CN101916120B - 动中通双波束伪单脉冲跟踪系统及跟踪方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种动中通双波束伪单脉冲跟踪系统及跟踪方法，其跟踪系统包括平板天线、四个低噪声放大器、四个功分器、与四个功分器的其中一个输出端均相接的下变频器一、与四个功分器的另一个输出端均相接的跟踪波束形成单元、与跟踪波束形成单元相接的下变频器二、主控制器、与下变频器二相接的信标接收机、姿态检测单元、角速率检测单元和由主控制器进行控制的波束控制器，且所述天线阵分为四个象限子阵；其跟踪方法包括步骤：信号实时检测及同步上传、双波束生成和采用双波束同步进行通信与跟踪。综上所述，本发明设计简单、使用操作简便且跟踪精度高、跟踪速度快、简单易行，采用双波束使动中通系统不受主站约束始终能跟踪目标卫星。

Description

动中通双波束伪单脉冲跟踪系统及跟踪方法

技术领域

本发明属于卫星通信系统天线波束跟踪技术领域，尤其是涉及一种基于相控阵天线的动中通双波束伪单脉冲跟踪系统及跟踪方法。

背景技术

动中通卫星通信系统(简称“动中通”)是指安装卫星天线的移动载体(如汽车、火车、飞机、轮船等)能够与静止卫星(即同步轨道卫星—目标卫星)建立通信链路并能够在载体快速运动的过程中保持通信链路的畅通以实现实时通信的系统。由于静止卫星距地面的距离很远(约36000公里)，因此要实现移动载体与静止卫星间的宽带多媒体通信，就必须采用高增益的定向天线。由于这种天线的波束很窄，要保证移动载体在快速运动过程中能够与静止卫星进行正常不间断的通信，则必须使天线波束始终以一定的精度对准卫星。

综上，动中通系统的关键是如何在移动载体运动状态下使天线波束始终对准通信卫星，核心技术是天线波束的稳定和跟踪技术。其中，天线波束的稳定基于石英、压电晶体或微机械(MEMS)技术，存在温度变化、线性加速度和其它因素等使它们的偏置和比例系数产生较大的误差。因此，一个技术关键是如何用跟踪信息以不同的方法校正天线指向和陀螺仪误差。

动中通跟踪方式的基本原理是根据接收到的卫星信号检测出天线波束指向与卫星方向间的误差角，将之转换成对应的误差电信号，控制器利用误差电信号控制天线，使天线向误差信号减小的方向运动。显然，这是一种闭环跟踪卫星方式。目前用于卫星通信常用的跟踪方式有步进跟踪、圆锥扫描跟踪和单脉冲跟踪等方式。

其中，圆锥扫描跟踪和步进跟踪都是建立在同一个天线波束的基础上，既利用天线波束与卫星通信，又利用波束在周围扫描，实现简单，造价低，但跟踪精度低，其中圆锥扫描跟踪由于馈源永远偏离天线抛物面的焦点而使天线的增益下降，而且对于平板天线阵要采用这种技术，实现起来比较困难；步进跟踪方式天线波束不能停留在对准卫星的方向上，而是在该方向的周围不断摆动，由于天线是在俯仰面和方位面上重复交替转动以实现天线波束逐步对准卫星，跟踪速度较慢。另外，步进跟踪是以接收信号电平为依据判断天线是否对准卫星，当接收信号电平变化幅度较大时，天线跟踪将存在较大偏差。而单脉冲自跟踪能够实现高精度跟踪而且跟踪速度很快，但系统设备复杂，超过了系统对体积、重量和成本限制的要求。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种系统简单、成本低且跟踪效果好、适用范围广的动中通双波束伪单脉冲跟踪系统。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种动中通双波束伪单脉冲跟踪系统，其特征在于：包括平板天线、四个低噪声放大器、分别与四个低噪声放大器相接的四个功分器、与四个功分器的其中一个输出端均相接的下变频器一、与四个功分器的另一个输出端均相接的跟踪波束形成单元、与跟踪波束形成单元相接的下变频器二、主控制器、与下变频器二相接且将用于表示下变频器二所输出信号强度的AGC电压同步传送至主控制器的信标接收机、分别对所述平板天线的方位轴和俯仰轴的倾斜角度进行实时检测的姿态检测单元、由主控制器进行控制的波束控制器和对承载所述平板天线的移动载体的移动角速率进行实时检测的角速率检测单元，所述主控制器与对分别驱动所述方位轴和俯仰轴动作的电机进行控制的伺服控制器相接且伺服控制器由主控制器进行控制，姿态检测单元与主控制器相接，所述下变频器一与目标卫星的卫星接收机相接，所述功分器、下变频器一和卫星接收机连接组成一个供所述平板天线与目标卫星之间进行通信的通信信道，所述功分器、跟踪波束形成单元、下变频器二和信标接收机连接组成一个用于形成跟踪波束且对所形成跟踪波束进行传送的跟踪信道；所述跟踪波束形成单元包括分别与四个功分器的另一个输出端相接的四个移相器和分别与四个移相器相接的功率合并器，功率合并器与下变频器二相接，所述波束控制器分别与四个移相器相接且分别对四个移相器的相移量进行控制；所述平板天线为接收天线且其为包括多个天线单元的天线阵，且所述天线阵分为四个结构与面积均相同且所包含天线单元数量也相同的四个象限子阵，四个所述象限子阵的信号接收端口分别与四个低噪声放大器相接，四个移相器分别与四个所述象限子阵相对应。

