一种深空探测器天线指向的设计方法

技术领域

本发明涉及深空探测技术领域，具体涉及一种深空探测器天线指向的设计方法。 

背景技术

深空探测器在地月转移和环月飞行过程中，在正常巡航模式下及不对月成像状态下，通常采用机械系某固定轴(以下定义为+X轴)对日定向，保证太阳翼法线方向与太阳光方向平行。在这种情况下，若全向测控天线安装指向能够与±X轴平行，则探测器绕X轴旋转与否不影响天线轴线与探测器-测控站间的夹角，从而对探测器巡航飞行姿态没有约束要求。在这种条件下，探测器会采用慢旋姿态，不仅可以避开天线的凹点，还能利用自旋稳定特点提高抗干扰能力。 

但对于具有复杂构型的探测器，器体表面设备较多，使安装空间受限，需要采取与探测器±X轴有一定夹角的布局形式，以尽可能减小天线周边的设备遮挡对其增益的影响。而在该布局下，若探测器采用自旋方式，天线轴线与探测器-测控站间的夹角可能会出现在0～180度范围内周期性变化，地面测控系统如进行上行发令操作，地面需要实时判断对地有利的天线，频繁周期性的切换上行频点(通常探测器全空间配置2组全向天线A和B，全向天线A与B各负责半个空间，指向相差180度，全向天线A和B的点频不相同)以适应上述夹角变化，从而增加了地面测控系统监视和操作的工作强度和任务复杂度，同时在切换过程中将面临上行的重新捕获，意味着该段时间无法发送上行指令，降 低了应急处置能力。但若不进行自旋，同样根据分析发现，在探测器+X轴对日定向，Y、Z轴指向某些特定方向时，天线轴线与探测器-测控站间的夹角会始终处于90度的附近振荡，这时对于探测器上下两个面的全向天线增益都是最低的，同时仍存在频繁切换点频的问题。若为保证天线指向，简单使探测器对日定向轴偏离太阳矢量，由于大部分太阳翼都不是双轴驱动，指向方向无法完全适应，使太阳翼法线偏离了太阳矢量方向，从而影响太阳翼的供电输出；同时由于敏感器在探测器上是固定安装且视场有限，指向通常针对特定的空间范围，如对日定向轴偏离太阳矢量，则可能影响太阳敏感器正常对日捕获和跟踪，或者使星敏感器受到阳光等杂光干扰，无法正常工作。 

因此，针对全向天线必须在+X轴对日指向的同时，优化设计Y、Z轴指向(绕X轴转动特定角度)，来解决上述问题。 

对于月球背面着陆任务，由于着陆器无法实现对地直接通信，必须采用环月或位于地月拉格朗日点(L2点)的探测器(即中继星)实现数据转发，为了提高着陆器通过中继星数传的效率，特别是关键任务阶段的实时监控，需要实现实时转发，中继星必须采用对地和对月两组定向天线。由于定向天线波束窄，考虑地球、月球的轨道变化，一般需要采用双轴转动跟踪机构来实现连续长时间对地和对月指向，但采用转动机构会带来重量和功耗增大、指向控制计算复杂等问题。 

因此，针对定向天线必须设计一种较为简单的指向控制方法保证长时间同时对月和对地指向，并满足太阳翼供电所需的指向约束。 

发明内容

有鉴于此，本发明的目的是为克服现有技术的不足，提供了一种深空探测 器天线指向的设计方法，该方法能够在不影响太阳翼供电、敏感器使用的条件下，使全向天线绕对日定向轴转动一定角度，实现测控上下行大部分时间只使用一组天线，保证测控过程连续，减少地面切换使用天线的操作，降低地面操作复杂度，同时天线处于增益较大的区间，提高链路信道余量。 

本发明的技术解决方案如下： 

一种深空探测器天线指向的设计方法，所述天线包括全向天线，所述全向天线对地指向设计的具体步骤为： 

探测器机械坐标系(X,Y,Z)定义为：+X轴为用于对日定向的固定轴，依据右手坐标系原则确定+Y轴与+Z轴； 

步骤一、计算探测器-地心方位矢量在机械坐标系上的表示 ${\overrightarrow{V}}_{2m}=[{\overrightarrow{V}}_{2\mathrm{mx}},{\overrightarrow{V}}_{2\mathrm{my}},{\overrightarrow{V}}_{2\mathrm{mz}}];$

