[发明专利]一种航天器自动捕获跟踪方法

权利要求书

1.一种航天器自动捕获跟踪方法，其特征在于，包括如下步骤：

A)根据位于地球轨道上需要跟踪的目标航天器的轨道特征参数，天线控制单元ACU推算出该目标航天器本圈次的理论弹道，得到目标航天器的进出站时间、进出站角度、方位过顶角度、方位最大速度、过顶时间和俯仰过顶角度；

B)根据所述步骤A)计算出的理论弹道，若目标航天器的方位最大速度大于天线的方位最大运转速度、当前时间早于理论弹道的过顶时间，则天线控制单元ACU判断目标航天器本圈次为高仰角过顶；

C)根据所述步骤A)计算出的理论弹道，预设当目标航天器的方位最大速度大于天线的方位最大运转速度且天线电轴中心相对目标航天器的横向脱靶量大于天线半波束宽度时，判定为目标脱靶、天线进入跟踪盲区；所述天线半波束宽度为天线主波束峰值功率点下降3dB时对应的角度范围的一半；

D)根据所述步骤A)计算出的理论弹道，天线控制单元ACU计算横向脱靶量等于天线半波束宽度时，在所有俯仰角度上横向脱靶量经正割补偿后的方位角度投影差值，同时计算天线实时方位角度和理论弹道方位角度的方位角度实际差值；将所述方位角度实际差值第一次大于所述方位角度投影差值时对应的俯仰角度预设为天线进入及退出高仰角过顶的俯仰角度，当天线运行到预设的进入高仰角过顶的俯仰角度时，自动转为基于程序引导的高仰角过顶，此时天线方位角度取捷径按方位预设速度运转直至到达退出高仰角过顶时的方位角度，同时天线的俯仰角度按理论弹道的俯仰角度随动，所述的方位预设束度应小于或等于天线设计的方位最大运转速度；

E)若天线未能按照所述步骤D)在预设的俯仰角度自动进入所述的基于程序引导的高仰角过顶，且超过进入高仰角过顶的时刻大于5秒钟，天线自动转为基于数字引导的高仰角过顶，此时天线方位俯仰角度均按数字引导的角度随动；

F)天线方位角度到达退出高仰角过顶时的方位角度后，在载波信号锁定情况下，若天线当前实际的方位和俯仰角度与数字引导的方位和俯仰角度的差值均小于0.5°，且接收的AGC电压满足天线控制单元ACU预设门限要求，则自动判断目标航天器进入天线主波束，天线自动捕获并自跟踪目标航天器，若自动捕获三次均失败，则天线转为程序引导直至目标航天器出站。

2.根据权利要求1所述的航天器自动捕获跟踪方法，其特征在于，所述基于程序引导的高仰角过顶采用理论弹道角度位置信息引导天线。

3.根据权利要求1所述的航天器自动捕获跟踪方法，其特征在于，所述基于数字引导的高仰角过顶采用同时跟踪目标航天器的另一测控设备提供的目标航天器实时角度位置信息引导天线。

4.根据权利要求1所述的航天器自动捕获跟踪方法，其特征在于，所述的目标航天器的轨道特征参数包括：半长轴、偏心率、轨道倾角、近地点幅角、升交点赤经和真近点角。