上述动中通双波束伪单脉冲跟踪系统，其特征是：所述天线阵以十字交错布设的水平向X轴和垂直向Y轴分为四个象限子阵。

上述动中通双波束伪单脉冲跟踪系统，其特征是：四个所述象限子阵分别为沿顺时针方向依次分布的第I象限子阵、第II象限子阵、第III象限子阵和第IV象限子阵，所述第I象限子阵和第II象限子阵均位于水平向X轴上方，且第III象限子阵和第IV象限子阵均位于水平向X轴下方。

上述动中通双波束伪单脉冲跟踪系统，其特征是：所述移相器为数字移相器。

上述动中通双波束伪单脉冲跟踪系统，其特征是：四个功分器均为二功分。

同时，本发明还提供了一种操作简便、能同时形成通信波束和跟踪波束且跟踪能力强、跟踪速度快、跟踪精度较高，使动中通系统不受主站约束始终能跟踪目标卫星的动中通双波束伪单脉冲跟踪方法，其特征在于该方法包括以下步骤：

步骤一、信号实时检测及同步上传：姿态检测单元实时分别对所述方位轴和俯仰轴的倾斜进行实时检测，并将所检测信息同步上传至主控制器；

步骤二、双波束生成：四个所述象限子阵的信号接收端口所输出四路信号分别经四个低噪声放大器进行放大后，再分别传送至四个功分器，且通过功分器将每一个所述象限子阵的信号接收端口所输出的一路信号均对应分成一路通信信号和一路跟踪信号；四个功分器所输出的四路通信信号经信号耦合后形成一路通信波束，且四个功分器所输出的四路跟踪信号经跟踪波束形成单元进行移相和合并后形成一路跟踪波束，且该路跟踪波束包括在一个脉冲周期内按照时间先后顺序交替产生且分别布设在所述通信波束的中心、上侧、下侧、左侧和右侧的五个跟踪波束，其中上侧和下侧的两个跟踪波束对称布设在中心跟踪波束的上下两侧，左侧和右侧的两个跟踪波束对称布设在中心跟踪波束的左右两侧；

步骤三、采用双波束同步进行通信与跟踪：

步骤二中所形成的通信波束经下变频器一后同步上传至卫星接收机，并相应完成所述平板天线与卫星接收机之间的通信过程；

且在完成所述平板天线与卫星接收机之间通信过程的同时，同步完成对所述目标卫星进行跟踪的跟踪过程，其跟踪过程如下：

301、主控制器的控制参数设置：首先，对上侧和下侧的两个跟踪波束与中心跟踪波束之间的偏角Δθ以及左侧和右侧的两个跟踪波束与中心跟踪波束之间的偏角Δφ进行设置，其中上侧跟踪波束与中心跟踪波束之间的偏角为正则为Δθ，下侧跟踪波束与中心跟踪波束之间的偏角为负则为-Δθ，左侧跟踪波束与中心跟踪波束之间的偏角为正则为Δφ，右侧跟踪波束与中心跟踪波束之间的偏角为负则为-Δφ；同时，根据对承载所述平板天线的移动载体进行实际行车试验确定阈值V和阈值ω₀，并相应进行设定；

302、跟踪波束上传与AGC电压值实时检测及记录：跟踪波束形成单元所输出的中心、上侧、下侧、左侧和右侧的五个跟踪波束分别经下变频器一后同步上传至信标接收机，且信标接收机将用于表示五个跟踪波束信号强度的AGC电压值均同步传送至主控制器并进行存储记录，且用于表示上侧、下侧、左侧和右侧的四个跟踪波束信号强度的AGC电压值分别记作V₁、V₂、V₃和V₄；

303、相移量计算：主控制器或波束控制器调用参数计算模块，且根据公式Q_i＝k₁x_isinΔθcosΔφ+k₁y_isinΔθsinΔφ相应分别计算得出四个移相器的配相值Q_i，式中i＝1、2、3和4，(x_i，y_i，z_i)为四个象限子阵中第i个象限子阵的中心点空间坐标，k₁＝2π/λ₁为信标接收机所接收信标信号的波数，λ₁为信标接收机所接收信标信号的自由空间波长，且λ₁由信标接收机所设定的信标信号频率来决定；

304、相移量调整：按照步骤303中计算得出的四个移相器的配相值Q_i，通过波束控制器分别对四个移相器分别进行控制，实现对四个移相器的相移量进行相应控制调整；

305、中心跟踪波束信号强度的AGC电压值差值判断：主控制器调用差值比较模块将步骤302中主控制器内部所存储记录的中心跟踪波束信号强度的AGC电压值与步骤301中所设定的阈值V进行差值比较：当中心跟踪波束信号强度的AGC电压值＞阈值V时，转入步骤3051，对天线指向误差角进行计算及天线指向调整；否则，转入步骤3052，对所述移动载体的移动角速率进行差值判断；

