一种基于欧拉角转换实时计算卫星测控角的方法与流程

1.本发明属于航天测控数据处理领域，涉及一种在天地信道分析中广泛使用的卫星天线波束覆盖范围计算方法，具体涉及一种基于欧拉角转换实时计算卫星测控角的方法，以实现多个测控天线波束覆盖范围的实时显示，为用户实时判断测控线是否进入干涉区提供决策信息。


背景技术：

2.安装于卫星本体坐标系下的卫星测控天线，其天线增益中心轴与地面测控设备测控天线指向之间的夹角，称为卫星测控角。地面测控设备稳定跟踪时，天线指向卫星，卫星处于地面测控天线的主瓣范围内，可认为测站与卫星之间的连线(即测控线)，与卫星天线之间的夹角，即为卫星测控角。
3.为满足测控要求，在卫星对地面和对天面各安装一副测控天线，形成近似全空间辐射的方向图。在天线增益中心轴附近波束信号强，两幅天线交接部分存在信号干涉区，干涉区的辐射信号剧烈起伏，目标容易丢失，卫星跟踪时应当避免进入干涉区。
4.在航天任务规划时，需要根据理论数据计算卫星测控角，结合卫星天线方向图，提前预判卫星跟踪时测控信号强弱；由于卫星实际位置和姿态与理论位置和姿态总有一些差异，理论计算与实际情况存在差别，实时计算并显示卫星测控角，对于实时判断卫星测控信号起伏和强弱，具有重要参考价值。
5.为计算卫星测控角，需要获取卫星测控天线增益中心轴的空间指向，该空间指向通过卫星位置和姿态计算得到。定义卫星姿态至少需建立两种参考坐标系，一种是空间参考坐标系，一种是固联于卫星的惯性主轴坐标系。空间参考坐标系有多种，如卫星轨道坐标系、对日定向坐标系、j2000.0地心赤道坐标系、地心-太阳坐标系、太阳-黄道坐标系等，其中卫星轨道坐标系最为常用；惯性主轴坐标系通常就是卫星本体坐标系，部分卫星用于测量卫星姿态的陀螺仪的安装轴，与卫星本体坐标轴不一致，此时需引入两者之间的转换关系。
6.由于卫星型号设计厂家众多，卫星姿态角定义及描述方法也多种多样，姿态角测量方法也日新月异，目前尚未有一种能够兼容多种型号卫星的测控角计算算法。


技术实现要素：

7.本发明所要解决的技术问题是针对上述现有技术提供了一种基于欧拉角转换实时计算卫星测控角的通用计算方法，该方法可用于多种空间参考坐标系，在收到卫星下传的姿态角数据后，采用数据驱动的方式实时计算多个目标多副测控天线的卫星测控角。
8.本发明解决上述问题所采用的技术方案为：一种基于欧拉角转换实时计算卫星测控角的方法，所述方法包括以下步骤：
9.步骤a，数据库设计。本发明设计了七种数据库表：《卫星轨道根数描述表》、《卫星姿态角描述表》、《参考坐标系定义表》、《惯性主轴坐标系定义表》、《卫星天线描述表》以及
《卫星测控角输出表》。
10.步骤a.1，设计《卫星轨道根数描述表》，存储卫星轨道根数，初始时存储卫星理论轨道根数，通过网络接收到最新数据后更新为最新值。多目标跟踪时该数据库表有多行记录。
11.表1卫星轨道根数描述表
[0012][0013][0014]
步骤a.2，设计《卫星姿态角描述表》，存储卫星姿态角定义。其中字段“姿态角编号”为主键；字段“参考坐标系编号”为外键，指向《参考坐标系定义表》；字段“惯性主轴坐标系编号”为外键，指向《惯性主轴坐标系定义表》。
[0015]
表2卫星姿态角描述表
[0016][0017]
步骤a.3，设计《参考坐标系定义表》，存储参考坐标系定义，描述姿态角所参考的空间参考坐标系。其中字段“基准参考坐标系编号”为外键，指向《基准参考坐标系定义表》。当基准参考坐标系通过欧拉角转换，可变为姿态角所参考的空间参考坐标系时，用户设置“转换顺序”、“x轴角度”、“y轴角度”、“z轴角度”等字段；当姿态角所参考的空间坐标系，与基准参考坐标系完全一致时，用户设置转换顺序为0。
