CN116953729A - 一种卫星跟踪方法、存储介质及动中通设备 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种卫星跟踪方法、存储介质及动中通设备，动中通设备包括相互独立的卫导模块和惯导模块，卫星跟踪方法通过判断卫导模块的测向状态确定进入第一工作模式或第二工作模式，第一工作模式只利用惯导模块输出的姿态信息进行跟踪参数解算和卫星跟踪，进入第二工作模式前先导入t1数据，在第二工作模式中，后续跟踪时，使用t1数据对惯导模块输出的载体方位角进行修正，并使用修正后的载体方位角来进行跟踪参数解算，t1数据为进入第二工作模式前卫导模块输出载体方位角和惯导模块输出载体方位角之间的差值。本发明基于减少惯导对卫导依赖性的技术思路，实现的卫星跟踪方法兼具了较强的灵活性、较强的跟踪稳定性和良好的跟踪精度。
Description
技术领域
本发明属于卫星跟踪技术领域，特别是针对动中通设备的卫星跟踪控制技术领域，具体涉及一种卫星跟踪方法、存储介质及动中通设备。
背景技术
动中通是“移动中的卫星地面站通信系统”的简称。通过动中通设备，车辆、轮船、飞机等移动的载体在运动过程中可实时跟踪卫星等平台，不间断地传递语音、数据、图像等多媒体信息，可满足各种军民用应急通信和移动条件下的多媒体通信的需要。动中通设备很好地解决了各种车辆、轮船等移动载体在运动中通过地球同步卫星，实时不断地传递语音、数据、高清晰的动态视频图像、传真等多媒体信息的难关，是通信领域的一次重大突破，是当前卫星通信领域需求旺盛、发展迅速的应用领域，在军民两个领域都有极为广泛的发展前景。
目前，由于成本等问题，移动运营商的基站在陆地上无法完全覆盖，甚至海上无法建设通信基站。随着无线通信速率的提升，单一通信基站的覆盖范围变小，同一地理区域内需要的通信基站数量增加，提升了运营商基站的建设成本以及后期的使用和维护成本。对于发生地震、火灾等不可抗力的情况时，移动通信基站可能损坏而导致灾区应急通信出现中断。由此可见，以卫星为中转的动中通通信方式将成为现阶段依赖于移动运营商基站的移动通信方式的一个很好的补充。
动中通设备一般包括惯导和卫导相互结合的导航模块，在进行卫星跟踪时，动中通设备内的控制模块采用惯导和卫导相结合的融合导航算法，根据融合导航算法的不同，惯导和卫导的结合方式包括松结合、紧耦合和深耦合方式等，控制模块根据融合导航算法得到的导航数据生成伺服控制指令，通过伺服控制指令调整动中通设备内天线阵面的方位角、俯仰角和极化角等，促使天线阵面产生的波束能够较好的对准卫星，实现对卫星的扫描跟踪。
然而上述基于惯导和卫导的组合导航方式，当卫导出现传输或计算异常、或者当卫导与惯导融合算法中参数选择不当、或者一些卫导受到遮挡的环境下导致惯导延迟较高和修正量过大时，通过以惯导作为主导航所实现的导航精度将出现明显下降，可见，惯导对卫导的依赖性较强、跟踪灵活性较差，使得基于融合导航算法的卫星跟踪稳定性无法保证。
综上所述，在充分利用卫导和惯导各自的导航定位优势，以及确保动中通设备的卫星跟踪精度的前提下，卫导和惯导的解耦实现很有必要。基于此，针对动中通设备，一种改进的卫星跟踪方案是本领域亟待提出的。
发明内容
有鉴于此，本发明提出了一种卫星跟踪方法、存储介质及动中通设备，用以解决现有技术中惯导和卫导的结合使用致使惯导对卫导的依赖性较强、跟踪灵活性较差，进而造成的卫星跟踪稳定性差的技术问题。
本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：
第一方面
本发明的第一方面提出了一种卫星跟踪方法，应用于动中通设备内的控制模块，动中通设备还包括相互独立的卫导模块和惯导模块，卫导模块和惯导模块分别与控制模块连接，所述方法包括：
S100.在设备上电后，获取卫导模块输出的测向信息，若根据测向信息确定卫导模块的测向状态失效，则执行S200，否则跳转至S300；
