熊文俊，趙 輝

(1.河南理工大學(xué)，河南 焦作 454003； 2.河南廣播電視大學(xué)，鄭州 450008)

0 引言

在現(xiàn)代計(jì)算機(jī)技術(shù)發(fā)展過程中，利用計(jì)算機(jī)進(jìn)行航天器監(jiān)控的優(yōu)越性逐漸明顯[1]。北斗衛(wèi)星系統(tǒng)作為一種導(dǎo)航型系統(tǒng)，具備全天候?yàn)槭褂谜咛峁┚_度高、定位可靠性大、導(dǎo)航性能強(qiáng)的服務(wù)能力，其在監(jiān)控領(lǐng)域的作用更加重要[2]。航天器的發(fā)展對于國家的發(fā)展作用較為重要，各國對于航天器監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信技術(shù)也較為重視，并相繼進(jìn)行了航天器監(jiān)控系統(tǒng)的開發(fā)。例如美國的GenSAA系統(tǒng)以及歐洲的PHMA系統(tǒng)，相對以上國家，我國對于航天器監(jiān)控系統(tǒng)的研究依舊處于起步階段。

航天器終端一般采用機(jī)器自動追蹤方法進(jìn)行系統(tǒng)監(jiān)控，在追蹤過程中，利用雙方向線路進(jìn)行機(jī)器性能穩(wěn)定，并依據(jù)航天器所發(fā)出的天線進(jìn)行監(jiān)控系統(tǒng)的數(shù)據(jù)通信，但航天器的準(zhǔn)確位置以及具體形態(tài)無法在追蹤中獲取，影響監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信進(jìn)程，缺少對獲取數(shù)據(jù)通信的角度計(jì)算，傳統(tǒng)數(shù)據(jù)通信技術(shù)中對于此問題的解決效果較差[3]。為此，針對以上問題，本文研究了一種新式基于北斗衛(wèi)星的航天器監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信技術(shù)，對此些問題進(jìn)行研究改善。

本文首先通過對監(jiān)控系統(tǒng)的數(shù)據(jù)進(jìn)行初始收集，過濾無關(guān)數(shù)據(jù)信息，降低數(shù)據(jù)整體冗余度，進(jìn)一步加強(qiáng)系統(tǒng)的數(shù)據(jù)通信效率，在收集數(shù)據(jù)后，將數(shù)據(jù)傳輸至中心處理器中，利用DAMS性能，運(yùn)行Windows系統(tǒng)，并添加VC平臺開發(fā)技術(shù)，對數(shù)據(jù)進(jìn)行整合式傳輸，降低傳輸過程中的數(shù)據(jù)損失率，進(jìn)一步提高整體系統(tǒng)的工作效率，最后對傳輸數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)通信計(jì)算，單獨(dú)計(jì)算其指向角，并進(jìn)行計(jì)算信息精度分析，矢量計(jì)算與分析相結(jié)合，提高了系統(tǒng)技術(shù)性能，進(jìn)一步增強(qiáng)監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信效率。

該技術(shù)在一定程度上降低了無關(guān)數(shù)據(jù)的影響，降低初始收集數(shù)據(jù)冗余度，減少系統(tǒng)運(yùn)行時(shí)間，進(jìn)一步提高了監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信效率，強(qiáng)化系統(tǒng)技術(shù)，增強(qiáng)了數(shù)據(jù)通信信號接收清晰度，能夠更好地為使用者所使用。

1 航天器監(jiān)控系統(tǒng)通信數(shù)據(jù)收集

航天器的監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)收集需要經(jīng)過專業(yè)的數(shù)據(jù)綜合檢測，本文利用分系統(tǒng)控制檢查以及分系統(tǒng)時(shí)間空間匹配對航天器進(jìn)行數(shù)據(jù)通信信息收集，并輔助模擬飛行激勵(lì)系統(tǒng)進(jìn)行工作激勵(lì)，根據(jù)預(yù)定的收集參數(shù)進(jìn)行數(shù)據(jù)的收集存儲[5]。其航天器狀況圖如圖1所示。