[0018]
表3参考坐标系定义表
[0019][0020][0021]
步骤a.4，设计《基准参考坐标系定义表》，存储本发明已实现的基准空间参考坐标系。字段“基准坐标系转换矩阵函数”用于计算从j2000.0地心赤道坐标系转换到基准空间参考坐标系的转换矩阵，该函数在动态链接库中实现。
[0022]
当系统中已有的基准空间参考坐标系均无法通过欧拉角转换为姿态角所参考的空间参考坐标系时，则在动态链接库中增加新的基准空间参考坐标系转换函数，并在本表中增加新的记录。
[0023]
表4基准参考坐标系定义表
[0024][0025]
步骤a.5，设计《惯性主轴坐标系定义表》，存储惯性主轴坐标系的义，描述姿态角转换到的目的坐标系。惯性主轴坐标系通常为卫星本体坐标系；用于测量卫星姿态的陀螺仪的安装轴，并不总是与卫星本体坐标轴一致，一般最多通过3个欧拉角及其转换顺序，使惯性主轴坐标系转换为卫星本体坐标系。
[0026]
表5惯性主轴坐标系定义表
[0027]
[0028]
步骤a.6，设计《卫星天线描述表》，描述卫星天线在卫星本体坐标系下的安装角度，可装订多颗卫星多副天线的安装角度。
[0029]
表6卫星天线描述表
[0030]
字段类型含义天线编号整数主键，从1开始顺序编号天线名称字符串该天线的简要名称卫星编号整数外键，指向《卫星轨道根数描述表》；一颗卫星可能存在多组天线天线安装角1浮点数天线与ybobzb平面的夹角，-90
°
～90
°
天线安装角2浮点数天线在ybobzb平面上的投影与zb轴的夹角，-180
°
～180
°
[0031]
步骤a.7，设计《卫星测控角输出表》。每个目标可能存在多幅天线，每副天线可能采用多组姿态角数据进行计算，而且可能同时跟踪多个卫星，因此用户需定义实时计算时需输出的卫星测控角。
[0032]
表7卫星测控角输出表
[0033][0034]
步骤b，数据初始化操作。按测控角编号ntheta从小到大排序读取《卫星测控角输出表》，根据一行记录中的天线编号nanten和姿态角编号nangle，执行以下操作：
[0035]
步骤b.1，在《卫星天线描述表》中搜索天线编号为nanten的记录，获取其对应的卫星编号nsat及天线安装角；在《卫星轨道根数描述表》中搜索卫星编号为nsat的记录，获取其对应的轨道根数值；如果未搜索到相关记录，说明数据库配置错误，初始化操作失败。
[0036]
步骤b.2，在《卫星姿态角描述表》中搜索姿态角编号为nangle的记录，获取其对应的参考坐标系编号nref、惯性主轴坐标系编号ninert；在《参考坐标系定义表》中搜索参考坐标系编号为nref的记录，获取其对应的基准参考坐标系编号nbase；在《基准参考坐标系定义表》中搜索基准参考坐标系编号为nbase的记录，在《惯性主轴坐标系定义表》中搜索惯性主轴坐标系编号为ninert的记录；如果未搜索到相关记录，说明数据库配置错误，初始化操作失败。
[0037]
步骤b.3，如果步骤(1)或(2)操作失败，则初始化操作失败；否则生成“测控角索引表”，该索引表由多组数据组成，每组数据均有如下形式：[ntheta，nangle，nanten，nsat，nref，nbase，ninert]
[0038]
该索引表建立了测控角编号与姿态角编号、天线编号、卫星编号、参考坐标系编号、基准参考坐标系编号以及惯性主轴坐标系编号的映射关系，其中测控角编号为关键字，该结构体定义为：
[0039]
