一种卫星天线指向误差分配方法

技术领域

本发明用于高指向精度卫星误差预算设计，特别是一种卫星天线指向误差分配方法。

背景技术

天线指向精度优劣直接决定了甚高通量通信卫星、移动通信卫星、合成孔径雷达卫星和电子侦察卫星的实际通信容量、用户体验、成像质量和定位精度、侦收效果等关键指标，是卫星总体设计及应用必须关注的技术指标。

天线指向精度合理分配对于确保卫星满足技术指标要求，以合理成本达成技术指标具有重要价值，是总体设计必须解决的关键技术问题之一。天线指向精度影响因素较多，如姿态控制系统误差、结构变形误差，天线装配误差等，发明专利《一种GEO卫星天线指向精度确定方法》将天线指向精度分解为滚动、俯仰、偏航的三个方向下的常值、年周期、日周期、短周期特征误差，采用表格化方法，计算出卫星不同部位的偏航系数影响下的俯仰、滚动方向综合误差。该发明将卫星指向误差分为几种误差源后，采用算术求和方式得到各类误差源对指向精度的贡献，未能准确建立误差源到总误差传递的路径，忽略了误差传递路径对综合指向误差影响，存在着物理意义不明确，参数取值随意问题，难以有效满足高精度复杂通信卫星指向精度分析需求。

传统上，整星多采用基于代数计算的静态的整星及载荷指向误差分配方法，以满足用户对整星指标分配的要求。随着基于数据服务的高通量通信卫星的出现，对卫星载荷指向精度要求提高了约1～2个数量级，而指向精度受载荷结构柔性、热变形影响更加明显，导致传统的基于静态整星指向误差预算及分配模型，难以适应新的高通量乃至甚高通量卫星指标需求。

参考文献：

1、Hasan M,Bianchi C.Ka band enabling technologies for high throughputsatellite(HTS)communications.International Journal of satellitecommunications and networking.2016；34:483–501；

2、高鑫门吉卓刘晓滨等.高通量卫星通信发展现状与应用探索.通信世界,2020.8,43-48；

3、Ott T,Wiedermann G,Crombez V,Damilao P.Pointing budgeting using ESAPointing Error Engineering Handbook and Tool:Benefits and limitations.GNC2014,9

4.夏永泉，孟庆达，刘波等.CN 109115171 A,一种GEO卫星天线指向精度确定方法.

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种卫星天线指向误差分配方法，用于卫星指向精度分配总体设计，为高精度卫星总体指标达成和在轨补偿措施确定提供了科学依据。

本发明的技术解决方案是：

一种卫星天线指向误差分配方法，包括：

根据星敏感器、陀螺仪、推力器、动量轮和卫星结构，获得N个误差源模型；

对N个误差源模型，分别采用蒙特卡洛仿真对各类误差源随机部份进行仿真，获得各误差源PES

根据各误差源PES

根据各误差源的贡献β

获得卫星各误差源分配指标PES，对应的各误差源卫星天线指向误差分配方案。

优选地：所述误差源模型包括：星敏感器测量误差源模型PES

优选地：所述确定各误差源的贡献β

E

i＝1,2,…,N

其中，E

优选地：星敏感器测量误差源对天线指向误差贡献，具体为：

其中，

优选地：陀螺仪获得角速度测量误差源对天线指向误差贡献，具体为：

其中，

优选地：所述推力器误差源，动量轮误差源和环境扰动引起的误差源对天线指向误差贡献，具体为：

F

优选地：卫星结构的安装误差源对天线指向误差贡献，具体为：

其中，

优选地：结构热变形误差源对天线指向误差贡献，具体为：

其中，

优选地，所述卫星各误差源分配指标PES的方法，具体为：

以平台和载荷指向精度为约束条件，根据各误差源的贡献β

约束条件：

E

其中，E

选用优化数值算法，获得卫星各误差源分配指标PES。

本发明与现有技术相比的优点在于：

本发明基于各类单机或分系统误差源模型和整星动力学与控制模型，提出了复杂高精度卫星指向误差优化设计方法，为带大型柔性天线的甚高通量通信卫星、高分辨率雷达卫星等高指向精度卫星的整星误差预算分配与设计提供了基于模型的设计与优化方法，避免了以往基于表格的静态误差预算分配难以满足高精度卫星指向精度指标要求的困难。

附图说明

图1为本发明方法流程图。

具体实施方式

为更好地对本发明进行描述，下面配合示意图及实例对本发明进行详细说明。如图1所示，本发明一种卫星天线指向误差分配方法，包括步骤如下：

步骤一、建立基于实测和在轨遥测数据的平台载荷误差源模型；

步骤1.1根据星敏感器、执行机构使用说明书和卫星结构实测参数，获得星敏感器测量误差源模型PES

步骤二、根据动力学普遍方程，建立卫星平台及载荷动力学与控制模型；

步骤2.1根据动力学普遍方程，建立含各类柔性附件(柔性附件包括：天线和天阳翼)的卫星姿态动力学的时域模型；柔性卫星系统均为树状多体系统，其动力学方程可以写为：

式中，M，K，C表示卫星含平台和载荷的广义质量矩阵，刚度矩阵和阻尼矩阵，x表示系统广义坐标，F

步骤2.2对步骤2.1时域模型进行线性化，然后通过傅里叶变换得到卫星频域模型。忽略时域模型的二阶小量，得到线性化的时域动力学模型，具体过程可参见曲广吉《航天器动力学工程》。根据公式(9)可以得到整星的频域动力学方程：

(-ω

式中，X(ω)表示x的傅里叶变换。根据公式(11)可以得到从扰动源到卫星姿态坐标传递函数，

根据广义坐标到天线误差传递关系，并根据公式(10)(12)得到卫星天线指向差频域方程，

P

式中，M(ω)为

步骤三、结合步骤一的各类误差源模型及步骤二建立的天线指向误差源到天线指向误差传递函数，获得各类误差源对天线指向误差的贡献权重β

3.1对星敏感器测量误差源模型PES

各个误差源对天线指向误差贡献采用下式计算，系统按照下式计算

对于星敏而言，

对于陀螺仪而言，

对于推力器，动量轮和环境扰动力和力矩，则F

对于安装误差，

对于热弹性变形误差，

3.2根据各个误差源对天线指向误差贡献F

系统总误差E

式中，E

E

步骤四、以平台和载荷指向精度为约束条件，考虑考虑误差源对天线指向误差贡献权重β

步骤4.1以载荷指向精度为优化目标，考虑误差源对天线指向误差贡献权重β

约束条件：

E

式中，β

步骤4.2选用优化数值算法，获得卫星各误差源分配指标PES，具体算法详见陈宝林《最优化理论与算法》。

步骤五、利用步骤四获得的卫星各误差源分配指标PES，开展考虑各类误差源的卫星动力学与控制仿真，验证卫星载荷指向精度和稳定度是否满足指标，如果未能满足指标要求，则回到步骤四，调整最优化数值算法，直至卫星天线指向精度满足要求。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。在不冲突的情况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。