CN115683043B 基于卡尔曼滤波的箭载相控阵天线箭星指向角计算方法 （中国电子科技集团公司第十研究所）

(12)发明专利所(72)发明人廖彦杰龚小维周文杰陈潇逸有限公司51214审查员付宁基于卡尔曼滤波的箭载相控阵天线箭星指本发明公开了一种基于卡尔曼滤波的箭载仰角最优估计值和火箭与卫星的运动操纵指令或预设的运动轨迹得到t时刻到t+1时刻运动增t+1时刻的最优估计t+1时刻的先验程女21.一种基于卡尔曼滤波的箭载相控阵天线箭星指向角计算方法，其特征在于，包括以下步骤：S1,引入相控阵天线箭星波束指向中继卫星的方位角α、俯仰角、箭体坐标系下火箭指向卫星的向量P和火箭的运动姿态角Tr,构建如下状态向量X:S2,基于卡尔曼滤波模型并结合X构建如下状态方程：与卫星的运动操纵指令或预设的运动轨迹得到的时刻到t+1时刻的运动增量，且到t+1时刻箭体坐标系下火箭指向卫星的向量增量，△Tr为t时刻到t+1时刻火箭姿态角增量；S3,利用已知的t时刻a、β最优估计值a(t),β(t),以及利用已知的t时刻的火箭与卫星的运动操纵指令或预设的运动轨迹得到t时刻到t+1时刻运动增量U(t),计算t+1时刻α、β箭体系下火箭在Z方向上指向卫星的向量，Py(t)为在t时刻箭体系下火箭在Y方向上指向卫星的向量，△Py为t时刻到下一时刻箭体系下火箭在Y方向上指向卫星的向量增量，△Pz为t时刻到下一时刻箭体系下火箭在Z方向上指向卫星的向量增量；在步骤S2中，△β通过构建如下状态转移方程计算得到：3火箭在Z方向上指向卫星的向量，Py(t)为在t时刻箭体系下火箭在Y方向上指向卫星的向体系下火箭在Z方向上指向卫星的向量增量，△Py为t时刻到下一时刻箭体系下火箭在Y方△P=Rot(T(t+1))Rot(T(t))-¹.P(时刻下的火箭姿态角旋转变换矩阵，Rot(T(t+1))为t+1时刻下的火箭姿态角旋转变换按照如下公式更新在箭体系下火箭指向卫星的方向向量P与卡尔曼增益K:X(t+1)=X(t+1)+K(t+1)×(Z(t+1)一H×X(t+1X(t+1)为当前时刻最优估计，Z(t后验估计协方差：P(t+1)=(I-K(t+1)×H)2.根据权利要求1所述的基于卡尔曼滤波的箭载相控阵天线箭星指向角计算方法，其3.根据权利要求1所述的基于卡尔曼滤波的箭载相控阵天线箭星指向角计算方法，其44.根据权利要求1所述的基于卡尔曼滤波的箭载相控阵天线箭星指向角计算方法，其由箭体坐标系到天线坐标系的α,β的具体计算公式如下：设在箭体系下火箭指向卫星的方向向量P的三个坐标值分别为P(x),P(y),P(Z),由此，得到相控阵天线箭星波束指向角的理论计算函数：(a,β)=f(Rs(xs,ys,Zs),R(xr,式中，R₅(Xs,Ss,Zs)为发射惯性坐标系下卫星运动轨迹方程，R.(xr,Yr,Zr)为发射惯性坐下卫星的坐标，Xr,yr,Zr为发射惯性坐标系下火箭的坐标，θ,φ,γ为火箭发射惯性坐标系5.根据权利要求4所述的基于卡尔曼滤波的箭载相控阵天线箭星指向角计算方法，其5基于卡尔曼滤波的箭载相控阵天线箭星指向角计算方法技术领域[0001]本发明涉及中继卫星系统通信领域，更为具体的，涉及一种基于卡尔曼滤波的箭载相控阵天线箭星指向角计算方法。背景技术[0002]中继卫星天基测控系统是一个利用地球同步卫星(天链卫星)、地面站和用户终端进行数据中继的测控通信系统。它主要实现两大功能：一是对飞行器进行跟踪、遥测与遥控；二是数据中继。