直升机卫通天线遮挡率的计算方法、装置和电子设备

摘要

本发明提供了一种直升机卫通天线遮挡率的计算方法、装置和电子设备，涉及卫星通信的技术领域，包括：获取当前时刻直升机在旋翼面坐标系下的旋翼轮廓线、天线遮挡部件轮廓线和直升机瞬时导航坐标系下从直升机卫通天线指向卫星的第一波束矢量；基于第一波束矢量确定天线面坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第一旋转矩阵；基于第一波束矢量和第一旋转矩阵确定卫通天线和天线遮挡部件在旋翼平面内的投影轮廓线；基于天线投影轮廓线、遮挡部件投影轮廓线和旋翼轮廓线计算直升机的卫通天线遮挡率。利用本发明提供的方法可计算直升机在各种飞行姿态下的卫通天线遮挡率，有助于卫通产品研发，降低卫通产品的研制成本，提升外场试验效率。

说明书

技术领域

本发明涉及卫星通信的技术领域，尤其是涉及一种直升机卫通天线遮挡率的计算方法、装置和电子设备。

背景技术

直升机卫通天线遮挡率是指直升机卫通天线被遮挡面积占天线面积的比例，天线的遮挡率数据可用于进行链路遮挡衰减幅度分析，卫通天线安装位置优化，通信质量评估，通信算法设计等。但是现有技术中，大多研究的是直升机平飞状态下天线的遮挡时间或者简单判断天线信号是否被遮挡，并没有对直升机卫通天线的实时遮挡率进行深入研究，因此，目前卫通产品研制成本仍然较高，外场试验效率低下。

发明内容

本发明的目的在于提供一种直升机卫通天线遮挡率的计算方法、装置和电子设备，以降低卫通产品的研制成本，提升外场试验效率。

第一方面，本发明提供一种直升机卫通天线遮挡率的计算方法，包括：获取当前时刻直升机在旋翼面坐标系下的旋翼轮廓线、天线遮挡部件轮廓线和直升机瞬时导航坐标系下从直升机卫通天线指向卫星的第一波束矢量；基于所述第一波束矢量确定天线面坐标系到所述直升机瞬时导航坐标系的第一旋转矩阵；基于所述第一波束矢量和所述第一旋转矩阵确定所述天线面坐标系下的卫通天线在旋翼平面内的投影轮廓线和所述天线遮挡部件轮廓线在所述旋翼平面内的投影轮廓线，得到天线投影轮廓线和遮挡部件投影轮廓线；基于所述天线投影轮廓线、所述遮挡部件投影轮廓线和所述旋翼轮廓线计算所述直升机的卫通天线遮挡率。

在可选的实施方式中，获取直升机瞬时导航坐标系下从直升机卫通天线指向卫星的第一波束矢量，包括：构建所述直升机瞬时导航坐标系，并获取ECEF坐标系下的直升机位置坐标和卫星位置坐标；基于所述直升机位置坐标和所述卫星位置坐标确定所述ECEF坐标系下从所述直升机卫通天线指向所述卫星的第二波束矢量；计算所述ECEF坐标系到所述直升机瞬时导航坐标系的第二旋转矩阵；基于所述第二波束矢量和所述第二旋转矩阵确定所述第一波束矢量。

在可选的实施方式中，基于所述第一波束矢量确定天线面坐标系到所述直升机瞬时导航坐标系的第一旋转矩阵，包括：确定直升机的机体坐标系和所述天线面坐标系，并获取当前时刻直升机机体相对所述直升机瞬时导航坐标系的第一方位角、第一俯仰角和第一滚动角；基于所述第一方位角、所述第一俯仰角和所述第一滚动角计算所述机体坐标系到所述直升机瞬时导航坐标系的第三旋转矩阵，以及，计算所述天线面坐标系到所述机体坐标系的第八旋转矩阵；基于所述天线面坐标系下的单位法向矢量、所述第八旋转矩阵和所述第三旋转矩阵计算所述直升机瞬时导航坐标系下的天线面法向矢量；基于所述第一波束矢量、所述第三旋转矩阵、所述第八旋转矩阵和所述天线面法向矢量确定所述第一旋转矩阵。

在可选的实施方式中，基于所述第一波束矢量、所述第三旋转矩阵、所述第八旋转矩阵和所述天线面法向矢量确定所述第一旋转矩阵，包括：计算将所述天线面法向矢量旋转到所述第一波束矢量的第四旋转矩阵；基于所述第三旋转矩阵、所述第八旋转矩阵和所述第四旋转矩阵计算所述天线面坐标系到所述直升机瞬时导航坐标系的所述第一旋转矩阵。