3051、天线指向误差角计算及天线指向调整，其过程如下：

30511、天线指向误差角计算：主控制器调用参数计算模块且分别根据公式

和

计算得出所述平板天线在俯仰方向和方位方向上的误差角θ_i和φ_i，式中k＝4.78，θ_3dB为所述平板天线的半波束宽度；

30512、目标俯仰角θ及目标方位角φ计算：所述主控制器再调用参数计算模块且分别根据公式θ＝θ₀+θ_i和φ＝φ₀+φ_i计算得出所述平板天线对准目标卫星的目标俯仰角θ和目标方位角φ，式中θ₀和φ₀分别为所述平板天线分别在俯仰方向和方位方向上的视轴方向基准角；

30513、天线指向调整：主控制器根据计算出来的目标俯仰角θ和目标方位角φ且通过对伺服控制器进行控制，实现对所述平板天线的俯仰角和方位角进行调整；且天线指向调整完成后，转入步骤302；

3052、移动载体移动角速率差值判断：主控制器调用差值比较模块将此时角速率检测单元所检测的角速率信号ω与步骤301中所设定的阈值ω₀进行差值比较：当ω＞ω₀时，说明所述平板天线由于移动载体移动速度过快而来不及跟踪目标卫星并导致接收信号丢失，则进入对目标卫星的重新搜索阶段，且待搜索到目标卫星后则进入步骤三；否则，进入阴影模式；其中，阈值ω₀为通过具体跑车实验测定的导致卫星接收信号暂时丢失时，移动载体的移动角速率的阈值。

上述动中通双波束伪单脉冲跟踪方法，其特征是：步骤304中所述的波束控制器与四个移相器之间均接有一个激励器，所述激励器的数量为四个。

上述动中通双波束伪单脉冲跟踪方法，其特征是：步骤304中进行相移量调整时，波束控制器先将步骤303中计算得出的四个移相器的配相值Q_i分别转化为二进制码，再在转化后的二进制码上插入相移调整码后作为激励器的输入码，并相应发送至对应的激励器。

上述动中通双波束伪单脉冲跟踪方法，其特征是：四个所述激励器与四个移相器之间均接有译码驱动电路。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

1、所用跟踪系统设计合理、系统简单、接线方便且跟踪效果好、易于推广应用。

2、所用跟踪方法设计合理，智能化程度高且操作简便，能将信号经功分网络分成两部分并形成双波束，即在单波束天线的基础上再在每个象限上接上一个移相器并产生双波束，其中通信波束用于卫星通信；跟踪波束在通信波束周围顺序扫描，用于跟踪卫星信标信号以确定天线的指向偏差。本发明可以说是单脉冲跟踪方法(在一个脉冲周期内同时产生多个波束，从而确定方位、俯仰误差)的简化方法即伪单脉冲跟踪方法，它是按时间先后顺序在主波束上、下、左、右和中间位置交替产生跟踪波束，并采用信标接收机代替单脉冲接收机，而且避免了和差网络与相关的同步检波的设计，可以有效简化系统，降低成本。

3、使用效果好，具有快速跟踪能力和较高的精度，使动中通系统不受主站约束始终能跟踪卫星，提高了主站和动中通地球站的生存能力。

4、控制简便，在双波束伪单脉冲跟踪状态下，波束控制器和主控制器并行工作，其中波束控制器用于顺序产生伪单脉冲跟踪波束，主控制器利用其算法负责将测得跟踪信号进行处理，主控制器主要通过伪单脉冲测角算法估计指向偏差后，传给伺服系统驱动伺服电机带动平板天线指向目标卫星。

5、适用范围广，不局限于移动卫星通信，对于其它跟踪应用也同样适用。

综上所述，本发明设计简单、使用操作简便且跟踪精度高、跟踪速度快、简单易行，采用双波束使动中通系统不受主站约束始终能跟踪目标卫星，克服了动中通通信系统中天线波束跟踪目标卫星时所存在的使用操作不便、跟踪方法步骤繁琐、跟踪精度较低且跟踪速度较慢等缺陷和不足。

