CN104201458B - 星载雷达对航天器平台扰动实时补偿解耦方法及补偿解耦系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种星载雷达对航天器平台扰动实时补偿解耦方法，该方法包含：星载雷达搜索时，三轴稳定速率陀螺实时检测航天器平台姿态角的变化量和变化方向；航天器平台姿态角的变化量和变化方向通过坐标变换得出星载雷达姿态角的变化量和变化方向；当星载雷达姿态角的变化量超过预设阈值，星载雷达设定搜索补偿角；搜索补偿角的值为星载雷达姿态角的变化量；搜索补偿角的补偿方向与星载雷达的搜索方向垂直并与星载雷达姿态角的变化方向相反；星载雷达的伺服机构根据搜索补偿角对星载雷达的姿态角进行实时补偿控制。本发明利用航天器平台的自身资源，实现对星载雷达伺服机构的实时补偿，无需占用航天器宝贵的体积、重量和功耗资源，节省资源。
Description
技术领域
本发明涉及一种航天领域的航天器平台扰动实时补偿解耦技术，具体涉及一种星载雷达在轨工作时对航天器平台扰动实时补偿解耦方法及补偿解耦系统。
背景技术
星载微波雷达作为航天器平台重要的目标捕获、跟踪和相对测量任务载荷，一般采用伺服机构带动雷达天线对指定空域进行方位、高低二维搜索。在微波雷达搜索扫描目标的过程中，如果出现航天器平台自身抖动或自主机动，由于平台与雷达之间存在着动力学耦合，这种耦合因素可能使雷达天线漏扫一定的区域而无法有效捕获目标，因此要求星载雷达必须具有很强的抑制平台扰动的能力，并对运动目标进行精确跟踪。
目前，惯性稳定平台广泛应用于车载、舰载、机载、弹载以及各种航天设备中，它能够使被稳定对象在干扰作用下相对惯性空间保持方位不变，或在指令力矩作用下按给定规律相对惯性空间转动。通常在平台高低轴上安装两个敏感轴相互垂直的陀螺，分别敏感平台在方位和高低方向上相对于惯性空间的运动，并将此信号作为速度反馈，以此实现回路稳定，从而达到隔离平台摇晃、抖动的目的。
经过专利检索，共检索出相关发明专利一项，发明专利公开号为CN2413266，发明专利名称为多用途水平稳定系统。该发明专利提供了一种由稳定平台、常平架内环和外环、飞轮电机和转子、倾角传感器、补偿控制电路、补偿力矩电机、基座及平衡负载组成的多用途水平稳定平台，它是采用动量矩飞轮的陀螺力矩效应保持稳定平台的空间稳定性，并利用陀螺进动原理，建立了保持稳定平台水平的两轴力矩补偿控制系统，使稳定平台在其安装的基座载体运动条件下，保持对当地水平面的稳定跟踪。因此，特别适用于海洋船舶雷达、卫星天线、红外探测仪、激光测距仪、摄像机等需要水平基准并稳定跟踪当地水平面的安装平台。
然而，星载平台对有效载荷的重量、体积和功耗都有严格的要求，若采用惯性稳定平台来抑制平台扰动，其重量、体积和功耗都是星载平台无法承受的，为了提高星载雷达的测量精度，需要研究一种星载平台扰动实时补偿解耦的方法。
发明内容
本发明提供一种星载雷达对航天器平台扰动实时补偿解耦方法及补偿解耦系统，利用星载雷达平台的现有设备实现平台扰动的实时补偿。
为实现上述目的，本发明供一种星载雷达对航天器平台扰动实时补偿解耦方法，其特点是，该方法包含：
在星载雷达进行搜索过程中，三轴稳定速率陀螺实时检测并输出航天器平台姿态角的变化量和变化方向；
航天器平台姿态角的变化量和变化方向通过坐标变换得出星载雷达姿态角的变化量和变化方向；
当星载雷达姿态角的变化量超过预设的阈值，星载雷达设定搜索补偿角；搜索补偿角的值为星载雷达姿态角的变化量；搜索补偿角的补偿方向与星载雷达的搜索方向垂直，并与星载雷达姿态角的变化方向相反；
星载雷达的伺服机构根据搜索补偿角对星载雷达的姿态角进行实时补偿控制。
上述三轴稳定速率陀螺实时检测航天器平台姿态角的变化量包含：
三轴稳定速率陀螺以周期T检测航天器平台姿态的方位角速率ω α和高低角速率ω β；
在周期T的时间内，航天器平台的方位角的变化量为Δα=ω α T，高低角的变化量为Δβ=ω β T。
上述航天器平台坐标系与星载雷达坐标系坐标变换的坐标转换矩阵R为：