步骤二、根据所述计算全向天线方位矢量与探测器-测控站间的夹角θ； 

$\theta =\arccos \left(\frac{{\overrightarrow{V}}_1·{\overrightarrow{V}}_{2m}}{\left|{\overrightarrow{V}}_1\right|\left|{\overrightarrow{V}}_{2m}\right|}\right)$其中，${\overrightarrow{V}}_1=\left(\begin{array}{ccc}{V}_{1x}& V_{1y}& V_{1z}\end{array}\right)$为探测器上全向天线在探测器机械坐标系上的方位矢量； 

步骤三、在所述夹角θ大于最大允许角度γ时，使探测器绕探测器机械坐标系的+x轴旋转，使得旋转后全向天线的增益满足上、下行链路要求。 

进一步地，本发明所述全向天线包括全向天线A和全向天线B，所述步骤三中绕+x轴旋转为： 

以全向天线A的方位矢量进行计算: 

(1)计算V_1y与机械坐标系+Y轴的夹角β₁，计算V_2my与机械坐标系+Y轴夹角为β₂； 

(2)当V_1x·V_2mx≥0时，此时使探测器绕机械坐标系+X轴旋转β角度后，使 用全向天线A； 

当V_1x·V_2mx＜0时，此时判断全向天线A方位矢量与探测器-测控站间的夹角θ是否满足θ≤90°，若是则使探测器按照上述计算的β角绕+X轴旋转后，使用全向天线A，否则使探测器按照上述计算的β角绕+X轴旋转后，使用全向天线B。 

进一步地，执行本发明方法为探测器处于地月转移阶段和环月阶段。 

进一步地，本发明所述步骤一的具体过程为： 

(a)根据当前接收的探测器遥测数据，计算探测器在地心J2000惯性坐标系下的三轴位置$\overrightarrow{R}={\left(\begin{array}{ccc}{R}_x& R_y& R_z\end{array}\right)}^T,$则探测器-地心单位矢量在地心J2000惯性坐标系的表示为${\overrightarrow{V}}_2=\left(\begin{array}{ccc}{V}_{2x}& V_{2y}& V_{2z}\end{array}\right);$

${\overrightarrow{V}}_2=-\frac{\overrightarrow{R}}{\left|\overrightarrow{R}\right|}$

(b)计算地心J2000惯性坐标系转换到探测器机械坐标系的矩阵C_mbC_bi； 

(c)根据所述矩阵C_mbC_bi计算在探测器机械坐标系下的方位矢量为 ${\overrightarrow{V}}_{2m}=C_{\mathrm{mb}}{C}_{\mathrm{bi}}{\overrightarrow{V}}_2.$

进一步地，本发明当执行该方法时探测器处于环月阶段，所述步骤一计算的用根据星历计算月心-地心连线矢量在地心J2000惯性坐标系的方位矢量 来替代。 

进一步地，本发明所述天线还包括定向天线，所述定向天线对地指向和对月指向的设计为： 

坐标系(x,y,z)定义为：+x轴指向对月定向天线安装面，+z轴指向对地定向天线安装面，+y轴与+x轴、+z轴按右手定则构成直角坐标系； 

探测器对地指向定向天线采用固定于探测器本体的安装方式，对地天线指向位于月球白道面内指向地心；探测器对月指向定向天线采用双轴驱动机构安装，当探测器与着陆器着陆点连线不在对月指向定向天线指向的±90度内范围包络时，探测器绕其本体+z轴转动180度，若月球背面上的着陆器处于月夜休眠，无对地转发需求时，取消相应的姿态调整。 

有益效果 

本发明的该方法能够在不影响太阳翼供电、敏感器使用的条件下，通过绕对日定向轴转动一定角度，实现测控上下行大部分时间只使用一组天线，保证测控过程连续，减少地面切换使用天线的操作，降低地面操作复杂度，同时天线处于增益较大的区间，提高链路信道余量。 

具体实施方式

下面结合具体实例对本发明进行详细说明。 

坐标系预定义：探测器控制坐标系定义为惯性主轴坐标系。 

地心J2000惯性坐标系：坐标原点在地球质心，参考平面是J2000.0平赤道面，Z轴向北指向平赤道面北极，X轴指向J2000.0平春分点，Y轴与X和Z轴组成直角右手系。 

探测器机械坐标系：+X轴为对日定向轴，+Y轴指向探测器一特定结构特征，与+X轴垂直，+Z与+X轴和+Y轴构形右手坐标系。 

地月转移段和环月阶段： 

地面根据探测器下传的姿态遥测数据，计算探测器绕+X轴的旋转角度及方向，然后将计算的结果回传给探测器，探测器根据回传的结果通过调整探测器姿态来控制天线的旋转，使探测器-天线矢量与探测器-地球的夹角最小，优化利用的天线增益区间，增大测控链路信道余量。同时，在探测器+X轴对日定向的条件下，由于太阳矢量沿黄道变化较慢，在较短时间内天线轴线与探测器-地心间的夹角变化较小，因此可以间隔一定时间定期计算并进行回传操作。 