下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

附图说明

图1为本发明动中通双波束伪单脉冲跟踪系统的电路原理框图。

图2为本发明四个象限子阵的布设位置示意图。

图3为本发明跟踪波束形成单元的工作原理框图。

图4为本发明伪单脉冲跟踪波束的结构示意图。

图5为信号接收机的信号幅度差值与天线指向误差的关系曲线图。

图6为本发明动中通双波束伪单脉冲跟踪方法的流程框图。

附图标记说明：

1-低噪声放大器；2-功分器；3-下变频器一；

4-卫星接收机；     5-跟踪波束形成单    6-下变频器二；

                   元；

7-信标接收机；     8-主控制器；        9-伺服控制器；

10-波束控制器；    11-移相器；         12-功率合并器；

13-姿态检测单元；  14-激励器；         15-1-第I象限子阵；

15-2-第II象限子阵；15-3-第III象限子阵；15-4-第IV象限子阵；

16-角速率检测单元；17-译码驱动电路；   18-1-主波束；

18-2-上波束；      18-3-下波束；       18-4-左波束；

18-5-右波束。

具体实施方式

如图1、图2及图3所示的一种动中通双波束伪单脉冲跟踪系统，包括平板天线、四个低噪声放大器1、分别与四个低噪声放大器1相接的四个功分器2、与四个功分器2的其中一个输出端均相接的下变频器一3、与四个功分器2的另一个输出端均相接的跟踪波束形成单元5、与跟踪波束形成单元5相接的下变频器二6、主控制器8、与下变频器二6相接且将用于表示下变频器二6所输出信号强度的AGC电压同步传送至主控制器8的信标接收机7、分别对所述平板天线的方位轴和俯仰轴的倾斜角度进行实时检测的姿态检测单元13、由主控制器8进行控制的波束控制器10和对承载所述平板天线的移动载体的移动角速率进行实时检测的角速率检测单元16，所述主控制器8与对分别驱动所述方位轴和俯仰轴动作的电机进行控制的伺服控制器9相接且伺服控制器9由主控制器8进行控制，姿态检测单元13与主控制器8相接，所述下变频器一3与目标卫星的卫星接收机4相接，所述功分器2、下变频器一3和卫星接收机4连接组成一个供所述平板天线与目标卫星之间进行通信的通信信道，所述功分器2、跟踪波束形成单元5、下变频器二6和信标接收机7连接组成一个用于形成跟踪波束且对所形成跟踪波束进行传送的跟踪信道。所述跟踪波束形成单元5包括分别与四个功分器2的另一个输出端相接的四个移相器11和分别与四个移相器11相接的功率合并器12，功率合并器12与下变频器二6相接，所述波束控制器10分别与四个移相器11相接且分别对四个移相器11的相移量进行控制。所述平板天线为接收天线且其为包括多个天线单元的天线阵，且所述天线阵分为四个结构与面积均相同且所包含天线单元数量也相同的四个象限子阵，四个所述象限子阵的信号接收端口分别与四个低噪声放大器1相接，四个移相器11分别与四个所述象限子阵相对应。

本实施例中，所述天线阵以十字交错布设的水平向X轴和垂直向Y轴分为四个象限子阵。四个所述象限子阵分别为沿顺时针方向依次分布的第I象限子阵15-1、第II象限子阵15-2、第III象限子阵15-3和第IV象限子阵15-4，所述第I象限子阵15-1和第II象限子阵15-2均位于水平向X轴上方，且第III象限子阵15-3和第IV象限子阵15-4均位于水平向X轴下方，且四个所述象限子阵的馈电网络采用中心并馈连接。所述移相器11为数字移相器，四个功分器2均为二功分。

如图6所示的一种动中通双波束伪单脉冲跟踪方法，包括以下步骤：

步骤一、信号实时检测及同步上传：姿态检测单元13实时分别对所述方位轴和俯仰轴的倾斜进行实时检测，并将所检测信息同步上传至主控制器8。

步骤二、双波束生成：四个所述象限子阵的信号接收端口所输出四路信号分别经四个低噪声放大器1进行放大后，再分别传送至四个功分器2，且通过功分器2将每一个所述象限子阵的信号接收端口所输出的一路信号均对应分成一路通信信号和一路跟踪信号；四个功分器2所输出的四路通信信号经信号耦合后形成一路通信波束，且四个功分器2所输出的四路跟踪信号经跟踪波束形成单元5进行移相和合并后形成一路跟踪波束，且该路跟踪波束包括在一个脉冲周期内按照时间先后顺序交替产生且分别布设在所述通信波束(即主波束18-1)的中心、上侧、下侧、左侧和右侧的五个跟踪波束，其中上侧和下侧的两个跟踪波束对称布设在中心跟踪波束的上下两侧，左侧和右侧的两个跟踪波束对称布设在中心跟踪波束的左右两侧。本实施例中，位于主波束18-1的上侧和下侧的两个跟踪波束分别为上波束18-2和下波束18-3，位于主波束18-1的左侧和右侧的两个跟踪波束分别为左波束18-4和右波束18-5。

步骤三、采用双波束同步进行通信与跟踪：

步骤二中所形成的通信波束经下变频器一3后同步上传至卫星接收机4，并相应完成所述平板天线与卫星接收机4之间的通信过程；

且在完成所述平板天线与卫星接收机4之间通信过程的同时，同步完成对所述目标卫星进行跟踪的跟踪过程，其跟踪过程如下：

301、主控制器8的控制参数设置：首先，对上侧和下侧的两个跟踪波束与中心跟踪波束之间的偏角Δθ以及左侧和右侧的两个跟踪波束与中心跟踪波束之间的偏角Δφ进行设置，其中上侧跟踪波束与中心跟踪波束之间的偏角为正则为Δθ，下侧跟踪波束与中心跟踪波束之间的偏角为负则为-Δθ，左侧跟踪波束与中心跟踪波束之间的偏角为正则为Δφ，右侧跟踪波束与中心跟踪波束之间的偏角为负则为-Δφ；同时，根据对承载所述平板天线的移动载体进行实际行车试验确定阈值V和阈值ω₀，并相应进行设定；