struct s_angleindex{int ntheta；int nangle；int nanten；int nsat；int nref；int nbase；int ninert；}；
[0040]
步骤b.4，按照各表关键字从小到大的顺序依次把《卫星天线描述表》、《卫星轨道根数描述表》、《卫星姿态角描述表》、《参考坐标系定义表》、《惯性主轴坐标系定义表》读入内存，把其中的角度参数量纲从
°
转换为弧度。在读取《卫星轨道根数描述表》时，如果用户
配置的轨道根数类型为dx-2初轨根数，则转换为j2000瞬时精轨根数。
[0041]
步骤c，网收数据分类处理。判断网收数据类型，如果接收到卫星轨道根数，量纲转换后，更新系统中对应卫星的轨道根数，并写入《卫星轨道根数描述表》中；如果接收到测站位置数据，量纲转换后，更新并积累系统中测站位置，由于姿态角测量时间与当前时存在差异，且姿态角更新频率较慢，因此系统中需要保存最近10s的测站位置信息进行时标匹配；如果接收到卫星姿态角数据，执行以下步骤：
[0042]
步骤c.1，生成测控角计算需求表。根据网收姿态角数据中的姿态角编号，搜索“测控角索引表”，获取姿态角编号一致的数据项，生成临时的“测控角计算需求表”，该表为一个数组，其中每个数据元素均为s_angleindex类型。网收姿态角数据的结构体定义为：
[0043]
struct s_attitudeangle{int nangle；int nsat；double t；double dangles[3]；}；
[0044]
结构体中各字段依次为姿态角编号、卫星编号、当日北京绝对时(单位s)、3个姿态角(
°
)(按x轴、y轴、z轴编排)。
[0045]
步骤c.2，调用卫星测控角计算函数。对于“测控角计算需求表”中的每个数据元素，调用卫星测控角计算函数计算卫星测控角，形成卫星测控角输出结果，在本地保存，并通过网络发送给显示软件。卫星测控角输出结果的结构定义为：
[0046]
struct s_thetaangle{int ntheta；int nangle；int nanten；int nsat；double t；double dtheta；}；
[0047]
结构体中各数据依次为测控角编号、姿态角编号、天线编号、卫星编号、当日北京绝对时(单位s)、测控角值(
°
)。
[0048]
步骤d、卫星测控角计算函数设计。卫星测控角计算函数接口：
[0049]
int thetacalculate(s_angleindex,s_attitudeangle,s_thetaangle&)；
[0050]
①
第一个参数为步骤c.1中“测控角计算需求表”中的测控角索引，通过s_angleindex中各字段，可依次检索到该测控角计算时所需要的相关数据。
[0051]
②
第二个参数为卫星姿态角数据，其中包含了该姿态角的时间和三个方向的欧拉角。
[0052]
③
第三个参数为卫星测控角输出结果，其含义在步骤c.2中已说明，仅当该函数的返回值为1时，结果才有效。
[0053]
④
函数返回值为1时，计算结果可用；返回其他值时，计算结果不可用。
[0054]
卫星测控角计算函数的主要步骤如下：
[0055]
步骤d.1，根据卫星轨道根数数据，计算卫星在j2000.0地心赤道坐标系下的卫星位置。
[0056]
步骤d.2，根据测站经纬度和高程数据，按照地球模型，计算测站在j2000.0地心赤道坐标系下的测站位置。
[0057]
步骤d.3，根据步骤d.1和d.2的结果，计算测站相对于卫星质心在j2000.0地心赤道坐标系下的单位矢量r。