在可选的实施方式中，基于所述第一波束矢量和所述第一旋转矩阵确定所述天线面坐标系下的卫通天线在旋翼平面内的投影轮廓线和所述天线遮挡部件轮廓线在所述旋翼平面内的投影轮廓线，得到天线投影轮廓线和遮挡部件投影轮廓线，包括：获取所述旋翼面坐标系下所述卫通天线的安装位置坐标和所述天线面坐标系下所述卫通天线的轮廓线坐标；基于所述轮廓线坐标和所述第一旋转矩阵计算所述轮廓线坐标在所述直升机瞬时导航坐标系下的坐标，得到第一坐标集合；计算所述直升机瞬时导航坐标系到所述旋翼面坐标系的第五旋转矩阵；基于所述卫通天线的安装位置坐标、所述第五旋转矩阵和所述第一坐标集合确定所述旋翼面坐标系下所述卫通天线的轮廓线的第二坐标集合；基于所述第五旋转矩阵和所述第一波束矢量计算旋翼面坐标系下从所述卫通天线指向所述卫星的第三波束矢量；计算所述第二坐标集合和所述天线遮挡部件轮廓线沿所述第三波束矢量到所述旋翼面坐标系的XOY平面的交点坐标集合，并基于所述交点坐标集合确定所述天线投影轮廓线和所述遮挡部件投影轮廓线。

在可选的实施方式中，计算所述直升机瞬时导航坐标系到所述旋翼面坐标系的第五旋转矩阵，包括：计算所述机体坐标系到所述直升机瞬时导航坐标系的所述第三旋转矩阵的逆矩阵，得到第六旋转矩阵；获取当前时刻直升机机体相对所述旋翼面坐标系的第二方位角、第二俯仰角和第二滚动角；基于所述第二方位角、所述第二俯仰角和所述第二滚动角计算所述机体坐标系到所述旋翼面坐标系的第七旋转矩阵；基于所述第六旋转矩阵和所述第七旋转矩阵计算所述直升机瞬时导航坐标系到所述旋翼面坐标系的第五旋转矩阵。

在可选的实施方式中，基于所述天线投影轮廓线、所述遮挡部件投影轮廓线和所述旋翼轮廓线计算所述直升机的卫通天线遮挡率，包括：将所述旋翼平面内目标轮廓线的坐标集合转换为网格坐标集合，得到天线投影网格坐标集合和目标部件投影网格坐标集合；其中，所述目标轮廓线包括：所述天线投影轮廓线、所述遮挡部件投影轮廓线和所述旋翼轮廓线；所述目标部件包括：所述遮挡部件和所述旋翼；计算所述天线投影网格坐标集合在所述旋翼平面内占用的第一网格数；计算所述天线投影网格坐标集合和目标部件投影网格坐标集合在所述旋翼平面内重叠的第二网格数；基于所述第一网格数和所述第二网格数计算所述直升机的卫通天线遮挡率。

第二方面，本发明提供一种直升机卫通天线遮挡率的计算装置，包括：获取模块，用于获取当前时刻直升机在旋翼面坐标系下的旋翼轮廓线、天线遮挡部件轮廓线和直升机瞬时导航坐标系下从直升机卫通天线指向卫星的第一波束矢量；第一确定模块，用于基于所述第一波束矢量确定天线面坐标系到所述直升机瞬时导航坐标系的第一旋转矩阵；第二确定模块，用于基于所述第一波束矢量和所述第一旋转矩阵确定所述天线面坐标系下的卫通天线在旋翼平面内的投影轮廓线和所述天线遮挡部件轮廓线在所述旋翼平面内的投影轮廓线，得到天线投影轮廓线和遮挡部件投影轮廓线；计算模块，用于基于所述天线投影轮廓线、所述遮挡部件投影轮廓线和所述旋翼轮廓线计算所述直升机的卫通天线遮挡率。

第三方面，本发明提供一种电子设备，包括存储器、处理器，所述存储器上存储有可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现前述实施方式中任一项所述的方法的步骤。

第四方面，本发明提供一种具有处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读介质，所述程序代码使所述处理器执行前述实施方式中任一项所述的方法。

本发明提供了一种直升机卫通天线遮挡率的计算方法，首先获取当前时刻直升机在旋翼面坐标系下的旋翼轮廓线、天线遮挡部件轮廓线和直升机瞬时导航坐标系下从直升机卫通天线指向卫星的第一波束矢量；然后基于第一波束矢量确定天线面坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第一旋转矩阵；接下来，基于第一波束矢量和第一旋转矩阵确定天线面坐标系下的卫通天线在旋翼平面内的投影轮廓线和天线遮挡部件轮廓线在旋翼平面内的投影轮廓线，得到天线投影轮廓线和遮挡部件投影轮廓线；最后基于天线投影轮廓线、遮挡部件投影轮廓线和旋翼轮廓线计算直升机的卫通天线遮挡率。本发明提供的遮挡率计算方法适用于同步轨道卫星，以及中、低轨等非静止轨道卫星，可计算直升机在各种飞行姿态下的卫通天线遮挡率，有助于卫通产品研发，降低卫通产品的研制成本，提升外场试验效率。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的一种直升机卫通天线遮挡率的计算方法的流程图；