302、跟踪波束上传与AGC电压值实时检测及记录：跟踪波束形成单元5所输出的中心、上侧、下侧、左侧和右侧的五个跟踪波束分别经下变频器一3后同步上传至信标接收机7，且信标接收机7将用于表示五个跟踪波束信号强度的AGC电压值均同步传送至主控制器8并进行存储记录，且用于表示上侧、下侧、左侧和右侧的四个跟踪波束信号强度的AGC电压值分别记作V₁、V₂、V₃和V₄；

303、相移量计算：主控制器8或波束控制器10调用参数计算模块，且根据公式Q_i＝k₁x_isinΔθcosΔφ+k₁y_isinΔθsinΔφ相应分别计算得出四个移相器11的配相值Q_i，式中i＝1、2、3和4，(x_i，y_i，z_i)为四个象限子阵中第i个象限子阵的中心点空间坐标，k₁＝2π/λ₁为信标接收机7所接收信标信号的波数，λ₁为信标接收机7所接收信标信号的自由空间波长，且λ₁由信标接收机7所设定的信标信号频率来决定；

由于四个象限子阵对称且含有相同的天线单元，则各天线单元的的辐射方向图相同且均为e(θ，φ)，则一个M×N的象限辐射公式F(θ，φ)为：

$F(\mathrm{\θ},\mathrm{\φ})=\frac{e(\mathrm{\θ},\mathrm{\φ})}{\mathrm{MN}}\underset{m=1}{\overset{M}{\mathrm{\Σ}}}\underset{n=1}{\overset{N}{\mathrm{\Σ}}}\exp \left\{j({\mathrm{kmd}}_x\sin \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}+{\mathrm{knd}}_y\sin \mathrm{\θ}\sin \mathrm{\φ})\right\}$

其中，d_x、d_y分别对应天线单元的间距。

由于跟踪波束是以各个象限为子阵单元进行相位控制的，因而远区的总场强E(θ，φ)可看作四个象限辐射场强的叠加：

$E(\mathrm{\θ},\mathrm{\φ})=F(\mathrm{\θ},\mathrm{\φ})\mathrm{\Σ}{a}_i\exp \{\mathrm{jk}{\stackrel{\‾}{r}}_i\·\hat{r}\}$

$=F(\mathrm{\θ},\mathrm{\φ})\mathrm{\Σ}\left|a_i\right|\exp \{\mathrm{jk}{\stackrel{\‾}{r}}_i\·\hat{r}-j{k}_0{\stackrel{\‾}{r}}_i\·{\hat{r}}_0\}$

式中，表示第i象限子阵的激励电流，

为坐标原点指向第i象限子阵中心的矢量。其中，激励电流的相位可看成是为获得波束扫描所需的相位加权值，即跟踪移相器Q_i的相移值。则跟踪移相器Q_i满足公式：

$=k_0{x}_i\sin {\mathrm{\θ}}_0\cos {\mathrm{\φ}}_0+k_0{y}_i\sin {\mathrm{\θ}}_0\sin {\mathrm{\φ}}_0+k_0{z}_i\cos {\mathrm{\θ}}_0.$

304、相移量调整：按照步骤303中计算得出的四个移相器11的配相值Q_i，通过波束控制器10分别对四个移相器11分别进行控制，实现对四个移相器11的相移量进行相应控制调整；

305、中心跟踪波束信号强度的AGC电压值差值判断：主控制器8调用差值比较模块将步骤302中主控制器8内部所存储记录的中心跟踪波束信号强度的AGC电压值与步骤301中所设定的阈值V进行差值比较：当中心跟踪波束信号强度的AGC电压值＞阈值V时，转入步骤3051，对天线指向误差角进行计算及天线指向调整；否则，转入步骤3052，对所述移动载体的移动角速率进行差值判断。

如果中心跟踪波束信号强度的AGC电压值＞阈值V，则可以认为平板天线始终在目标卫星信号附近的位置，则说明此时平板天线能跟踪上目标卫星。

3051、天线指向误差角计算及天线指向调整，其过程如下：

30511、天线指向误差角计算：主控制器8调用参数计算模块且分别根据公式

和

计算得出所述平板天线在俯仰方向和方位方向上的误差角θ_i和φ_i，式中k＝4.78，θ_3dB为所述平板天线的半波束宽度。

由于在所述平板天线的天线功率方向图的最大方向附近，有下列近似公式(实际可经过测量拟合)成立：

式中G_m为天线增益，G(θ_i)为辐射角θ_i时的实际增益，θ_3dB为天线半波束宽度，θ_i为天线偏离卫星方向的角度，称为偏角。由于GC电压值与天线功率有正比关系，即V_AGC＝KG(θ_i)。因为K与AGC信号模块的增益有关，G_m也会随大气环境变化，kG_m只能在某一时间段保持不变。但可以认为在一次搜索过程中KG_m恒定不变。