（1）
其中，θ 1为星载雷达坐标系与航天器平台坐标系之间沿X轴的旋转角度，其欧拉旋转矩阵Rx（θ1）如式（2）：
（2）
θ 2为星载雷达坐标系与航天器平台坐标系之间沿Y轴的旋转角度，其欧拉旋转矩阵Ry（θ2）如式（3）：
（3）
θ 3为星载雷达坐标系与航天器平台坐标系之间沿Z轴的旋转角度，其欧拉旋转矩阵Rz（θ3）如式（4）：
（4）。
上述航天器平台坐标系与星载雷达坐标系坐标变换后，姿态角的变化方向不变。
若星载雷达姿态角的变化量未超过预设的阈值，则星载雷达的伺服机构不对星载雷达的姿态角进行补偿控制。
上述搜索补偿角的补偿方向与星载雷达的搜索方向垂直具体为：
当星载雷达天线沿方位维进行目标搜索扫描时，在高低维进行搜索角度的实时补偿；当星载雷达天线沿高低维进行目标搜索扫描时，在方位维进行搜索角度的实时补偿。
一种上述星载雷达对航天器平台扰动实时补偿解耦方法适用的补偿解耦系统，其特点是，该系统包含：
姿态角检测模块，其实时检测航天器平台姿态角的变化量和变化方向；
坐标系转换模块，其通信连接姿态角检测模块的输出端，接收航天器平台姿态角的变化量和变化方向，通过坐标转换得到星载雷达姿态角的变化量和变化方向；
补偿模块，其通信连接坐标系转换模块的输出端，根据星载雷达姿态角的变化量和变化方向输出包含搜索补偿角及其补偿方向的补偿控制指令；
伺服机构，其通信连接补偿模块的输出端，根据补偿控制指令补偿星载雷达的姿态。
上述姿态角检测模块采用航天器平台自带的三轴稳定速率陀螺。
上述伺服机构采用星载雷达用于搜索控制的二维伺服机构，该二维伺服机构输入端接收补偿控制指令和星载雷达的搜索控制指令。
上述伺服机构输出端通信连接星载雷达的雷达天线。
本发明星载雷达对航天器平台扰动实时补偿解耦方法及补偿解耦系统和现有技术的星载雷达补偿解耦技术相比，其优点在于，本发明充分利用航天器平台的自身资源，利用航天器标配的三轴稳定速率陀螺提供的姿态信息作为角度反馈，实现对星载雷达伺服机构的实时补偿，无需占用航天器宝贵的体积、重量和功耗资源，节省资源；
本发明无需采用独立的惯性稳定平台，因此不会受到星载微波雷达外形尺寸和重量的限制，而且角度补偿方向可控，可以根据星载雷达的实际搜索扫描方式，灵活地实现星载平台扰动的实时补偿解耦，通用性强；
本发明使星载微波雷达摆脱了结构复杂的惯性稳定平台，简化了系统设计，消除了因惯性稳定平台工作异常引起的单点失效模式，提高了星载微波雷达的可靠性和维护性，可靠性高。
附图说明
图1为本发明星载微波雷达扫描补偿示意图；
图2为本发明星载雷达对航天器平台扰动实时补偿解耦方法的流程图；
图3为航天器平台坐标系与星载雷达坐标系关系图；
图4为航天器平台坐标系与星载雷达坐标系关系图；
图5为补偿解耦系统的结构示意图。
具体实施方式
以下结合附图，进一步说明本发明的具体实施例。
如图1所示，星载微波雷达搜索过程中，雷达天线在其二维驱动机构的控制下沿方位维或高低维作Z字形扫描，同时发射机对外辐射电磁波，微波雷达探测接收目标回波信号完成目标搜索、捕获、跟踪和测量。如图1中虚线框所示，航天器平台扰动耦合到二维驱动机构使得雷达波束垂直于扫描方向产生了一定的偏移量，如果此时目标正好位于虚框以外，微波雷达将无法捕获目标，导致微波雷达捕获概率降低。
本发明公开了一种星载雷达对航天器平台扰动实时补偿解耦方法及其所适用的系统，充分利用航天器平台的已有资源，通过监测平台姿态的实时变化信息，对二维驱动机构进行实时补偿解耦，使雷达波束垂直于扫描方向对偏移量进行反向补偿，使其回归既定轨迹，实现平台扰动的实时补偿，如图1中实线框所示，可以消除上述情况，确保微波雷达的捕获概率。
如图2所示，为本发明一种星载雷达对航天器平台扰动实时补偿解耦方法的实施例，该方法具体包含以下步骤：
步骤1、当星载雷达在进行搜索过程中，航天器平台自带的三轴稳定速率陀螺实时检测并输出航天器平台姿态角的变化量和变化方向。目前，通常在平台高低轴上安装两个敏感轴相互垂直的三轴稳定速率陀螺，分别敏感平台在方位和高低方向上相对于惯性空间的运动及其角速率，并将此信号作为速度反馈。所以本实施例中，三轴稳定速率陀螺检测得姿态角包含有方位角和高低角（方位角与高低角的定义下文说明）。三轴稳定速率陀螺实时检测航天器平台姿态角的变化量具体如下：
