CN107872272B - 星地双光路对地面双站同时指向方法及***、控制终端 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种星地双光路对地面双站同时指向方法及***、控制终端，将所述密钥通信机指向第一地面站；计算所述纠缠发射机指向第二地面站时，所述纠缠发射机上的二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角；根据所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角设置所述二维转台，以使所述纠缠发射机在所述二维转台的驱动下指向第二地面站。本发明的星地双光路对地面双站同时指向方法及***、控制终端通过双光路指向两个地面站来实现星地高精度对准，以满足量子卫星开展有效量子通信的需求，同时确保量子卫星在轨实验的有效性。

Description

星地双光路对地面双站同时指向方法及***、控制终端

技术领域

本发明涉及量子卫星的技术领域，特别是涉及一种星地双光路对地面双站同时指向方法及***、控制终端。

背景技术

现有技术中，一般飞行器与地面站的捕获或对准通常采用无线电或可见光，通常达到的指向精度并不高，约0.3～0.5度左右。这种精度下，只需采取经典的方法即可实现。

对于量子科学实验卫星而言，要求星地对准精度达到3.5u弧度，经典的方法并不能实现。因此，如何星地高精度对准成为亟待解决的技术问题之一。

发明内容

鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种星地双光路对地面双站同时指向方法及***、控制终端，通过双光路指向两个地面站来实现星地高精度对准，以满足量子卫星开展有效量子通信的需求，同时确保量子卫星在轨实验的有效性。

为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供一种星地双光路对地面双站同时指向方法，应用于量子卫星，所述量子卫星包括密钥通信机和纠缠发射机；包括以下步骤：所述密钥通信机指向第一地面站时，计算所述纠缠发射机指向第二地面站时所述纠缠发射机上的二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角；根据所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角计算所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角，以根据所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角设置所述二维转台，令所述纠缠发射机在所述二维转台的驱动下指向第二地面站。

于本发明一实施例中，计算所述纠缠发射机指向第二地面站时所述纠缠发射机上的二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角包括以下步骤：

获取所述第一地面站和所述第二地面站可见所述量子卫星的有效时间段；

在所述有效时间段内在卫星质心轨道坐标系下获取所述密钥通信机指向所述第一地面站的第一方向向量以及所述二维转台指向所述第二地面站的第二方向向量；

根据所述第一方向向量获得卫星质心轨道坐标系与卫星Zb轴指向所述第二地面站时的卫星本体坐标系之间的转换矩阵；

根据所述转换矩阵获取所述第二方向向量在所述卫星本体坐标系下的向量参数；

根据所述向量参数获取所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角。

于本发明一实施例中，所述转换矩阵为A＝R_Y(φ+9°)·R_X(-β)·R_Z(α)，其中，R_X,R_Y,R_Z分别旋转矩阵，α为卫星姿态的常值偏航角，R1为第一方向向量，R1'为R1在卫星质心轨道坐标系的YoOZo面上的投影，β为R1'与Z₀轴的夹角，

为R1'与R1的夹角。

于本发明一实施例中，所述向量参数R_b2＝A·R2＝(X_b2,Y_b2,Z_b2)，其中R2为第二方向向量，A为转换矩阵；所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角

俯仰角

于本发明一实施例中，根据所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角计算所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角包括以下步骤：

计算所述第二方向向量在卫星本体坐标系下的坐标值Gb＝(X_Gb，Y_Gb，Z_Gb)；

根据所述第二方向向量在卫星本体坐标系下的坐标值Gb计算所述第二方向向量在载荷设备坐标系下的坐标值Gi＝(x_SG,y_SG,z_SG)；

根据所述第二方向向量在载荷设备坐标系下的坐标值计算所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角。

于本发明一实施例中，X_Gb＝cos(BA)*cos(BE)，Y_Gb＝sin(BA)*cos(BE)，Z_Gb＝sin(BE)；其中BA为所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角，BE为所述二维转台在卫星本体坐标系下的俯仰角。

于本发明一实施例中，所述第二方向向量在载荷设备坐标系下的坐标值Gi＝M_bi*Gb，其中

Mbi为所述卫星本体坐标系到所述载荷设备坐标系的坐标变换矩阵。

于本发明一实施例中，所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角

俯仰角

对应地，本发明提供一种星地双光路对地面双站同时指向***，应用于量子卫星，所述量子卫星包括密钥通信机和纠缠发射机；包括第一计算模块和第二计算模块；

所述第一计算模块用于在所述密钥通信机指向第一地面站时，计算所述纠缠发射机指向第二地面站时所述纠缠发射机上的二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角；

所述第二计算模块用于根据所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角计算所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角，以根据所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角设置所述二维转台，令所述纠缠发射机在所述二维转台的驱动下指向第二地面站。