图2为本发明实施例提供的一种天线遮挡率的计算原理图；

图3为本发明实施例提供的一种圆形天线在旋翼面投影后的示意图；

图4为本发明实施例提供的一种对部件轮廓线投影在y轴方向上第一个网格坐标进行处理的流程图；

图5为本发明实施例提供的一种对部件轮廓线投影在y轴方向上第一个网格坐标的后继网格坐标进行处理的流程图；

图6为本发明实施例提供的一种直升机卫通天线遮挡率的计算装置的功能模块图；

图7为本发明实施例提供的一种电子设备的示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

下面结合附图，对本发明的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

现有技术中，对直升机卫通天线遮挡的相关研究大体包括：方法一和方法二，其中，方法一为给定直升机卫通天线在不同卫星仰角下的等效距离模型，进而通过直升机旋翼转速给出直升机平飞状态下的遮挡时间计算方法，且该方法主要针对直升机平飞状态，适用于传统静止轨道卫星，对中低轨的非静止轨道卫星(NGSO，non-geosynchronousorbit)的运动因素、直升机飞行姿态因素和直升机俯冲、上升和旋转等场景无法进行有效计算。方法二为基于信号平均功率计算结果与阈值进行比较，从而判断天线信号是否被遮挡。现有技术中没有公开对直升机卫通天线遮挡率进行计算的方法，而天线的遮挡率数据可用于进行链路遮挡衰减幅度分析，卫通天线安装位置优化，通信质量评估，通信算法设计等，有鉴于此，本发明实施例提供了一种直升机卫通天线遮挡率的计算方法，用以辅助卫通产品的研发，以及提升外场试验效率。

实施例一

图1为本发明实施例提供的一种直升机卫通天线遮挡率的计算方法的流程图，如图1所示，该方法具体包括如下步骤：

步骤S102，获取当前时刻直升机在旋翼面坐标系下的旋翼轮廓线、天线遮挡部件轮廓线和直升机瞬时导航坐标系下从直升机卫通天线指向卫星的第一波束矢量。

在本发明实施例中，直升机卫通天线遮挡率是指直升机卫通天线被遮挡面积占天线面积的比例，图2为天线遮挡率的计算原理图，已知机体的尺寸、天线的尺寸以及天线在直升机上的安装位置，即可分别建立天线面坐标系和旋翼面坐标系，然后通过计算天线面沿指向卫星方向在旋翼面内的投影，根据天线投影被遮挡区域与天线投影区域的比例关系即可计算出直升机卫通天线遮挡率，也即，天线面被遮挡的面积占比，且该面积占比与实际沿卫星指向天线方向被遮挡面积的占比相同。图3为本发明实施例提供的一种圆形天线在旋翼面投影后的示意图。

在本发明实施例中，旋翼面坐标系的原点为旋翼平面内旋翼的中心，X轴为旋翼平面内指向机头的方向，Z轴垂直旋翼平面指向下方，Y轴在旋翼平面内指向右方构成右手坐标系；天线面坐标系的原点在天线平面内位于天线面的中心位置，也即，卫通天线在直升机上的安装位置，并且，天线面坐标系的X轴、Y轴、Z轴指向与旋翼面坐标系一致，天线面坐标系固连于天线面上。

直升机上可能对天线造成遮挡的部件有很多，例如浆毂、旋翼、直升机机体轮廓、尾部等，其中，对天线遮挡概率最大、影响最多的为旋翼。因此，在计算直升机卫通天线遮挡率时，首先应获取当前时刻直升机在旋翼面坐标系下的旋翼轮廓线和天线遮挡部件轮廓线，在本发明实施例中，天线遮挡部件是指直升机上除旋翼之外，对卫通天线造成遮挡的部件(例如浆毂，直升机机体轮廓，尾部)，上述旋翼轮廓线可直接通过旋翼尺寸和旋翼的实时旋转位置确定出来，旋翼轮廓线可由第一预设数量的数据点构成。天线遮挡部件轮廓线同样可直接通过天线遮挡部件在旋翼面坐标系下的位置确定出来，天线遮挡部件轮廓线坐标可由第二预设数量个遮挡部件的轮廓点坐标的集合来表示。

考虑到直升机的不同飞行姿态，在计算天线遮挡率时，还应确定直升机瞬时导航坐标系下从直升机卫通天线指向卫星的第一波束矢量，其中，直升机瞬时导航坐标系即为直升机在当前时刻下的导航坐标系，直升机瞬时导航坐标系的原点位于机体质心，X轴沿当地水平面指向正北方向，Y轴沿当地纬线指向东，Z轴沿当地铅垂线指向下。

步骤S104，基于第一波束矢量确定天线面坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第一旋转矩阵。

在确定出直升机瞬时导航坐标系下从直升机卫通天线指向卫星的第一波束矢量之后，结合天线面坐标系，直升机瞬时导航坐标系等数据，还需要进一步确定出天线面坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第一旋转矩阵，以根据第一旋转矩阵计算出卫通天线轮廓线在瞬时导航坐标系下的坐标值(只考虑坐标系间的转动关系)。

步骤S106，基于第一波束矢量和第一旋转矩阵确定天线面坐标系下的卫通天线在旋翼平面内的投影轮廓线和天线遮挡部件轮廓线在旋翼平面内的投影轮廓线，得到天线投影轮廓线和遮挡部件投影轮廓线。