S200.进入第一工作模式进行跟踪参数解算和卫星跟踪，在处于第一工作模式时，定期判断卫导模块的测向状态是否有效，若是，则跳转至S300，否则保持在第一工作模式，直至在接收到退出跟踪指令后结束卫星跟踪；
S300.计算t1数据，并导入第二工作模式，然后进入第二工作模式进行跟踪参数解算和卫星跟踪，在处于第二工作模式时，定期判断卫导模块的测向状态和卫星信号是否同时失效，若是，则保持在第二工作模式，直至在接收到退出跟踪指令后结束卫星跟踪，否则跳转至S200；
其中，所述t1数据为进入第二工作模式前获取到的当前状态卫导模块输出的测向信息中的载体方位角和惯导模块输出的姿态信息中的载体方位角之间的差值；所述第一工作模式中，只利用惯导模块输出的姿态信息进行跟踪参数解算和卫星跟踪；所述第二工作模式中，定期进行卫星跟踪时，将当前状态惯导模块输出的载体方位角增加t1数据后生成新的载体方位角，使用该新的载体方位角进行跟踪参数解算时的姿态坐标变换。
进一步改进地，所述S200中，进入第一工作模式进行跟踪参数解算和卫星跟踪，具体为：
S201.接收用户设定的所需跟踪的卫星指向信息，该指向信息中包括目标方位角，以及获取当前状态惯导模块输出的姿态信息；
S202.按照预设角度步进式的改变动中通设备内天线模块的方位角，当动中通设备内信标模块获取到的信号为最大值时，记录当前状态惯导模块输出的姿态信息中的载体方位角；
S203.计算第一差值，所述第一差值为目标方位角与记录到的载体方位角之间的差值；
S204.进行定期卫星跟踪，将当前状态惯导模块输出的载体方位角增加第一差值后生成新的载体方位角，使用该新的载体方位角进行跟踪参数解算时的姿态坐标变换。
进一步改进地，所述S300中，计算t1数据，并导入第二工作模式，然后进入第二工作模式进行跟踪参数解算和卫星跟踪，具体为：
S301.获取当前状态卫导模块输出的测向信息中的载体方位角a2和惯导模块输出的姿态信息中的载体方位角a1，并计算t1=a2-a1，t1表示t1数据；
S302.进行定期卫星跟踪，将当前状态惯导模块输出的载体方位角增加t1数据后生成新的载体方位角，使用该新的载体方位角进行跟踪参数解算时的姿态坐标变换。
进一步改进地，所述卫导模块输出的测向信息中包括测向状态字，若测向状态字正常，则确定卫导模块的测向状态有效，否则确定卫导模块的测向状态失效。
在传统卫导和惯导相结合的融合导航方式中，主要以惯导为主导航模块，当卫导出现传输或计算异常、或者当卫导与惯导融合算法中参数选择不当、或者一些卫导受到遮挡的环境下导致惯导延迟较高和修正量过大时，通过以惯导作为主导航所实现的导航精度下降明显。本发明中：
1）在卫导无法测向或卫星信号丢失时，进入第一工作模式，第一工作模式只依赖惯导模块输出的姿态信息进行姿态坐标变换，进而在姿态坐标变换后，生成伺服控制指令，天线模块根据伺服控制指令进行卫星跟踪扫描，以完成对星，该模式无需导入卫导模块输出的测向信息，为卫导和惯导的一种解耦形式；并且在处于第一工作模式时，定期进行卫导模块的测向状态是否有效的判断，若测向状态有效，则此时仅需要卫导模块进入短时间的（例如1s以内）测向工作，并记录t1数据，将t1数据作为第二工作模式的输入参数，然后切换到第二工作模式，否则保持在第一工作模式；
2）在卫导测向状态正常时，仅需要卫导模块进入短时间的（例如1s以内）测向工作，并记录t1数据，将t1数据作为第二工作模式的输入参数，然后进入第二工作模式，后续跟踪过程中，在进行姿态坐标变换时，均将当前状态惯导模块输出的载体方位角增加上t1数据构成新的载体方位角，将该新的载体方位角用于姿态坐标变换，在处于第二工作模式进行卫星跟踪时，无论卫导模块是否有测向状态，动中通设备依然可以在第二工作模式中仅依靠惯导模块进行正常工作，即：无需导入卫导模块输出的测向信息，为卫导和惯导的一种解耦形式；并且在处于第二工作模式时，定期进行卫导模块的测向状态和卫星信号是否同时失效的判断，若同时失效，则保持在第二工作模式，仅当其中一个失效时，切换到第一工作模式中，此种切换机制，可以有效保证动中通设备在处于隧道、桥梁遮挡等状态下，依然保持在第二工作模式，并且在隧道、桥梁遮挡等状态消失后，保证动中通设备正常工作，不会因为遮挡而错误的进入第一工作模式。