于本发明一实施例中，所述第一计算模块计算所述纠缠发射机指向第二地面站时所述纠缠发射机上的二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角执行以下步骤：

获取所述第一地面站和所述第二地面站可见所述量子卫星的有效时间段；

在所述有效时间段内在卫星质心轨道坐标系下获取所述密钥通信机指向所述第一地面站的第一方向向量以及所述二维转台指向所述第二地面站的第二方向向量；

根据所述第一方向向量获得卫星质心轨道坐标系与卫星Zb轴指向所述第二地面站时的卫星本体坐标系之间的转换矩阵；

根据所述转换矩阵获取所述第二方向向量在所述卫星本体坐标系下的向量参数；

根据所述向量参数获取所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角。

于本发明一实施例中，所述转换矩阵为A＝R_Y(φ+9°)·R_X(-β)·R_Z(α)，其中，，R_X,R_Y,R_Z分别旋转矩阵，α为卫星姿态的常值偏航角，R1为第一方向向量，R1'为R1在卫星质心轨道坐标系的YoOZo面上的投影，β为R1'与Z₀轴的夹角，

为R1'与R1的夹角。

于本发明一实施例中，所述向量参数R_b2＝A·R2＝(X_b2,Y_b2,Z_b2)，其中R2为第二方向向量，A为转换矩阵；所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角

俯仰角

于本发明一实施例中，所述第二计算模块根据所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角计算所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角执行以下步骤：

计算所述第二方向向量在卫星本体坐标系下的坐标值Gb＝(X_Gb，Y_Gb，Z_Gb)；

根据所述第二方向向量在卫星本体坐标系下的坐标值Gb计算所述第二方向向量在载荷设备坐标系下的坐标值Gi＝(x_SG,y_SG,z_SG)；

根据所述第二方向向量在载荷设备坐标系下的坐标值计算所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角。

于本发明一实施例中，X_Gb＝cos(BA)*cos(BE)，Y_Gb＝sin(BA)*cos(BE)，Z_Gb＝sin(BE)；其中BA为所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角，BE为所述二维转台在卫星本体坐标系下的俯仰角。

于本发明一实施例中，所述第二方向向量在载荷设备坐标系下的坐标值Gi＝M_bi*Gb，其中

M_bi为所述卫星本体坐标系到所述载荷设备坐标系的坐标变换矩阵。

于本发明一实施例中，所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角

俯仰角

同时，本发明提供一种控制终端，包括处理器及存储器；

所述存储器用于存储计算机程序；

所述处理器用于执行所述存储器存储的计算机程序，以使所述控制终端执行上述星地双光路对地面双站同时指向方法。

最后，本发明提供一种星地双光路对地面双站同时指向***，应用于量子卫星，所述量子卫星包括密钥通信机和纠缠发射机；包括第一驱动模块、第二驱动模块和权利要求17所述的控制终端；

所述第一驱动模块用于将所述密钥通信机指向第一地面站；

所述第二驱动模块用于根据所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角设置所述二维转台，以使所述纠缠发射机在所述二维转台的驱动下指向第二地面站。

如上所述，本发明的星地双光路对地面双站同时指向方法及***、控制终端，具有以下有益效果：

(1)通过双光路指向两个地面站实现了星地之间的高精度对准；

(2)满足了量子卫星开展有效量子通信的需求；

(3)确保了量子卫星在轨实验的有效性。

附图说明

图1显示为本发明的星地双光路对地面双站同时指向方法于一实施例中的流程图；

图2显示为卫星质心轨道坐标系的结构示意图；

图3显示为第一地面站和第二地面站在卫星质心轨道坐标系下的位置示意图；

图4显示为二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角的结构示意图；

图5显示为载荷设备坐标系与基准零位的关系示意图；

图6显示为载荷设备坐标系和卫星本体坐标系的关系示意图；

图7显示为二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角的结构示意图；

图8显示为本发明的星地双光路对地面双站同时指向***于一实施例中的结构示意图；

图9显示为本发明的控制终端于一实施例中的结构示意图；

图10显示为本发明的星地双光路对地面双站同时指向***于另一实施例中的结构示意图；

图11显示为德令哈-南山站降轨通信时的方位转角及其角速度、角加速度的示意图；

图12显示为德令哈-南山站降轨通信时的俯仰转角及其角速度、角加速度的示意图；

图13显示为德令哈-南山双站观测站时德令哈站在载荷设备坐标系下方位转角与俯仰转角的示意图；

图14显示为德令哈-南山站降轨通信时的偏航角及其角速度、角加速度的示意图；

图15显示为德令哈-南山站降轨通信时的俯仰角及其角速度、角加速度的示意图；

图16显示为德令哈-南山站降轨通信时的滚动角及其角速度、角加速度的示意图；

图17显示为德令哈-丽江站降轨通信时的方位转角及其角速度、角加速度的示意图；

图18显示为德令哈-丽江站降轨通信时的俯仰转角及其角速度、角加速度的示意图；

图19显示为德令哈-丽江双站观测站时德令哈站在载荷设备坐标系下方位转角与俯仰转角的示意图；

图20显示为德令哈-丽江站降轨通信时的偏航角及其角速度、角加速度的示意图；

图21显示为德令哈-丽江站降轨通信时的俯仰角及其角速度、角加速度的示意图；

图22显示为德令哈-丽江站降轨通信时的滚动角及其角速度、角加速度的示意图；

具体实施方式

以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。

需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构想，遂图式中仅显示与本发明中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。