圖1 航天器狀況圖

由此可以得出，航天器數(shù)據(jù)收集主要包括以下幾個(gè)步驟：

1)數(shù)據(jù)參數(shù)收集。在當(dāng)前航天器工作情況下，判斷收入數(shù)據(jù)是否位于預(yù)定的參數(shù)范圍之內(nèi)，并由此檢查航天器輔助裝備正常運(yùn)行狀況下的參數(shù)數(shù)值是否隨運(yùn)行狀況的變化而改變，若改變，則進(jìn)行下一步的工作模式識別，由所判讀的參數(shù)數(shù)值確定該數(shù)據(jù)是否符合所需模式預(yù)期值狀態(tài)，并進(jìn)行數(shù)據(jù)預(yù)處理收集。

2)數(shù)據(jù)指令查找。在經(jīng)過數(shù)據(jù)預(yù)處理收集過后，進(jìn)行指令查找，根據(jù)航天器所接受的數(shù)據(jù)指令，查找其相關(guān)指數(shù)，并視具體情況進(jìn)行指令查找出發(fā)點(diǎn)的判斷。

3)數(shù)據(jù)通信收集。指令查找結(jié)束后，可利用其結(jié)果在航天器運(yùn)行過程中實(shí)現(xiàn)動態(tài)運(yùn)行監(jiān)測，在檢測過程中收集航天器發(fā)送的數(shù)據(jù)通信信號，并指定飛行時(shí)刻的飛行狀態(tài)，設(shè)置運(yùn)行起始點(diǎn)為事件J，運(yùn)行動作發(fā)生后的具體參數(shù)為JF。

2 航天器監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信傳輸

監(jiān)控系統(tǒng)在獲取所需數(shù)據(jù)后，需向中心系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)的傳輸，利用DAMS的運(yùn)行技能，將監(jiān)控網(wǎng)絡(luò)與主技能檢測機(jī)進(jìn)行連接，并根據(jù)系統(tǒng)提供的使用者界面信息進(jìn)行描述參數(shù)處理，以不同的設(shè)定參數(shù)規(guī)定航天器的檢測數(shù)據(jù)需求，在傳輸過程中要特別注重?cái)?shù)據(jù)的及時(shí)反應(yīng)性與傳輸完整性的保持，利用IF P THE的數(shù)據(jù)傳輸方式，輔助數(shù)據(jù)監(jiān)控引擎對傳輸數(shù)據(jù)進(jìn)行解釋處理，并對系統(tǒng)分類，按照分類后的系統(tǒng)設(shè)置屬性編輯區(qū)域，支持不同的網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)操作模式，其主要操作如下：

1)采取基于信息語言表述方式，進(jìn)行航天器運(yùn)行時(shí)間實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)傳輸控制，經(jīng)由引擎手機(jī)指令并向下進(jìn)行下行數(shù)據(jù)的信息指令傳達(dá)，利用監(jiān)控驅(qū)動部件，將數(shù)據(jù)進(jìn)行完好傳輸，航天器在接收傳輸中進(jìn)行進(jìn)行相應(yīng)動作，其圖示如圖2所示。

圖2 航天器相應(yīng)動作圖

2)在響應(yīng)動作進(jìn)行后，對數(shù)據(jù)傳輸?shù)男畔⑦M(jìn)行記錄與效果分析，并不斷從中提取系統(tǒng)反映時(shí)長與反應(yīng)動作等基礎(chǔ)數(shù)據(jù)，由于采集的數(shù)據(jù)在傳輸過程中具備一定的數(shù)據(jù)反映周期，為此，需利用傳輸引擎解決數(shù)據(jù)傳輸指令與下行數(shù)據(jù)傳輸不同步的問題[6]。

3)進(jìn)行數(shù)據(jù)的傳輸結(jié)構(gòu)化編程，拓展傳輸數(shù)據(jù)的系統(tǒng)文件形式以及系統(tǒng)的基礎(chǔ)框架組織，實(shí)現(xiàn)對收集數(shù)據(jù)的通信傳輸[7]。

3 航天器監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信計(jì)算

3.1 數(shù)據(jù)通信矢量計(jì)算

在數(shù)據(jù)傳輸后，對所接收的數(shù)據(jù)進(jìn)行通信計(jì)算，將航天器追蹤位置信息設(shè)置為時(shí)刻、經(jīng)緯度與高度數(shù)據(jù)幾個(gè)數(shù)據(jù)，并計(jì)算慣性運(yùn)動條件系下的航天器具體位置與形態(tài)變化數(shù)據(jù)，其中，n時(shí)刻航天器具體位置圖如圖3所示。

