根据方向图对惯性误差修正的载体平台快速稳定方法与流程

1.本发明属于卫星通信领域，涉及卫星通信系统地面终端设备中动中通天线。具体地，涉及根据方向图对惯性误差修正的载体平台快速稳定方法、平台和计算机可读存储介质。


背景技术：

2.目前卫星通信领域处于高速发展时期，其特点是由多颗卫星组成星座，地面设备将天线对准星座中的一颗卫星进行实时通信。由于多个国家的多种卫星星座遍布地球轨道，导致卫星之间的夹角往往小于1
°
。因此为了避免对相邻卫星造成干扰，地面终端设备一般采用高增益，窄波束天线。当飞机，轮船，火车和汽车等运动载体上安装了窄波束天线时，天线波束会随着载体姿态变化而偏离目标卫星，此时需要载体平台稳定算法隔离载体平台的姿态变化，通过不断调整波束的俯仰角和横滚角，始终保持波束指向卫星方向。这种在运动中保持卫星通信的天线被称为动中通天线。
3.目前动中通天线一般采用双天线卫星导航模块和惯性模块组成组合导航模块，作为传感器测量载体的姿态变化。受限于成本因素，惯性模块存在较大的误差积累，一般可以通过双天线卫星导航模块修正。但是，经过修正后依然存在残留误差，并且双天线卫星导航模块自身也存在测量误差。还有采取载体运动轨迹做卡尔曼滤波后，将航向角作为横滚角修正惯性模块误差，但是存在很长时间的滞后性。最常用的修正方法是寻星扫描算法找到卫星信号的最大值后，对惯性模块误差进行修正。常见寻星扫描算法往往需要多次迭代才能找到卫星信号的最大值，因此需要较长时间才能对对惯性模块误差修正一次，存在修正频率低的特点，无法做到实时修正。并且频繁的采用寻星扫描算法则会导致卫星信号强度不稳，甚至导致卫星通讯中断。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于克服现有技术的不足，实现动中通天线的误差实时反馈修正，并且能够使用于载体平台姿态变化剧烈、噪声较强的应用环境，提高反馈控制的鲁棒性。
5.为实现上述目的，本发明提供了一种根据方向图对惯性误差修正的载体平台快速稳定方法，其特征在于包括以下步骤：
6.步骤1，根据双天线卫星导航模块和惯性模块的测量信息，采用常规算法完成卫星信号的初始对准，对准后更新卫星信号的最大值，动中通天线进入持续跟踪卫星状态；
7.步骤2，如果卫星信号当前强度超过卫星信号最大强度，则用卫星信号当前强度更新卫星信号最大强度，反之则计算卫星信号当前强度和最大强度之间的差值；
8.步骤3，设置门限值为天线波束主瓣宽度对应的天线方向图衰减值，如果上述差值超过门限值，即可判定波束偏离超过天线主瓣波束宽度，则返回到步骤1进行卫星信号初始对准，反之则进入查表计算波束偏离标量值阶段；
9.步骤4，进入查表计算波束偏离标量值阶段，先根据卫星导航模块和惯性模块的数
据计算出波束偏离的最大矢量方向，并将其转换为俯仰角和横滚角的比例，并依此比例查询天线方向图测试数据表，估算波束偏离角度的标量值。
10.步骤5，将波束偏离角度的标量值实时反馈给载体平台，结合卫星导航模块和惯性模块的数据进行实时误差修正；
11.步骤6，通过步骤1到步骤5循环，实现具有实时反馈功能的载体平台快速稳定方法。
12.进一步的，所述步骤4中还包括，制作天线方向图测试数据表，使用微波暗室对动中通天线进行方向图测试，测试间隔俯仰面和水平面的步进均为天线的最小波束跃度，并将测试数据按照俯仰/横滚存储为二维数据表。
13.进一步的，动中通天线主瓣俯仰面和水平面的波束宽度均为θ，最小波束跃度为θ/10。
14.进一步的，步骤4中转换为俯仰角和横滚角的比例，四舍五入精确到0.1θ。
15.进一步的，所述步骤5中，载体平台运动矢量为a，卫星导航模块和惯性模块总误差矢量为e，则查表矢量方向为a e，查表标量值为t，联合计算载体平台运动矢量＝(a e)*t/a e。
16.本发明还提供一种电子设备平台，包括至少一个处理器，以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器；其中，所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行上述载体平台快速稳定方法。
17.本发明还提供一种计算机可读存储介质，存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述载体平台快速稳定方法。
18.本发明在扫描寻星算法中利用天线方向图估算波束偏离角度的标量值，并实时反馈给载体平台进行误差修正，利用导航模块/惯性模块矢量精度较高和查表计算波束偏离值标量精度较高的优势。和传统寻星扫描算法相比，本发明无需多次迭代找到最大值后再进行反馈修正，无需控制天线波束偏转寻星，具有跟踪卫星信号强度稳定和高频实时反馈的优点，提高了反馈控制的鲁棒性，在修正过程中可以保持卫星信号强度稳定，适用于姿态迅速变化的运动载体平台。
附图说明
19.图1为根据方向图对惯性误差修正的载体平台快速稳定算法流程图
具体实施方式
20.下面结合附图对本发明的具体实施方式进行详细的说明。
