劉輝 唐亮 盛佳敏 黃春華

DOI：10.19297/j.cnki.41-1228/tj.2018.06.011

摘要：本文給出了一種以國(guó)內(nèi)中繼衛(wèi)星為目標(biāo)的全自主指向的無(wú)源相控陣天線(xiàn)設(shè)計(jì)方法。該方法通過(guò)坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換得到天線(xiàn)至中繼衛(wèi)星的矢量，并通過(guò)矢量與坐標(biāo)系的關(guān)系計(jì)算出天線(xiàn)對(duì)中繼衛(wèi)星的俯仰角和方位角。通過(guò)查表方式找到當(dāng)前指向角度對(duì)應(yīng)的波束，并驅(qū)動(dòng)波控?cái)?shù)據(jù)控制移相器的輸出使合成波束指向中繼衛(wèi)星。該方法同時(shí)給出了中繼衛(wèi)星出入境判斷方法、地球遮擋判斷方法和中繼衛(wèi)星的切換策略，可以實(shí)現(xiàn)全自主指向中繼衛(wèi)星的能力。通過(guò)軟件仿真數(shù)據(jù)、與中繼衛(wèi)星系統(tǒng)的對(duì)接試驗(yàn)及全系統(tǒng)聯(lián)試的方法驗(yàn)證了該設(shè)計(jì)方法的可行性。

關(guān)鍵詞：相控陣天線(xiàn);中繼衛(wèi)星;波束指向角度;全自主指向

中圖分類(lèi)號(hào)：V443+.4;TN821+.8文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A文章編號(hào)：1673-5048（2018）06-0066-06[SQ0]

0引言

根據(jù)某運(yùn)載型號(hào)的飛行任務(wù)要求，在軌飛行期間需要提供近地軌道3～4h的連續(xù)測(cè)控通信支持。由于國(guó)內(nèi)地面測(cè)控站地理位置受限，地面測(cè)控范圍十分有限，單個(gè)地球站與一顆高500km圓軌道衛(wèi)星一天大約只有30min時(shí)間可以建立無(wú)線(xiàn)通信，中國(guó)境內(nèi)測(cè)控站聯(lián)合測(cè)控的覆蓋率約為15%。為完成飛行任務(wù)，增加對(duì)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)的數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)鏈路，可以有效解決境外的測(cè)控通信支持問(wèn)題。

飛行器與中繼衛(wèi)星通信距離一般較遠(yuǎn)，需要發(fā)射的等效全向輻射功率（EIRP）較大，為解決發(fā)射機(jī)長(zhǎng)時(shí)間連續(xù)工作的問(wèn)題，選擇無(wú)源相控陣天線(xiàn)作為對(duì)中繼衛(wèi)星通信的發(fā)射天線(xiàn)，可以大大降低對(duì)發(fā)射機(jī)功率的要求。

相控陣天線(xiàn)通過(guò)改變陣元激勵(lì)信號(hào)的相位[1-2]，從而改變天線(xiàn)陣方向圖，實(shí)現(xiàn)控制波束指向的目的。天線(xiàn)波束可以實(shí)現(xiàn)波束的快速掃描和切換并通過(guò)功率合成提高天線(xiàn)增益。

本文介紹了一種全自主指向中繼衛(wèi)星的無(wú)源相控陣天線(xiàn)的設(shè)計(jì)方法。根據(jù)飛行器本體的軌道信息和姿態(tài)信息計(jì)算并輸出無(wú)源相控陣發(fā)射天線(xiàn)的波束控制信號(hào)，控制移相器產(chǎn)生四路不同相移的射頻信號(hào)。天線(xiàn)陣列將四路不同相移的射頻信號(hào)進(jìn)行合成，形成指向中繼衛(wèi)星的波束。并提出了對(duì)中繼衛(wèi)星的出入境條件進(jìn)行判斷的算法，可達(dá)到無(wú)需人工干預(yù)進(jìn)行相控陣天線(xiàn)自主切換波束、自主選星等功能。

1全自主指向無(wú)源相控陣天線(xiàn)設(shè)計(jì)

無(wú)源相控陣天線(xiàn)主要由天線(xiàn)陣列、波控組件和移相器三部分組成。

1.1天線(xiàn)陣列設(shè)計(jì)