如果移动载体的一个扰动使偏角θ_i≠0，跟踪程序随即进行扫描，上俯仰扫描波束的辐射角为θ_i＝θ_A+Δθ，读取AGC电压V₁，再反过来向下扫描，下俯仰扫描波束的辐射角为θ_i＝θ_A-Δθ，读取AGC电压V₂，则有：

$V_1={\mathrm{KG}}_m{e}^{-2.77{\left(\frac{{\mathrm{\θ}}_i+\mathrm{\Δ\θ}}{{\mathrm{\θ}}_{3\mathrm{dB}}}\right)}^2}$

$V_2={\mathrm{KG}}_m{e}^{-2.77{\left(\frac{{\mathrm{\θ}}_i-\mathrm{\Δ\θ}}{{\mathrm{\θ}}_{3\mathrm{dB}}}\right)}^2}$

两式相比得：

$\frac{V_1}{V_2}=\frac{{\mathrm{KG}}_m{e}^{-2.77{\left(\frac{{\mathrm{\θ}}_i+\mathrm{\Δ\θ}}{{\mathrm{\θ}}_{3\mathrm{dB}}}\right)}^2}}{{\mathrm{KG}}_m{e}^{-2.77{\left(\frac{{\mathrm{\θ}}_i-\mathrm{\Δ\θ}}{{\mathrm{\θ}}_{3\mathrm{dB}}}\right)}^2}}=e^{2.77\frac{{4\mathrm{\θ}}_i\mathrm{\Δ\θ}}{{\mathrm{\θ}}_{3\mathrm{dB}}^2}}$

用dB表示为：

$G_1-G_2=\lg \frac{V_1}{V_2}$

$=\frac{k{\mathrm{\θ}}_i\mathrm{\Δ\θ}}{{\mathrm{\θ}}_{3\mathrm{dB}}^2}\mathrm{dB}$

其中，k＝4.78

最终得到天线指向误差θ_i的表达式：

${\mathrm{\θ}}_i=\frac{(G_1-G_2){\mathrm{\θ}}_{3\mathrm{dB}}^2}{\mathrm{k\Δ\θ}},$

因此，信号幅度差值ΔG是与天线指向误差θ_i成正比的，通过采样两个位置的信号强度，可以计算出卫星的位置目标仰角为θ＝θ_i+θ₀，θ₀为天线视轴方向基准角。

同样，目标方位角φ的推理过程与目标俯仰角θ的推理过程相同。

30512、目标俯仰角θ及目标方位角φ计算：所述主控制器8再调用参数计算模块且分别根据公式θ＝θ₀+θ_i和φ＝φ₀+φ_i计算得出所述平板天线对准目标卫星的目标俯仰角θ和目标方位角φ，式中θ₀和φ₀分别为所述平板天线分别在俯仰方向和方位方向上的视轴方向基准角。

30513、天线指向调整：主控制器8根据计算出来的目标俯仰角θ和目标方位角φ且通过对伺服控制器9进行控制，实现对所述平板天线的俯仰角和方位角进行调整；且天线指向调整完成后，转入步骤302。

3052、移动载体移动角速率差值判断：主控制器8调用差值比较模块将此时角速率检测单元16所检测的角速率信号ω与步骤301中所设定的阈值ω₀进行差值比较：当ω＞ω₀时，说明所述平板天线由于移动载体移动速度过快而来不及跟踪目标卫星并导致接收信号丢失，则进入对目标卫星的重新搜索阶段，且待搜索到目标卫星后则进入步骤三；否则，进入阴影模式；其中，阈值ω₀为通过具体跑车实验测定的导致卫星接收信号暂时丢失时，移动载体的移动角速率的阈值。

本实施例中，步骤304中所述的波束控制器10与四个移相器11之间均接有一个激励器14，所述激励器14的数量为四个，四个所述激励器14与四个移相器11之间均接有译码驱动电路17。且步骤304中进行相移量调整时，波束控制器10先将步骤303中计算得出的四个移相器11的配相值Qi分别转化为二进制码，再在转化后的二进制码上插入相移调整码后作为激励器14的输入码，并相应发送至对应的激励器14。