一种深空探测器天线指向设计方法，所述天线包括全向天线，所述全向天线对地指向设计的具体步骤为： 

步骤一、计算探测器-地心方位矢量在机械坐标系上的表示 ${\overrightarrow{V}}_{2m}=[{\overrightarrow{V}}_{2\mathrm{mx}},{\overrightarrow{V}}_{2\mathrm{my}},{\overrightarrow{V}}_{2\mathrm{mz}}];$

步骤二、根据所述计算全向天线方位矢量与探测器-测控站间的夹角θ； 

$\theta =\arccos \left(\frac{{\overrightarrow{V}}_1·{\overrightarrow{V}}_{2m}}{\left|{\overrightarrow{V}}_1\right|\left|{\overrightarrow{V}}_{2m}\right|}\right)$

即求得全向天线方位矢量与探测器-地心方位矢量夹角，其中，${\overrightarrow{V}}_1=\left(\begin{array}{ccc}{V}_{1x}& V_{1y}& V_{1z}\end{array}\right)$为探测器上全向天线在探测器机械坐标系上的方位矢量； 

步骤三、在所述夹角θ大于最大允许角度γ时，使探测器绕+x轴旋转，使得旋转后全向天线的增益满足上、下行链路要求，即上下行可实现某面全向天线 对应频点的正常持续捕获与跟踪，其增益大于另一面全向天线。 

根据全向天线方向图，设天线轴线与探测器-测控站间的夹角在γ度以内时，对应的天线增益裕度较大，可满足上下行链路需求。因此是否调整绕X轴转动角度阈值基于以下原则，地面根据遥测和定轨数据实时计算θ角(结合遥测和定轨数据更新周期定期计算)。本发明通过将计算的全向天线与探测器-测控站间的夹角θ与最大允许角度γ进行对比，若θ≤γ，说明此时全向天线方向图的增益裕度较大，还能够满足上下行链路的需求，此时不旋转全向天线，若θ>γ，说明此时正在使用的全向天线增益裕度已无法满足上下行链路的需求，此时旋转全向天线，使得其增益满足要求，从而提高了探测器与外部通信的可靠性。 

本发明所述全向天线包括全向天线A和全向天线B，所述步骤三中绕x轴旋转为： 

以全向天线A的方位矢量进行计算， 

(1)计算V_1y与机械坐标系+Y轴的夹角β₁，计算V_2my与机械坐标系+Y轴夹角为β₂；则 

$\left(\begin{array}{cc}{\beta }_1=\arccos \left(\frac{V_{1y}}{\sqrt{V_{1y}^2+V_{1z}^2}}\right)& {\beta }_2=\arccos \left(\frac{V_{2\mathrm{my}}}{\sqrt{V_{2\mathrm{my}}^2+V_{2\mathrm{mz}}^2}}\right)\end{array}\right)$

(2)当V_1x·V_2mx≥0，此时使探测器绕机械坐标系+X轴旋转β角度后，使用全向天线A； 

当V_1x·V_2mx＜0时，方法与上表相同，但需进行夹角判断，确定使用哪组全向天线，即判断全向天线A方位矢量与探测器-测控站间的夹角θ满足θ≤90°是否成立，若成立则使探测器按照上述计算的β旋转后使用全向天线A，否则使探测器按照上述计算的β旋转后使用全向天线B。 

通常天线在探测器机械系的安装明确后，V_1x,V_1y,V_1z的正负、β₁就是确定的，上述计算方法可以进一步简化。采用上述方法后可保证测控过程连续，大部分时间使用一组天线，降低地面操作复杂度，同时天线处于增益较大的区间，提高链路信道余量。 

将旋转角度填写入数据块中，通过地面上行注入探测器上的计算机，器上计算机以该值作为绕X轴转动角度的偏差量，利用控制算法驱动执行机构(推力器或动量轮)进行闭环控制，使该偏差量逐渐减小至零。 

如果探测器具备自主导航能力，由器上计算机按照上述方法自主计算探测器绕+X轴的旋转角度及方向并自主执行。与地面计算不同的是，探测器-测控站单位矢量在地心J2000惯性坐标系的描述由器上自主计算。从探测器器箭分离后第2天开始，可以近似表示为探测器-地心矢量在地心J2000惯性坐标 系的描述，以简化计算。 

通常探测器全空间配置2组全向天线(全向天线A和全向天线B，A与B的指向相差180度)，各负责半球空间的测控任务。本发明当探测器上至少有两副全向天线时，则上述步骤二和步骤三中针对的全向天线为A或B的全向天线。 