圖3 n時(shí)刻航天器具體位置圖

設(shè)置其經(jīng)度為φ，緯度為λ，高度為h，地球半徑為r，由圖中可以獲得n時(shí)刻航天器的具體位置矢量：

x1=(r+h)cosλcos(φ+λ)

y1=(r+h)cosλsin(φ+λ)

z1=(r+h)sinλ

(1)

依據(jù)北斗衛(wèi)星對航天器運(yùn)動行為追蹤的位置矢量對航天器運(yùn)行軌道根數(shù)的積分運(yùn)算，將航天器位置作差，并獲取結(jié)果運(yùn)算后的指向矢量，在此基礎(chǔ)上對數(shù)據(jù)結(jié)果進(jìn)行坐標(biāo)系變換修整，保證航天器地理位置坐標(biāo)系，航天器機(jī)體體系以及三軸姿態(tài)角度固定，設(shè)置φ為俯視仰角，μ為航天器路線角，γ為機(jī)械滾動角，λ與ν為天線安裝角航天器的相對指向矢量依據(jù)地理地圖圖像定點(diǎn)技術(shù)與航天器機(jī)體坐標(biāo)系數(shù)量進(jìn)行計(jì)算，并得出在此計(jì)算程序下的指向矢量，按照此時(shí)航天器運(yùn)行的位置以及運(yùn)動速度進(jìn)行慣性運(yùn)動地理坐標(biāo)系的矩陣轉(zhuǎn)化，在得到航天器三軸姿態(tài)角后，按照歐拉旋轉(zhuǎn)定理獲取地理坐標(biāo)系與航天器機(jī)體體系坐標(biāo)系的矩陣變化，并由天線指向矢量向坐標(biāo)系轉(zhuǎn)變[8]。

在航天器天線機(jī)體體系與坐標(biāo)系相重疊的情況下，獲取了航天器天線的地理坐標(biāo)指向矢量，由此獲得航天器天線坐標(biāo)控制下的指向矢量數(shù)據(jù)信息。進(jìn)一步依據(jù)航天器地理位置坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換確定天線坐標(biāo)系下的對應(yīng)位置指向矢量，此矢量處于航天器天線之間，其中指向矢量與指向角之間的關(guān)系如圖4所示。

圖4 指向矢量與指向角關(guān)系圖

圖4中設(shè)置坐標(biāo)系為航天系具體位置機(jī)體系，W為航天器，衛(wèi)星監(jiān)控為w，追蹤角度為K，Y為追蹤仰視角。由于航天器的指向角坐標(biāo)系由幾何關(guān)系確定，確立追蹤角度范圍為-90°至90°，追蹤仰視角范圍為-180°至180°，確定航天器體系坐標(biāo)追蹤角度與追蹤仰視角之間的關(guān)系。由此，得出航天器體系具體指向向量參數(shù)，由此進(jìn)行下一步的分析。

3.2 數(shù)據(jù)通信精度分析

在進(jìn)行數(shù)據(jù)指向矢量計(jì)算后，對追蹤過程的航天器指向角進(jìn)行失誤統(tǒng)計(jì)分析，并由此進(jìn)行追蹤航天器的數(shù)據(jù)通信精度分析，統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)信息涵蓋航天器指向失誤變換范圍，變換平均值以及標(biāo)準(zhǔn)差值等，進(jìn)一步利用追蹤過程的航天器實(shí)時(shí)監(jiān)控地理位置的返回路線以及航天器此時(shí)刻的理論指向角精度，并與航天器實(shí)時(shí)監(jiān)控系統(tǒng)的返回路線天線控制角進(jìn)行對比，實(shí)時(shí)進(jìn)行航天器指向精度計(jì)算，并保證航天器追蹤過程中使用者目標(biāo)以及衛(wèi)星準(zhǔn)確指向的確定性。航天器的實(shí)時(shí)監(jiān)控系統(tǒng)測量的數(shù)據(jù)大致為1幀/s，為此，監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信精度的遙控測試數(shù)據(jù)指向計(jì)算失誤偏差控制為1秒/次[9]。

