CN103471563A - 分布式相控阵天线的子阵波束指向角度校正方法 - Google Patents

Abstract

分布式相控阵天线的子阵波束指向角度校正方法，其实现步骤为：1)装有电子罗盘的子阵安装于飞机机翼上；2)建立机身坐标系，地球坐标系和子阵坐标系；3）利用飞控系统提供的卫星角度参数，计算卫星在机身坐标系中坐标；4）利用机身姿态参数计算卫星在地球坐标系中的坐标；5）子阵上电子罗盘测得子阵的姿态参数；6）利用子阵上的姿态参数计算卫星在子阵坐标系中的坐标；7）将卫星在子阵坐标系上的坐标转换为卫星相对于该子阵的俯仰角和方位角。该校正方法适用于机载卫星通信中的分布式相控阵天线，工程实现简单。

Description

分布式相控阵天线的子阵波束指向角度校正方法

技术领域

本发明涉及分布式相控阵天线领域，具体涉及机载卫星通信中分布式相控阵天线的子阵波束指向角度校正方法。

技术背景

在机载卫星通信中，为了提高天线的增益，相控阵天线的阵元数量有时会相当庞大，甚至达到上千个阵元。如果所有阵元位于同一个平面阵面上，则相控阵天线由于尺寸过大而安装非常困难。采用分布式相控阵天线是解决上述问题的方法。分布式相控阵天线由多个子阵构成，每个子阵都是独立的相控阵天线，子阵的阵元数量和尺寸相对较小，易于安装在飞机机翼上。子阵通常采用均匀矩形平面阵列，其加权矢量决定于卫星信号相对于该阵面的入射角度，即俯仰角和方位角，该角度就是相控阵天线的波束指向角度。在矩形平面相控阵天线理论中，波束指向角度的定义是建立在阵面所在坐标系基础上的，这个坐标系通常是XY平面与阵面平面重合，阵面几何中心为原点，Z轴垂直阵面。对于机载航空电子系统，其只能提供卫星相对于机身坐标系的俯仰角和方位角，由于机翼在飞机飞行过程中，存在显著的随机变形，所以，航电系统提供的卫星角度，与卫星相对于每个子阵的角度相比，差别很大。为了获得每个子阵的波束指向角度，必须对航电系统提供的卫星角度进行校正。已有解决方法是在机翼上密集分布应力传感器，从而测量出机翼的变形，再分析子阵的指向角度。但由于机翼面积大，传感器数量多，工程实现非常困难，误差也大。

发明内容

解决上述机载卫星通信中分布式相控阵天线面临的技术问题的方法，是一种分布式相控阵天线的子阵波束指向角度校正方法。该方法实现步骤为：

第一步，机载卫星通信中飞机机翼上方分布着N个相同的相控阵天线子阵，每个子阵为均匀矩形平面阵列，N为大于1的整数，而每个子阵上都安装有一个三维电子罗盘，三维电子罗盘可以测得该电子罗盘所在子阵阵面平面相对于地面的姿态参数，即航向角，俯仰角和横滚角。

第二步，建立三个直角坐标系统：第一个直角坐标系为飞机机身坐标系X′Y′Z′，X′Y′平面为飞机机身平面，X′为从机尾指向机头的方向，Y′为俯视时从右侧机翼指向左侧机翼的方向，Z′垂直机身平面指向天空，这个坐标系为飞机航空电子系统中控制系统采用的坐标系；第二个直角坐标系是以地球为参考的直角坐标系XYZ，该坐标系的原点与机身坐标系X′Y′Z′原点重合，XY平面与水平面平行，X轴为纬度方向，指向北方，Y轴为经度方向，指向西方，Z轴为垂直水平面方向，指向天空；第三个直角坐标为子阵阵面坐标系X′′Y′′Z′′，该坐标系的X′′Y′′平面为子阵阵面平面，X′′轴和Y′′轴分别平行于矩形平面阵列的长和宽，原点在阵面几何中心，Z′′轴垂直该平面指向天空。

第三步，航空电子系统中的控制系统在机身坐标系X′Y′Z′中，测量得到飞机姿态的航向角α，俯仰角β和横滚角γ，以及卫星相对于飞机的俯仰角θ和方位角φ；根据卫星角度θ和φ，计算卫星在机身坐标系X'Y'Z'中的坐标(x′,y′,z′)，计算方法为 $\left[\begin{array}{c}{x}^{\′}\\ y^{\′}\\ z^{\′}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}r\sin \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}\\ r\sin \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}\\ r\cos \mathrm{\θ}\end{array}\right],$ 这参数计算坐标变换矩阵R=RγRβRα，其中 $R_{\mathrm{\α}}=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\α}& \sin \mathrm{\α}\\ 0& -\sin \mathrm{\α}& \cos \mathrm{\α}\end{array}\right],$ $R_{\mathrm{\β}}\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\β}& 0& -\sin \mathrm{\β}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\β}& 0& \cos \mathrm{\β}\end{array}\right],R_{\mathrm{\γ}}\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\γ}& \sin \mathrm{\γ}& 0\\ -\sin \mathrm{\γ}& \cos \mathrm{\γ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right];$ 然后，根据 $\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right]=R^{-1}\left[\begin{array}{c}{x}^{\′}\\ y^{\′}\\ z^{\′}\end{array}\right]$ 得到卫星在地球坐标系中坐标(x,y,z)，R^-1表示矩阵R的逆矩阵。