飞行器要传给地面的遥测数据和应用数据，先经S频段和Ku/Ka频段星间链路发向中继卫星，中继卫星再以Ku/Ka频段将其转发到地面终端站，并在终端站进行射频解调与译码处理。视频信号以原始格式通过通信卫星链路或其他宽带链路送到地面用户终端或有效载荷控制中心。地面要发往飞行器的指令、话音、数据和电视等信息，先在地面终站——中继卫星——飞行器用户终端的通信链路称为前向链路(上行链路),飞行器用户终端——中继卫星——地面站的通信链路称为返向链路(下行链路)。[0003]中继星天基测控系统主要完成以下功能：1.将飞行器遥测信息通过中继卫星下传至地面；2.将地面安控指令通过中继卫星上传至飞行器；3.将地面遥控指令通过中继卫星上传至箭上；4.进行飞行轨迹测量，并将测量结果[0004]中继卫星系统要求在飞行器的自由飞行段和动力飞行段，用户终端都能跟踪地面站的信号和提取数据。在动力段飞行器加速度很大，使载波多普勒达MHz,载波频率捕获是锁相跟踪中信号捕获过程的重要组成部份，只有在载波频率捕获锁定的前提下，距离捕获才能实现。[0005]中继卫星系统箭载用户终端是中继卫星系统的重要组成部分，它不仅具有遥控、行器测轨跟踪与数据通信质量。中继卫星系统箭载用户终端的主要功能有：接收解调地面站发来的遥控指令、测距信号和数传信号；相干转发地面站发来的前向测速测距信号；向地面站返向发射用户航天器的数传信号和遥测数据；可接受数据处理等设备的监控。中继卫星系统箭载用户终端通常由适应传输低速率的低增益全向天线、传输中速率的中增益贴片式阵列天线和传输高速率的波束可控的高增益抛物面天线或相控阵天线。中继卫星系统箭低噪声放大器、下混频器、放大器、滤波器和AGC电路，完成接收信号的下变频。发射信道包括上混频器、放大器、滤波器和功放链路，完成转发信号的上变频和功率放大。本振源由多个锁相环组成，提供接收信道和发射信道所需的多路本振信号。基带信号处理完成伪码的捕获和跟踪、载波恢复和信息解调和返向各种模式信号的产生、数字调制等功能。同时，基带信号处理还有一个极其重要的功能：实现中继卫星系统箭载用户终端相控阵天线的波束指向控制，只有相控阵天线主波束对准了中继卫星，才能实现箭-星-地的通信功能。[0006]随着航天技术、电子技术的发展，以及应用领域的不断扩展，对中继卫星系统用户6终端的需求也在不断增加和提高，各项功能要求设备体积、重量、功耗应尽量小。通常的中继卫星系统用户终端应做到：保证稳定可靠地指向中继卫星，实现多功能综合，包括测控信息和应用数据的传输，实现测定轨的各项功能。除满足以上功能外，中继卫星系统用户终端还面临复杂的电子对抗环境，因此应具有较强的抗干扰能力。[0007]随着中继卫星技术的不断发展，通过中继卫星箭载用户终端解决火箭与地面站之间各种信号的传输，对地面站发射的遥控指令任务信息和其他数据进行转发等，是实现超远距离通信及测控任务的一种较理想通信手段。中继卫星箭载用户终端是一种安装在火箭上，作为外部信号与火箭内部设备直接的接口设备，在火箭飞行过程中，通过中继卫星系统中继卫星与地面站建立前返向链路，完成信号超视距的接收和转发，通过总线接口与运载火箭的指令分系统、数据分系统、遥测分系统相连接，完成对运载火箭的测控和数据传输功能。在中继卫星箭载用户终端应用场景中，中继卫星箭载户终端对中继卫星的捕获跟踪是建立箭星间数据链路首要前提。