由于航天器仰視角與方位變化角的指向失誤偏差主要經(jīng)過指向精度與航天器返回行路指向角相差進(jìn)行。本文航天器時(shí)空失誤偏差以理論結(jié)果的指向矢量與實(shí)際測試的指向矢量之間的夾角為準(zhǔn)，并按照實(shí)時(shí)監(jiān)控測量的航天器指向角進(jìn)行反向計(jì)算，并得到在此條件下的坐標(biāo)系實(shí)際指向矢量精度分析，最終根據(jù)計(jì)算理論結(jié)果下的指向矢量與實(shí)際指向矢量夾角，獲得時(shí)空狀態(tài)下的指向角失誤偏差，測得的測量數(shù)值大于零，監(jiān)控系統(tǒng)下航天器圖示如圖5所示。

進(jìn)一步由航天器方位角度與仰視角進(jìn)行監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信失誤偏差精度分析，航天器天線在監(jiān)控系統(tǒng)自動追蹤情況下能夠精準(zhǔn)的完成對航天器的數(shù)據(jù)通信監(jiān)控，其中航天器方位角的失誤偏差范圍控制在-0.3°至0.7之間，仰視角的失誤偏差范圍控制在-0.3至0.2之間，方位角的失誤偏差稍大于仰視角，造成此現(xiàn)象的原因在于航天器在運(yùn)行過程中受飛行姿態(tài)的影響較大，并摻雜氣體流向、控制狀態(tài)等因素，為此，需要對指向精度失誤偏差的范圍進(jìn)行隨機(jī)性的判斷。依據(jù)航天器指向精度失誤偏差確定航天器在二維空間平面下的范圍轉(zhuǎn)變?yōu)?.6°以下，并獲取最終數(shù)據(jù)通信精度分析角的失誤偏差值為0.376°，航天器方位角與仰視角的失誤偏差變化為-1°與1°之間[10]。

4 實(shí)驗(yàn)研究

4.1 實(shí)驗(yàn)?zāi)康募胺椒?/h3>

為了檢測本文基于北斗衛(wèi)星的航天器監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信技術(shù)的通信效果，與傳統(tǒng)通信技術(shù)進(jìn)行對比，并分析實(shí)驗(yàn)結(jié)果。建立航天器監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信模型，根據(jù)模型設(shè)定實(shí)驗(yàn)參數(shù)，將本文基于北斗衛(wèi)星的航天器監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信技術(shù)與傳統(tǒng)航天器監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信技術(shù)的參數(shù)調(diào)整為設(shè)定參數(shù)，對比兩種技術(shù)的通信信號接收清晰率、監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信效率。

4.2 航天器監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信模型建立

針對航天器監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信所需的精度管理與需求分析的特殊性，對其進(jìn)行數(shù)據(jù)通信技術(shù)分析，并構(gòu)建航天器監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信模型，如圖6所示。

圖5 監(jiān)控系統(tǒng)下航天器圖

圖6 航天器監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信模型圖

根據(jù)上述數(shù)據(jù)通信模型，進(jìn)行實(shí)驗(yàn)參數(shù)的設(shè)定，如表1所示。

表1 實(shí)驗(yàn)參數(shù)表

4.3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

根據(jù)上述數(shù)據(jù)通信模型進(jìn)行實(shí)驗(yàn)對比，將本文基于北斗衛(wèi)星的航天器監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信技術(shù)的通信效果與傳統(tǒng)航天器監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信技術(shù)的通信效果進(jìn)行比較，得到的通信信號接收清晰率對比圖及監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信效率對比圖如下。

4.3.1 通信信號接收清晰率對比圖

圖7 通信信號接收清晰率對比圖

對比圖7可知，在相同的參數(shù)條件下，本文通信信號接收的清晰程度較高，原因在本文采取多模式監(jiān)視以及數(shù)據(jù)指數(shù)精度分析，對所進(jìn)行收集的數(shù)據(jù)進(jìn)行指數(shù)向量計(jì)算，更加清晰系統(tǒng)所需分析數(shù)據(jù)的原始圖像，減少了無關(guān)因素對數(shù)據(jù)通信圖像的影響，進(jìn)一步提高系統(tǒng)運(yùn)行過程中對數(shù)據(jù)通信信號接收的清晰度。而傳統(tǒng)監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信技術(shù)對數(shù)據(jù)處理的過程較為簡單，不具備以上步驟，導(dǎo)致數(shù)據(jù)通信信號接收的清晰度較低。

