CN101089764A - 一种天线自动跟踪对星控制装置和控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种天线自动跟踪对星控制装置和方法。该装置包括：天线；罗盘设备与所述天线的俯仰转轴绑定，并把信息发送到一串口电路；GPS接收设备信息发送到所述串口电路；中央处理器；至少一个驱动器通过数模转换电路连接到所述中央处理器。该方法包括：1)系统初始化；2)读取GPS有效数据，计算当前天线对星时其俯仰角和方位角需指向的理论角度；3)读取罗盘数据，计算出当前天线方位角和俯仰角与理论角度的位置差；4)根据位置差，设定当前电机的目标转速，驱动天线跟踪运转。本发明具有跟踪结果精度高、装置简单、成本低、通用性强、适于改造的优点。

Description

一种天线自动跟踪对星控制装置和控制方法

技术领域

本发明涉及天线控制技术，特别是涉及一种用于移动或静止平台上的天线自动跟踪对星控制装置和方法。

背景技术

实现小型遥感飞机平台上“机-星-地”实时传输系统，需要在一系列关键技术问题上取得突破。机载卫星天线的实时自动跟踪控制就是其中的一个需要解决的问题。机载通信系统由于受到平台的体积、重量和功耗等种种条件的限制，为了保证数据通信链路的建立，必须采用高增益的定向天线。飞行平台的扰动、卫星的轨道摄动都对机载天线的实时跟踪有着重要的影响，由于天线跟踪指向偏差所引起的增益降低应控制在最小范围内。

天线伺服跟踪系统需要不断刷新当前GPS(Global Position System，全球定位系统)信息值，完成天线方位角、俯仰角的偏差计算，控制电机运转速率、方向和角度，使天线完成实时自动对星等一系列任务。天线自动跟踪对星的好坏，将直接关系到整个通讯链路的通信质量和收发数据的准确性。因此，天线跟踪控制技术是整个“机-星-地”通讯链路中的重要环节之一。

已有的技术，比如重庆航天新世纪卫星应用技术有限责任公司开发的“动中通”移动通信系统，广泛应用在各种通讯指挥领域。该产品主要采用了高精度惯性仪表及高速计算机组成的捷联惯导系统，加上精密天线伺服系统构成。该产品能自动解算载体所处的地理坐标，实时测量载体运动状态，自动完成天线与卫星对准与跟踪。但该现有技术的明显缺点主要体现在以下几个方面：1、系统构造复杂，购买和维护成本太高；2、系统集成度高，不适于改造；3、该产品主要应用在各种车辆、轮船等移动载体中，无法应用到小型飞机或无人机等飞行器平台上使用。

为了实现应用方便、简单易行，又能满足天线对星跟踪精度，提高整个数据通信链路的质量，就需要开发一种改进的天线自动跟踪实时对星控制装置。

发明内容

本发明的目的是克服已有技术的不足，提供一种可用于移动或静止平台上的天线自动跟踪对星控制装置和控制方法。

为了达到上述目的，本发明采取的技术方案如下：

一种天线自动跟踪对星控制装置，如图1所示，包括：

一天线1；

一罗盘设备2，与所述天线1的俯仰转轴绑定，获得当前所述天线的方位角和俯仰角信息，并把信息发送到一串口电路4；

一GPS接收设备3，用于实时接收当前所述天线所处地理位置的经纬度信息，并把信息发送到所述串口电路4；

一中央处理器5，所述串口电路4与该中央处理器5连接，用于接收GPS和罗盘信息、数据处理和发出控制信号；

至少一个驱动器通过数模转换电路连接到所述中央处理器5，用于驱动天线1的电机旋转，输出合适的力矩，控制整个天线1的正常运转。

一个电源(图中未示出)，用于为各部件供电。

进一步地，所述串口电路4，与所述罗盘设备2、GPS接收设备3相连，用于同时独立接收罗盘和GPS信息，并以触发中断的方式把信息转发到中央处理器5；

进一步地，包括第一数模转换电路6与所述中央处理器5连接，把中央处理器输出的方位向数字调节力矩转换为模拟信号，第二数模转换电路7与所述中央处理器5连接，把中央处理器输出的俯仰向的数字调节力矩转换为模拟信号；第一驱动器8与所述第一数模转换电路6相连接，用于控制天线方位向的运转角度，第二驱动器9与所述第二数模转换电路7相连，用于控制天线俯仰向的运转角度。