[0058]
步骤d.4，根据参考坐标系的定义，计算j2000.0地心赤道坐标系转换到参考坐标系的转换矩阵a1。
[0059]
步骤d.5，根据卫星姿态角数据及其定义，计算参考坐标系转换到卫星惯性主轴坐
标系的转换矩阵a2。
[0060]
步骤d.6，根据卫星惯性主轴坐标系的定义，计算卫星惯性主轴坐标系转换到卫星本体坐标系的转换矩阵a3。
[0061]
步骤d.7，根据步骤d.4～d.6的计算结果，计算卫星本体坐标系到j2000.0地心赤道坐标系的转换矩阵a。
[0062]
步骤d.8，根据天线安装角，计算卫星天线在卫星本体坐标系下的单位矢量z。
[0063]
步骤d.9，根据步骤d.7、d.8的计算结果，计算卫星天线相对于卫星质心在j2000.0地心赤道坐标系下的单位矢量n。
[0064]
步骤d.10，根据步骤d.3和d.9的计算结果，根据卫星测控角定义，计算得到卫星测控角θ。
[0065]
本发明中描述卫星姿态角的方法包括方向余弦式、欧拉角式、四元素式等方法，最常用的方式是用惯性主轴坐标系相对于空间参考坐标系的三个欧拉角。
[0066]
1、本发明中使用的坐标系。
[0067]
(1)j2000.0地心赤道坐标系ojxjyjzj。oj在地球质心，xj轴由原点指向j2000.0历元平春分点方向，zj轴由原点指向历元平天极，yj轴与xj、zj轴成右手系。
[0068]
(2)卫星轨道坐标系o0x0y0z0。卫星绕地球旋转的轨道平面为坐标平面，o0在卫星质心，z0轴由卫星质心指向地心，x0轴在轨道平面内与z0轴垂直并指向卫星飞行方向，y0轴与x0、z0轴成右手系。
[0069]
(3)对日定向坐标系osx
syszs
。太阳绕地球旋转的轨道平面为坐标平面，os在卫星质心，zs轴方向由太阳指向地心，xs轴在轨道平面内与zs轴垂直并指向太阳飞行方向，ys轴与xs、zs轴成右手系。
[0070]
(4)卫星惯性主轴坐标系oixiyizi。oi在卫星质心，xi轴、yi轴、zi轴均为卫星惯性主轴，用于安装姿态测量的陀螺仪。卫星惯性主轴坐标系与卫星本体坐标系的关系固定，两者通常一致，不一致时需进一步说明两者之间的转换关系。
[0071]
(5)卫星本体坐标系obxbybzb。ob在卫星质心，xb轴沿卫星纵轴向前(指向飞行方向)，zb轴在纵对称平面内垂直于xb轴向下(对地定向后指向地心)，yb轴垂直于纵对称平面向右(指向帆板展开方向)。
[0072]
上述5种坐标系中，j2000.0地心赤道坐标系、卫星轨道坐标系和对日定向坐标系均为空间参考坐标系，卫星惯性主轴坐标系和卫星本体坐标系均为星体坐标系。
[0073]
2、欧拉角与坐标变换。
[0074]
根据欧拉定理，将空间参考坐标系转动3次可得到惯性主轴坐标系，每次的旋转轴是被转动坐标系的某一坐标轴，每次的转动角即为欧拉角，根据旋转轴的不同分别记为x轴姿态角y轴姿态角和z轴姿态角用欧拉角确定的姿态矩阵是三次坐标转换矩阵的乘积，这些矩阵有如下形式：
[0075]
[0076][0077][0078]
姿态矩阵与3次转动的顺序有关，通常以数字1、2、3分别代表各类坐标系的坐标轴x、y、z，欧拉角转动顺序可表示为：1-2-3，1-3-2，2-1-3，2-3-1，3-1-2，3-2-1。上述6种欧拉角转换顺序在本发明中依次定义为顺序1～6。
[0079]
3、本发明依赖的外部软件。
[0080]
实时计算除依赖于操作系统、数据库系统等系统软件以外，为完成卫星测控角的实时计算和显示，还需要以下应用软件的支持：
[0081]