第五步，对于任意一个子阵，安装在该子阵阵面位置的三维电子罗盘测量得到子阵阵面在阵面坐标系X′′Y′′Z′′中的姿态参数，对应的航向角为δ，俯仰角为η，横滚角为μ。

第六步，把卫星在地球坐标系中坐标(x,y,z)转换到子阵阵面坐标系X′′Y′′Z′′中的坐标(x",y",z")：首先，根据阵面坐标系X"Y"Z"中的姿态参数求得坐标转换矩阵G,这里的G=G_μG_ηG_δ,其中 $G_{\mathrm{\δ}}=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\δ}& \sin \mathrm{\δ}\\ 0& -\sin \mathrm{\δ}& \cos \mathrm{\δ}\end{array}\right],G_{\mathrm{\η}}=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\η}& 0& -\sin \mathrm{\η}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\η}& 0& \cos \mathrm{\η}\end{array}\right],G_{\mathrm{\μ}}\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\μ}& \sin \mathrm{\μ}& 0\\ -\sin \mathrm{\μ}& \cos \mathrm{\μ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right];$ 然后，根据 $\left[\begin{array}{c}{x}^{\′\′}\\ y^{\′\′}\\ z^{\′\′}\end{array}\right]=G\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right]$ 得到卫星在阵面坐标系中的坐标(x′′,y′′,z′′)。

第七步，根据卫星在子阵阵面坐标系X′′Y′′Z′′中的坐标(x′′,y′′,z′′)，计算卫星相对于该子阵阵面的俯仰角ξ和方位角ζ，用于相控阵天线子阵的波束指向控制，即求解方程 $\left[\begin{array}{c}{x}^{\′\′}\\ y^{\′\′}\\ z^{\′\′}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}R\sin \mathrm{\ξ}\cos \mathrm{\ζ}\\ R\sin \mathrm{\ξ}\sin \mathrm{\ζ}\\ R\cos \mathrm{\ξ}\end{array}\right],$ 其中R表示卫星到子阵阵面几何中心的距离。

本发明的效果是利用三维电子罗盘的测量参数和矩阵变换，可以准确计算卫星相对于每个子阵的角度，从而确定子阵的波束指向角度。而且，该方法中，每个子阵只需要一个电子罗盘，易于工程实现。

附图说明

图1本发明方法流程图

图2分布式相控天线子阵分布图

图3机身坐标系X'Y'平面俯视图

图4地球坐标系示意图

图5子阵阵面坐标系示意图

图6机身坐标系及卫星位置示意图

具体实施方法

机载卫星通信中的分布式相控阵天线，由N个位于机翼上的子阵构成，子阵波束指向角度，依靠航空电子系统提供的飞机姿态参数和卫星参数，以及安装在每个子阵上的三维电子罗盘测量参数，通过一定变换获得。分布式相控阵天线的子阵波束指向角度校正方法流程如图1所示，具体实现步骤为：

第一步，如图2所示，机载卫星通信中飞机机翼上方分布着N个相同的相控阵天线子阵，每个子阵为均匀矩形平面阵列，N为大于1的整数，而每个子阵上都安装有一个三维电子罗盘，三维电子罗盘可以测得该电子罗盘所在子阵阵面平面相对于地面的姿态参数，即航向角，俯仰角和横滚角。

第二步，建立三个直角坐标系统：第一个直角坐标系为飞机机身坐标系X′Y′Z′，X′Y′平面为飞机机身平面，X′为从机尾指向机头的方向，Y′为俯视时从右侧机翼指向左侧机翼的方向，如图3所示；Z′垂直机身平面指向天空。这个坐标系为航空电子系统控制系统定义，也是控制系统传递给相控阵天线参数所采用的坐标系统。第二个直角坐标系是以地球为参考的直角坐标系XYZ，如图4所示。该坐标系的原点与机身坐标系X′Y′Z′原点重合，XY平面与水平面平行，X轴为纬度方向，指向北方，Y轴为经度方向，指向西方，Z轴为垂直水平面方向，指向天空。第三个直角坐标为子阵阵面坐标系X′′Y′′Z′′，如图5所示。该坐标系的X′′Y′′平面为子阵阵面平面，X′′轴和Y′′轴分别平行于矩形平面阵列的长和宽，原点在阵面几何中心，Z′′轴垂直该平面指向天空。虽然阵面坐标系原点与其他坐标系原点不重合，但由于仅仅计算角度，所以这并不会对校正结果产生影响。

