CN108511908B - 一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制系统及方法，在X、Y轴控制器基础上引入了耦合控制器，以位置矢量与速度矢量的夹角为控制对象，对X、Y轴控制器输出的跟踪角速度进行坐标旋转补偿，达到了抑制和差信号相对相位残差对跟踪影响的目的。该方法极大地抑制了和差信号相对相位残差对跟踪的影响，改善了自动跟踪系统的跟踪性能，提高了自动跟踪技术对使用环境的适应性。对高动态，大惯性跟踪系统的改善效果尤为显著，使用过程简便，具有较好的跟踪性能，能够满足对地、星间等多种目标的跟踪使用要求，具有广阔的应用前景。

Description

一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制系统及方法

技术领域

本发明涉及一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制方法，极大地抑制了和差信号相对相位残差对跟踪的影响，改善了自动跟踪系统的跟踪性能，提高了自动跟踪技术对使用环境的适应性。对高动态，大惯性跟踪系统的改善效果尤为显著，主要用于各类自动跟踪系统以实现对目标的跟踪，属于伺服控制工程技术领域。

背景技术

随着高分辨率遥感卫星、数据中继卫星、新一代通信卫星的发展，对数据传输速率要求越来越高，需要实时传输几百Mbps～几Gbps及以上的高码速率的海量数据。为了提高卫星的传输速率，传输频点越来越高，天线口径越来越大，导致天线波束宽度越来越窄。为了提高链路增益和数据传输的稳定性，对天线伺服系统的跟踪精度要求也越来越高。

传统的程序跟踪主要根据卫星轨道参数和目标的位置信息预报下一时刻天线指向角度，由于其跟踪精度受指向角度预报误差、卫星姿态角误差、天线的安装装配误差等诸多因素的制约，精度一般不高，一般只能达到0.4度，已经无法满足在轨长距离的高速数据传输的要求。

圆波导多模自动跟踪技术因具有跟踪精度高(可达到0.05度)、不依赖于卫星平台数据等优点，而越来越多地作为主要的跟踪技术应用于各种星载跟踪系统。典型的圆波导多模天线自跟踪系统如图1所示，该系统主要由跟踪天线、跟踪接收机和伺服控制器组成，跟踪天线接收信标和信号(圆波导TE11模)、差信号(圆波导TE21模),跟踪接收机将接收到的和、差信号经过解调得到方位误差信号ΔA、俯仰误差信号ΔE，伺服控制器根据误差信号控制驱动跟踪天线指向目标。

卫星在轨自动跟踪前必须通过上注校相码的方式调整和差信号的相对相位，使天线辐射场坐标系与天线本体坐标系对应轴重合且方向相反。天线辐射场坐标系相对于天线本体坐标系如果存在一个坐标旋转角度，导致速度矢量与位置矢量不重合存在夹角，会使跟踪曲线不再是一条直线，变成了螺旋线，严重时甚至无法收敛，呈现螺旋发散状。对高动态、大惯性系统影响尤其严重。

由于卫星在轨工作环境恶劣，即使在同一圈轨道，由于在阳面和阴面舱外天线及波导温度相差几十度甚至上百度，会引起和差信号相对相位周期波动，最终影响了自动跟踪的性能，限制了自动跟踪技术的使用。因此，急需发明一种自动跟踪控制方法，能够有效抑制和差信号相对相位残差对跟踪影响，改善跟踪性能。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种具有相位抑制功能的星载自动跟踪控制系统及方法，抑制和差信号相对相位残差对跟踪影响。

本发明的技术解决方案是：一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制方法，步骤如下：

(1)、以天线相位中心为Z轴，天线反射面的中心点为坐标原点，天线方位向目标指向与实际指向误差为A轴，天线俯仰向目标指向与实际指向误差为E轴，建立天线辐射场坐标系OAEZ，定义天线辐射场坐标系中的矢量为位置矢量，两个位置矢量之间的差为速度矢量；