(1)轨道处理软件。本发明需接收轨道处理软件生成的卫星轨道根数，该数据通过网络采用upd组播方式发送，在多目标跟踪时，应送出多个跟踪目标的轨道根数。
[0082]
(2)测站位置处理软件。本发明需接收测站位置处理软件生成的地面测控设备的大地经纬度和高程数据，该数据通过网络采用upd组播方式发送，测站位置数据更新频率不小于卫星遥测数据下传频率。
[0083]
(3)卫星遥测软件。本发明需接收卫星遥测软件生成的卫星姿态角数据，该数据通过网络采用upd组播方式发送，卫星遥测软件应可同时解算多颗卫星的多组姿态角数据。
[0084]
(4)测控角显示软件。本发明输出的卫星测控角数据，通过网络采用upd组播方式发送给测控角显示软件。测控角显示软件在接收到卫星测控角数据后，采用曲线、图表等形式展现给用户。
[0085]
与现有技术相比，本发明的优点在于：
[0086]
1、本发明提供了一个通用的卫星测控角实时计算框架，基于此框架能够实现利用多种姿态角同时计算多颗卫星多副天线的测控角，解决了多目标跟踪时多副测控天线测控角同时计算的问题。
[0087]
2、本发明为解决姿态角定义时所使用的空间参考坐标系种类繁多的问题，设计了基准参考坐标系和空间参考坐标系分离的方案，基准参考坐标系可根据实际使用情况逐步扩充。
[0088]
3、本发明设计了一种对基准参考坐标系进行欧拉角旋转转换为空间参考坐标系的方案，减少了基准参考坐标系的数量，提高了本发明的通用性。
附图说明
[0089]
图1是本发明设计的七种数据库表的关系图。《卫星测控角输出表》通过字段“天线编号”指向《卫星天线描述表》，通过字段“姿态角编号”指向《卫星姿态角描述表》；《卫星天线描述表》通过字段“卫星编号”指向《卫星轨道根数描述表》；《卫星姿态角描述表》通过字段“参考坐标系编号”指向《参考坐标系定义表》，通过字段“惯性主轴坐标系编号”指向《惯
性主轴坐标系定义表》；《参考坐标系定义表》通过字段“基准参考坐标系编号”指向《基准参考坐标系定义表》。
[0090]
图2是基于本发明研制的卫星测控角计算软件与其他外部软件的数据交换图。卫星测控角计算软件实时接收轨道处理软件生成的多目标卫星轨道根数、接收测站位置处理软件生成的测站位置信息、接收卫星遥测软件生成的卫星姿态角数据，卫星测控角计算完成后实时向测控角显示软件发送卫星测控角数据。
具体实施方式
[0091]
以下结合附图实施例对本发明作进一步详细描述。
[0092]
基于本发明设计的7种数据库表，卫星测控角计算函数的实施步骤包括：
[0093]
(1)根据“测控角索引”中的“卫星编号”，从《卫星轨道根数描述表》中获取对应的卫星轨道根数，把该轨道根数外推到与卫星姿态角数据s_attitudeangle中的t时刻，通过轨道根数求解卫星t时刻的在j2000.0地心赤道坐标系下的位置s。假设卫星轨道根数为、e、i、ω、ω、m，卫星位置的计算方法为：
[0094][0095]
其中
[0096][0097]
式中，e为偏近点角，通过迭代法解算开普勒方程求得：
[0098]
m＝e-e
·
sine
………………
(6)
[0099]
(2)根据“卫星姿态角数据”中的t时刻，在测站位置积累数据中搜索与t时刻一致的测站经度、纬度和高程数据，把其转换为j2000.0地心赤道坐标系下的位置c。假设t时刻的测站大地经度l、大地纬度b和大地高程h，根据地球模型很容易把其转换为j2000.0地心赤道坐标系下的位置，计算方法为：
[0100][0101]
其中
[0102][0103]ae