本发明计算探测器-地心方位矢量在机械坐标系上的表示的具体过程为： 

(1)根据探测器姿态遥测数据，获取T₀时刻探测器控制坐标系相对于地心J2000惯性坐标系的姿态四元数Q₀。 

(2)探测器控制坐标系转换至机械坐标系的姿态转换矩阵为C_mb。 

(3)通常探测器全空间配置2组全向天线(全向天线A和全向天线B，A与B的指向相差180度)，各负责半球空间的测控任务。下面以全向天线A进行说明： 

设全向天线A的方位矢量与机械坐标系O_m-X_mY_mZ_m的三轴夹角为(α，β，γ)，则全向天线A方位矢量在探测器机械坐标系的表示为 ${\overrightarrow{V}}_1=\left(\begin{array}{ccc}{V}_{1x}& V_{1y}& V_{1z}\end{array}\right)=\left(\begin{array}{ccc}\cos \alpha & \cos \beta & \cos \gamma \end{array}\right).$

(4)根据地面测控系统定轨结果，获取T₀时刻探测器在地心J2000惯性坐标系下的三轴位置$\overrightarrow{R}={\left(\begin{array}{ccc}{R}_x& R_y& R_z\end{array}\right)}^T,$则探测器-地心单位矢量在地心J2000惯性坐标系的表示为 

${\overrightarrow{V}}_2=-\frac{\overrightarrow{R}}{\left|\overrightarrow{R}\right|}$

其中，${\overrightarrow{V}}_2=\left(\begin{array}{ccc}{V}_{2x}& V_{2y}& V_{2z}\end{array}\right).$

(5)将(1)中的姿态四元数Q₀转换成姿态转换矩阵C_bi(由地心J2000惯性坐标系转换至控制坐标系)，则地心J2000惯性坐标系转换至探测器机械坐标 系的转换矩阵为C_mbC_bi； 

(6)在探测器机械坐标系下的方位矢量为

环月阶段： 

当探测器环月后，计算方法与地月转移阶段相同。由于月心-地心连线矢量与探测器-测控站单位矢量方向基本一致，还可以根据星历计算月心-地心连线矢量在地心J2000惯性坐标系的方位矢量替代以简化计算。 

本发明所述天线还包括定向天线，所述定向天线对地指向和对月指向的设计为：坐标系(x,y,z)定义为：+x轴指向对月定向天线安装面，+z轴指向对地定向天线安装面，+y轴与+x轴、+z轴按右手定则构成直角坐标系； 

(1)对于环月轨道探测器(中继星)，设计如下指向控制方式： 

探测器对地指向定向天线采用固定于探测器本体的安装方式，对地天线指向位于月球白道面内指向地心，在探测器不受月球遮挡的条件下，探测器绕机械坐标系+y轴转动可以实现对地定向天线的连续对地指向，转动周期为1个月。探测器对月指向定向天线采用双轴驱动机构，在一个月内受月球自转影响，着陆区相对于轨道面所处月理经度呈周期性变化。当中继星与着陆器着陆点连线不在定向天线指向的±90度内范围包络时，需要中继星绕其本体+z轴转动180度，其调整周期在1个月内最多发生四次，当月球背面着陆器处于月夜休眠，无对地转发需求时，可以取消相应的姿态调整。 

中继星太阳翼安装在探测器机械坐标系±Y轴，可以实现绕±Y轴转动，考虑黄道面月月球白道面夹角小(约5度)，因此太阳翼绕Y轴以约1°/day的角速度匀速旋转可以实现对日定向，转动周期为1年。 

本发明对支持月球背面着陆任务的探测器(即中继星)，也可以在满足太阳 翼供电对姿态指向约束的条件，只采用一组双轴驱动机构，实现定向天线对地月与对地的同步指向需求。 

(2)对于位于地月L2点的探测器(中继星)，设计如下指向控制方式： 

探测器对地指向定向天线采用固定于探测器本体的安装方式，对地天线指向位于月球白道面内指向地心；在探测器不受月球遮挡的条件下，探测器绕机械坐标系+y轴转动可以实现对地定向天线的连续对地指向，转动周期为1个月。探测器对月定向天线采用双轴驱动机构，当中继星与着陆器着陆点连线不在对月指向定向天线指向的±90度内范围包络时，中继星绕其本体+z轴转动180度，若月球背面上的着陆器处于月夜休眠，无对地转发需求时，取消相应的姿态调整。 

L2点太阳翼的控制方式与环月轨道的相同。定向天线采用上述的调整形式，可以使对月定向天线与月球背面着陆器之间进行顺利通信。 

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非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。