本发明的第一方面具有的有益效果为：
首先，通过相互独立的卫导模块和惯导模块的设置，并结合由第一工作模式和第二工作模式组成的卫星跟踪方式，减少了惯导对卫导的依赖性，从而使得本发明实现的卫星跟踪方法灵活性更强，相应地，卫星跟踪的稳定性得以提升；
其次，上述第一工作模式和第二工作模式的切换机制的设定，确保了卫星跟踪的精度；
综上，基于减少惯导对卫导依赖性的技术思路，本发明实现的卫星跟踪方法兼具了较强的灵活性、较强的跟踪稳定性和良好的跟踪精度。
第二方面
本发明的第二方面提出了一种存储介质，用于与外部的处理器连接，所述存储介质中存储有至少一条指令、至少一段程序、代码集或指令集，所述至少一条指令、所述至少一段程序、所述代码集或指令集由所述处理器加载并执行以实现本发明第一方面所述的一种卫星跟踪方法。
本发明的第二方面带来与第一方面相同的有益效果，在此不再赘述。
第三方面
本发明的第三方面提出了一种动中通设备，包括控制模块、惯导模块、卫导模块、信标模块和天线模块，所述惯导模块、卫导模块、信标模块、天线模块分别与所述控制模块连接；
所述控制模块用于执行本发明第一方面所述的一种卫星跟踪方法，使得天线模块对卫星进行跟踪扫描，以实现卫星对准。
进一步改进地，所述控制模块包括MCU单元和FPGA单元，所述MCU单元与FPGA单元连接，所述惯导模块、卫导模块、信标模块和天线模块分别与FPGA单元连接。
进一步改进地，所述天线模块包括若干个相控阵天线子阵。
本发明的第三方面带来与第一方面相同的有益效果，在此不再赘述。
附图说明
图1为卫星跟踪方法的一种流程图；
图2为动中通设备的一种组成框图。
具体实施方式
下面将结合实施例，对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有付出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
下述实施例需一并参阅图1-图2。
实施例一
本实施例提供了一种卫星跟踪方法，该方法应用于动中通设备内的控制模块，所述动中通设备内还包括相互独立的卫导模块和惯导模块，卫导模块和惯导模块分别与控制模块连接。
具体地，参阅图1所示，一种卫星跟踪方法，包括下述实施步骤：
S100.在设备上电后，获取卫导模块输出的测向信息，若根据测向信息确定卫导模块的测向状态失效，则执行S200，否则跳转至S300。
在一些实施例中，通过卫导模块输出测向信息中的测向状态字进行测向状态判断，具体为：若测向状态字正常，则确定卫导模块的测向状态有效，否则确定卫导模块的测向状态失效。
S200.进入第一工作模式进行跟踪参数解算和卫星跟踪，在处于第一工作模式时，定期判断卫导模块的测向状态是否有效，若是，则跳转至S300，否则保持在第一工作模式，直至在接收到退出跟踪指令后结束卫星跟踪。在第一工作模式中，只利用惯导模块输出的姿态信息进行跟踪参数解算和卫星跟踪。
其中，定期判断可为按预设间隔周期性地判断。可知的，跟踪参数解算包括姿态坐标变换以及根据姿态坐标变换结果计算动中通设备内天线模块所需调整的方位角、俯仰角等信息，卫星跟踪具体是指：根据天线模块所需调整的方位角、俯仰角等信息生成伺服控制指令，使得天线模块根据伺服控制指令改变其输出的波束方位角等，据此来对卫星进行跟踪扫描，最终实现对星。
本实施例中，示例性地，S200中，进入第一工作模式进行跟踪参数解算和卫星跟踪，一种具体实施过程为：
子步骤S201.接收用户设定的在一定卫星经度、卫星纬度和卫星高度参数状态下的卫星指向信息，以及获取当前状态惯导模块输出的姿态信息，该指向信息中包括目标方位角。卫星指向信息中还包括目标俯仰角等。可知的，惯导模块输出的姿态信息包括载体方位角、载体偏航角和载体横滚角等。应理解的是，当前状态是指控制模块通过传输指令去获取惯导模块输出的姿态信息的时刻，载体所处的实时状态。后续记载内容所表述的当前状态同理。