进一步地，所述驱动器是交流伺服电机驱动器。

进一步地，还包括至少一个数据存储器(图中未示出)，与所述中央处理器1连接，用于存储接收到的罗盘和GPS数据。

本发明的用于天线自动跟踪对星控制装置的工作过程为：上电后，中央处理器5初始化内部变量、串口电路波特率、输入输出(InOut，简称IO)口输出电平，同时初始化定时计数器定时参数和工作方式，打开外部中断和定时中断，等待GPS数据和罗盘信息输入；收到GPS有效数据后，计算当前天线对星时其俯仰角和方位角需指向的理论角度，并根据当前读取的罗盘数据，计算出天线此时方位角和俯仰角与理论值的位置差，即实际应转动的角度，然后调节力矩输出，设定当前电机的目标转速，驱动天线跟踪运转，使天线方位角和俯仰角角度与理论值的位置差在设定门限范围内。偏差角度越大，电机转速也越大。随着天线位置偏差角度的逐渐缩小，电机转速也逐渐降低，直至趋近于零。此为一次完整跟踪控制过程，然后再次读取GPS数据，再次计算当前天线对星理论角度，准备做下一次跟踪调节。

一种天线自动跟踪控制方法，包括如下步骤：

1)系统初始化；

2)读取GPS有效数据，计算当前天线对星时其俯仰角和方位角需指向的理论角度；

3)读取罗盘数据，计算出当前天线方位角和俯仰角与上一步骤2)理论角度的位置差；

4)根据上一步骤3)的位置差，设定当前电机的目标转速，驱动天线跟踪运转，使天线方位角和俯仰角角度与理论角度的位置差达到设定门限范围内。

进一步地，所述步骤4)中，所述位置差越大，设定电机的目标转速也越大。

进一步地，所述步骤4)中，电机的转速设置为随着天线的位置差角度逐渐缩小而逐渐降低，直至趋近于零。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

1)计算结果精度高。

2)当输入角度很小时，对方位向角度计算公式进行了改进，降低了天线在低纬度和星下点附近时，由三角函数查表所引起的计算误差。

3)电机运转控制方便，天线跟踪结果精度高。本发明采用两台交流伺服电机驱动器，分别用于驱动天线方位向和俯仰向电机运转，有关电机转矩输入增益、加减速时间、速度输入增益等参数设置，均可事先经过测试，直接手动输入进电机驱动器内并保存。

4)装置简单，成本低，通用性强，适于改造。本发明所用到的所有电路和器件均为具有类似功能的通用电路和器件，本发明可广泛用于移动或静止平台上天线自动跟踪对星要求的应用领域。

附图说明

图1表示本发明的用于天线自动跟踪对星控制装置的结构示意图；

图2表示本发明的用于天线自动跟踪对星控制主程序流程图；

图3表示本发明的用于天线自动跟踪对星控制的外部中断服务流程图；

图4表示本发明的用于天线自动跟踪对星控制的定时中断服务流程图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细描述：

作为实施例，参照图1制作一个本发明的天线自动跟踪对星控制装置。该控制装置需要具有以下功能：

1)及时正确地接收GPS和罗盘设备发送的地理经纬度信息、天线方位角和俯仰角信息，并把他们保存在外部数据存储区中；

2)根据当前地理经纬度信息，计算出天线对星方位角和俯仰角的理论值；

3)根据计算出的天线对星理论角度和罗盘信息，求出天线实际应跟踪的角度，并驱动电机运转，使天线实际对星角度与理论对星角度差在设定的门限误差范围内。

4)天线跟踪角度与电机转速成正比，当天线实际对星角度与理论对星角度差越大时，天线转速也越大，以提高系统跟踪相应时间；当天线实际对星角度与理论对星角度差越小时，天线转速也越小，以提高系统跟踪的精确度。

本实施例中，中央处理器5选用的是TI公司的TMS320LF2407A芯片，外部晶振输入时钟为10MHz，经中央处理器5内部4倍频后，实际时钟使用频率为40MHz，指令周期缩短到25ns，大大提高了中央处理器(CPU)的运算处理速度。中央处理器5内部有两个事件管理器模块EVA和EVB，每个包括2个16位通用定时器，分别为T1、T2、T3、T4，每个EV模块都有一个正交编码脉冲电路。该电路被使能后，其输入端用于连接天线上电机的光电编码器，通过在编码和计数引脚上输入正交编码脉冲，来获得旋转机械的位置和速率等信息。由于本实施例所采用的中央处理器为16位运算处理器，但在进行天线方位向、俯仰向对星角度计算时，中间运算过程完全采用64位计算处理，使系统计算截断误差降到最低，保证了天线对星角度最终的计算精度。