中继卫星箭载用户终端利用接收火箭遥测数据流，按要求根据上述信息，以及装订的指向常数信息，计算相控阵天线的波束指向角信息，使其波束对准中继卫星，完成天线的双向捕获。同时，还能接收由中继卫星地面站发出的遥控指令。[0008]现有技术中继卫星箭载用户终端波束指向算法的不足之处在于：抗干扰能力低。目前采用的方法是利用实时测量的火箭位置、姿态信息，经过坐标转换计算出所需的相控阵天线波束指向角。由于火箭在飞行过程中受发动机推力偏差、风速等各种影响下本身的飞行轨迹不是理论的，存在一定偏差；中继卫星理论上是静止轨道，随地球同步运动，但是卫星轨道也有波动；且用于波束指向计算的位置、姿态等参数是靠传感器测得，存在一定的测量误差。如果误差过大，会导致计算出的相控阵天线的波束指角产生较大偏差，从而对不准中继卫星，最终导致火箭至中继卫星的传输链路不能建立，通信失败。终上所述，由于火箭、卫星的运动轨道和火箭位置、姿态参数测量的偏差带来的影响，采用传统的箭载用户终端相控阵天线箭星指向计算方法，会导致指向角偏差，有可能导致不能建立箭-星通信链路。发明内容[0009]本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种基于卡尔曼滤波的箭载相控阵[0010]本发明的目的是通过以下方案实现的：[0011]一种基于卡尔曼滤波的箭载相控阵天线箭星指向角计算方法，包括以下步骤：[0012]S1,引入相控阵天线箭星波束指向中继卫星的方位角α、俯仰角、箭体坐标系下火箭指向卫星的向量P和火箭的运动姿态角T,构建如下状态向量X:[0014]S2,基于卡尔曼滤波模型并结合X构建如下状态方程：7箭与卫星的运动操纵指令或预设的运动轨迹得到的t时刻到t+1时刻的运动增量，且到t+1时刻箭体坐标系下火箭指向卫星的向量增量，△T,为t时刻到t+1时刻火箭姿态角增[0019]S3,利用已知的t时刻α、β最优估计值a(t),β(t),以及利用已知的t时刻的火箭与卫星的运动操纵指令或预设的运动轨迹得到t时刻到t+1时刻运动增量U(t),计算t+1时刻刻箭体系下火箭在Z方向上指向卫星的向量，P,(t)为在t时刻箭体系下火箭在Y方向上指向卫星的向量，△P,为t时刻到下一时刻箭体系下火箭在Y方向上指向卫星的向量增量，△P₂为t时刻到下一时刻箭体系下火箭在Z方向上指向卫星的向量增量。下火箭在Z方向上指向卫星的向量，P,(t)为在t时刻箭体系下火箭在Y方向上指向卫星的向量，P(t)为在t时刻箭体系下火箭在X方向上指向卫星的向量，△P₂为t时刻到下一时刻箭体系下火箭在Z方向上指向卫星的向量增量，△P,为t时刻到下一时刻箭体系下火箭在Y方向上指向卫星的向量增量，△P为t时刻到下一时刻箭体系下火箭在X方向上指向卫星的向量增量。[0032]其中，P(t)为在t时刻箭体系下火箭指向卫星的方向向量，P(t+1)为在t+1时刻箭体系下火箭指向卫星的方向向量，△P₁为发射惯性系下卫星与火箭的相对运动增量，Rot(T8(t))为t时刻下的火箭姿态角旋转变换矩阵，Rot(T(t+1))为t+1时刻下的火箭姿态角旋转变换矩阵。验估计协方差：9惯性坐标系下卫星运动轨迹方程，R(x,,yγ,z)为发射惯性坐标系下火箭运动轨迹方程，动姿态角。附图说明以根据这些附图获得其他的附图。[0068]本说明书中所有实施例公开的所有特征，或隐含公开的所有方法或过程中的步计也可看作是滤波过程。