郗小鵬張 勇

(1.天津航天中為數(shù)據(jù)系統(tǒng)科技有限公司，天津 300301; 2.航天恒星科技有限公司(503所)，北京 100086)

0 引言

隨著航空用戶對(duì)上網(wǎng)需求的不斷提高以及全球智能手機(jī)保有量的持續(xù)增加，歐、美和亞洲衛(wèi)星通信公司均研發(fā)出能安裝到航空飛機(jī)的機(jī)載動(dòng)中通設(shè)備，解決飛行中信息孤島問題，為航空成員提供良好帶寬通信服務(wù)。航空接入互聯(lián)網(wǎng)將成為航空公司未來品牌和服務(wù)競爭重點(diǎn)[1]。

國際航線遍布全球，為適應(yīng)不同地理位置、不同衛(wèi)星的有效全向輻射功率(Effective Isotropic Radiated Power，EIRP)值的變化，根據(jù)用戶需求開展了Ku/Ka雙頻、雙天線機(jī)載動(dòng)中通樣機(jī)研制工作。系統(tǒng)采用捕獲、瞄準(zhǔn)、跟蹤(Acquisition Pointing and Tracking，APT)控制技術(shù)[2-5]，APT控制技術(shù)是衛(wèi)星通信核心技術(shù)之一，其融合了慣性導(dǎo)航及精準(zhǔn)伺服控制技術(shù)，對(duì)伺服控制精度、控制帶寬有著決定性的影響。其直接決定了通信鏈路能否建立以及通信系統(tǒng)性能。系統(tǒng)本著最佳帶寬服務(wù)理念，采用先進(jìn)的APT控制技術(shù)，實(shí)現(xiàn)Ku/Ka雙頻、雙天線在不同擾動(dòng)下快速對(duì)星與切換，保證通信正常可靠，為航空用戶提供高速上網(wǎng)體驗(yàn)。

1 系統(tǒng)功能及組成

APT控制系統(tǒng)能夠根據(jù)自身和目標(biāo)衛(wèi)星信息，并結(jié)合載體姿態(tài)信息完成天線初始對(duì)準(zhǔn)衛(wèi)星，然后通過陀螺穩(wěn)定和信標(biāo)極值跟蹤等方式相結(jié)合，保證機(jī)載終端與衛(wèi)星連續(xù)不間斷通信。系統(tǒng)具有三種工作模式：手動(dòng)指向、程序指向、動(dòng)態(tài)跟蹤；可根據(jù)機(jī)載計(jì)算機(jī)控制指令進(jìn)行模式切換。

本文結(jié)合項(xiàng)目研制需求開展了機(jī)載動(dòng)中通研發(fā)設(shè)計(jì)，伺服機(jī)構(gòu)采用方位-俯仰型結(jié)構(gòu)形式，方位、俯仰電機(jī)采用齒輪傳動(dòng)完成衛(wèi)通天線兩個(gè)自由度的轉(zhuǎn)動(dòng)，并通過各自的傳動(dòng)軸帶動(dòng)方位、俯仰編碼器轉(zhuǎn)動(dòng)，采集方位和俯仰軸位置信息并發(fā)送至APT控制系統(tǒng)，采用APT控制技術(shù)提高系統(tǒng)的快速響應(yīng)能力。

通過理論計(jì)算、有限元仿真、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)保證結(jié)構(gòu)配比均衡，整體結(jié)構(gòu)剛度和精度的同時(shí)實(shí)現(xiàn)雙天線機(jī)載衛(wèi)通高轉(zhuǎn)矩、低回差、輕量化和高定位精度?；贏PT控制技術(shù)的Ku/Ka雙頻機(jī)載動(dòng)中通系統(tǒng)組成如圖1所示。

圖1 基于APT控制技術(shù)的ku/ka雙頻機(jī)載動(dòng)中通系統(tǒng)組成框圖

從圖中可以看出，ku、ka雙頻、雙天線機(jī)載動(dòng)中通主要由模塊管理器(Module Manager，ModMan)和天線子系統(tǒng)組成。天線子系統(tǒng)包含Ku/Ka射頻單元(Ku/Ka-band Radio Frequency Unit，KRFU)、外部天線單元(Outside Antenna Equipment，OAE)、Ku/Ka天線控制單元(Ku/Ka-band Aircraft Networking Data Unit，KANDU)三大核心部件；KANDU由方位電機(jī)、方位編碼器，俯仰電機(jī)、俯仰編碼器，APT控制系統(tǒng)，姿態(tài)參考模塊等組成；姿態(tài)參考模塊主要對(duì)其內(nèi)部高精度陀螺儀、加速度計(jì)、磁力計(jì)等傳感器數(shù)據(jù)進(jìn)行互補(bǔ)濾波、漂移補(bǔ)償及數(shù)據(jù)融合。