陣列規(guī)模直接影響著天線(xiàn)陣列的增益。根據(jù)方向圖乘積定理，陣列的空間方向圖為陣元的方向圖與陣因子之乘積。由經(jīng)驗(yàn)公式可知，天線(xiàn)陣列的增益可由單元天線(xiàn)增益和陣元數(shù)目估算，G陣列=G單元天線(xiàn)+10lgN，其中N為陣元數(shù)目。根據(jù)設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，天線(xiàn)陣列掃描到最邊沿時(shí)增益要不小于7dB，單天線(xiàn)增益約為2.5dB，只需2×2的陣列規(guī)模就可以滿(mǎn)足增益的設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。

陣元間距是影響陣列輻射特性的重要參數(shù)。陣元間距的設(shè)計(jì)主要是根據(jù)掃描范圍的不同情況，求出不同陣元排列形式下輻射單元的間距，通常以天線(xiàn)陣列的柵瓣不出現(xiàn)在可見(jiàn)區(qū)為準(zhǔn)則。陣元間距太大時(shí)，掃描空間內(nèi)會(huì)出現(xiàn)電平較高的有害柵瓣，使天線(xiàn)陣列的增益降低。根據(jù)天線(xiàn)陣列柵瓣理論，對(duì)于直線(xiàn)平面陣列而言，天線(xiàn)可取最大單元間距為dmax<λ/（1+|sinθm|），其中θm為最大掃描角，設(shè)為60°，則dmax<0.54λ。另一方面，陣元間距太小，將導(dǎo)致陣元間互耦強(qiáng)烈，影響各陣元的輻射特性和阻抗特性。經(jīng)仿真，陣元間距為65mm時(shí)，增益在7dB以上，天線(xiàn)波束可完全覆蓋俯仰角60°、方位角360°的范圍。

1.2移相器設(shè)計(jì)

移相器主要由1個(gè)一分四的功分器與4個(gè)時(shí)延網(wǎng)絡(luò)組成[3-4]，組成框圖如圖1所示。

功分器負(fù)責(zé)將輸入的射頻信號(hào)等分成四路送至4個(gè)時(shí)延網(wǎng)絡(luò)，各時(shí)延網(wǎng)絡(luò)根據(jù)波束控制模塊發(fā)來(lái)的波束控制信號(hào)，選擇某一時(shí)延通路輸出射頻信號(hào)至天線(xiàn)陣列所對(duì)應(yīng)的陣元。每個(gè)時(shí)延網(wǎng)絡(luò)內(nèi)有4個(gè)時(shí)延通路，可移相輸出4種對(duì)應(yīng)相位，分別為0°，100°，140°和200°，通過(guò)四路移相后的射頻信號(hào)可合成45個(gè)波束，覆蓋天線(xiàn)俯仰角60°、方位角360°范圍內(nèi)，增益均可達(dá)到7dB。

1.4波束切換及切星算法設(shè)計(jì)

經(jīng)過(guò)波束指向角度算法計(jì)算可以得出天線(xiàn)坐標(biāo)系下飛行器到中繼衛(wèi)星的指向角度，包括方位角和俯仰角[5]。其中方位角為0～360°范圍內(nèi)，俯仰角為0～90°范圍內(nèi)。波控根據(jù)波束圓圖（波束角范圍表）可以找到每個(gè)波束對(duì)應(yīng)的角度范圍。波控模塊根據(jù)計(jì)算結(jié)果自主選擇此時(shí)通信的中繼衛(wèi)星。中繼衛(wèi)星切換策略如下：

（1）默認(rèn)中繼衛(wèi)星的選擇順序?yàn)樘戽?1星、天鏈02星和天鏈03星，并循環(huán)選擇;

（2）根據(jù)通信協(xié)議每秒進(jìn)行一次波束指向角計(jì)算，并需要連續(xù)判5次中繼衛(wèi)星不可見(jiàn)，則切換下一顆中繼衛(wèi)星;