三轴稳定速率陀螺以周期T检测航天器平台姿态的方位角速率ω α和高低角速率ω β，其角速率测量精度达0.15°/h，相当于0.15″/s。周期T可根据具体要求变化，本实施例中周期T取400 ms。
可知，在周期T的时间内，航天器平台的方位角的变化量为Δα=ω α T，高低角的变化量为Δβ=ω β T。
步骤2、航天器平台姿态角的变化量和变化方向，通过坐标变换，得出星载雷达姿态角的变化量和变化方向。
如图3和图4所示，为星载雷达坐标系与航天器平台坐标系的正方向定义，在星载雷达坐标系的基础上，对微波雷达反馈的方位角、高低角和相对速度的定义如下：
方位角α定义为视线与X r O Z r 平面的夹角；
高低角β定义为视线在X r O Z r 平面的投影与X r轴的夹角。
星载雷达坐标系（X r，Y r，Z r）和航天器平台坐标系（X b，Y b，Z b）在理论上方向是一致的，无需通过坐标旋转实现两者之间的坐标转换。但在实际的工程研制过程中，由于制造误差、安装误差等原因导致雷达坐标系和平台坐标系之间存在着坐标旋转，可以通过地面标定试验获得：
设雷达坐标系与平台坐标系之间沿X轴方向的旋转角度为θ 1，其欧拉旋转矩阵Rx（θ 1）如式（2）：
（2）。
设雷达坐标系与平台坐标系之间沿Y轴方向的旋转角度为θ 2，其欧拉旋转矩阵Ry（θ 2）如式（3）：
（3）。
设雷达坐标系与平台坐标系之间沿Z轴方向的旋转角度为θ 3，其欧拉旋转矩阵Rz（θ 3）如式（4）：
（4）。
通过上述式（2）、（3）、（4），可得星载雷达坐标系与航天器平台坐标系之间的坐标转换矩阵R为：
（1）。
步骤3、解算得星载雷达姿态角的变化量和变化方向后，判断星载雷达姿态角的变化量是否超过预设的阈值，若否，则星载雷达的伺服机构不对星载雷达的姿态角进行补偿控制，仅进行正常的目标搜索控制；若是，星载雷达姿态角的变化量超过预设的阈值，则跳转到步骤4。
步骤4、星载雷达设定搜索补偿角，并输出包含搜索补偿角及方向的补偿指令。具体实际操作中，可以在星载微波雷达二维驱动机构的驱动控制器通信协议中增加一条“设定搜索补偿角”指令，设定搜索补偿角，该搜索补偿角只在微波雷达搜索中起作用。
其中，搜索补偿角的值为星载雷达姿态角的变化量；搜索补偿角的补偿方向与星载雷达的搜索方向垂直，并与星载雷达姿态角的变化方向相反。
搜索补偿角的补偿方向与星载雷达的搜索方向垂直具体为：当星载雷达天线沿方位维进行目标搜索扫描时，在高低维进行搜索角度的实时补偿；当星载雷达天线沿高低维进行目标搜索扫描时，在方位维进行搜索角度的实时补偿。
步骤5、星载雷达的二维（方位维、高低维）伺服机构根据搜索补偿角的值和补偿方向对星载雷达的姿态角进行实时补偿控制。每接收到一次“设定搜索补偿角”指令，会立即执行一次搜索补偿，实现平台扰动的实时补偿解耦。
如图5所示，本发明还公开了一种星载雷达对航天器平台扰动实时补偿解耦方法所适用的补偿解耦系统的实施例，该系统包含：姿态角检测模块1，通信连接姿态角检测模块1输出端的坐标系转换模块2，通信连接坐标系转换模块2输出端的补偿模块，通信连接补偿模块输出端的伺服机构3。
姿态角检测模块1用于实时检测航天器平台姿态角的变化量和变化方向。本发明中，姿态角检测模块1采用航天器平台自带的三轴稳定速率陀螺。
坐标系转换模块2用于接收航天器平台姿态角的变化量和变化方向，通过坐标转换得到星载雷达姿态角的变化量和变化方向。
补偿模块用于根据星载雷达姿态角的变化量和变化方向，解算出雷达在方位、高低二维方向上的补偿角度。并输出包含搜索补偿角及其补偿方向的补偿控制指令。该补偿控制指令与星载雷达的搜索控制指令结合，组成伺服机构3的控制指令。