数据滤波是去除噪声还原真实数据的一种数据处理技术，卡尔曼滤波在测量方差已知的情况下能够从一系列存在测量噪声的数据中，估计动态系统的状态。由于它便于计算机编程实现，并能够对现场采集的数据进行实时的更新和处理，卡尔曼滤波是目前应用最为广泛的滤波方法，在通信，导航，制导与控制等多领域得到了较好的应[0070]状态估计是卡尔曼滤波的重要组成部分。一般来说，根据观测数据对随机量进行定量推断就是估计问题，特别是对动态行为的状态估计，它能实现实时运行状态的估计和预测功能。受噪声干扰的状态量是个随机量，不可能测得精确值，但可对它进行一系列观测，并依据一组观测值，按某种统计观点对它进行估计。使估计值尽可能准确地接近真实值，这就是最优估计。真实值与估计值之差称为估计误差。若估计值的数学期望与真实值相等，这种估计称为无偏估计。卡尔曼提出的递推最优估计理论，采用状态空间描述法，在算法采用递推形式，卡尔曼滤波能处理多维和非平稳的随机过程。[0071]卡尔曼滤波的思想可理解为：使用上一次的最优结果预测当前的值，同时使用观[0077]现在有了现在状态的预测结果，然后再收集现在状态的测量值。结合预测值和测量值，可以得到现在状态的最优化估算值X(K):已经得到了k状态下最优的估算值X(K)。但是为了要令卡尔曼滤波器不断的运行下去直到系统过程结束，还要更新k状态下X(K)的协方差P(K):[0083]式(1)～(5)就是卡尔曼滤波的5个基本公式。[0084]本发明技术方案旨在提供一种基于卡尔曼滤波的箭载相控阵天线箭星指向角计算方法，以解决传统方法抗干扰能力弱的技术问题。该方法通过以下几步实现：对相控阵天[0086]如图1所示，已知火箭的运动方程与卫星的运动轨迹方程，在短时间内可视作火箭与卫星严格按照预定的运动轨迹方程移动，[0091]在发惯系下卫星坐标为R,火箭坐标为R,则可通过该星箭模型计算得到在箭体系下火箭指向卫星的方向向量P为：[0094]Rot(θ,φ,Y)=Rotx(Y)·Roty(φ)·R箭安装位置a相关。通常情况下，相控阵天线在火箭上的安装位置为：其波束法向垂直与火180°。在通过求解反三角函数(α,β)=arctg(P)过程中，所得结果只需对相控阵天线在火过程的记载。在理论计算中，本发明技术方案的不同之处在于结合了实际的应用情况，对相控阵天线的实际安装角度进行了约束，即β进行了90°安装。并结合α[0098]设P向量的三个坐标值分别为P(x),P(y),P(z)。[0103]由此得到了相控阵天线箭星波束指向角的计算函数：[0105]另外，为解决传统方法抗干扰能力不强的技术问题，本发明技术方案的发明构思还在于：针对系统计算模型进行滤波，以下是本发明技术方案的重点内容。[0107]针对α,β的计算模型进行卡尔曼滤波，需要建立对α,β的状态转移方程作为预测模型，由于对α,β的计算涉及反三角函数，本发明的发明人经过了创造性的思考后，为便于计算同时减少误差，采用如下的方法构造预测模型以获得相应的状态转移方程：[0108]设当前火箭与卫星的位置分别为R(t),R(t),则下一个时刻的位置为R(t+1),R(t+1),在已知火箭与卫星的精确运动方程的情况下，可以得到对火箭与卫星运动增量的预[0111]由向量的加减运算可知，下一时刻火箭到卫星的向量[0112]P₁(t+1)=P₁(t)+△Rs-△Rr=P₁(t)[0113]设(△s-△r)=△P₁,将其称为卫星与火箭的相对运动增量，进一步推导：[0114]P(t+1)=Rot(T(t+