本发明的星地双光路对地面双站同时指向方法应用于量子卫星，所述量子卫星包括密钥通信机和纠缠发射机。如图1所示，于一实施例中，本发明的星地双光路对地面双站同时指向方法包括以下步骤：

步骤S1、所述密钥通信机指向第一地面站时，计算所述纠缠发射机指向第二地面站时所述纠缠发射机上的二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角。

星地双光路是指密钥通信机指向某一地面站以构成一个光路，二维转台作用下的纠缠发射机指向另一个地面站以构成另一个光路。其中，密钥通信机与量子卫星平台固联在一起。因此，量子卫星平台的姿态就是密钥通信机的姿态。二维转台是纠缠发射机的一部分机构，纠缠发射机的指向镜搭接在二维转台上，通过二维转台运动，可以为纠缠发射机指向镜提供必要的指向姿态，以完成对一个地面站的跟踪。

具体地，首先设定密钥通信机指向第一地面站，为了实现星地双光路同时指向地面双站，须将纠缠发射机指向第二地面站。因此，需要计算二维转台的方位角和俯仰角。

于本发明一实施例中，计算所述纠缠发射机指向第二地面站时所述纠缠发射机上的二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角包括以下步骤：

11)获取所述第一地面站和所述第二地面站可见所述量子卫星的有效时间段。

设定地面站包括南山站、德令哈站和丽江站。根据南山站、德令哈站、丽江站5°仰角可见量子卫星的时间段以及卫星星下点纬度，确定南山-德令哈双站、德令哈-丽江双站可见量子卫星的时间段，从而得到有效实验轨道对应的计算起止时间点(T0-T1)，即有效时间段。

12)在所述有效时间段内在卫星质心轨道坐标系下获取所述密钥通信机指向所述第一地面站的第一方向向量以及所述二维转台指向所述第二地面站的第二方向向量。

具体地，根据获得的(T0-T1)选取量子卫星到南山站、德令哈站、丽江站在该有效时间段中在卫星质心轨道坐标系下的有效向量数据，即所述密钥通信机指向所述第一地面站的第一方向向量R1、所述二维转台指向所述第二地面站的第二方向向量R2。

13)根据所述第一方向向量获得卫星质心轨道坐标系与卫星Zb轴指向所述第二地面站时的卫星本体坐标系之间的转换矩阵。

如图2所示，卫星质心轨道坐标系X_OY_OZ_O是以卫星质心为原点的正交坐标系，Z_O处于轨道平面并指向地心，X_O处于轨道平面，垂直于Z_O并指向飞行方向，X_OY_OZ_O满足右手定则。

卫星本体坐标系XbYbZb用于定义硬件在卫星中的位置，其原点为卫星质心，Zb轴指向主载荷稳定工作时观察方向，Xb轴正向指向密钥通信机遮光罩的反方向(在卫星对地定向飞行中指向飞行方向)，Yb沿隔板方向，即帆板展开方向，Yb与Xb、Zb轴满足右手正交参考坐标系。其中，在卫星对地心指向，且忽略姿态误差时，卫星本体坐标系与卫星质心轨道坐标系的坐标轴平行。卫星对站指向时，卫星本体坐标系的Zb轴指向地面站。

于本发明一实施例中，所述转换矩阵为A＝R_Y(φ+9°)·R_X(-β)·R_Z(α)，其中，R_X,R_Y,R_Z分别旋转矩阵，为已知的；α为卫星姿态的常值偏航角，R1为第一方向向量；如图3所示，R1'为R1在卫星质心轨道坐标系的YoOZo面上的投影，β为R1'与Z_O轴的夹角，

为R1'与R1的夹角。

例如，对于南山-德令哈双站，量子卫星观测时密钥通信机光轴(密钥通信机光轴方向MT：卫星本体Zb轴绕Yb轴朝-Xb轴方向偏9°)指向南山站，二维转台指向德令哈站。根据R1中的向量坐标获得卫星质心轨道坐标系与卫星Zb轴指向南山站时的卫星本体坐标系之间的转换矩阵A＝R_Y(φ+9°)·R_X(-β)·R_Z(α)。