基于APT控制技術(shù)的控制系統(tǒng)的主要功能為通過機(jī)載慣性和姿態(tài)參考模塊構(gòu)建姿態(tài)測量單元，將慣性技術(shù)及伺服控制技術(shù)有機(jī)結(jié)合，采用電機(jī)、驅(qū)動(dòng)器、陀螺、編碼器、傳動(dòng)機(jī)構(gòu)等構(gòu)成伺服穩(wěn)定控制回路實(shí)現(xiàn)天線在慣性空間穩(wěn)定。同時(shí)融合機(jī)載GPS位置信息、姿態(tài)參考模塊輸出的姿態(tài)信息、信標(biāo)接收機(jī)的信標(biāo)值，先分別將各種數(shù)據(jù)進(jìn)行卡爾曼濾波算法，然后對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行融合、解算，保證天線穩(wěn)定，正常通信[6-9]?？刂铺炀€始終指向目標(biāo)衛(wèi)星，以最佳帶寬服務(wù)理念，保證通信鏈路快速建立及穩(wěn)定。

方位、俯仰思路基本相同，基于APT控制技術(shù)的控制系統(tǒng)采用PID控制算法實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)閉環(huán)控制，系統(tǒng)有方位、俯仰2個(gè)穩(wěn)定控制回路，每個(gè)回路包括速度和位置穩(wěn)定環(huán)路，圖2為俯仰框穩(wěn)定控制環(huán)路圖。用陀螺隔離載體擾動(dòng)，提高系統(tǒng)穩(wěn)定性。對(duì)角速率進(jìn)行積分后輸入位置環(huán)進(jìn)一步提高系統(tǒng)穩(wěn)定精度，電流環(huán)可提高系統(tǒng)抗負(fù)載能力,位置環(huán)可提高伺服控制精度，可保證動(dòng)中通完成響應(yīng)輸入指令和抑制擾動(dòng)的任務(wù)，具備較高的穩(wěn)定精度。

圖2 俯仰框穩(wěn)定控制環(huán)路

2 系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)

2.1 原理設(shè)計(jì)

APT控制系統(tǒng)以數(shù)字信號(hào)處理器(Digital Signal Processing，DSP)TMS320F1812為控制核心搭建硬件平臺(tái)，采用高精度、高動(dòng)態(tài)控制算法，構(gòu)建高可靠性APT控制系統(tǒng)。選用直流無刷電機(jī)作為伺服驅(qū)動(dòng)元件，絕對(duì)式編碼器作為位置反饋元件，姿態(tài)參考模塊最為角速度反饋元件。同時(shí)利用機(jī)載慣導(dǎo)獲得飛機(jī)航向信息及姿態(tài)信息，并融合GPS、信標(biāo)機(jī)和姿態(tài)參考模塊數(shù)據(jù)，完成ku/ka雙頻、雙天線機(jī)載動(dòng)中通的穩(wěn)定衛(wèi)星跟蹤?；贏PT控制技術(shù)的動(dòng)中通控制系統(tǒng)硬件原理圖如圖3所示。

圖3 APT控制系統(tǒng)硬件原理圖

從圖中可以看出，DSP作為APT控制系統(tǒng)的主控核心，接收信標(biāo)機(jī)、姿態(tài)參考模塊、機(jī)載慣導(dǎo)等數(shù)據(jù)并進(jìn)行濾波補(bǔ)償、數(shù)據(jù)融合，并根據(jù)姿態(tài)參考模塊輸出的姿態(tài)信息進(jìn)行姿態(tài)解算，以此構(gòu)建陀螺穩(wěn)定平臺(tái)。該系統(tǒng)采用程序指向+動(dòng)態(tài)跟蹤控制策略，以最優(yōu)控制算法完成Ku或Ka天線的精確指向及高動(dòng)態(tài)衛(wèi)星跟蹤。

2.2 系統(tǒng)可靠性設(shè)計(jì)

機(jī)載衛(wèi)通在研制階段借鑒成熟車載、船載動(dòng)中通設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，采用成熟技術(shù)，系統(tǒng)從可靠性、維修性、保障性、安全性、環(huán)境適應(yīng)性、電磁就愛內(nèi)性等多方面進(jìn)行系統(tǒng)設(shè)計(jì)，通過各項(xiàng)環(huán)境試驗(yàn)驗(yàn)證可靠性，剔除早期故障。