1))·(P₁(t)+△P₁)[0115]P(t+1)=Rot(T(t+1))·P₁(t)+Rot(T(t+1))·△P₁[0116]对等式右边进行处理，由于[0118]=Rot(T(t+1))·P₁(t)-Rot(T(t))·P₁(t)+Rot(T(t))·P₁(t)[0121]=(Rot(T(t+1))-Rot(T(t)))·P₁(t)+Rot(T(t))·P₁(t)[0123]P(t+1)=Rot(T(t))·P₁(t)+(Rot(T(t+1))-Rot(T(t)))·P₁(t)+Rot(T(t+1))·[0126]△P=(Rot(T(t+1))-Rot(T(t)))·P₁(t)+Rot([0127]△P=Rot(T(t+1))Rot(T(t))⁻¹·P(t)-P(t)+Rot(T(t+[0128]由(10)、(11)联立，得到向量P的递推公式：[0129]P(t+1)=P(t)+△P,△P=Rot(T(t+1))Rot(T(t))⁻¹·P(t)-P(t)+Rot(T(t+1))·[0130]接下来再计算角度转换，考虑到α0的值在[-90,90]之间，且可以借助P(y),P(z)的符号判断a0的符号，经过创造性的思考后，为便于接下来的计算，本发明方法可以对α,β的计算公式做进一步化简，如下所示。[0131]参考式(6)～(9)式，可得增量(可以通过求解更高阶泰勒展开以获得更高精度),从而构建出状态转移方程的递推公中，已知t时刻的最优估计值为â(t),β(t),已知t时刻的火箭与卫星的运动操纵指令(或a(t+1),β(t+1),再结合t+1时刻观测值得到后验a(t+1),β(t+1),具体公式如[0161]由第(2)步卡尔曼滤波模型构建的推导公式，结合状态向量，可的由火箭与卫星的运动操纵指令(或预设的运动轨迹)得到t时刻到t+1时刻运动增量[0165]其中，△α由推导公式(13)获得，△β由推导公式(14)获得，△P由推导公式(12)获得，△T,由火箭运动学方程可获得。[0166]在以上基础上，为了令卡尔曼滤波器不断的运行下去直到系统过程结束，本发明的发明人经过创造性思考后，提出按照如下方式更新上述步骤中的向量P与卡尔曼增益K:声协方差，R为测量噪声的协方差，过程噪声和测量噪声均为高斯白噪声。K(t+1)为卡尔曼[0172]X(t+1)=X(t+1)+K(t+1)×(Z(t+1)-H×X(t[0173]X(t+1)为当前时刻最优估计，Z(t+1)为当前时刻测量值(观测值)。[0174]最后更新后验估计协方差：[0176]本发明方法相比现有技术的有益技术效果验证：[0177]针对本发明所述的滤波方法，采用一组含有高斯噪声w(n)的运动数据(R(x,y,z),Tr(φ,Y,θ))+w(n)代入该方法，经过该方法滤波处理后得到的â,β的最优估计值比起观测值相对于理论真实值来说，α角的误差由最大6.47°减小由最大7.73°减小到1.44°以下。其精度提高了将近一个数量级，具体仿真曲6,从图中也可以看出滤波效果作用明显。[0178]本发明方法的流程图如图4所示，虽然为简化计算采取了一定的变换，但由此图可以看出，该方法滤除了由火箭与卫星运动和传感器测量所含的高斯噪声。所以，比起传统的相控阵天线箭星波束指向方法，本发明所述的滤波方法精度更高、抗干扰能力更强。不仅如[0179]1)针对不同的卫星与火箭运动模型，只需更改其运动增量输入即可实现该方法的适应性更