（3）中繼衛(wèi)星切換后，需要重新計(jì)算指向角。如果此時(shí)中繼衛(wèi)星可見(jiàn)，則根據(jù)新的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行波束切換，如果此時(shí)中繼衛(wèi)星仍不可見(jiàn)，則保持上一波束，不進(jìn)行切換;

（4）可以通過(guò)注數(shù)強(qiáng)制指定選用某一顆中繼衛(wèi)星或某兩顆中繼衛(wèi)星或恢復(fù)三顆中繼衛(wèi)星;

（5）可以通過(guò)注數(shù)強(qiáng)制指定采用主波束（波束1），不進(jìn)行指向角計(jì)算和波束切換。

根據(jù)中繼發(fā)射天線(xiàn)的設(shè)計(jì)指標(biāo)，考慮俯仰角在0～60°范圍內(nèi)天線(xiàn)的增益可以滿(mǎn)足中繼返向鏈路的信道余量要求，表明此時(shí)該中繼衛(wèi)星可見(jiàn)，并以此為根據(jù)提出了中繼衛(wèi)星切換條件如下：

（1）波控計(jì)算出的指向中繼衛(wèi)星俯仰角α≥60°;

（2）波控計(jì)算出飛行器與中繼衛(wèi)星直連線(xiàn)，由地心向該直連線(xiàn)做垂線(xiàn)，d（垂線(xiàn)長(zhǎng)度）≤R（地球半徑），如圖3所示。

滿(mǎn)足以上兩個(gè)條件之一，則證明此時(shí)超出該中繼衛(wèi)星的可見(jiàn)范圍或已被地球遮擋，需要進(jìn)行中繼衛(wèi)星切換。

波束切換及切星算法流程圖如圖4所示。

2波束指向角度算法的環(huán)境影響分析

2.1中繼衛(wèi)星攝動(dòng)對(duì)波束控制的影響分析

中繼衛(wèi)星是地球靜止衛(wèi)星，但受到各種攝動(dòng)力的影響并不是絕對(duì)靜止，在地固坐標(biāo)系下存在著漂移[6-8]。中繼衛(wèi)星攝動(dòng)產(chǎn)生的角度偏差如圖5所示。

2.2波束指向角度算法耗時(shí)分析

無(wú)源相控陣天線(xiàn)波束指向角度算法實(shí)現(xiàn)過(guò)程是從飛行器數(shù)管分系統(tǒng)給出飛行器在J2000坐標(biāo)系下的坐標(biāo)到求出在天線(xiàn)坐標(biāo)系下指向角度。整個(gè)算法的實(shí)現(xiàn)涉及到坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換、各坐標(biāo)系下指向矢量等數(shù)學(xué)計(jì)算。

單片機(jī)芯片選用80C32，時(shí)鐘11.0592MHz，處理時(shí)鐘要進(jìn)行12倍分頻，并且單片機(jī)內(nèi)部數(shù)據(jù)處理全部串行運(yùn)算，則完成一個(gè)時(shí)鐘周期運(yùn)算大概需要12/11.0592=1.0851μs。完成一次天線(xiàn)指向角計(jì)算需要單片機(jī)的時(shí)鐘周期約544個(gè)，另外考慮RS-422總線(xiàn)讀取GPS數(shù)據(jù)以及處理好的數(shù)據(jù)由RS-422總線(xiàn)傳出，需要11個(gè)時(shí)鐘周期，從而，由單片機(jī)實(shí)現(xiàn)天線(xiàn)指向角計(jì)算共需要的時(shí)鐘周期為555個(gè)，需要的時(shí)間為：555×1.0851=602.2305μs≈0.602ms。波束切換時(shí)間預(yù)計(jì)200ns，飛行器測(cè)量、發(fā)送本體GNSS和姿態(tài)信息耗時(shí)約5ms，總波束形成時(shí)間應(yīng)不超過(guò)10ms。

設(shè)低軌飛行器的飛行速度為10km/s，由時(shí)延引入的飛行器位置姿態(tài)偏差約為0.1km。由公式（10）可以計(jì)算得到角度誤差約為0.0006°，天線(xiàn)每個(gè)波束范圍為20°左右，時(shí)延引起的角度偏差可忽略。