子步骤S202.按照预设角度步进式的改变动中通设备内天线模块的方位角，当动中通设备内信标模块获取到的信号为最大值时，记录当前状态惯导模块输出的姿态信息中的载体方位角。优选的，可按预设角度步进，通过设置动中通设备内天线模块的方位角在0~360度范围内变化，实现对天线模块的方位角的扫描。
子步骤S203.计算第一差值，第一差值为目标方位角与记录到的载体方位角之间的差值。具体的，第一差值D1= T1-U1，T1表示卫星指向信息中的目标方位角，U1表示当动中通设备内信标模块获取到的信号为最大值时，所记录得到的当前状态惯导模块输出的姿态信息中的载体方位角。
子步骤S204.在后续进行定期卫星跟踪时，将当前状态惯导模块输出的载体方位角增加第一差值后生成新的载体方位角，使用该新的载体方位角进行跟踪参数解算时的姿态坐标变换。姿态坐标变换后进行其他跟踪信息解算，根据最终的解算结果生成伺服控制指令，天线模块根据伺服控制指令对卫星进行跟踪扫描，实现卫星对准。具体的，生成的新的载体方位角D2=U1’+D1，U1’表示后续卫星跟踪过程中，当前状态惯导模块输出的姿态信息中的载体方位角。定期卫星跟踪可为按照预设间隔周期性进行卫星跟踪。
S300.计算t1数据，并导入第二工作模式，然后进入第二工作模式进行跟踪参数解算和卫星跟踪，在处于第二工作模式时，定期判断卫导模块的测向状态和卫星信号是否同时失效，若是，则保持在第二工作模式，直至在接收到退出跟踪指令后结束卫星跟踪，否则跳转至S200。
其中，t1数据具体是指进入第二工作模式前获取到的当前状态卫导模块输出的测向信息中的载体方位角和惯导模块输出的姿态信息中的载体方位角之间的差值。具体的，t1=a2-a1，t1表示t1数据，a2表示当前状态卫导模块输出的测向信息中的载体方位角，a1表示惯导模块输出的姿态信息中的载体方位角。在第二工作模式中，定期进行卫星跟踪时，将当前状态惯导模块输出的载体方位角增加t1数据后生成新的载体方位角，使用该新的载体方位角进行跟踪参数解算时的姿态坐标变换。
本实施例中，示例性地，S300中，进入第二工作模式进行跟踪参数解算和卫星跟踪，具体为：
在进行定期卫星跟踪时，将当前状态惯导模块输出的载体方位角增加t1数据后生成新的载体方位角，使用该新的载体方位角进行跟踪参数解算时的姿态坐标变换，该新的载体方位角D’2=U1’’+t1，U1’’表示后续卫星跟踪过程中，当前状态惯导模块输出的载体方位角；
姿态坐标变换后进行其他跟踪信息解算，根据最终的解算结果生成伺服控制指令，天线模块根据伺服控制指令对卫星进行跟踪扫描，实现卫星对准。
实施例二
本实施例提出了一种存储介质，存储介质用于与外部的处理器连接，存储介质中存储有至少一条指令、至少一段程序、代码集或指令集，上述至少一条指令、至少一段程序、代码集或指令集由处理器加载并执行以实现实施例一所记载的一种卫星跟踪方法。
实施例三
本实施例提出了一种动中通设备，包括控制模块、惯导模块、卫导模块（导航板卡）、天线模块和信标模块，惯导模块、卫导模块、天线模块和信标模块分别与控制模块连接。控制模块用于执行实施例一中的卫星跟踪方法，使得天线模块对卫星进行跟踪扫描，以实现卫星对准。
如图2所示，动中通设备一般还包括用于存储的存储模块，存储模块可为FLASH等。动中通设备还经用户接口与外部的交互设备连接。
在一些实施例中，信标模块可为信标机，天线模块包括多个相控阵天线子阵，控制模块包括MCU单元和FPGA单元，MCU单元用于通过FPGA单元对各个相控阵子阵的波束状态进行控制，且通过FPGA单元与卫导模块、惯导模块和信标机进行信息传递。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当理解本发明并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求的保护范围内。