14)根据所述转换矩阵获取所述第二方向向量在所述卫星本体坐标系下的向量参数。

于本发明一实施例中，所述向量参数R_b2＝A·R2＝(X_b2,Y_b2,Z_b2)，其中R2为第二方向向量，A为转换矩阵。

15)根据所述向量参数获取所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角。

如图4所示，所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角

俯仰角

步骤S2、根据所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角计算所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角，以根据所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角设置所述二维转台，令所述纠缠发射机在所述二维转台的驱动下指向第二地面站。

于本发明一实施例中，根据所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角计算所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角包括以下步骤：

21)计算所述第二方向向量在卫星本体坐标系下的坐标值Gb＝(X_Gb，Y_Gb，Z_Gb)。

于本发明一实施例中，X_Gb＝cos(BA)*cos(BE)，Y_Gb＝sin(BA)*cos(BE)，Z_Gb＝sin(BE)；其中BA为所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角，BE为所述二维转台在卫星本体坐标系下的俯仰角。

22)根据所述第二方向向量在卫星本体坐标系下的坐标值Gb计算所述第二方向向量在载荷设备坐标系下的坐标值Gi＝(x_SG,y_SG,z_SG)。

载荷设备坐标系XiYiZi定义了有效载荷仪器设备的坐标轴，其原点为载荷设备质心，Zi轴重合于方位轴且沿后光路出射光线方向，Yi轴垂直于安装面向下，Xi轴由右手定则确定。载荷设备坐标系与基准零位的关系如图5所示。

载荷设备坐标系和卫星本体坐标系的关系如图6所示。因此，卫星本体坐标系到载荷设备坐标系的坐标变换矩阵为

于本发明一实施例中，所述第二方向向量在载荷设备坐标系下的坐标值Gi＝M_bi*Gb，其中

M_bi为所述卫星本体坐标系到所述载荷设备坐标系的坐标变换矩阵。

23)根据所述第二方向向量在载荷设备坐标系下的坐标值计算所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角。

出射光轴沿-Yi方向时为基准零位，如图7所示，载荷的方位转角A_s定义为光轴方向绕载荷坐标轴Zi轴旋转的角度，逆时针(往Xi方向)为正。载荷的俯仰转角E_s定义为光轴方向绕载荷坐标轴Xi轴旋转的角度，往Zi轴正向转为正。

于本发明一实施例中，所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角

俯仰角

其中，方位转角为绕Zi轴逆时针旋转为正，俯仰转角为往Zi轴正方向为正，方位转角和俯仰转角范围均位于-90～+90度之间。

如图8所示，于一实施例中，本发明的星地双光路对地面双站同时指向***应用于量子卫星，所述量子卫星包括密钥通信机和纠缠发射机；包括第一计算模块11和第二计算模块12。

第一计算模块11用于在所述密钥通信机指向第一地面站时，计算所述纠缠发射机指向第二地面站时所述纠缠发射机上的二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角。

星地双光路是指密钥通信机指向某一地面站以构成一个光路，二维转台作用下的纠缠发射机指向另一个地面站以构成另一个光路。其中，密钥通信机与量子卫星平台固联在一起。因此，量子卫星平台的姿态就是密钥通信机的姿态；二维转台是纠缠发射机的一部分机构，纠缠发射机的指向镜搭接在二维转台上，通过二维转台运动，可以为纠缠发射机指向镜提供必要的指向姿态，以完成对一个地面站的跟踪。

具体地，首先设定密钥通信机指向第一地面站，为了实现星地双光路同时指向地面双站，须将纠缠发射机指向第二地面站。因此，需要计算二维转台的方位角和俯仰角。

于本发明一实施例中，第一计算模块11计算所述纠缠发射机指向第二地面站时所述纠缠发射机上的二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角执行以下步骤：

11)获取所述第一地面站和所述第二地面站可见所述量子卫星的有效时间段。

设定地面站包括南山站、德令哈站和丽江站。根据南山站、德令哈站、丽江站5°仰角可见量子卫星的时间段以及卫星星下点纬度，确定南山-德令哈双站、德令哈-丽江双站可见量子卫星的时间段，从而得到有效实验轨道对应的计算起止时间点(T0-T1)，即有效时间段。

12)在所述有效时间段内在卫星质心轨道坐标系下获取所述密钥通信机指向所述第一地面站的第一方向向量以及所述二维转台指向所述第二地面站的第二方向向量。

具体地，根据获得的(T0-T1)选取量子卫星到南山站、德令哈站、丽江站在该有效时间段中在卫星质心轨道坐标系下的有效向量数据，即所述密钥通信机指向所述第一地面站的第一方向向量R1、所述二维转台指向所述第二地面站的第二方向向量R2。