第三步，卫星在机身坐标系中的位置如图6所示，通过俯仰角θ和方位角φ定义卫星在该坐标系下的位置。航空电子系统中的控制系统在机身坐标系X′Y′Z′中，测量得到飞机姿态的航向角α，俯仰角β和横滚角γ，以及卫星相对于飞机的俯仰角θ和方位角φ。根据卫星角度θ和φ，计算卫星在机身坐标系X'Y'Z'中的坐标(x′,y′,z′)，计算方法为 $\left[\begin{array}{c}{x}^{\′}\\ y^{\′}\\ z^{\′}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}r\sin \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}\\ r\sin \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}\\ r\cos \mathrm{\θ}\end{array}\right],$ 这里的r为卫星到原点距离。由于只需要计算波束指向角度，所以r的具体值并不影响计算结果。

第四步，把卫星在机身坐标系X'Y'Z'中的坐标(x′,y′,z′)，转换为卫星在地球坐标系XYZ中的坐标(x,y,z)：首先，根据飞机三个姿态参数计算坐标变换矩阵R=RγRβRα，其中 $R_{\mathrm{\α}}=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\α}& \sin \mathrm{\α}\\ 0& -\sin \mathrm{\α}& \cos \mathrm{\α}\end{array}\right],$ $R_{\mathrm{\β}}\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\β}& 0& -\sin \mathrm{\β}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\β}& 0& \cos \mathrm{\β}\end{array}\right],R_{\mathrm{\γ}}\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\γ}& \sin \mathrm{\γ}& 0\\ -\sin \mathrm{\γ}& \cos \mathrm{\γ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right];$ 然后，根据 $\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right]=R^{-1}\left[\begin{array}{c}{x}^{\′}\\ y^{\′}\\ z^{\′}\end{array}\right]$ 得到卫星在地球坐标系中坐标(x,y,z)，R^-1表示矩阵R的逆矩阵。

第五步，对于任意一个子阵，安装在该子阵阵面位置的三维电子罗盘测量得到子阵阵面在阵面坐标系X′′Y′′Z′′中的姿态参数，对应的航向角为δ，俯仰角为η，横滚角为μ。

第六步，把卫星在地球坐标系中坐标(x,y,z)转换到子阵阵面坐标系X′′Y′′Z′′中的坐标(x",y",z")：首先，根据阵面坐标系X"Y"Z"中的姿态参数求得坐标转换矩阵G,这里的G=G_μG_ηG_δ,其中 $G_{\mathrm{\δ}}=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\δ}& \sin \mathrm{\δ}\\ 0& -\sin \mathrm{\δ}& \cos \mathrm{\δ}\end{array}\right],G_{\mathrm{\η}}=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\η}& 0& -\sin \mathrm{\η}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\η}& 0& \cos \mathrm{\η}\end{array}\right],G_{\mathrm{\μ}}=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\μ}& \sin \mathrm{\μ}& 0\\ -\sin \mathrm{\μ}& \mathrm{soc\μ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right];$ 然后，根据 $\left[\begin{array}{c}{x}^{\′\′}\\ y^{\′\′}\\ z^{\′\′}\end{array}\right]=G\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right]$ 得到卫星在阵面坐标系中的坐标(x′′,y′′,z′′)。

第七步，根据卫星在子阵阵面坐标系X′′Y′′Z′′中的坐标(x′′,y′′,z′′)，计算卫星相对于该子阵阵面的俯仰角ξ和方位角ζ，用于相控阵天线子阵的波束指向控制，即求解方程 $\left[\begin{array}{c}{x}^{\′\′}\\ y^{\′\′}\\ z^{\′\′}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}R\sin \mathrm{\ξ}\cos \mathrm{\ζ}\\ R\sin \mathrm{\ξ}\sin \mathrm{\ζ}\\ R\cos \mathrm{\ξ}\end{array}\right],$ 其中R表示卫星到子阵阵面几何中心的距离。

本发明针对机载卫星通信中的分布式相控阵天线应用领域，能够准确确定每个子阵的波束指向角度，相对于已有的应力传感器网络的校正方法，所需传感器数量少，工程实现简单。

Claims (1)

1.分布式相控阵天线的子阵波束指向角度校正方法，其实现步骤为：

第一步，机载卫星通信中飞机机翼上方分布着N个相同的相控阵天线子阵，每个子阵为均匀矩形平面阵列，N为大于1的整数，而每个子阵上都安装有一个三维电子罗盘，三维电子罗盘可以测得该电子罗盘所在子阵阵面平面相对于地面的姿态参数，即航向角，俯仰角和横滚角；