正交编码脉冲是由两个频率变化且正交(即相位差90°)的脉冲组成。当它由电机轴上的光电编码器产生时，可通过检测这两个脉冲序列中的哪一个先到达来确定电机的旋转方向，并且可以由脉冲数和脉冲频率来确定角位置和转速。两列正交输入脉冲的两个边沿都被正交编码脉冲电路计数，因此，正交编码脉冲电路的输入时钟频率是两列正交输入脉冲频率的4倍。

在本实施例中，中央处理器5事件管理器模块EVA中的通用定时器T1，用作脉冲捕获的最小定时单位，即调整电机转矩输出的最小时间单位，EVA中的通用定时器T2和EVB中的通用定时器T4，分别用作天线方位向和俯仰向的正交编码脉冲捕获计数。

罗盘设备2选用的是Honeywell的HMR3000数字罗盘，它带有标准的RS232接口和多种波特率设置，上电后能给出精确的航向信息。HMR3000数字罗盘有四种操作模式和多种信息更新速率，在本设计方案中，为提高天线跟踪系统的快速相应，选用的是罗盘信息连续输出工作模式，更新速率设定为HMR3000的最快刷新频率，每分钟1200条语句，即平均每50ms输出一条语句。

GPS接收设备3选用的是GARMIN GPS 25LP系列产品，它有9.6kbps固定的波特率输出，上电后每一秒钟输出一条语句，给出当前所处地理位置的经纬度信息。罗盘和GPS输出语句同时发往通用串口芯片4。

串口电路4选用的是TI公司的TL16C754B芯片，其上包含4路相互独立的一般异步收发器(Universal Asynchronous Receiver/Transmitter，简称UART)，采用8位异步并行存储器接口，接收和发送各带64字节的先入先出存储器(First In，FirstOut，简称FIFO)，每个通道均有18个寄存器，用于控制串行异步通信的工作方式，以及反馈相应的状态，最高传输速率可达1.5Mbps(波特率)。罗盘和GPS输出语句字符串分别与TL16C754B芯片的A、B通道相连，两路通道FIFO的空满标志触发中央处理器5(LF2407A)的外部中断1(XINT1)信号。

数模转换电路6和7选用的是BURR-BROWN公司的DAC712芯片，其输入最大分辨率16位，输出电压范围为-10V～+10V，建立时间60ns，支持清零操作。它把中央处理器5(LF2407A)计算出的天线对星位置偏差信息转换成模拟量分别送往交流伺服电机驱动器8和9，输出电压的大小是由天线对星位置偏差大小来决定的。

第一驱动器8和第二驱动器9分别为交流伺服电机驱动器8和9，选用的是Panasonic公司的MINAS A系列产品，第一驱动器8、第二驱动器9与实际天线1测试后，手动设定并保存有关电机转矩输入增益、加减速时间、速度输入增益等一系列参数。第一驱动器8、第二驱动器9把数模转换电路6和7的输出电压，按比例分别驱动方位向和俯仰向电机按一定转速运转，使天线方位向和俯仰向跟踪到位。

本发明中天线自动跟踪控制系统设计方案中所用到的芯片和器件，不限于以上所述型号，也可以选用其他类似功能的芯片和器件。

如图2所示，本实施例中天线自动跟踪控制方法，步骤为：

1)把系统各部分连接好，系统上电。

中央处理器初始化内部变量，设置用于传输GPS数据的串口A波特率为9.2k，用于传输罗盘数据的串口B波特率为19.2k，初始化IO口输出电平，设置事件管理器模块EVA中的通用定时器T1定时周期为6ms，通用定时器T2和事件管理器模块EVB中的通用定时器T4工作方式为捕获脉冲方式，使能打开外部中断和6ms定时中断，等待GPS和罗盘信息输入。

读写GPS和罗盘数据是在外部中断1中完成的。读取罗盘数据时，先判断当前写标志是否有效，若无效则开始查询罗盘字符串起始字节，找到后，则置罗盘数据写标志有效，表示罗盘数据从该字节开始，不需判断可逐个写入到外部特定存储区中，直至查询到罗盘数据尾字节止。当前罗盘数据写完后，复位地址指针回到起始处，等待下一条罗盘数据的到来，并置罗盘数据读完毕标志有效，表示当前罗盘数据写完毕，允许读取。