为地球半长径，be为地球半短径，θg为t时刻相对于j2000.0平春分点的格林尼治恒星时角:
[0104]
θg＝280.4606184
°
360.9856122863
°
·
d(t)......(9)
[0105]
d(t)是t时刻对应的自历元j2000.0算起的儒略日。
[0106]
(3)根据步骤(1)中的卫星位置s和步骤(2)中的测站位置c，计算测站相对于卫星的单位矢量r：
[0107][0108]
(4)根据“测控角索引”中的“基准参考坐标系编号”，从《基准参考坐标系定义表》中获取对应的“基准坐标系转换矩阵函数”，调用该函数，计算得到j2000.0地心赤道坐标系转换到基准参考坐标系的转换矩阵
[0109]
(5)根据“测控角索引”中的“参考坐标系编号”，从《参考坐标系定义表》中获取对应的“转换顺序”和三个角度值，调用“欧拉角转换矩阵函数”，得到欧拉转换矩阵，左乘矩阵得到j2000.0地心赤道坐标系转换到参考坐标系的转换矩阵a1。
[0110]
(6)根据“测控角索引”的“姿态角编号”，从《卫星姿态角描述表》中获取对应的“姿态角转换顺序”，根据输入参数“卫星姿态角数据”中的三个欧拉角，调用“欧拉角转换矩阵函数”，计算得到参考坐标系转换到卫星惯性主轴坐标系的转换矩阵a2。
[0111]
(7)根据“测控角索引”中的“惯性主轴坐标系编号”，从《惯性主轴坐标系定义表》中获取对应的“转换顺序”和三个转换角度，调用“欧拉角转换矩阵函数”，计算得到卫星惯性主轴坐标系转换到卫星本体坐标系的转换矩阵a3。
[0112]
(8)根据步骤(5)、(6)、(7)的计算结果，得到卫星本体坐标系到j2000.0地心赤道坐标系的转换矩阵a：
[0113]
a＝(a3·
a2·
a1)-1
…………………
(11)
[0114]
(9)根据“测控角索引”中的“天线编号”，从《卫星天线描述表》中获取对应的天线安装角，计算得到卫星天线在卫星本体坐标系下的单位矢量z。假设α1为卫星天线与卫星本体坐标系y0z平面的夹角，α2为卫星天线在y0z平面上与z轴的夹角，那么：
[0115]
[0116]
(10)根据步骤(8)、(9)的计算结果，得到卫星天线相对于卫星质心在j2000.0地心赤道坐标系的单位矢量n：
[0117]
n＝a
·z…………………
(13)
[0118]
(11)根据步骤(3)、(10)的计算结果，得到卫星测控角θ：
[0119]
θ＝cos-1
(r
·
n)
………………
(14)
[0120]
(12)根据结构体s_thetaangle的定义，生成对应格式的数据，并输出。
[0121]
2、基于本发明设计的《基准参考坐标系定义表》，字段“基准坐标系转换矩阵函数”的具体实现在动态链接库中，以方便后续增加新的基准参考坐标系。
[0122]
该函数用于计算j2000.0地心赤道坐标系转换到基准参考坐标系的转换矩阵，是实现卫星测控角通用化计算的关键。函数接口为：
[0123]
int(*funname)(s_satorbitele,double etm[3][3])；
[0124]
第1个参数s_satorbitele表示卫星的轨道根数，共8个分量，分别为轨道根数的日期和时间，以及6个轨道元素；第2个参数btm[3][3]为计算得到的转换矩阵；函数返回值为1时，计算结果可用；返回其他值时，计算结果不可用。
[0125]
(1)j2000.0地心赤道坐标系转换到卫星轨道坐标系转换矩阵计算方法：
[0126]
a1＝r
x
(-π/2)
·rz
(u π/2)
·rx(i)·rz
(ω)
····
(15)
[0127]