13)根据所述第一方向向量获得卫星质心轨道坐标系与卫星Zb轴指向所述第二地面站时的卫星本体坐标系之间的转换矩阵。

如图2所示，卫星质心轨道坐标系X_OY_OZ_O是以卫星质心为原点的正交坐标系，Z_O处于轨道平面并指向地心，X_O处于轨道平面，垂直于Z_O并指向飞行方向，X_OY_OZ_O满足右手定则。

卫星本体坐标系XbYbZb用于定义硬件在卫星中的位置，其原点为卫星质心，Zb轴指向主载荷稳定工作时观察方向，Xb轴正向指向密钥通信机遮光罩的反方向(在卫星对地定向飞行中指向飞行方向)，Yb沿隔板方向，即帆板展开方向，Yb与Xb、Zb轴满足右手正交参考坐标系。其中，在卫星对地心指向，且忽略姿态误差时，卫星本体坐标系与卫星质心轨道坐标系的坐标轴平行。卫星对站指向时，卫星本体坐标系的Zb轴指向地面站。

于本发明一实施例中，所述转换矩阵为A＝R_Y(φ+9°)·R_X(-β)·R_Z(α)，其中，R_X,R_Y,R_Z分别旋转矩阵，为已知的；α为卫星姿态的常值偏航角，R1为第一方向向量；如图3所示，R1'为R1在卫星质心轨道坐标系的YoOZo面上的投影，β为R1'与Z_O轴的夹角，

为R1'与R1的夹角。

例如，对于南山-德令哈双站，量子卫星观测时密钥通信机光轴(密钥通信机光轴方向MT：卫星本体Zb轴绕Yb轴朝-Xb轴方向偏9°)指向南山站，二维转台指向德令哈站。根据R1中的向量坐标获得卫星质心轨道坐标系与卫星Zb轴指向南山站时的卫星本体坐标系之间的转换矩阵A＝R_Y(φ+9°)·R_X(-β)·R_Z(α)。

14)根据所述转换矩阵获取所述第二方向向量在所述卫星本体坐标系下的向量参数。

于本发明一实施例中，所述向量参数R_b2＝A·R2＝(X_b2,Y_b2,Z_b2)，其中R2为第二方向向量，A为转换矩阵。

15)根据所述向量参数获取所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角。

如图4所示，所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角

俯仰角

第二计算模块12与第一计算模块11相连，用于根据所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角计算所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角，以根据所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角设置所述二维转台，令所述纠缠发射机在所述二维转台的驱动下指向第二地面站。

于本发明一实施例中，第二计算模块12根据所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角计算所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角执行以下步骤：

21)计算所述第二方向向量在卫星本体坐标系下的坐标值Gb＝(X_Gb，Y_Gb，Z_Gb)。

于本发明一实施例中，X_Gb＝cos(BA)*cos(BE)，Y_Gb＝sin(BA)*cos(BE)，Z_Gb＝sin(BE)；其中BA为所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角，BE为所述二维转台在卫星本体坐标系下的俯仰角。

22)根据所述第二方向向量在卫星本体坐标系下的坐标值Gb计算所述第二方向向量在载荷设备坐标系下的坐标值Gi＝(x_SG,y_SG,z_SG)。

载荷设备坐标系XiYiZi定义了有效载荷仪器设备的坐标轴，其原点为载荷设备质心，Zi轴重合于方位轴且沿后光路出射光线方向，Yi轴垂直于安装面向下，Xi轴由右手定则确定。载荷设备坐标系与基准零位的关系如图5所示。

载荷设备坐标系和卫星本体坐标系的关系如图6所示。因此，卫星本体坐标系到载荷设备坐标系的坐标变换矩阵为

于本发明一实施例中，所述第二方向向量在载荷设备坐标系下的坐标值Gi＝M_bi*Gb，其中

M_bi为所述卫星本体坐标系到所述载荷设备坐标系的坐标变换矩阵。

23)根据所述第二方向向量在载荷设备坐标系下的坐标值计算所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角。

出射光轴沿-Yi方向时为基准零位，如图7所示，载荷的方位转角A_s定义为光轴方向绕载荷坐标轴Zi轴旋转的角度，逆时针(往Xi方向)为正。载荷的俯仰转角E_s定义为光轴方向绕载荷坐标轴Xi轴旋转的角度，往Zi轴正向转为正。

于本发明一实施例中，所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角

俯仰角

其中，方位转角为绕Zi轴逆时针旋转为正，俯仰转角为往Zi轴正方向为正，方位转角和俯仰转角范围均位于-90～+90度之间。

需要说明的是，应理解以上***的各个模块的划分仅仅是一种逻辑功能的划分，实际实现时可以全部或部分集成到一个物理实体上，也可以物理上分开。且这些模块可以全部以软件通过处理元件调用的形式实现；也可以全部以硬件的形式实现；还可以部分模块通过处理元件调用软件的形式实现，部分模块通过硬件的形式实现。例如，x模块可以为单独设立的处理元件，也可以集成在上述装置的某一个芯片中实现，此外，也可以以程序代码的形式存储于上述装置的存储器中，由上述装置的某一个处理元件调用并执行以上x模块的功能。其它模块的实现与之类似。此外这些模块全部或部分可以集成在一起，也可以独立实现。这里所述的处理元件可以是一种集成电路，具有信号的处理能力。在实现过程中，上述方法的各步骤或以上各个模块可以通过处理器元件中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。