通过上文中的描述可知，旋翼面坐标系下的天线遮挡部件轮廓线和旋翼轮廓线中，只有旋翼轮廓线正处于旋翼面坐标系的XOY平面(旋翼平面)上，因此要计算天线遮挡率，除了已知的当前时刻下直升机旋翼平面内的旋翼轮廓线，还应计算出卫通天线在旋翼平面内的投影轮廓线以及其余可能对天线造成遮挡的天线遮挡部件在旋翼平面内的投影轮廓线，结合本发明实施例中所涉及的多个坐标系的定义以及投影原理可知，上述投影轮廓线的确定均需要借助第一波束矢量和第一旋转矩阵进行推算。

步骤S108，基于天线投影轮廓线、遮挡部件投影轮廓线和旋翼轮廓线计算直升机的卫通天线遮挡率。

在得到天线投影轮廓线、遮挡部件投影轮廓线和旋翼轮廓线之后，根据旋翼平面上以上各个轮廓线之间的重合关系，以及天线遮挡率的定义，即可计算出直升机的卫通天线遮挡率。

本发明提供了一种直升机卫通天线遮挡率的计算方法，首先获取当前时刻直升机在旋翼面坐标系下的旋翼轮廓线、天线遮挡部件轮廓线和直升机瞬时导航坐标系下从直升机卫通天线指向卫星的第一波束矢量；然后基于第一波束矢量确定天线面坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第一旋转矩阵；接下来，基于第一波束矢量和第一旋转矩阵确定天线面坐标系下的卫通天线在旋翼平面内的投影轮廓线和天线遮挡部件轮廓线在旋翼平面内的投影轮廓线，得到天线投影轮廓线和遮挡部件投影轮廓线；最后基于天线投影轮廓线、遮挡部件投影轮廓线和旋翼轮廓线计算直升机的卫通天线遮挡率。本发明提供的遮挡率计算方法适用于同步轨道卫星，以及中、低轨等非静止轨道卫星，可计算直升机在各种飞行姿态下的卫通天线遮挡率，有助于卫通产品研发，降低卫通产品的研制成本，提升外场试验效率。

在一个可选的实施方式中，上述步骤S102中，获取直升机瞬时导航坐标系下从直升机卫通天线指向卫星的第一波束矢量，具体包括如下步骤：

步骤S1021，构建直升机瞬时导航坐标系，并获取ECEF坐标系下的直升机位置坐标和卫星位置坐标。

步骤S1022，基于直升机位置坐标和卫星位置坐标确定ECEF坐标系下从直升机卫通天线指向卫星的第二波束矢量。

步骤S1023，计算ECEF坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第二旋转矩阵。

步骤S1024，基于第二波束矢量和第二旋转矩阵确定第一波束矢量。

具体的，上文中已经介绍了直升机瞬时导航坐标系的定义，要计算直升机瞬时导航坐标系下从直升机卫通天线指向卫星的第一波束矢量，首先应获取ECEF坐标系(Earth-Centered,Earth-Fixed，地心地固坐标系)下的直升机位置坐标Z0和卫星位置坐标P0，其中，直升机位置坐标Z0可由直升机瞬时地理经纬度和高计算得到，卫星位置坐标P0可通过卫星轨道信息生成。

获取到直升机位置坐标Z0和卫星位置坐标P0之后，通过计算P0-Z0，即可得到ECEF坐标系下从直升机指向卫星的波束矢量ZP，由于直升机与卫星之间的距离与直升机尺寸之间的量级差距较大，因此，ECEF坐标系下从直升机指向卫星的波束矢量ZP即可近似等同于从直升机卫通天线指向卫星的第二波束矢量S0。

进一步的，鉴于ECEF坐标系和直升机瞬时导航坐标系均属于地理坐标系范畴，因此，根据直升机瞬时导航坐标系的定义可快速计算出ECEF坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第二旋转矩阵M2，计算M2*S0即可确定出直升机瞬时导航坐标系下从直升机卫通天线指向卫星的第一波束矢量S1。

在一个可选的实施方式中，上述步骤S104，基于第一波束矢量确定天线面坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第一旋转矩阵，具体包括如下步骤：

步骤S1041，确定直升机的机体坐标系和天线面坐标系，并获取当前时刻直升机机体相对直升机瞬时导航坐标系的第一方位角、第一俯仰角和第一滚动角。

步骤S1042，基于第一方位角、第一俯仰角和第一滚动角计算机体坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第三旋转矩阵，以及，计算天线面坐标系到机体坐标系的第八旋转矩阵。

步骤S1043，基于天线面坐标系下的单位法向矢量、第八旋转矩阵和第三旋转矩阵计算直升机瞬时导航坐标系下的天线面法向矢量。

步骤S1044，基于第一波束矢量、第三旋转矩阵、第八旋转矩阵和天线面法向矢量确定第一旋转矩阵。

上文中已经对天线面坐标系的定义进行了描述，直升机的机体坐标系可以选择根据直升机的飞行姿态进行定义，例如，将机体坐标系的原点定义为机体质心，X轴在机体水平面内指向机头方向，Z轴垂直机体水平面向下，Y轴在机体水平面内构成右手坐标系；或者也可以直接将机体坐标系定义为上述旋翼面坐标系，本发明实施例不对其进行具体限定，用户可根据实际需求进行选择。