在元器件選型、樣機(jī)軟、硬件研制過程中嚴(yán)格把控質(zhì)量。結(jié)合電磁兼容相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)，系統(tǒng)在方案設(shè)計(jì)階段就充分考慮機(jī)體復(fù)雜環(huán)境中電磁干擾(Electro Magnetic Interference，EMI)對(duì)機(jī)載動(dòng)中通的影響。方案論證階段重點(diǎn)在器件選型、單板設(shè)計(jì)、系統(tǒng)接地、結(jié)構(gòu)及線纜電磁屏蔽、電源及接口電路濾波、瞬態(tài)騷擾抑制等不同層次設(shè)計(jì)階段仔細(xì)考慮，規(guī)避后期整改風(fēng)險(xiǎn)。機(jī)載電源輸入端采取隔離、濾波等措施，避免通信系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)造成故障。

3 系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)

3.1 軟件設(shè)計(jì)思路和編程方法

APT控制技術(shù)可分為程序指向及動(dòng)態(tài)跟蹤兩種控制策略。采用坐標(biāo)變換、姿態(tài)結(jié)算、數(shù)據(jù)融合、步進(jìn)跟蹤等多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，APT控制系統(tǒng)可根據(jù)機(jī)載調(diào)制解調(diào)器信息完成Ku或Ka天線程序指向及動(dòng)態(tài)跟蹤，并將狀態(tài)信息實(shí)時(shí)回傳到地面；現(xiàn)分別對(duì)兩種控制策略進(jìn)行詳細(xì)解釋，主要內(nèi)容如下：

1)程序指向策略：

一鍵對(duì)星指令下發(fā)后，APT控制系統(tǒng)根據(jù)輸入目標(biāo)衛(wèi)星的經(jīng)、緯度信息，融合載體GPS位置信息即可計(jì)算得到地理坐標(biāo)系下衛(wèi)通天線方位A、俯仰E、極化Apol指向角，如下所示：

(1)

式中，Φ為衛(wèi)星與地面天線的經(jīng)度差，θ為地面天線緯度。但上式求出的是以正南方向?yàn)榛鶞?zhǔn)的方位角，按規(guī)定方位角都是按正北方向，因此實(shí)際系統(tǒng)應(yīng)用時(shí)需根據(jù)地面天線和衛(wèi)星的所在位置進(jìn)行準(zhǔn)確應(yīng)用。

從地理坐標(biāo)系變換到飛機(jī)坐標(biāo)系的變換表達(dá)式如下：

[Dj]=Mφ*Mθ*Mψ*[DM]

(2)

式中：

為目標(biāo)在機(jī)體坐標(biāo)系中的坐標(biāo)矢量：

(3)

為目標(biāo)在地理坐標(biāo)系中的坐標(biāo)矢量：

(4)

Mθ、Mφ、Mψ為由機(jī)載慣導(dǎo)提供的俯仰、橫滾和方位姿態(tài)信息的3個(gè)變換矩陣；Ej、Aj分別為天線軸的俯仰角和方位角[10]。

通過坐標(biāo)變換可以解算出相對(duì)載體坐標(biāo)系中的動(dòng)中通天線方位角、俯仰角和極化角，APT控制系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)極化電機(jī)、俯仰電機(jī)和方位電機(jī)驅(qū)動(dòng)天線轉(zhuǎn)動(dòng)到響應(yīng)角度，實(shí)現(xiàn)初始指向。

當(dāng)飛機(jī)相對(duì)慣導(dǎo)空間有擾動(dòng)速度ωb，通過框架傳到動(dòng)中通的三個(gè)框架，致使天線不穩(wěn)定。通過運(yùn)動(dòng)學(xué)分析天線穩(wěn)定的機(jī)理，得出隔離載體擾動(dòng)的補(bǔ)償方程。飛機(jī)擾動(dòng)速度分解到各坐標(biāo)軸的角速度分量分別為ωbx、ωby、ωbz，按照方位、俯仰坐標(biāo)變換順序進(jìn)行分析如下：

1)當(dāng)俯仰框不動(dòng)，方位軸逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)ψ時(shí)，通過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換得沿方位框坐標(biāo)軸的角速度分量ωax、ωay、ωaz；

(5)