例如，以上这些模块可以是被配置成实施以上方法的一个或多个集成电路，例如：一个或多个特定集成电路(ApplicationSpecificIntegratedCircuit，简称ASIC)，或，一个或多个微处理器(digitalsingnalprocessor，简称DSP)，或，一个或者多个现场可编程门阵列(FieldProgrammableGateArray，简称FPGA)等。再如，当以上某个模块通过处理元件调度程序代码的形式实现时，该处理元件可以是通用处理器，例如中央处理器(CentralProcessingUnit，简称CPU)或其它可以调用程序代码的处理器。再如，这些模块可以集成在一起，以片上***(system-on-a-chip，简称SOC)的形式实现。

如图9所示，于一实施例中，本发明的控制终端包括处理器21及存储器22。

所述存储器21用于存储计算机程序。

优选地，所述存储器21包括：ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

所述处理器22与所述存储器21相连，用于执行所述存储器21存储的计算机程序，以使所述控制终端执行上述星地双光路对地面双站同时指向方法。

优选地，处理器22可以是通用处理器，包括中央处理器(CentralProcessingUnit，简称CPU)、网络处理器(NetworkProcessor，简称NP)等；还可以是数字信号处理器(DigitalSignalProcessing，简称DSP)、专用集成电路(ApplicationSpecificIntegratedCircuit，简称ASIC)、现场可编程门阵列(Field－ProgrammableGateArray，简称FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。

如图10所示，于一实施例中，本发明的星地双光路对地面双站同时指向***应用于量子卫星，所述量子卫星包括密钥通信机和纠缠发射机。本发明的星地双光路对地面双站同时指向***包括第一驱动模块31、第二驱动模块32和上述的控制终端33。

所述第一驱动模块31用于将所述密钥通信机指向第一地面站。

所述第二驱动模块32用于根据所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角设置所述二维转台，以使所述纠缠发射机在所述二维转台的驱动下指向第二地面站。

所述控制终端33的具体结构和原理如上所述，故在此不再赘述。

下面通过具体实施例来进一步验证本发明的星地双光路对地面双站同时指向方法及***。在该实施例中，基于量子卫星名义轨道数据、3个光学地面站(南山站、德令哈站和丽江站)坐标，在STK软件中仿真了二维转台的对站指向情况下姿态结果。STK是Satellite ToolKit的简称，即卫星工具包。STK提供分析引擎用于计算数据、并可显示多种形式的二维地图，显示卫星和其它对象如运载火箭、导弹、飞机、地面车辆、目标等。STK的核心能力是产生位置和姿态数据、获取时间、遥感器覆盖分析。STK专业版扩展了STK的基本分析能力，包括附加的轨道预报算法、姿态定义、坐标类型和坐标***、遥感器类型、高级的约束条件定义，以及卫星、城市、地面站和恒星数据库。对于特定的分析任务，STK提供了附加分析模块，可以解决通信分析、雷达分析、覆盖分析、轨道机动、精确定轨、实时操作等问题。另外，STK还有三维可视化模块，为STK和其它附加模块提供领先的三维显示环境。

在南山-德令哈双站降轨通信时，3个月内满足实验要求的有32个弧段；德令哈-丽江双站降轨通信时，3个月内满足实验要求的有46个弧段。

以南山-德令哈双站同时指向为例，密钥通信机指向南山站，二维转台指向德令哈站。二维转台的各个角度仿真图如图11-16所示。由图11-13可知，二维转台的方位转角范围为-16.3～85.1度；俯仰转角范围为3.8～-20.7度。在三个月的仿真时间里，全部弧段均在载荷二维转台可观测范围内。如图14-16所示，通过对相关数据进行分析，可知德令哈-南山双站观测时，若卫星平台偏航角保持-21度不变，那么卫星平台俯仰角变化范围约为-58.5～60.1，滚动角变化范围约为-64.7～38.5度。卫星姿态角速度最大值约为0.79度/秒，角加速度约为0.014度/秒2。卫星平台姿控***能够支持这种姿态控制过程。