(2)、获取方位误差信号ΔA_n、俯仰误差信号ΔE_n，从而得到当前控制周期天线辐射场坐标系中的位置矢量和速度矢量；

(3)、计算当前控制周期天线辐射场坐标系中上一个控制周期位置矢量

和当前周期的速度矢量

的夹角值φ_n；

(4)、根据方位误差信号ΔA_n，计算天线方位角速度指令Vx_n；

(5)、根据俯仰误差信号ΔE_n，计算天线俯仰角速度指令Vy_n；

(6)、根据天线辐射场坐标系中位置矢量和速度矢量之间的夹角φ，计算旋转角度ψ_n；

(7)、将天线方位角速度指令Vx_n和天线俯仰角速度指令Vy_n进行旋转补偿运算，旋转角度ψ_n，得到补偿后的天线方位角速度指令Vx_n′和天线俯仰角速度指令Vy_n′；

(8)、根据补偿后的天线方位角速度指令Vx_n′和天线俯仰角速度指令Vy_n′，控制天线跟踪目标。

所述位置矢量

和速度矢量

的夹角φ_n的幅度值计算公式为：

式中，ΔA_n和ΔA_n-1分别为当前第n个控制周期和上一个控制周期的方位误差信号；ΔE_n和ΔE_n-1分别为当前第n个控制周期和上一个控制周期的俯仰误差信号；当

时，令φ_n＝0，当n为1时，所述ΔA₀、ΔE₀为0。

根据位置矢量与速度矢量的叉乘后在天线辐射场坐标系Z轴上的分量的符号来确定φ_n符号，具体为：

当ΔA_n-1(ΔE_n-ΔE_n-1)-ΔE_n-1(ΔA_n-ΔA_n-1)≥0时，φ_n的符号为正，当ΔA_n-1(ΔE_n-ΔE_n-1)-ΔE_n-1(ΔA_n-ΔA_n-1)<0时，φ_n的符号为负。

所述步骤(3)中天线方位角速度指令Vx_n采用增量式PI算法计算，具体为：

Vx_n＝Vx_n-1+K_p×(K_i×ΔA_n-ΔA_n-1)

式中，Vx_n和Vx_n-1分别为当前第n个控制周期和上一个控制周期的天线方位角速度指令；K_p为天线方位角速度比例参数，取值范围为0～1，K_i为天线方位角速度积分参数，取值范围为大于1。

所述步骤(4)中天线俯仰角速度指令Vy_n采用增量式PI算法计算，具体为：

Vy_n＝Vy_n-1+K'_p×(K_i'×ΔE_n-ΔE_n-1)

式中，Vy_n和Vy_n-1分别为当前第n个控制周期和上一个控制周期的天线俯仰角速度指令；K'_p为天线俯仰角速度比例参数，取值范围为0～1，K_i'为天线俯仰角速度积分参数，取值范围为大于1。

所述步骤(5)中旋转角度ψ_n采用增量式PI算法计算，具体为：

ψ_n＝ψ_n-1+K″_p×(K_i″×φ_n-φ_n-1)

式中，φ_n和φ_n-1为当前第n个控制周期和上一控制周期位置矢量和速度矢量夹角；ψ_n和ψ_n-1为当前第n个控制周期和上一控制周期的旋转角度，单位为弧度；K″_p为旋转角度比例参数，取值范围为0～1，K_i″为旋转角度积分参数，取值范围为大于1，当n为1时，令ψ_n-1、φ_n-1为0。

所述步骤(6)中的补偿运算方法为：

所述步骤(6)中的补偿运算方法为：

本发明提供的另一个技术解决方案为：一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制系统，该系统包括跟踪天线、跟踪接收机和伺服控制器，跟踪天线接收信标和信号、差信号，并将其发送至跟踪接收机，跟踪接收机将接收到的和、差信号经过解调得到方位误差信号ΔA_n、俯仰误差信号ΔE_n，伺服控制器根据方位误差信号ΔA_n、俯仰误差信号ΔE_n控制驱动跟踪天线指向目标，所述伺服控制器又包括X轴控制器、Y轴控制器和耦合控制器，X轴控制器根据方位误差信号ΔA_n，计算天线方位角速度指令Vx_n，Y轴控制器根据俯仰误差信号ΔE_n，计算天线俯仰角速度指令Vy_n，耦合控制器根据天线辐射场坐标系中位置矢量和速度矢量之间的夹角φ，计算旋转角度ψ_n，将天线方位角速度指令Vx_n和天线俯仰角速度指令Vy_n进行补偿运算，旋转角度ψ_n，得到补偿后的天线方位角速度指令Vx_n′和天线俯仰角速度指令Vy_n′，根据补偿后的天线方位角速度指令Vx_n′和天线俯仰角速度指令Vy_n′，控制天线跟踪目标。