4.3.2 監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信效率對比圖

圖8 監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信效率對比圖

對比圖8可知，在數(shù)據(jù)通信時(shí)間為20 s時(shí)，本文數(shù)據(jù)通信效率為45%，而傳統(tǒng)數(shù)據(jù)通信效率為18%，在通信時(shí)間為40 s時(shí)，本文數(shù)據(jù)通信效率為55%，而傳統(tǒng)數(shù)據(jù)通信效率為28%，造成此種差異的原因在于本文選用產(chǎn)生式表示規(guī)則對數(shù)據(jù)進(jìn)行加工處理，在通信過程中降低數(shù)據(jù)損耗度，不斷更換數(shù)據(jù)舊體，一定程度上減少不必要的系統(tǒng)操作支出，進(jìn)一步提高了監(jiān)控系統(tǒng)的數(shù)據(jù)通信效率。

在此后的實(shí)驗(yàn)中，隨著實(shí)驗(yàn)時(shí)間的不斷增加，本文數(shù)據(jù)通信效率不斷提高，且一直處于傳統(tǒng)數(shù)據(jù)通信效率的上方，此種現(xiàn)象的形成原因在于，本文數(shù)據(jù)通信技術(shù)相較于傳統(tǒng)通信技術(shù)采取了矢量計(jì)算與數(shù)據(jù)指向角精度分析，進(jìn)一步提高系統(tǒng)的技術(shù)性能，加大了數(shù)據(jù)分析的基礎(chǔ)研究，能夠在一定時(shí)間內(nèi)提高系統(tǒng)的整體數(shù)據(jù)通信效率，降低通信所需時(shí)間，并提供良好的數(shù)據(jù)通信環(huán)境，為下一次的數(shù)據(jù)通信進(jìn)行預(yù)先處理。而傳統(tǒng)數(shù)據(jù)通信技術(shù)對此步驟的處理較差，數(shù)據(jù)通信效率提高較緩慢。

經(jīng)過以上對比分析可知，本文基于北斗衛(wèi)星的航天器監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信技術(shù)的通信信號接收清晰率與數(shù)據(jù)通信效率高于傳統(tǒng)航天器監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信技術(shù)，在較大程度上降低了外部干擾因素的影響，加大了系統(tǒng)的技術(shù)投入，并按照收集的數(shù)據(jù)進(jìn)行了分類分析處理，減低數(shù)據(jù)冗余度，在處理環(huán)節(jié)中注重循環(huán)開發(fā)與利用，推廣的空間更大。

5 結(jié)語

本文在傳統(tǒng)技術(shù)研究的基礎(chǔ)上研究了一種新式基于北斗衛(wèi)星的航天器監(jiān)控系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信技術(shù)，該技術(shù)的數(shù)據(jù)通信效果明顯優(yōu)于傳統(tǒng)技術(shù)。

本文首先對所需數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)初采集，利用數(shù)據(jù)監(jiān)視綜合測試技術(shù)，在較大程度上降低了數(shù)據(jù)的冗余度，為下一步數(shù)據(jù)的傳輸做好鋪墊。在數(shù)據(jù)傳輸?shù)倪^程中，采用DAMS技術(shù)，先對數(shù)據(jù)進(jìn)行加工轉(zhuǎn)化，再進(jìn)行相關(guān)數(shù)據(jù)傳輸，能夠減少數(shù)據(jù)的不必要操作損失，進(jìn)一步提高數(shù)據(jù)通信的信號接收清晰度，最后對傳輸至系統(tǒng)的數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)通信的計(jì)算，從矢量計(jì)算與精度分析兩方面出發(fā)，計(jì)算出適宜的最佳方案，以此提高整體數(shù)據(jù)通信效率，減少通信時(shí)間。

相較于傳統(tǒng)技術(shù)，本文技術(shù)在較大程度上降低了不必要因素的干擾，提高了數(shù)據(jù)的信號接收清晰度，簡化了操作過程，增加了整體技術(shù)參與，提升技術(shù)性能，降低了通信時(shí)間，進(jìn)而提高了數(shù)據(jù)通信的效率，具備更為寬廣的使用市場及更大的消費(fèi)需求。