综上，本发明实际工作过程中，第I象限子阵15-1、第II象限子阵15-2、第III象限子阵15-3和第IV象限子阵15-4所输出的四路信号分别经四个低噪声放大器1进行放大后，再分别由四个功分器2分成两路信号，将其中1路耦合后形成通信信道，经下变频器一3将信号传给卫星接收机4；另一路传给跟踪波束形成单元5，经过跟踪移相网络控制下，顺序产生中间、上、下、左和右侧五个跟踪波束(上下两个跟踪信号的信标电平差表示天线俯仰角偏离卫星信号波束中心的程度，左右两个跟踪信号的信标电平差表示天线方位角偏离卫星信号波束中心的程度)，且跟踪信号经下变频器二6后传至信标接收机7，并由主控制器8计算出所述平板天线的指向偏差，将其反馈入伺服回路中进行控制。其中，跟踪波束形成单元5主要用来形成跟踪波束，并使跟踪波束在主波束周围顺序扫描，跟踪波束形成单元5包括由波束控制器10进行控制的四个移相器11和功率合并器12，它利用相控的原理使跟踪波束顺序扫描，每个象限子阵的输出信号分别经过移相器11后通过功率合并器12合并，移相器11的相移受控于波束控制器10。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。

Claims (8)

1.一种利用动中通双波束伪单脉冲跟踪系统跟踪目标卫星的方法，动中通双波束伪单脉冲跟踪系统包括平板天线、四个低噪声放大器(1)、分别与四个低噪声放大器(1)相接的四个功分器(2)、与四个功分器(2)的其中一个输出端均相接的下变频器一(3)、与四个功分器(2)的另一个输出端均相接的跟踪波束形成单元(5)、与跟踪波束形成单元(5)相接的下变频器二(6)、主控制器(8)、与下变频器二(6)相接且将用于表示下变频器二(6)所输出信号强度的AGC电压同步传送至主控制器(8)的信标接收机(7)、分别对所述平板天线的方位轴和俯仰轴的倾斜角度进行实时检测的姿态检测单元(13)、由主控制器(8)进行控制的波束控制器(10)和对承载所述平板天线的移动载体的移动角速率进行实时检测的角速率检测单元(16)，所述主控制器(8)与对分别驱动所述方位轴和俯仰轴动作的电机进行控制的伺服控制器(9)相接且伺服控制器(9)由主控制器(8)进行控制，姿态检测单元(13)与主控制器(8)相接，所述下变频器一(3)与目标卫星的卫星接收机(4)相接，所述功分器(2)、下变频器一(3)和卫星接收机(4)连接组成一个供所述平板天线与目标卫星之间进行通信的通信信道，所述功分器(2)、跟踪波束形成单元(5)、下变频器二(6)和信标接收机(7)连接组成一个用于形成跟踪波束且对所形成跟踪波束进行传送的跟踪信道；所述跟踪波束形成单元(5)包括分别与四个功分器(2)的另一个输出端相接的四个移相器(11)和分别与四个移相器(11)相接的功率合并器(12)，功率合并器(12)与下变频器二(6)相接，所述波束控制器(10)分别与四个移相器(11)相接且分别对四个移相器(11)的相移量进行控制；所述平板天线为接收天线且其为包括多个天线单元的天线阵，且所述天线阵分为四个结构与面积均相同且所包含天线单元数量也相同的四个象限子阵，四个所述象限子阵的信号接收端口分别与四个低噪声放大器(1)相接，四个移相器(11)分别与四个所述象限子阵相对应，其特征在于该方法包括以下步骤：

步骤一、信号实时检测及同步上传：姿态检测单元(13)实时分别对所述方位轴和俯仰轴的倾斜进行实时检测，并将所检测信息同步上传至主控制器(8)；

步骤二、双波束生成：四个所述象限子阵的信号接收端口所输出四路信号分别经四个低噪声放大器(1)进行放大后，再分别传送至四个功分器(2)，且通过功分器(2)将每一个所述象限子阵的信号接收端口所输出的一路信号均对应分成一路通信信号和一路跟踪信号；四个功分器(2)所输出的四路通信信号经信号耦合后形成一路通信波束，且四个功分器(2)所输出的四路跟踪信号经跟踪波束形成单元(5)进行移相和合并后形成一路跟踪波束，且该路跟踪波束包括按照时间先后顺序交替产生且分别布设在所述通信波束的中心、上侧、下侧、左侧和右侧的五个跟踪波束，其中上侧和下侧的两个跟踪波束对称布设在中心跟踪波束的上下两侧，左侧和右侧的两个跟踪波束对称布设在中心跟踪波束的左右两侧；

步骤三、采用双波束同步进行通信与跟踪：

步骤二中所形成的通信波束经下变频器一(3)后同步上传至卫星接收机(4)，并相应完成所述平板天线与卫星接收机(4)之间的通信过程；

且在完成所述平板天线与卫星接收机(4)之间通信过程的同时，同步完成对所述目标卫星进行跟踪的跟踪过程，其跟踪过程如下：

301、主控制器(8)的控制参数设置：首先，对上侧和下侧的两个跟踪波束与中心跟踪波束之间的偏角Δθ以及左侧和右侧的两个跟踪波束与中心跟踪波束之间的偏角Δφ进行设置，其中上侧跟踪波束与中心跟踪波束之间的偏角为正则为Δθ，下侧跟踪波束与中心跟踪波束之间的偏角为负则为-Δθ，左侧跟踪波束与中心跟踪波束之间的偏角为正则为Δφ，右侧跟踪波束与中心跟踪波束之间的偏角为负则为-Δφ；