Claims (8)
1.一种卫星跟踪方法，其特征在于，应用于动中通设备内的控制模块，动中通设备还包括相互独立的卫导模块和惯导模块，卫导模块和惯导模块分别与控制模块连接，所述方法包括：
S100.在设备上电后，获取卫导模块输出的测向信息，若根据测向信息确定卫导模块的测向状态失效，则执行S200，否则跳转至S300；
S200.进入第一工作模式进行跟踪参数解算和卫星跟踪，在处于第一工作模式时，定期判断卫导模块的测向状态是否有效，若是，则跳转至S300，否则保持在第一工作模式，直至在接收到退出跟踪指令后结束卫星跟踪；
S300.计算t1数据，并导入第二工作模式，然后进入第二工作模式进行跟踪参数解算和卫星跟踪，在处于第二工作模式时，定期判断卫导模块的测向状态和卫星信号是否同时失效，若是，则保持在第二工作模式，直至在接收到退出跟踪指令后结束卫星跟踪，否则跳转至S200；
其中，所述t1数据为进入第二工作模式前获取到的当前状态卫导模块输出的测向信息中的载体方位角和惯导模块输出的姿态信息中的载体方位角之间的差值；所述第一工作模式中，只利用惯导模块输出的姿态信息进行跟踪参数解算和卫星跟踪；所述第二工作模式中，定期进行卫星跟踪时，将当前状态惯导模块输出的载体方位角增加t1数据后生成新的载体方位角，使用该新的载体方位角进行跟踪参数解算时的姿态坐标变换。
2.根据权利要求1所述的一种卫星跟踪方法，其特征在于，所述S200中，进入第一工作模式进行跟踪参数解算和卫星跟踪，具体为：
S201.接收用户设定的所需跟踪的卫星指向信息，该指向信息中包括目标方位角，以及获取当前状态惯导模块输出的姿态信息；
S202.按照预设角度步进式的改变动中通设备内天线模块的方位角，当动中通设备内信标模块获取到的信号为最大值时，记录当前状态惯导模块输出的姿态信息中的载体方位角；
S203.计算第一差值，所述第一差值为目标方位角与记录到的载体方位角之间的差值；
S204.进行定期卫星跟踪，将当前状态惯导模块输出的载体方位角增加第一差值后生成新的载体方位角，使用该新的载体方位角进行跟踪参数解算时的姿态坐标变换。
3.根据权利要求1所述的一种卫星跟踪方法，其特征在于，所述S300中，计算t1数据，并导入第二工作模式，然后进入第二工作模式进行跟踪参数解算和卫星跟踪，具体为：
S301.获取当前状态卫导模块输出的测向信息中的载体方位角a2和惯导模块输出的姿态信息中的载体方位角a1，并计算t1=a2-a1，t1表示t1数据；
S302.进行定期卫星跟踪，将当前状态惯导模块输出的载体方位角增加t1数据后生成新的载体方位角，使用该新的载体方位角进行跟踪参数解算时的姿态坐标变换。
4.根据权利要求1所述的一种卫星跟踪方法，其特征在于，所述卫导模块输出的测向信息中包括测向状态字，若测向状态字正常，则确定卫导模块的测向状态有效，否则确定卫导模块的测向状态失效。
5.存储介质，其特征在于，用于与外部的处理器连接，所述存储介质中存储有至少一条指令、至少一段程序、代码集或指令集，所述至少一条指令、所述至少一段程序、所述代码集或指令集由所述处理器加载并执行以实现权利要求1至4项任一项所述的一种卫星跟踪方法。
6.一种动中通设备，其特征在于，包括控制模块、惯导模块、卫导模块、信标模块和天线模块，所述惯导模块、卫导模块、信标模块、天线模块分别与所述控制模块连接；
所述控制模块用于执行权利要求1-4项任一项所述的一种卫星跟踪方法，使得天线模块对卫星进行跟踪扫描，以实现卫星对准。
7.根据权利要求6所述的一种动中通设备，其特征在于，所述控制模块包括MCU单元和FPGA单元，所述MCU单元与FPGA单元连接，所述惯导模块、卫导模块、信标模块和天线模块分别与FPGA单元连接。
8.根据权利要求6所述的一种动中通设备，其特征在于，所述天线模块包括若干个相控阵天线子阵。
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