要确定天线面坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第一旋转矩阵，在本发明实施例中，首先要获取当前时刻直升机机体相对直升机瞬时导航坐标系的第一方位角、第一俯仰角和第一滚动角，上述方位、俯仰和滚动三个欧拉角可通过直升机机体测量传感器实时监测到。接下来，利用第一方位角θ

进一步的，已知天线面坐标系下的单位法向矢量为N0(0,0,1)，并且，根据卫通天线在机体上的安装位置可以直接得到天线面坐标系到机体坐标系的第八旋转矩阵M8(单位阵)，因此，将机体坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第三旋转矩阵M3与天线面坐标系到机体坐标系的第八旋转矩阵M8，以及天线面坐标系下的单位法向矢量N0相乘，即可得到直升机瞬时导航坐标系下的天线面法向矢量N1，也即N1＝M3*M8*N0。最后，根据直升机瞬时导航坐标系下的天线面法向矢量N1、直升机瞬时导航坐标系下从直升机卫通天线指向卫星的第一波束矢量S1以及机体坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第三旋转矩阵M3即可推算出天线面坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第一旋转矩阵。

具体的，上述步骤S1044，基于第一波束矢量、第三旋转矩阵、第八旋转矩阵和天线面法向矢量确定第一旋转矩阵，具体包括如下内容：

首先，计算将天线面法向矢量旋转到第一波束矢量的第四旋转矩阵；然后，基于第三旋转矩阵、第八旋转矩阵和第四旋转矩阵计算天线面坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第一旋转矩阵。

具体的，在得到直升机瞬时导航坐标系下的天线面法向矢量N1之后，首先计算N1旋转到第一波束矢量S1的第四旋转矩阵M4，接下来，计算M4*M3*M8即可得到天线面坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第一旋转矩阵M1。

在一个可选的实施方式中，上述步骤S106，基于第一波束矢量和第一旋转矩阵确定天线面坐标系下的卫通天线在旋翼平面内的投影轮廓线和天线遮挡部件轮廓线在旋翼平面内的投影轮廓线，得到天线投影轮廓线和遮挡部件投影轮廓线，具体包括如下步骤：

步骤S1061，获取旋翼面坐标系下卫通天线的安装位置坐标和天线面坐标系下卫通天线的轮廓线坐标。

具体的，已知旋翼面坐标系和天线面坐标系的定义，首先确定天线面坐标系的原点在旋翼面坐标系下的位置，也即，旋翼面坐标系下卫通天线的安装位置坐标，同时还需要获取天线面坐标系下待投影到旋翼平面上的卫通天线的轮廓线坐标。卫通天线的轮廓线坐标可由第三预设数量个天线轮廓点坐标的集合来表示。

步骤S1062，基于轮廓线坐标和第一旋转矩阵计算轮廓线坐标在直升机瞬时导航坐标系下的坐标，得到第一坐标集合。

在确定卫通天线的轮廓线坐标后，针对任意一个轮廓点D0，利用第一旋转矩阵M1与D0相乘，即可得到D0在直升机瞬时导航坐标系下的坐标D1，也即，D1＝M1*D0。以此类推，即可确定出由卫通天线的轮廓线在直升机瞬时导航坐标系下的坐标构成的第一坐标集合。

步骤S1063，计算直升机瞬时导航坐标系到旋翼面坐标系的第五旋转矩阵。

步骤S1064，基于卫通天线的安装位置坐标、第五旋转矩阵和第一坐标集合确定旋翼面坐标系下卫通天线的轮廓线的第二坐标集合。

进一步的，根据直升机机体的姿态信息(方位、俯仰和滚动三个欧拉角)和旋翼面坐标系的定义可推算出直升机瞬时导航坐标系到旋翼面坐标系的第五旋转矩阵M5，针对直升机瞬时导航坐标系下的坐标D1，先旋转坐标到旋翼面坐标系下，再进行坐标平移，就能得到D1在旋翼面坐标系下对应的坐标D2，也就是说，D2＝M5*D1+P00，其中，P00表示卫通天线的安装位置坐标，也即，天线面坐标系的原点在旋翼面坐标系下的位置。按照上述方法进行类推，即可确定出旋翼面坐标系下卫通天线的轮廓线的第二坐标集合。

步骤S1065，基于第五旋转矩阵和第一波束矢量计算旋翼面坐标系下从卫通天线指向卫星的第三波束矢量。

步骤S1066，计算第二坐标集合和天线遮挡部件轮廓线沿第三波束矢量到旋翼面坐标系的XOY平面的交点坐标集合，并基于交点坐标集合确定天线投影轮廓线和遮挡部件投影轮廓线。