所述补偿方法为：

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)、本发明采用在X、Y轴控制器基础上引入了耦合控制器，实现了对输出角速度的补偿，经过严格数学推导与仿真确认，极大地抑制了和差信号相对相位对跟踪的影响，改善了自动跟踪系统的跟踪性能，提高了自动跟踪技术对使用环境的适应性。对高动态，大惯性跟踪系统的改善效果尤为显著。

(2)、本发明通过坐标旋转方法对天线方位角速度指令和天线俯仰角速度指令进行补偿，保证了天线方位角速度指令和天线俯仰角速度指令控制的精度。

(3)、本发明依据误差比较小时，角度的正弦余弦近似运算，提出了另一种简化的补偿方式，保证精度的同时，加快运算速度。

附图说明

图1为本发明的一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪自跟踪系统组成框图；

图2为天线辐射场坐标系示意图；

图3为天线本体坐标系与辐射场坐标系的关系示意图；

图4为本发明的流程图；

图5为位置矢量与速度矢量的关系图；

图6为控制系统框图；

图7(a)为采用传统控制方法仿真结果；

图7(b)为采用本发明控制方法仿真结果。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明进行进一步的详细描述：

以图1所示的典型圆波导多模自跟踪系统为例。首先定义两个坐标系：

天线辐射场坐标系：天线辐射场坐标系OAEZ和天线机构固连，坐标原点O为天线反射面的中心点，OZ轴沿着天线相位中心指向波束方向，A轴表示天线方位向目标指向与实际指向误差，E轴表示天线俯仰向目标指向与实际指向误差，A轴、E轴、Z轴互相垂直且呈右手坐标系，如图2所示。

天线本体坐标系：天线本体坐标系OXYZ和天线机构固连，坐标原点O为天线反射面的中心点，OZ轴沿着天线相位中心指向波束方向，OX轴和OY轴分别为天线的方位轴(X轴)和俯仰轴(Y轴)。天线本体坐标系与天线辐射场坐标系的关系见图3所示。

天线辐射场坐标系中接收天线输出给跟踪接收机和、差电压的瞬时值为：

和信号：e_s＝A_mcosωt

差信号：

为和信号相对于差信号的相位，

为在轨可调，取值0-360度，跟踪接收机接收上式信号经过解调后得到方位角误差信号ΔA和俯仰角误差信号ΔE：

其中θ为理论指向向量与实际指向向量的夹角，K为系数。

调整

值相当于绕OZ轴旋转天线辐射场坐标系。卫星在轨自动跟踪前必须通过上注校相码的方式调整和差信号的相对相位

使天线辐射场坐标系与天线本体坐标系对应轴重合且方向相反。但由于在轨工作环境复杂，很难使两个坐标系完全重合，会存在一个夹角α，我们将角度α称为和差通道相对相位残差。

如图3所示，天线本体坐标系相对于天线辐射场坐标系未完全重合，存在固定残差α，天线指向P点为天线辐射场坐标系中的一点，P坐标为(x,y)，离原点距离为ρ,与A轴夹角为

当伺服控制器接收到误差信号并在天线本体坐标系中控制天线转动，在天线本体坐标系中天线指向P点的对应位置为P′，P′坐标为(x,y)，P′与A轴夹角为

在不考虑延时、惯性问题的连续控制系统中，天线指向的运动方向(即速度)为

那么位置方程如下

转化为极坐标为

上式简化后得

当α＝0⁰时

此时运动曲线为一个收敛直线，方向

当α＝±900时ρ＝ρ₀此时运动曲线为一个圆

当α＝±180⁰时

此时运动曲线为一个发散直线，方向

其他情况下运动轨迹下式，为一螺旋线：

实际系统由于存在延时、惯性问题且为离散控制器，特别是在高动态、大惯性系统中，进一步加剧了相位的影响，在α＝20⁰左右，就已经无法收敛，为了保证跟踪性能，有必要对相位影响进行抑制。