302、跟踪波束上传与AGC电压值实时检测及记录：跟踪波束形成单元(5)所输出的中心、上侧、下侧、左侧和右侧的五个跟踪波束分别经下变频器二(6)后同步上传至信标接收机(7)，且信标接收机(7)将用于表示五个跟踪波束信号强度的AGC电压值均同步传送至主控制器(8)并进行存储记录，且用于表示上侧、下侧、左侧和右侧的四个跟踪波束信号强度的AGC电压值分别记作V₁、V₂、V₃和V₄；

303、相移量计算：主控制器(8)或波束控制器(10)调用参数计算模块，且根据公式Q_i＝k₁x_isinΔθcosΔφ+k₁y_isinΔθsinΔφ相应分别计算得出四个移相器(11)的配相值Q_i，式中i＝1、2、3和4，(x_i，y_i，z_i)为四个象限子阵中第i个象限子阵的中心点空间坐标，k₁＝2π/λ₁为信标接收机(7)所接收信标信号的波数，λ₁为信标接收机(7)所接收信标信号的自由空间波长，且λ₁由信标接收机(7)所设定的信标信号频率来决定；

304、相移量调整：按照步骤303中计算得出的四个移相器(11)的配相值Q_i，通过波束控制器(10)对四个移相器(11)分别进行控制，实现对四个移相器(11)的相移量进行相应控制调整；

305、中心跟踪波束信号强度的AGC电压值差值判断：主控制器(8)调用差值比较模块将步骤302中主控制器(8)内部所存储记录的中心跟踪波束信号强度的AGC电压值与阈值V进行差值比较：当中心跟踪波束信号强度的AGC电压值＞阈值V时，转入步骤3051，对天线指向误差角进行计算及天线指向调整；否则，转入步骤3052，对所述移动载体的移动角速率进行差值判断；其中，阈值V为通过具体跑车实验测定的导致卫星接收信号暂时丢失时，中心跟踪波束信号强度的AGC电压值的阈值；

3051、天线指向误差角计算及天线指向调整，其过程如下：

30511、天线指向误差角计算：主控制器(8)调用参数计算模块且分别根据公式

和

计算得出所述平板天线在俯仰方向和方位方向上的误差角θ_i和φ_i，式中k＝4.78，θ_3dB为所述平板天线的半波束宽度；

30512、目标俯仰角θ及目标方位角φ计算：所述主控制器(8)再调用参数计算模块且分别根据公式θ＝θ₀+θ_i和φ＝φ₀+φ_i计算得出所述平板天线对准目标卫星的目标俯仰角θ和目标方位角φ，式中θ₀和φ₀分别为所述平板天线分别在俯仰方向和方位方向上的视轴方向基准角；

30513、天线指向调整：主控制器(8)根据计算出来的目标俯仰角θ和目标方位角φ且通过对伺服控制器(9)进行控制，实现对所述平板天线的俯仰角和方位角进行调整；且天线指向调整完成后，转入步骤302；

3052、移动载体移动角速率差值判断：主控制器(8)调用差值比较模块将此时角速率检测单元(16)所检测的角速率信号ω与阈值ω₀进行差值比较：当ω＞ω₀时，说明所述平板天线由于移动载体移动速度过快而来不及跟踪目标卫星并导致接收信号丢失，则进入对目标卫星的重新搜索阶段，且待搜索到目标卫星后则进入步骤三；否则，进入阴影模式；其中，阈值ω₀为通过具体跑车实验测定的导致卫星接收信号暂时丢失时，移动载体的移动角速率的阈值。

2.按照权利要求1所述的方法，其特征在于：所述天线阵以十字交错布设的水平向X轴和垂直向Y轴分为四个象限子阵。

3.按照权利要求2所述的方法，其特征在于：四个所述象限子阵分别为沿顺时针方向依次分布的第I象限子阵(15-1)、第II象限子阵(15-2)、第III象限子阵(15-3)和第IV象限子阵(15-4)，所述第I象限子阵(15-1)和第II象限子阵(15-2)均位于水平向X轴上方，且第III象限子阵(15-3)和第IV象限子阵(15-4)均位于水平向X轴下方。

4.按照权利要求1、2或3所述的方法，其特征在于：所述移相器(11)为数字移相器。

5.按照权利要求1、2或3所述的方法，其特征在于：四个功分器(2)均为二功分。

6.按照权利要求1所述的方法，其特征在于：步骤304中所述的波束控制器(10)与四个移相器(11)之间均接有一个激励器(14)，所述激励器(14)的数量为四个。

7.按照权利要求6所述的方法，其特征在于：步骤304中进行相移量调整时，波束控制器(10)先将步骤303中计算得出的四个移相器(11)的配相值Q_i分别转化为二进制码，再在转化后的二进制码上插入相移调整码后作为激励器(14)的输入码，并相应发送至对应的激励器(14)。

8.按照权利要求6所述的方法，其特征在于：四个所述激励器(14)与四个移相器(11)之间均接有译码驱动电路(17)。

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