在得到直升机瞬时导航坐标系到旋翼面坐标系的第五旋转矩阵M5，以及直升机瞬时导航坐标系下从直升机卫通天线指向卫星的第一波束矢量S1之后，利用M5与S1相乘即可得到旋翼面坐标系下从卫通天线指向卫星的第三波束矢量S2，也即，S2＝M5*S1。那么旋翼面坐标系下坐标D2沿第三波束矢量S2的方向到旋翼面坐标系XOY平面的交点坐标D即为天线面坐标系下卫通天线的轮廓点D0在旋翼平面内的投影点。以此类推，可计算出卫通天线的轮廓线在旋翼面坐标系的XOY平面的交点坐标集合，进而得到天线轮廓线在旋翼平面内的投影轮廓线。同样，天线遮挡部件在旋翼平面内的投影轮廓线由旋翼面坐标系下的天线遮挡部件轮廓线坐标沿第三波束矢量S2方向到旋翼面坐标系XOY平面的交点坐标得到。

在一个可选的实施方式中，上述步骤S1063，计算直升机瞬时导航坐标系到旋翼面坐标系的第五旋转矩阵，具体包括如下步骤：

步骤S10631，计算机体坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第三旋转矩阵的逆矩阵，得到第六旋转矩阵。

步骤S10632，获取当前时刻直升机机体相对旋翼面坐标系的第二方位角、第二俯仰角和第二滚动角。

步骤S10633，基于第二方位角、第二俯仰角和第二滚动角计算机体坐标系到旋翼面坐标系的第七旋转矩阵。

步骤S10634，基于第六旋转矩阵和第七旋转矩阵计算直升机瞬时导航坐标系到旋翼面坐标系的第五旋转矩阵。

具体的，计算机体坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第三旋转矩阵M3的逆矩阵，也即第六旋转矩阵表示为M6，根据方位角、俯仰角和滚动角计算坐标系之间的旋转矩阵的方法可参考上述步骤S1042中所描述的方法，此处不再赘述，若将机体坐标系到旋翼面坐标系的第七旋转矩阵表示为M7，那么直升机瞬时导航坐标系到旋翼面坐标系的第五旋转矩阵只需通过以下算式计算得到：M5＝M7*M6。

在一个可选的实施方式中，上述步骤S108，基于天线投影轮廓线、遮挡部件投影轮廓线和旋翼轮廓线计算直升机的卫通天线遮挡率，具体包括如下步骤：

步骤S1081，将旋翼平面内目标轮廓线的坐标集合转换为网格坐标集合，得到天线投影网格坐标集合和目标部件投影网格坐标集合。

为了兼顾算法计算效率，实际计算时的各部件的轮廓线并不是连续的线条(大量数据点构成)，而是通过预设数量的轮廓点的集合来表示，轮廓点在向旋翼面投影时，极有可能存在坐标缺失的情况，因此，为了保证天线遮挡率计算的准确性，在得到旋翼平面内目标轮廓线的坐标集合之后，还应将原有坐标系中的坐标集合转换为网格坐标集合，然后再根据天线投影网格坐标集合和目标部件投影网格坐标集合来计算直升机的卫通天线遮挡率。其中，目标轮廓线包括：天线投影轮廓线、遮挡部件投影轮廓线和旋翼轮廓线；目标部件包括：遮挡部件和旋翼。

可选的，首先在旋翼平面内分别沿X轴方向和Y轴方向取天线投影轮廓线长度，也即，L

在本发明实施例中，天线投影网格坐标集合和目标部件投影网格坐标集合中坐标表示方式为[y，x_min，x_max]，其中y表示坐标为y的网格线，x_min表示坐标为y的网格线上的x轴坐标最小值，x_max表示坐标为y的网格线上的x轴坐标最大值。

在依照上述网格坐标的转换方法进行初步转换之后，计算投影所占网格数量之前，还需要先确定出每个部件在y方向上的第一个网格坐标以及将部件投影缺失的网格坐标进行补齐。

图4为本发明实施例提供的一种对部件轮廓线投影在y轴方向上第一个网格坐标进行处理的流程图，具体的：

(4.1)取第一个网格数据[y0，x0_min，x0_max]，记为first，如果x0_min，x0_max有值，并且x0_min＜x0_max，则本步骤完成，也即确定将该网格数据作为第一个网格坐标。

(4.2)如果x0_min，x0_max无值(也即，无效值，表示为NaN)或者x0_min＝＝x0_max，则沿Y轴方向取下一个网格数据，若x0_min，x0_max无值(NaN)，则继续取下一个网格数据直到x0_min，x0_max有值，并该网格数据记为next。

(4.3)first和next共存在以下4种情况：

情况1：first无值(NaN)，next的x_min＝＝x_max，此时更新first的值为next，取下一个值为并从(4.1)开始循环执行本步骤。

情况2：first无值(NaN)，next的x_min

情况3：first有值但x_min＝＝x_max，next的x_min＝＝x_max，如果first与next相等，取下一个值为并从(4.1)开始循环执行本步骤；如果first与next不相等，则first和next的x_min为小值，first和next的x_max为大值，结束本步骤。

情况4：first有值但x_min＝＝x_max，next的x_min

以上步骤处理的目的是保证第一个网格数据[y0，x0_min，x0_max]有值，同时沿y轴方向查找是否存在x_min＜x_max的网格数据，若存在则该网格为有效网格，如果不存在则该网格为无效网格，不存在旋翼对天线的遮挡问题。