读取GPS信息时，也是先查字符串起始字节，当找到GPS数据头字节后，根据GPS数据存放最新标志来决定当前GPS数据写入哪一个存储区中，并置相应的存储区写标志有效。数据存放完毕后，刷新GPS空满标志和数据存放最新标志，并把当前存储区的地址指针复位到起始处。数据存放最新标志第0位＝‘1’，表示把当前GPS信息读写到第一块存储区中，数据存放最新标志第0位＝‘0’，表示把当前GPS信息读写到第二块存储区中，然后依次交替进行。

2)初始化完成后，如图3所示，程序不断查询GPS读使能标志和空满标志。当有新的GPS信息被存放完毕后，GPS空满标志有效，此时根据GPS数据最新标志，选择读取相应存储区中的最新经纬度信息。若经纬度值等于零，则说明当前GPS接收机尚未锁定，程序继续查询等待，直至收到有效信息为止。收到当前经纬度信息有效数据后，调用天线对星角度计算程序，计算当前天线对星时，俯仰角和方位角需指向的理论角度，然后禁止GPS读使能标志。

3)获得当前天线俯仰角和方位角指向的理论角度后，程序读取罗盘字符串信息，并对该条语句逐字节做奇偶校验，若结果正确，则说明数据接收无误，根据当前读取的罗盘数据，计算出天线此时方位角和俯仰角与理论值的位置差，即实际应转动的角度。若校验结果不正确，则说明该条罗盘数据接收有误，程序将不作具体处理，等待下一条罗盘数据的到来。无论罗盘数据正确与否，读取后均置写标志无效，表示当前罗盘数据已被读取，可以被新数据所覆盖。

4)如图4所示，系统每6ms定时中断一次，根据当前天线需转动的实际角度，调节DA输出和天线转速，直至天线跟踪到位为止，即跟踪精度在预先设定的门限值内。在本实施例中，天线1每旋转0.1度，对应脉冲数为278个，所以当把门限值设定在278时，则理论上跟踪精度就可达0.1°，当门限值设定在556时，则理论上跟踪精度就可达0.2°，当门限值设定在139时，则理论上跟踪精度就可达0.05°等等。设定门限值越小，跟踪精度就越高，但跟踪响应时间也越长，所以一般情况下是根据用户自己需要来选择一个合适的门限值，既不能太大，也不能太小。天线跟踪到位后，重新使能GPS读标志，允许读取GPS信息，重新计算天线对星角度，准备做下一次跟踪调节。

根据当前GPS信息，天线对星俯仰角和方位角计算公式如下：

假设卫星的定点位置(经度ψs，纬度0)，接收天线当前的地理位置(经度ψr和纬度θ)。为计算方便，在不考虑平台倾角，已知地理方位、高度和卫星轨道位置的情况下，天线位置矢量为A＝{(R+h)cosθcos，(R+h)sinθcos，(R+h)sin}，卫星位置矢量为S＝{R+H，0，0}。

其中：R——地球半径(单位：km)

H——卫星高度(单位：km)

h——飞机高度(单位：m)

——同步卫星星下点经度与接收天线当前经度差(单位：度)

天线波束矢量为B＝A-S＝{(R+h)cosθcos-(R+H)，(R+h)sinθcos，(R+h)sin}天线方位角为：tg(anga)＝-sin/sinθcos＝-tg/sinθ天线俯仰角为：sin(ange)＝B*A/|B|*|A|

为方便计算，现把天线俯仰角计算公式换算如下，式中：N＝R+h，M＝R+H

${\sin }^2\left(\mathrm{ange}\right)=\frac{1-[{\cos }^2\left(\mathrm{ange}\right)-{\sin }^2\left(\mathrm{ange}\right)]}{2}=\frac{1-\cos \left(2\mathrm{ange}\right)}{2}---\left(2\right)$

另外，值得说明的是：当θ、值很小时，比如当两者均小于8°时，为了减少查表带来的误差，提高计算精度，可直接取方位角tg(anga)＝-/θ，即anga＝-arctg(/θ)。由于当输入角度很小时，本实施例对方位向角度计算公式进行了改进，降低了天线在低纬度和星下点附近时，由三角函数查表所引起的计算误差。