以德令哈-丽江双站同时指向为例，密钥通信机指向德令哈站，二维转台指向丽江站。二维转台的各个角度仿真图如图17-22所示。由图17-19可知，方位转角范围为-87.7～-3.2度，最大角速度为0.69度/秒，最大角加速度为0.012度/秒2；俯仰转角范围为-10.6～8.5度，最大角速度为0.11度/秒，最大角加速度为0.003度/秒2。在三个月的仿真时间里，可进行德令-丽江双站实验的弧段个数为46个，其中满足载荷方位转角要求(±90°)的弧段个数为46个(占总弧段数的100％)，满足载荷俯仰转角要求(-30°～+75°)的弧段个数为46个(占总弧段数的100％)，同时满足载荷方位与俯仰转角的弧段个数为46个(占总弧段数的100％)。如图20-22所示，偏航角为-21度，最大角速度为0度/秒，最大角加速度为0度/秒2；俯仰角为-58.5～64.2度，最大角速度为0.77度/秒，最大角加速度为0.012度/秒2；滚动角为-59.4～51.7度，最大角速度为0.34度/秒，最大角加速度为0.008度/秒2。

针对500km轨道高度，采用本发明的星地双光路对地面双站同时指向方法对两组双站通信时二维转台在载荷设备坐标系下的方位及俯仰轴的转角情况进行计算分析，仿真结果统计如表1-表3所示。

表1、四种工况下二维转台方位与俯仰转角-全部弧段

表2、四种工况下二维转台方位与俯仰转角-有效弧段

表3、姿态转角-全部弧段

因此，由上仿真结果表明：两组双站观测时分别仿真出的二维转台的转动范围在量子卫星纠缠发射机转动能力范围以内；同时，二维转台指向姿态仿真数据中的最大角速度、角加速度在量子卫星姿控***姿态机动能力范围以内，因此，本发明的星地双光路对地面双站同时指向***设计有效，可以满足量子科学实验卫星对双站实验需求。

综上所述，本发明的星地双光路对地面双站同时指向方法及***、控制终端通过双光路指向两个地面站实现了星地之间的高精度对准；满足了量子卫星开展有效量子通信的需求；确保了量子卫星在轨实验的有效性。所以，本发明有效克服了现有技术中的种种缺点而具高度产业利用价值。

上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。

Claims (18)

1.一种星地双光路对地面双站同时指向方法，应用于量子卫星，所述量子卫星包括密钥通信机和纠缠发射机；其特征在于，包括以下步骤：

所述密钥通信机指向第一地面站时，计算所述纠缠发射机指向第二地面站时所述纠缠发射机上的二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角；

根据所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角计算所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角，以根据所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角设置所述二维转台，令所述纠缠发射机在所述二维转台的驱动下指向第二地面站。

2.根据权利要求1所述的星地双光路对地面双站同时指向方法，其特征在于，计算所述纠缠发射机指向第二地面站时所述纠缠发射机上的二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角包括以下步骤：

获取所述第一地面站和所述第二地面站可见所述量子卫星的有效时间段；

在所述有效时间段内在卫星质心轨道坐标系下获取所述密钥通信机指向所述第一地面站的第一方向向量以及所述二维转台指向所述第二地面站的第二方向向量；

根据所述第一方向向量获得卫星质心轨道坐标系与卫星Zb轴指向所述第二地面站时的卫星本体坐标系之间的转换矩阵；所述卫星Zb轴指卫星本体坐标系XbYbZb的Zb轴；

根据所述转换矩阵获取所述第二方向向量在所述卫星本体坐标系下的向量参数；

根据所述向量参数获取所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角。

3.根据权利要求2所述的星地双光路对地面双站同时指向方法，其特征在于，所述转换矩阵为A＝R_Y(φ+9°)·R_X(-β)·R_Z(α)，其中，R_X,R_Y,R_Z分别为旋转矩阵，α为卫星姿态的常值偏航角，R1为第一方向向量，R1'为R1在卫星质心轨道坐标系的YoOZo面上的投影，β为R1'与Zo轴的夹角，φ为R1'与R1的夹角。

4.根据权利要求2所述的星地双光路对地面双站同时指向方法，其特征在于，所述向量参数R_b2＝A·R2＝(X_b2,Y_b2,Z_b2)，其中R2为第二方向向量，A为转换矩阵；所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角

俯仰角

5.根据权利要求2所述的星地双光路对地面双站同时指向方法，其特征在于，根据所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角计算所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角包括以下步骤：

计算所述第二方向向量在卫星本体坐标系下的坐标值Gb＝(X_Gb，Y_Gb，Z_Gb)；

根据所述第二方向向量在卫星本体坐标系下的坐标值Gb计算所述第二方向向量在载荷设备坐标系下的坐标值Gi＝(x_SG,y_SG,z_SG)；

根据所述第二方向向量在载荷设备坐标系下的坐标值计算所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角。

6.根据权利要求5所述的星地双光路对地面双站同时指向方法，其特征在于，X_Gb＝cos(BA)*cos(BE)，Y_Gb＝sin(BA)*cos(BE)，Z_Gb＝sin(BE)；其中BA为所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角，BE为所述二维转台在卫星本体坐标系下的俯仰角。