图5为本发明实施例提供的一种对部件轮廓线投影在y轴方向上第一个网格坐标的后继网格坐标进行处理的流程图，具体的：

(5.1)取网格数据[y，x_min，x_max]，记为cur，如果x_min，x_max有值并且x_min＜x_max，取下一个值从(5.1)开始循环本步骤直到网格数据全部取完。

(5.2)如果cur无值(NaN)，则沿Y轴向下取网格数据值直到找到有值网格，如果没有找到有值网格，则将上一网格数据值赋给当前网格；如果找到有值网格并且x_min

(5.3)如果cur有值并且x_min＝＝x_max，则将当前网格数据值与上一网格数据值(记为last)比较，如果cur与last不相等，如果cur的值在last的x_min和x_max之间，靠近x_min则更新cur的x_min为last的x_min，靠近x_max则更新cur的x_max为last的x_max；如果cur的值大于等于last的x_max，则更新cur的x_min为last的x_max；如果cur的值小于等于last的x_min，则更新cur的x_max为last的x_min。取下一个值从(5.1)开始循环本步骤只到网格数据全部取完。

通过以上方式对所有网格数据进行处理，即可得到最终的天线投影网格坐标集合GA和目标部件投影网格坐标集合GB，其中，目标部件投影网格坐标集合为除天线面外的各部件网格坐标集合去除重叠网格坐标后的坐标集合。

步骤S1082，计算天线投影网格坐标集合在旋翼平面内占用的第一网格数。

步骤S1083，计算天线投影网格坐标集合和目标部件投影网格坐标集合在旋翼平面内重叠的第二网格数。

步骤S1084，基于第一网格数和第二网格数计算直升机的卫通天线遮挡率。

具体的，首先计算天线投影网格坐标集合GA在旋翼平面内占用的第一网格数n0＝sum({x_max-x_min})，然后，沿Y轴方向计算网格坐标集合GA与GB在旋翼平面内重叠的网格数n1，最后通过n1/n0即可计算出直升机的卫通天线遮挡率。

综上所述，本发明提供的遮挡率计算方法适用于同步轨道卫星，以及中、低轨等非静止轨道卫星、不同尺寸机型和不同天线，可计算直升机在各种飞行姿态下的卫通天线遮挡率，能够为链路遮挡衰减幅度分析提供有力的数据支撑，以及辅助进行卫通天线安装位置优化，通信质量评估，通信算法设计等，有助于卫通产品研发，降低卫通产品的研制成本，提升外场试验效率。

实施例二

本发明实施例还提供了一种直升机卫通天线遮挡率的计算装置，该直升机卫通天线遮挡率的计算装置主要用于执行上述实施例一所提供的直升机卫通天线遮挡率的计算方法，以下对本发明实施例提供的直升机卫通天线遮挡率的计算装置做具体介绍。

图6是本发明实施例提供的一种直升机卫通天线遮挡率的计算装置的功能模块图，如图6所示，该装置主要包括：获取模块10，第一确定模块20，第二确定模块30，计算模块40，其中：

获取模块10，用于获取当前时刻直升机在旋翼面坐标系下的旋翼轮廓线、天线遮挡部件轮廓线和直升机瞬时导航坐标系下从直升机卫通天线指向卫星的第一波束矢量。

第一确定模块20，用于基于第一波束矢量确定天线面坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第一旋转矩阵。

第二确定模块30，用于基于第一波束矢量和第一旋转矩阵确定天线面坐标系下的卫通天线在旋翼平面内的投影轮廓线和天线遮挡部件轮廓线在旋翼平面内的投影轮廓线，得到天线投影轮廓线和遮挡部件投影轮廓线。

计算模块40，用于基于天线投影轮廓线、遮挡部件投影轮廓线和旋翼轮廓线计算直升机的卫通天线遮挡率。

本发明实施例提供的直升机卫通天线遮挡率的计算装置所执行的直升机卫通天线遮挡率的计算方法，包括：获取当前时刻直升机在旋翼面坐标系下的旋翼轮廓线、天线遮挡部件轮廓线和直升机瞬时导航坐标系下从直升机卫通天线指向卫星的第一波束矢量；基于第一波束矢量确定天线面坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第一旋转矩阵；基于第一波束矢量和第一旋转矩阵确定天线面坐标系下的卫通天线在旋翼平面内的投影轮廓线和天线遮挡部件轮廓线在旋翼平面内的投影轮廓线，得到天线投影轮廓线和遮挡部件投影轮廓线；基于天线投影轮廓线、遮挡部件投影轮廓线和旋翼轮廓线计算直升机的卫通天线遮挡率。本发明提供的遮挡率计算装置适用于同步轨道卫星，以及中、低轨等非静止轨道卫星，可计算直升机在各种飞行姿态下的卫通天线遮挡率，有助于卫通产品研发，降低卫通产品的研制成本，提升外场试验效率。