本发明的天线角度跟踪精度是由电机运转所产生的脉冲数来决定的，本实施例所采用的交流伺服电机驱动器，初始化设置为电机运转一周，产生2500个脉冲，电机与天线之间的传动比为1∶100，经计算天线每运转0.1度，对应脉冲数大约为278个，通过设定脉冲数门限值，即可控制天线最终跟踪精度。电机运转一周，产生的脉冲数越多，则跟踪精度就越高。

在本发明中，所述中央处理器5可根据任务需要，采用其他种类型号的处理器，也可改变对定时计数器的初始化设置参数，串口波特率设置，GPS和罗盘信息字符串发送速率等。另外，串口电路、数模转换电路、GPS设备、罗盘接收设备也可选择其他型号或功能相类似的器件。

最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制。尽管参照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (10)

1、一种天线自动跟踪对星控制装置，包括：

一天线；电源；其特征在于，还包括：

一罗盘设备，与所述天线的俯仰转轴绑定，获得当前所述天线的方位角和俯仰角信息，并把该信息发送到一串口电路；

一GPS接收设备，实时接收当前所述天线所处地理位置的经纬度信息，并把信息发送到所述串口电路；

一中央处理器，所述串口电路与该中央处理器连接，用于接收GPS和罗盘信息、数据处理和发出控制信号；

至少一个驱动器通过至少一个数模转换电路连接到所述中央处理器，输出力矩，控制所述天线的运转。

2、根据权利要求1所述天线自动跟踪对星控制装置，其特征在于，所述罗盘设备、GPS接收设备分别与所述串口电路相连，所述串口电路同时独立接收罗盘设备和GPS接收设备的信息并以触发中断的方式把信息传输到中央处理器。

3、根据权利要求1所述天线自动跟踪对星控制装置，其特征在于，包括第一数模转换电路与所述中央处理器连接，把中央处理器输出的方位向数字调节力矩转换为模拟信号，第二数模转换电路与所述中央处理器连接，把中央处理器输出的俯仰向的数字调节力矩转换为模拟信号；第一驱动器与所述第一数模转换电路相连接，用于控制天线方位向的运转角度，第二驱动器与所述第二数模转换电路相连，用于控制天线俯仰向的运转角度。

4、根据权利要求1或3所述天线自动跟踪对星控制装置，其特征在于，所述驱动器是交流伺服电机驱动器。

5、根据权利要求4所述天线自动跟踪对星控制装置，其特征在于，还包括至少一个数据存储器，与所述中央处理器连接。

6、一种利用权利要求1所述装置的天线自动跟踪控制方法，包括如下步骤：

1)系统初始化；

2)读取GPS有效数据，计算当前天线对星时其俯仰角和方位角需指向的理论角度；

3)读取罗盘数据，计算出当前天线方位角和俯仰角与上一步骤2)理论角度的位置差；

4)根据上一步骤3)的位置差，设定当前电机的目标转速，驱动天线跟踪运转，使天线方位角和俯仰角角度与理论角度的位置差达到设定门限范围内。

7、根据权利要求6所述天线自动跟踪控制方法，所述步骤4)中，所述位置差越大，设定电机的目标转速也越大。

8、根据权利要求6所述天线自动跟踪控制方法，所述步骤4)中，电机的转速设置为随着天线的位置差角度逐渐缩小而逐渐降低，直至趋近于零。

9、根据权利要求6所述天线自动跟踪控制方法，在所述步骤2)中，天线对星俯仰角和方位角计算公式如下：

假设卫星的定点位置为：经度Ψs，纬度0；接收天线当前的地理位置为：经度Ψr，纬度θ；在不考虑平台倾角，已知地理方位、高度和卫星轨道位置的情况下，天线位置矢量为A＝{(R+h)cosθcos，(R+h)sinθcos，(R+h)sin}，卫星位置矢量为S＝{R+H，0，0}；

天线波束矢量为B＝A-S＝{(R+h)cosθcos-(R+H)，(R+h)sinθcos，(R+h)sin}；

天线方位角为：tg(anga)＝-sin/sinθcos＝-tg/sinθ；

天线俯仰角为：sin(ange)＝B*A/|B|*|A|；其中：R为地球半径；H为卫星高度；h为飞行器高度；为同步卫星星下点经度与接收天线当前经度差。

10、根据权利要求9所述天线自动跟踪控制方法，当θ、值均小于8°时，取方位角tg(anga)＝-/θ。

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