7.根据权利要求5所述的星地双光路对地面双站同时指向方法，其特征在于，所述第二方向向量在载荷设备坐标系下的坐标值Gi＝M_bi*Gb，其中

M_bi为所述卫星本体坐标系到所述载荷设备坐标系的坐标变换矩阵。

8.根据权利要求5所述的星地双光路对地面双站同时指向方法，其特征在于，所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角

俯仰角

9.一种星地双光路对地面双站同时指向***，应用于量子卫星，所述量子卫星包括密钥通信机和纠缠发射机；其特征在于，包括第一计算模块和第二计算模块；

所述第一计算模块用于在所述密钥通信机指向第一地面站时，计算所述纠缠发射机指向第二地面站时所述纠缠发射机上的二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角；

所述第二计算模块用于根据所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角计算所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角，以根据所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角设置所述二维转台，令所述纠缠发射机在所述二维转台的驱动下指向第二地面站。

10.根据权利要求9所述的星地双光路对地面双站同时指向***，其特征在于，所述第一计算模块计算所述纠缠发射机指向第二地面站时所述纠缠发射机上的二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角执行以下步骤：

获取所述第一地面站和所述第二地面站可见所述量子卫星的有效时间段；

在所述有效时间段内在卫星质心轨道坐标系下获取所述密钥通信机指向所述第一地面站的第一方向向量以及所述二维转台指向所述第二地面站的第二方向向量；

根据所述第一方向向量获得卫星质心轨道坐标系与卫星Zb轴指向所述第二地面站时的卫星本体坐标系之间的转换矩阵；所述卫星Zb轴指卫星本体坐标系XbYbZb的Zb轴；

根据所述转换矩阵获取所述第二方向向量在所述卫星本体坐标系下的向量参数；

根据所述向量参数获取所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角。

11.根据权利要求10所述的星地双光路对地面双站同时指向***，其特征在于，所述转换矩阵为A＝R_Y(φ+9°)·R_X(-β)·R_Z(α)，其中，R_X,R_Y,R_Z分别为旋转矩阵，α为卫星姿态的常值偏航角，R1为第一方向向量，R1'为R1在卫星质心轨道坐标系的YoOZo面上的投影，β为R1'与Zo轴的夹角，φ为R1'与R1的夹角。

12.根据权利要求10所述的星地双光路对地面双站同时指向***，其特征在于，所述向量参数R_b2＝A·R2＝(X_b2,Y_b2,Z_b2)，其中R2为第二方向向量，A为转换矩阵；所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角

俯仰角

13.根据权利要求10所述的星地双光路对地面双站同时指向***，其特征在于，所述第二计算模块根据所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角与俯仰角计算所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角执行以下步骤：

计算所述第二方向向量在卫星本体坐标系下的坐标值Gb＝(X_Gb，Y_Gb，Z_Gb)；

根据所述第二方向向量在卫星本体坐标系下的坐标值Gb计算所述第二方向向量在载荷设备坐标系下的坐标值Gi＝(x_SG,y_SG,z_SG)；

根据所述第二方向向量在载荷设备坐标系下的坐标值计算所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角。

14.根据权利要求13所述的星地双光路对地面双站同时指向***，其特征在于，X_Gb＝cos(BA)*cos(BE)，Y_Gb＝sin(BA)*cos(BE)，Z_Gb＝sin(BE)；其中BA为所述二维转台在卫星本体坐标系下的方位角，BE为所述二维转台在卫星本体坐标系下的俯仰角。

15.根据权利要求13所述的星地双光路对地面双站同时指向***，其特征在于，所述第二方向向量在载荷设备坐标系下的坐标值Gi＝M_bi*Gb，其中

M_bi为所述卫星本体坐标系到所述载荷设备坐标系的坐标变换矩阵。

16.根据权利要求13所述的星地双光路对地面双站同时指向***，其特征在于，所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角

俯仰角

17.一种控制终端，其特征在于，包括处理器及存储器；

所述存储器用于存储计算机程序；

所述处理器用于执行所述存储器存储的计算机程序，以使所述控制终端执行权利要求1-8中任一所述星地双光路对地面双站同时指向方法。

18.一种星地双光路对地面双站同时指向***，应用于量子卫星，所述量子卫星包括密钥通信机和纠缠发射机；其特征在于，包括第一驱动模块、第二驱动模块和权利要求17所述的控制终端；

所述第一驱动模块用于将所述密钥通信机指向第一地面站；

所述第二驱动模块用于根据所述二维转台在载荷设备坐标系下的方位角与俯仰角设置所述二维转台，以使所述纠缠发射机在所述二维转台的驱动下指向第二地面站。

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