2)當(dāng)方位框不動(dòng)，俯仰框逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)θ角度時(shí)，通過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換得沿俯仰框坐標(biāo)下的角速度分量ωfx、ωfy、ωfz；

(6)

穩(wěn)定控制系統(tǒng)實(shí)際工作時(shí)，輸出補(bǔ)償角速度分量ψ′、θ′，他們?cè)诟┭隹蜃鴺?biāo)系的分量為：

(7)

將式(6)與式(7)疊加得：

觀察組總有效率（9 2.88%）明顯高于對(duì)照組（80.87%），差異有統(tǒng)計(jì)學(xué)意義（P＜0.05）；觀察組止血時(shí)間（24.55±5.31）h明顯短于對(duì)照組（27.18±5.37）h，觀察組輸血量（1 2.11±3.1 2）μ明顯少于對(duì)照組（15.47±4.46）μ，觀察組48 h內(nèi)再出血率（3.18%）明顯低于對(duì)照組（26.17%），差異均有統(tǒng)計(jì)學(xué)意義（P＜0.05）；觀察組55例中共有2例通過急診胃鏡下止血，1例轉(zhuǎn)到外科治療，對(duì)照組共有5例通過急診胃鏡下止血，11例轉(zhuǎn)到外科治療，兩組均無死亡病例，不良反應(yīng)均不明顯。

(8)

當(dāng)滿足ωx=0、ωy=0、ωz=0時(shí)，就實(shí)現(xiàn)了天線穩(wěn)定，此時(shí)得到補(bǔ)償角速度方程為：

(9)

陀螺主要用來感知載體擾動(dòng)變化，將三軸擾動(dòng)速度給到APT控制系統(tǒng)，通過姿態(tài)解算算出三軸電機(jī)補(bǔ)償速度，然后驅(qū)動(dòng)三個(gè)軸電機(jī)分別進(jìn)行動(dòng)態(tài)補(bǔ)償，減少載體擾動(dòng)對(duì)衛(wèi)星捕捉信號(hào)的影響。為了實(shí)現(xiàn)上述功能，需要通過陀螺坐標(biāo)下下所敏感到的角速度ωbx、ωby、ωbz，得到方位、俯仰電機(jī)旋轉(zhuǎn)信息或者需要補(bǔ)償?shù)男畔⒘俊?/p>

從式(10)可以看出，當(dāng)飛機(jī)受到擾動(dòng)時(shí)，陀螺會(huì)敏感到三個(gè)角速率ωbx、ωby、ωbz，穩(wěn)定回路控制方位、俯仰電機(jī)繞分別以ψ′、θ′轉(zhuǎn)動(dòng)，當(dāng)滿足式(9)時(shí)，可隔離飛機(jī)的角運(yùn)動(dòng)干擾，從而實(shí)現(xiàn)天線穩(wěn)定對(duì)星。

天線控制環(huán)路采用陀螺穩(wěn)定控制技術(shù)彌補(bǔ)初始指向角度誤差，保證慣性空間天線指向穩(wěn)定。

2)動(dòng)態(tài)跟蹤策略：

由于姿態(tài)參考模塊測量會(huì)存在一定誤差，因此根據(jù)理論計(jì)算公式計(jì)算得到的衛(wèi)通天線初始指向角度也會(huì)存在一定的角度誤差，在外界擾動(dòng)情況下就很難落在3 dB波束寬度范圍內(nèi)，因此還需采用一些閉環(huán)搜索算法。在完成天線的粗對(duì)準(zhǔn)后，系統(tǒng)開啟陀螺穩(wěn)定模式，融合信標(biāo)機(jī)輸出的自動(dòng)增益控制(Automatic Gain Control，AGC)值，進(jìn)行雙閉環(huán)跟蹤，系統(tǒng)采用步進(jìn)跟蹤控制策略，完成天線的動(dòng)態(tài)衛(wèi)星跟蹤[11]，，從而克服慣導(dǎo)漂移等造成的指向偏差。

步進(jìn)跟蹤步距由天線和方向輻射的衰落獲取，根據(jù)信標(biāo)機(jī)接收信號(hào)的極值來控制天線微調(diào)。平板天線3 dB波束寬度方向圖如圖4所示。

圖4 天線3 dB波束寬度方向圖

θ3dB=Nλ/D

(10)