可选地，获取模块10包括：

构建和获取单元，用于构建直升机瞬时导航坐标系，并获取ECEF坐标系下的直升机位置坐标和卫星位置坐标。

第一确定单元，用于基于直升机位置坐标和卫星位置坐标确定ECEF坐标系下从直升机卫通天线指向卫星的第二波束矢量。

第一计算单元，用于计算ECEF坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第二旋转矩阵。

第二确定单元，用于基于第二波束矢量和第二旋转矩阵确定第一波束矢量。

可选地，第一确定模块20包括：

确定和获取单元，用于确定直升机的机体坐标系和天线面坐标系，并获取当前时刻直升机机体相对直升机瞬时导航坐标系的第一方位角、第一俯仰角和第一滚动角。

第二计算单元，用于基于第一方位角、第一俯仰角和第一滚动角计算机体坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第三旋转矩阵，以及，计算天线面坐标系到机体坐标系的第八旋转矩阵。

第三计算单元，用于基于天线面坐标系下的单位法向矢量、第八旋转矩阵和第三旋转矩阵计算直升机瞬时导航坐标系下的天线面法向矢量。

第三确定单元，用于基于第一波束矢量、第三旋转矩阵、第八旋转矩阵和天线面法向矢量确定第一旋转矩阵。

可选地，第三确定单元具体用于：

计算将天线面法向矢量旋转到第一波束矢量的第四旋转矩阵。

基于第三旋转矩阵、第八旋转矩阵和第四旋转矩阵计算天线面坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第一旋转矩阵。

可选地，第二确定模块30包括：

获取单元，用于获取旋翼面坐标系下卫通天线的安装位置坐标和天线面坐标系下卫通天线的轮廓线坐标。

第四计算单元，用于基于轮廓线坐标和第一旋转矩阵计算轮廓线坐标在直升机瞬时导航坐标系下的坐标，得到第一坐标集合。

第五计算单元，用于计算直升机瞬时导航坐标系到旋翼面坐标系的第五旋转矩阵。

第四确定单元，用于基于卫通天线的安装位置坐标、第五旋转矩阵和第一坐标集合确定旋翼面坐标系下卫通天线的轮廓线的第二坐标集合。

第六计算单元，用于基于第五旋转矩阵和第一波束矢量计算旋翼面坐标系下从卫通天线指向卫星的第三波束矢量。

计算和确定单元，用于计算第二坐标集合和天线遮挡部件轮廓线沿第三波束矢量到旋翼面坐标系的XOY平面的交点坐标集合，并基于交点坐标集合确定天线投影轮廓线和遮挡部件投影轮廓线。

可选地，第五计算单元具体用于：

计算机体坐标系到直升机瞬时导航坐标系的第三旋转矩阵的逆矩阵，得到第六旋转矩阵。

获取当前时刻直升机机体相对旋翼面坐标系的第二方位角、第二俯仰角和第二滚动角。

基于第二方位角、第二俯仰角和第二滚动角计算机体坐标系到旋翼面坐标系的第七旋转矩阵。

基于第六旋转矩阵和第七旋转矩阵计算直升机瞬时导航坐标系到旋翼面坐标系的第五旋转矩阵。

可选地，计算模块40包括：

转换单元，用于将旋翼平面内目标轮廓线的坐标集合转换为网格坐标集合，得到天线投影网格坐标集合和目标部件投影网格坐标集合；其中，目标轮廓线包括：天线投影轮廓线、遮挡部件投影轮廓线和旋翼轮廓线；目标部件包括：遮挡部件和旋翼。

第七计算单元，用于计算天线投影网格坐标集合在旋翼平面内占用的第一网格数。

第八计算单元，用于计算天线投影网格坐标集合和目标部件投影网格坐标集合在旋翼平面内重叠的第二网格数。

第九计算单元，用于基于第一网格数和第二网格数计算直升机的卫通天线遮挡率。

实施例三

参见图7，本发明实施例提供了一种电子设备，该电子设备包括：处理器60，存储器61，总线62和通信接口63，所述处理器60、通信接口63和存储器61通过总线62连接；处理器60用于执行存储器61中存储的可执行模块，例如计算机程序。

其中，存储器61可能包含高速随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)，也可能还包括非易失性存储器(non-volatile memory)，例如至少一个磁盘存储器。通过至少一个通信接口63(可以是有线或者无线)实现该系统网元与至少一个其他网元之间的通信连接，可以使用互联网，广域网，本地网，城域网等。

总线62可以是ISA总线、PCI总线或EISA总线等。所述总线可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图7中仅用一个双向箭头表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。

其中，存储器61用于存储程序，所述处理器60在接收到执行指令后，执行所述程序，前述本发明实施例任一实施例揭示的过程定义的装置所执行的方法可以应用于处理器60中，或者由处理器60实现。

处理器60可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，上述方法的各步骤可以通过处理器60中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器60可以是通用处理器，包括中央处理器(Central Processing Unit，简称CPU)、网络处理器(Network Processor，简称NP)等；还可以是数字信号处理器(Digital SignalProcessing，简称DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，简称ASIC)、现成可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，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。可以实现或者执行本发明实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。结合本发明实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。软件模块可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器61，处理器60读取存储器61中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。

本发明实施例所提供的一种直升机卫通天线遮挡率的计算方法、装置和电子设备的计算机程序产品，包括存储了处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读存储介质，所述程序代码包括的指令可用于执行前面方法实施例中所述的方法，具体实现可参见方法实施例，在此不再赘述。

另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。

所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个处理器可执行的非易失的计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。