伺服机构3输出端通信连接星载雷达的雷达天线4，伺服机构3接收补偿控制指令与搜索指令组合成的控制指令，根据控制指令控制雷达天线4进行目标搜索作业的同时补偿星载雷达的姿态。伺服机构3可直接采用星载雷达用于雷达目标搜索控制的二维伺服机构。
通过上述星载雷达对航天器平台扰动实时补偿解耦方法及补偿解耦系统，在星载雷达搜索扫描的过程中，根据雷达波束的实际扫描方向，对星载雷达的伺服机构沿垂直于扫描方向进行实时补偿控制，从而达到隔离平台摇晃、抖动的目的。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。
Claims (10)
1.一种星载雷达对航天器平台扰动实时补偿解耦方法，其特征在于，该方法包含：
在星载雷达进行搜索过程中，三轴稳定速率陀螺实时检测并输出航天器平台姿态角的变化量和变化方向；
航天器平台姿态角的变化量和变化方向通过坐标变换得出星载雷达姿态角的变化量和变化方向；
当星载雷达姿态角的变化量超过预设的阈值，星载雷达设定搜索补偿角；搜索补偿角的值为星载雷达姿态角的变化量；搜索补偿角的补偿方向与星载雷达的搜索方向垂直，并与星载雷达姿态角的变化方向相反；
星载雷达的伺服机构根据搜索补偿角对星载雷达的姿态角进行实时补偿控制。
2.如权利要求1所述的星载雷达对航天器平台扰动实时补偿解耦方法，其特征在于，所述三轴稳定速率陀螺实时检测航天器平台姿态角的变化量包含：
三轴稳定速率陀螺以周期T检测航天器平台姿态的方位角速率ω α和高低角速率ω β；
在周期T的时间内，航天器平台的方位角的变化量为Δα=ω α T，高低角的变化量为Δβ=ω β T。
3.如权利要求1所述的星载雷达对航天器平台扰动实时补偿解耦方法，其特征在于，所述航天器平台坐标系与星载雷达坐标系坐标变换的坐标转换矩阵R为：
（1）
其中，θ 1为星载雷达坐标系与航天器平台坐标系之间沿X轴的旋转角度，其欧拉旋转矩阵Rx（θ1）如式（2）：
（2）
θ 2为星载雷达坐标系与航天器平台坐标系之间沿Y轴的旋转角度，其欧拉旋转矩阵Ry（θ2）如式（3）：
（3）
θ 3为星载雷达坐标系与航天器平台坐标系之间沿Z轴的旋转角度，其欧拉旋转矩阵Rz（θ3）如式（4）：
（4）。
4.如权利要求1所述的星载雷达对航天器平台扰动实时补偿解耦方法，其特征在于，所述航天器平台坐标系与星载雷达坐标系坐标变换后，姿态角的变化方向不变。
5.如权利要求1所述的星载雷达对航天器平台扰动实时补偿解耦方法，其特征在于，若星载雷达姿态角的变化量未超过预设的阈值，则星载雷达的伺服机构不对星载雷达的姿态角进行补偿控制。
6.如权利要求1所述的星载雷达对航天器平台扰动实时补偿解耦方法，其特征在于，所述搜索补偿角的补偿方向与星载雷达的搜索方向垂直具体为：
当星载雷达天线沿方位维进行目标搜索扫描时，在高低维进行搜索角度的实时补偿；当星载雷达天线沿高低维进行目标搜索扫描时，在方位维进行搜索角度的实时补偿。
7.一种如权利要求1至6中任意一项权利要求所述星载雷达对航天器平台扰动实时补偿解耦方法适用的补偿解耦系统，其特征在于，该系统包含：
姿态角检测模块，其实时检测航天器平台姿态角的变化量和变化方向；
坐标系转换模块，其通信连接姿态角检测模块的输出端，接收航天器平台姿态角的变化量和变化方向，通过坐标转换得到星载雷达姿态角的变化量和变化方向；
补偿模块，其通信连接坐标系转换模块的输出端，根据星载雷达姿态角的变化量和变化方向输出包含搜索补偿角及其补偿方向的补偿控制指令；
伺服机构，其通信连接补偿模块的输出端，根据补偿控制指令补偿星载雷达的姿态。
8.如权利要求7所述的补偿解耦系统，其特征在于，所述姿态角检测模块采用航天器平台自带的三轴稳定速率陀螺。
9.如权利要求7所述的补偿解耦系统，其特征在于，所述伺服机构采用星载雷达用于搜索控制的二维伺服机构，该二维伺服机构输入端接收补偿控制指令和星载雷达的搜索控制指令。
10.如权利要求7或9所述的补偿解耦系统，其特征在于，所述伺服机构输出端通信连接星载雷达的雷达天线。
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