同一构思，本技术实施例三提供了一种电子设备，如图7所示，包括：处理器310、通信接口320、存储器330和通信总线340，其中，处理器310、通信接口320和存储器330通过通信总线340完成相互间的通信；所述存储器330，用于存储计算机程序；所述处理器310，用于执行所述存储器330中所存储的程序，实现如下步骤：步骤一，获取相控阵天线的位置信息，根据卫星星历和相控阵天线的位置信息计算卫星入境的窗口时间；步骤二，在卫星入境前将相控阵天线赋形为碗状的方向图，进行卫星的入境捕获；步骤三，对相控阵天线的方位角进行三次120
°
的扇形波束扫描；步骤四，根据三次120
°
的扇形波束扫描确定卫星所在的60
°
扇区，对60
°
扇区进行锥形波束扫描；步骤五，根据锥形波束对60
°
扇区进行波束扫描确定卫星所在60
°
扇区的半波束宽度扇区，使用天线差波束对所述半波束宽度扇区进行波束扫描获得卫星的扫描方位角；步骤六，根据卫星星历计算得到方位角，根据所述扫描
方位角和方位角计算出相控阵天线的航向角偏角；步骤七，将所述方位角和航向角偏角求和所得的角度作为相控阵天线的方位角的扫描角度，实现相控阵天线对卫星的实时跟踪。
100.实施例四：
101.本技术实施例三提供了一种计算机可读存储介质，用于存储计算机可读取的指令，其特征在于，所述指令被执行时执行实施例一任一种相控阵天线与卫星的对星方法的操作。
102.具体的，所述指令被执行时执行上述实施例一中包括的所述的对星方法的操作。所述对星的方法描述的内容，在此不再一一叙述。
103.以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。