其中:N與孔徑中場分布有關(guān)的參數(shù)。

初始對(duì)星后信標(biāo)機(jī)接收信號(hào)能量可能大于系統(tǒng)門限值，但此時(shí)天線所處角度并非信標(biāo)最大值點(diǎn)，融合姿態(tài)、信標(biāo)值等多種信息進(jìn)行細(xì)微步進(jìn)角度調(diào)整即可保證接收到信號(hào)電平最大[12]。步進(jìn)跟蹤的工作原理為每隔一段時(shí)間，驅(qū)動(dòng)衛(wèi)通天線方位或俯仰運(yùn)動(dòng)一個(gè)很小的角度，通過對(duì)比步進(jìn)前后信號(hào)電平大小來判斷下一步步進(jìn)方向和角度。若信號(hào)電平增大則繼續(xù)在該方向上運(yùn)動(dòng)，否則，驅(qū)動(dòng)天線反向運(yùn)動(dòng)。通過方位、俯仰兩個(gè)方向上交替運(yùn)動(dòng)，使天線逐步調(diào)整到最佳角度。步進(jìn)跟蹤流程圖如圖5所示。

圖5 步進(jìn)跟蹤流程圖

3.2 軟件實(shí)現(xiàn)流程

根據(jù)程序指向及動(dòng)態(tài)跟蹤控制策略分別進(jìn)行軟件流程圖分析，衛(wèi)通天線上電后首先進(jìn)行主控芯片初始化，初始化結(jié)束后進(jìn)入系統(tǒng)自檢，自檢流程如下：極化、俯仰、方位分別按照指標(biāo)以最大速度、最大加速度掃過對(duì)應(yīng)轉(zhuǎn)動(dòng)范圍然后回歸系統(tǒng)零位，自檢過程中對(duì)電機(jī)、驅(qū)動(dòng)器、編碼器、姿態(tài)參考模塊等模塊及伺服指標(biāo)進(jìn)行功能檢查，有故障及時(shí)上報(bào)；當(dāng)自檢順利完成后通過載體姿態(tài)信息及目標(biāo)衛(wèi)星數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)解算，得到方位、俯仰、極化指向角，驅(qū)動(dòng)天線到達(dá)指定角度。

由于方位、俯仰波束角較小，驅(qū)動(dòng)天線到達(dá)理論計(jì)算指向角度后，還需要讓方位、俯仰在指向角度左右、上下進(jìn)行小角度扇掃，保證指向在天線主瓣最大值點(diǎn)，此時(shí)信號(hào)電平達(dá)到鎖定門限，系統(tǒng)進(jìn)入動(dòng)態(tài)跟蹤模式。

當(dāng)信號(hào)電平大于閾值電平后，系統(tǒng)進(jìn)入動(dòng)態(tài)跟蹤模式，按照步進(jìn)跟蹤控制邏輯驅(qū)動(dòng)天線到達(dá)信標(biāo)極大值點(diǎn)，一旦由于某種原因信號(hào)電平小于遮擋電平，系統(tǒng)默認(rèn)進(jìn)入遮擋模式，則方位、俯仰立刻開穩(wěn)保持當(dāng)前角度不變，1min以內(nèi)時(shí)刻判斷信號(hào)電平大小。當(dāng)持續(xù)時(shí)間大于1 min以后信號(hào)電平仍小于遮擋電平則進(jìn)入程序指向模式重新指向。若1min以內(nèi)信號(hào)電平大于遮擋電平則重新獲取載體姿態(tài)信息，進(jìn)入步進(jìn)跟蹤模式。

程序指向、動(dòng)態(tài)跟蹤軟件流程如圖6、7所示。

圖6 程序指向軟件流程圖

圖7 動(dòng)態(tài)跟蹤軟件流程圖

4 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

工程樣機(jī)研制完成后為充分驗(yàn)證機(jī)載動(dòng)中通APT控制系統(tǒng)性能，對(duì)樣機(jī)行了地面跑車模擬測試：主要包括不同路面行駛對(duì)星、換星測試，通過測試平坦、顛簸、圓盤、直線路面以及不同遮擋程度下動(dòng)中通設(shè)備與固定站之間的通信質(zhì)量，充分驗(yàn)證機(jī)載動(dòng)中通復(fù)雜環(huán)境下衛(wèi)星跟蹤能力。跑車模擬測試系統(tǒng)圖如下8所示。