第二步，建立三个直角坐标系统：第一个直角坐标系为飞机机身坐标系X′Y′Z′，X′Y′平面为飞机机身平面，X′为从机尾指向机头的方向，Y′为俯视时从右侧机翼指向左侧机翼的方向，Z′垂直机身平面指向天空，这个坐标系为飞机航空电子系统中控制系统采用的坐标系；第二个直角坐标系是以地球为参考的直角坐标系XYZ，该坐标系的原点与机身坐标系X′Y′Z′原点重合，XY平面与水平面平行，X轴为纬度方向，指向北方，Y轴为经度方向，指向西方，Z轴为垂直水平面方向，指向天空；第三个直角坐标为子阵阵面坐标系X′′Y′′Z′′，该坐标系的X′′Y′′平面为子阵阵面平面，X′′轴和Y′′轴分别平行于矩形平面阵列的长和宽，原点在阵面几何中心，Z′′轴垂直该平面指向天空；

第三步，航空电子系统中的控制系统在机身坐标系X′Y′Z′中，测量得到飞机姿态的航向角α，俯仰角β和横滚角γ，以及卫星相对于飞机的俯仰角θ和方位角φ；根据卫星角度θ和φ，计算卫星在机身坐标系X'Y'Z'中的坐标(x′,y′,z′)，计算方法为 $\left[\begin{array}{c}{x}^{\′}\\ y^{\′}\\ z^{\′}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}r\sin \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}\\ r\sin \mathrm{\θ}\cos \mathrm{\φ}\\ r\cos \mathrm{\θ}\end{array}\right],$ 这里的r为卫星到原点的距离；

第四步，把卫星在机身坐标系X'Y'Z'中的坐标(x′,y′,z′)，转换为卫星在地球坐标系XYZ中的坐标(x,y,z)：首先，根据飞机三个姿态参数计算坐标变换矩阵R=R_γR_βR_α，其中 $R_{\mathrm{\α}}=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\α}& \sin \mathrm{\α}\\ 0& -\sin \mathrm{\α}& \cos \mathrm{\α}\end{array}\right],R_{\mathrm{\β}}\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\β}& 0& -\sin \mathrm{\β}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\β}& 0& \cos \mathrm{\β}\end{array}\right],R_{\mathrm{\γ}}\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\γ}& \sin \mathrm{\γ}& 0\\ -\sin \mathrm{\γ}& \cos \mathrm{\γ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right];$ 然后，根据 $\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right]=R^{-1}\left[\begin{array}{c}{x}^{\′}\\ y^{\′}\\ z^{\′}\end{array}\right]$ 得到卫星在地球坐标系中坐标(x,y,z)，R^-1表示矩阵R的逆矩阵；

第五步，对于任意一个子阵，安装在该子阵阵面位置的三维电子罗盘测量得到子阵阵面在阵面坐标系X′′Y′′Z′′中的姿态参数，对应的航向角为δ，俯仰角为η，横滚角为μ；

第六步，把卫星在地球坐标系中坐标(x,y,z)转换到子阵阵面坐标系X′′Y′′Z′′中的坐标(x",y",z")：首先，根据阵面坐标系X"Y"Z"中的姿态参数求得坐标转换矩阵G,这里的G=G_μG_ηG_δ,其中 $G_{\mathrm{\δ}}=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\δ}& \sin \mathrm{\δ}\\ 0& -\sin \mathrm{\δ}& \cos \mathrm{\δ}\end{array}\right],G_{\mathrm{\η}}=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\η}& 0& -\sin \mathrm{\η}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\η}& 0& \cos \mathrm{\η}\end{array}\right],$ $G_{\mathrm{\μ}}=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\μ}& \sin \mathrm{\μ}& 0\\ -\sin \mathrm{\μ}& \cos \mathrm{\μ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right];$ 然后，根据 $\left[\begin{array}{c}{x}^{\′\′}\\ y^{\′\′}\\ z^{\′\′}\end{array}\right]=G\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right]$ 得到卫星在阵面坐标系中的坐标(x′′,y′′,z′′)；

第七步，根据卫星在子阵阵面坐标系X′′Y′′Z′′中的坐标(x′′,y′′,z′′)，计算卫星相对于该子阵阵面的俯仰角ξ和方位角ζ，用于相控阵天线子阵的波束指向控制，即求解方程 $\left[\begin{array}{c}{x}^{\′\′}\\ y^{\′\′}\\ z^{\′\′}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}R\sin \mathrm{\ξ}\cos \mathrm{\ζ}\\ R\sin \mathrm{\ξ}\sin \mathrm{\ζ}\\ R\cos \mathrm{\ξ}\end{array}\right],$ 其中R表示卫星到子阵阵面几何中心的距离。

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