21.追星算法用于在姿态变化的运动载体平台上，控制天线波束始终指向卫星方向，主要由坐标系转换算法，载体平台稳定算法和扫描寻星算法组成，其中坐标系转换算法和扫描追星算法均采用常用算法实现，本发明针对其中的载体平台稳定算法进行改进：传统算法需多次迭代找到最大值后再进行反馈修正，本发明提供的方法具有实时反馈的特点，提高了反馈控制的鲁棒性。并且本发明提供的方法无需控制天线波束进一步偏转寻星，具有跟踪卫星信号强度稳定的优点。本发明的具体实施方式为：
22.1、制作天线方向图测试数据表：动中通天线主瓣俯仰面和水平面的波束宽度均为θ，最小波束跃度为θ/10，因此先使用微波暗室对动中通天线进行方向图测试，测试间隔俯仰面和水平面的步进均为θ/10，并将测试数据按照俯仰/横滚存储为二维数据表，如表1所示：
23.表1：动中通天线主瓣横滚/俯仰角测试值存储为二维数据表
[0024][0025]
对于反射面天线，天线方向图固定不变，只需要一次测试。对于相控阵天线，天线方向图随俯仰和横滚角变化而出现细微改变，因此需要多次测试确定阵列天线方向图系数，根据当前波束指向的俯仰角和横滚角，采用法向方向图乘以阵列天线方向图系数的方式制作天线方向图测试数据表。
[0026]
2、动中通天线进入上电状态，完成初始化，双天线卫星导航模块输出时间，位置，角度等信息，惯性模块输出姿态角度信息，结合上述信息，载体平台稳定算法结合卫星位置，第一次计算当前波束指向卫星的角度，控制波束指向卫星方向，启动扫描寻星算法，将波束对准卫星，记录卫星信号最大强度，完成卫星信号的初始对准，动中通天线进入持续跟踪卫星状态。动中通天线从上电到完成初始对准采用了常用算法实现。
[0027]
3、动中通天线进入持续跟踪状态，如果当卫星信号当前强度超过卫星信号最大强度，则用卫星信号当前强度更新卫星信号最大强度，反之则计算卫星信号当前强度和最大值之间的差值。
[0028]
4、设置门限值为天线波束主瓣宽度对应的天线方向图衰减值，根据表1中测试数据，俯仰角为90度和横滚角为0时，天线增益为最大值，判决门限值为上述最大值减去表1中的最小值。如果步骤3中的差值超过门限值，可以判定波束偏离超过天线波束主瓣宽度的一半，因此需要进入卫星信号初始对准阶段，反之则进入步骤5所述查表计算波束偏离标量值阶段。
[0029]
5、在根据步骤3中所述差值查表计算波束偏离标量值阶段，先根据卫星导航模块和惯性模块的数据计算出波束偏离的最大矢量方向，并将其转换为俯仰角和横滚角的比例(四舍五入精确到0.1θ)，并依此比例查询天线方向图测试数据表估算波束偏离角度的标量值。
[0030]
6、将波束偏离角度的标量值实时反馈给载体平台稳定算法，卫星导航模块和惯性模块的数据进行实时误差修正。通过载体平台稳定算法实现集成了导航模块/惯性模块矢量精度较高，查表计算波束偏离值标量精度较高的优点。载体平台运动的矢量为a，导航模块/惯性模块总误差矢量为e，则查表矢量方向为a e，查表标量值为t，联合计算载体运动矢量＝(a e)*t/a e。
[0031]
7、通过步骤2到步骤6循环，实现具有实时反馈功能的载体平台快速稳定方法。
[0032]
圆锥扫描，正弦扫描，四象限法，爬坡法，最陡下降法等传统寻星扫描算法，在进行扫描时，会导致波束进一步偏离卫星方向，属于主动寻星算法，因此导致卫星信号强度大幅度波动甚至出现通信中断的情况。本发明和传统寻星扫描算法相比，无需控制天线波束进一步偏转寻星，具有跟踪卫星信号强度稳定和实时反馈无需迭代的优点。
[0033]
本领域技术人员通过上述说明可知，本发明的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本发明可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。
[0034]
本发明第二实施方式提供一种电子设备平台，包括至少一个处理器，以及与所述至少一个处理器通信连接的存储器；其中，所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行上述载体平台快速稳定方法。
[0035]
本发明第三实施方式提供一种计算机可读存储介质，存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述载体平台快速稳定方法。
[0036]
本领域技术人员通过上述说明可以理解，实现上述实施例方法中的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件来完成，该程序存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一个设备(可以是单片机，芯片等)或处理器(processor)执行本技术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但不限于u盘、移动硬盘、磁性存储器、光学存储器等各种可以存储程序代码的介质。
[0037]
以上仅为发明的优选实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的思想原则内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。