圖8 跑車模擬測試系統(tǒng)圖

2017年4月由長征三號(hào)乙運(yùn)載火箭成功發(fā)射中星16號(hào)衛(wèi)星，首次在中國衛(wèi)星上應(yīng)用Ka頻段多波束帶寬通信系統(tǒng)。因此，行駛通信Ka天線選取中星16號(hào)衛(wèi)星作為目標(biāo)衛(wèi)星，Ku天線選取中星10號(hào)衛(wèi)星。通過記錄不同運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下Ku/Ka天線對(duì)星時(shí)間、信標(biāo)衰減和音視頻通信效果等。試驗(yàn)記錄表如表1所示。

表1 行駛通信測試記錄表

為充分驗(yàn)證機(jī)載動(dòng)中通APT控制系統(tǒng)可靠性，對(duì)衛(wèi)通天線進(jìn)行了室外搖擺臺(tái)衛(wèi)星通訊試驗(yàn)，根據(jù)前期調(diào)研得知機(jī)載飛機(jī)在惡劣環(huán)境下飛機(jī)載體三軸最大頻率可達(dá)1 Hz，擺幅最大可達(dá)8°；根據(jù)擾動(dòng)頻率和幅度可以得出機(jī)載動(dòng)中通方位、俯仰最大擾動(dòng)速度可達(dá)50°/s，最大擾動(dòng)加速度可達(dá)315°/s2；因此，在對(duì)機(jī)載衛(wèi)通前期設(shè)計(jì)階段充分考慮伺服設(shè)計(jì)指標(biāo)，保證余量充足。根據(jù)外界干擾指標(biāo)，機(jī)載衛(wèi)通伺服設(shè)計(jì)指標(biāo)為方位、俯仰、極化跟蹤速度80°/s，跟蹤加速度600°/s2?？蓾M足最大擾動(dòng)干擾。為充分測試可靠性，對(duì)機(jī)載衛(wèi)通施加三種不同正弦擾動(dòng)激勵(lì)，分別測試尋星時(shí)間及衛(wèi)星鏈路鎖定情況下天線穩(wěn)定精度測試。搖擺臺(tái)上位機(jī)界面如圖9所示。

圖9 搖擺臺(tái)上位機(jī)界面圖

三種不同外部擾動(dòng)下Ku/Ka天線對(duì)星時(shí)間如表2所示。

系統(tǒng)采用步進(jìn)跟蹤和信標(biāo)極值搜索方案，鏈路鎖定情況下，方位、俯仰穩(wěn)定跟蹤精度可達(dá)0.2°有效值(Root-Mean-Square，RMS)以內(nèi)；方位、俯仰穩(wěn)定精度試驗(yàn)曲線如圖10、11所示。

上述實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明當(dāng)系統(tǒng)給定8°/1 s、5°/1 s、2°/2 s不同擾動(dòng)下，方位、俯仰穩(wěn)定精度均保持在0.2°以內(nèi)。該穩(wěn)定精度符合設(shè)計(jì)要求，APT控制系統(tǒng)具有較快的衛(wèi)星捕獲及動(dòng)態(tài)跟蹤性能。機(jī)載動(dòng)中通樣機(jī)雖根據(jù)飛機(jī)擾動(dòng)進(jìn)行了地面跑車、搖擺臺(tái)試驗(yàn)等基礎(chǔ)性功能驗(yàn)證，但地面模擬環(huán)境與飛機(jī)實(shí)際飛行環(huán)境還存在一定差距，機(jī)載衛(wèi)通系統(tǒng)還需進(jìn)一步充分測試，機(jī)載衛(wèi)通APT控制系統(tǒng)還需根據(jù)后期實(shí)際掛飛情況進(jìn)行參數(shù)優(yōu)化。

表2 不同正弦激勵(lì)下尋星時(shí)間記錄表

圖10 方位穩(wěn)定精度測試曲線

圖11 俯仰穩(wěn)定精度測試曲線

5 結(jié)束語

本文設(shè)計(jì)了一種基于APT控制技術(shù)的Ka/Ku雙頻機(jī)載動(dòng)中通控制系統(tǒng)，該系統(tǒng)采用采用陀螺穩(wěn)定、漂移補(bǔ)償、多數(shù)據(jù)融合及精準(zhǔn)伺服控制技術(shù)，通過各種復(fù)雜環(huán)境系統(tǒng)驗(yàn)證，不斷對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行改進(jìn)與優(yōu)化，系統(tǒng)功能不斷完善。在不同載體擾動(dòng)情況下具有快速的衛(wèi)星捕獲與跟蹤能力，能快速完成Ku、Ka天線之間的切換及對(duì)星。系統(tǒng)本著以最佳帶寬服務(wù)理念，力爭為航空用戶提供高質(zhì)量通信服務(wù)。