3波束指向精度仿真驗(yàn)證

3.1軟件仿真驗(yàn)證算法精度

設(shè)計(jì)一組飛行器軌道參數(shù)和姿態(tài)參數(shù)，按協(xié)議要求輸入波束指向算法中分別計(jì)算了對(duì)三顆中繼衛(wèi)星的指向角度。同時(shí)利用STK軟件進(jìn)行仿真計(jì)算，輸入同一組軌道數(shù)據(jù)（.e文件）和姿態(tài)數(shù)據(jù)（.a文件）驅(qū)動(dòng)模型。比較通過(guò)算法計(jì)算出的指向角與軟件仿真給出的指向角，角度間誤差均不大于1°，如圖6～8所示。

3.2與中繼衛(wèi)星系統(tǒng)對(duì)接驗(yàn)證

在與中繼衛(wèi)星對(duì)接試驗(yàn)中使用轉(zhuǎn)臺(tái)模擬飛行器的姿態(tài)及軌道變化，將設(shè)計(jì)軌道載入相控陣天線(xiàn)和轉(zhuǎn)臺(tái)，同時(shí)進(jìn)行驅(qū)動(dòng)，檢查中繼衛(wèi)星返向接收信噪比是否滿(mǎn)足要求。

設(shè)計(jì)了三種測(cè)試狀態(tài)，分別模擬跟蹤一顆星、雙星切換、單星出境，檢查與中繼衛(wèi)星的返向通信狀態(tài)。

（1）天鏈01星60°范圍內(nèi)可見(jiàn)，波束跟蹤、切換正確驗(yàn)證;

（2）天鏈01星從可見(jiàn)到不可見(jiàn)范圍，天鏈02星進(jìn)入可見(jiàn)范圍，驗(yàn)證中繼衛(wèi)星切星策略;

（3）天鏈01星從可見(jiàn)到不可見(jiàn)范圍，天鏈02星也不可見(jiàn)，驗(yàn)證中繼衛(wèi)星不可見(jiàn)時(shí)，波束保持策略。

測(cè)試通過(guò)地面接收信噪比指標(biāo)進(jìn)行衡量。測(cè)試數(shù)據(jù)如表1所示。

3.3飛行器系統(tǒng)級(jí)聯(lián)試驗(yàn)證

飛行器整體進(jìn)行大系統(tǒng)閉環(huán)測(cè)試，由地面動(dòng)力學(xué)提供整體模擬的軌道及姿態(tài)數(shù)據(jù)，通過(guò)數(shù)管系統(tǒng)將處理后的姿軌信息發(fā)送給相控陣天線(xiàn)。并將遙測(cè)下傳的軌道數(shù)據(jù)和姿態(tài)數(shù)據(jù)作為模擬驅(qū)動(dòng)STK進(jìn)行仿真，對(duì)STK仿真輸出的天線(xiàn)指向角度與遙測(cè)下傳的由波束指向角度算法計(jì)算的波束指向角度進(jìn)行比對(duì)。

全系統(tǒng)聯(lián)合測(cè)試將姿軌測(cè)量誤差、信息數(shù)據(jù)采集和處理以及傳輸?shù)臅r(shí)延、波束指向角度算法時(shí)延帶來(lái)的指向誤差均引入測(cè)試結(jié)果中。對(duì)STK軟件仿真的指向角數(shù)據(jù)與波束指向角度算法計(jì)算出的指向角數(shù)據(jù)進(jìn)行比對(duì)，除飛行器調(diào)姿過(guò)程中指向角誤差偏離切換，其他穩(wěn)態(tài)飛行期間的方位角誤差、俯仰角誤差在-1°～1°范圍內(nèi)，如圖9所示。

4結(jié)論

本文設(shè)計(jì)了一種基于國(guó)內(nèi)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)的無(wú)源相控陣天線(xiàn)，通過(guò)坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換得到天線(xiàn)至中繼衛(wèi)星的矢量，計(jì)算出天線(xiàn)對(duì)中繼衛(wèi)星的指向角度，形成對(duì)應(yīng)波束指向中繼衛(wèi)星，并給出中繼衛(wèi)星出入境判斷依據(jù)和切換策略。該設(shè)計(jì)可以完成無(wú)源相控陣天線(xiàn)全自主指向目標(biāo)的能力。

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