式中，u为卫星相对于升交点的辐角，其值为：
[0128]
u＝ω f
…………………
(16)
[0129]
f为真近点角，利用f和偏近点角e的三角函数关系求得：
[0130][0131]
(2)j2000.0地心赤道坐标系转换到对日定向坐标系转换矩阵计算方法。把公式(15)中的轨道根数替换为太阳相对卫星的轨道根数即可，天文年历给出了采用包含长期变化的太阳平均轨道根数，即：
[0132][0133]
式中，ae为地球赤道半径，s
t
为计算时刻t为至标准历元j2000.0时刻的赤经总岁差，其计算公式为：
[0134]st
＝4612.4362
″
t 1.39656
″
t2 0.036201
″
t3····
(19)
[0135]
t为自标准历元j2000.0算起的时间间隔儒略世纪数，其计算公式为：
[0136][0137]
3、基于本发明设计的数据库表中的欧拉角转序，设计的“欧拉角转换矩阵函数”接口示意如下：
[0138]
int eulertransmatrix(int ntrans,double dangles[3],double etm[3][3])；
[0139]
第一个参数ntrans表示欧拉角转序，取值范围为0～6,0表示无需转换，即返回单位矩阵；1～6分别表示转序为1-2-3，1-3-2，2-1-3，2-3-1，3-1-2，3-2-1；第二个参数dangles[3]表示三个欧拉角，依次为x轴姿态角、y轴姿态角和z轴姿态角；第三个参数etm[3][3]为计算得到的转换矩阵；函数返回值为1时，计算结果可用；返回其他值时，计算结果不可用。
[0140]
(1)欧拉角转序为1，即1-2-3，那么其转换矩阵计算方法为：
[0141]
a＝rz(φz)
·ry
(φy)
·rx
(φ
x
)
…………………
(21)
[0142]
(2)欧拉角转序为2，即1-3-2，那么其转换矩阵计算方法为：
[0143]
a＝ry(φy)
·rz
(φz)
·rx
(φ
x
)
…………………
(22)
[0144]
(3)欧拉角转序为3，即2-1-3，那么其转换矩阵计算方法为：
[0145]
a＝rz(φz)
·rx
(φ
x
)
·ry
(φy)
…………………
(23)
[0146]
(4)欧拉角转序为4，即2-3-1，那么其转换矩阵计算方法为：
[0147]
a＝r
x
(φ
x
)
·rz
(φz)
·ry
(φy)
…………………
(24)
[0148]
(5)欧拉角转序为5，即3-1-2，那么其转换矩阵计算方法为：
[0149]
a＝ry(φy)
·rx
(φ
x
)
·rz
(φz)
…………………
(25)
[0150]
(6)欧拉角转序为6，即3-2-1，那么其转换矩阵计算方法为：
[0151]
a＝r
x
(φ
x
)
·ry
(φy)
·rz
(φz)
……………………
(26)
[0152]
4、基于本发明开发的卫星测控角计算软件与其他外部软件的数据交互关系如图2所示，具体描述如下：
[0153]
(1)轨道处理软件：实时接收轨道处理软件生成的多目标卫星轨道根数。
[0154]
(2)测站位置处理软件：实时接收测站位置处理软件生成的地面测控设备的大地经纬度和高程数据。
[0155]
(3)卫星遥测软件：接收卫星遥测软件生成的卫星姿态角数据。
[0156]
(4)测控角显示软件：向测控角显示软件发送卫星测控角数据。
[0157]
除上述实施例外，本发明还包括有其他实施方式，凡采用等同变换或者等效替换方式形成的技术方案，均应落入本发明权利要求的保护范围之内。