相位对跟踪过程的影响，主要原因是速度矢量与位置矢量未重合，存在一定夹角引起的。可以增加耦合控制器，以速度矢量与位置矢量间夹角为输入，以其输出角度为旋转角度，将XY轴控制器输出的速度向量做旋转变换，用旋转变换后的XY角速度控制天线跟踪目标。

基于上述设计思想，本发明提出了一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制系统和方法。

自动跟踪控制系统包括跟踪天线、跟踪接收机和伺服控制器，跟踪天线接收信标和信号、差信号，并将其发送至跟踪接收机，跟踪接收机将接收到的和、差信号经过解调得到方位误差信号ΔA_n、俯仰误差信号ΔE_n，伺服控制器根据方位误差信号ΔA_n、俯仰误差信号ΔE_n控制驱动跟踪天线指向目标，所述伺服控制器又包括X轴控制器、Y轴控制器和耦合控制器，X轴控制器根据方位误差信号ΔA_n，计算天线方位角速度指令Vx_n，Y轴控制器根据俯仰误差信号ΔE_n，计算天线俯仰角速度指令Vy_n，耦合控制器根据天线辐射场坐标系中位置矢量和速度矢量之间的夹角φ，计算旋转角度ψ_n，将天线方位角速度指令Vx_n和天线俯仰角速度指令Vy_n进行补偿运算，旋转角度ψ_n，得到补偿后的天线方位角速度指令Vx_n′和天线俯仰角速度指令Vy_n′，根据补偿后的天线方位角速度指令Vx_n′和天线俯仰角速度指令Vy_n′，控制天线跟踪目标。

所述的X轴控制器、Y轴控制器和耦合控制器均可以采用增量式PI控制算法，但不局限于增量式PI控制算法。一般X轴控制器、Y轴控制器控制算法和控制参数相同。

所述补偿方法为：

如图4所示，所述自动跟踪控制方法的具体步骤如下：

(1)、获取方位误差信号ΔA_n、俯仰误差信号ΔE_n，其中ΔA_n和ΔE_n分别为天线辐射场坐标系下误差矢量(目标指向与实际指向的差矢量)的A轴和E轴坐标，定义天线辐射场坐标系中的位置矢量为(ΔA_n，ΔE_n，0)，将两个控制周期位置矢量之间的变化定义为天线辐射场坐标系中的速度矢量；

所述方位误差信号ΔA_n、俯仰误差信号ΔE_n为天线辐射场坐标系中坐标，由于天线辐射场坐标系相对于天线本体坐标系存在一个旋转角度，所以ΔA_n，ΔE_n在天线本体坐标系中存在一定的交叉耦合。

(2)、计算当前控制周期天线辐射场坐标系中上一个控制周期位置矢量

和当前周期的速度矢量

的夹角值φ_n；

如图5所示，假设P_n(ΔA_n,ΔE_n)为当前时刻跟踪接收机输出的位置，P_n-1(ΔA_n-1,ΔE_n-1)为上一个控制周期跟踪接收机输出的位置，那么V_n(ΔA_n-ΔA_n-1,ΔE_n-ΔE_n-1)为当前的速度，角度φ_n为位置矢量

与速度矢量

间的夹角。

所述位置矢量

和速度矢量

的夹角φ_n的幅度值计算公式为：

式中，ΔA_n和ΔA_n-1分别为本控制周期和上一个控制周期的方位误差信号；ΔE_n和ΔE_n-1分别为当前第n个控制周期和上一个控制周期的俯仰误差信号；由于分母不能为零，当

时，令φ_n＝0，当n为1时，所述ΔA₀、ΔE₀为0。

为了进一步确定φ_n符号，为此需要将位置矢量

和速度矢量

进一步扩展至三维空间。所述位置矢量

和速度矢量

的夹角φ_n的符号根据位置矢量与速度矢量的叉乘后在天线辐射场坐标系Z轴上的分量的符号来确定，具体计算为：

当ΔA_n-1(ΔE_n-ΔE_n-1)-ΔE_n-1(ΔA_n-ΔA_n-1)≥0时，φ_n的符号为正，当ΔA_n-1(ΔE_n-ΔE_n-1)-ΔE_n-1(ΔA_n-ΔA_n-1)<0时，φ_n的符号为负。

(3)、根据方位误差信号ΔA，计算天线方位角速度指令Vx_n；

天线方位角速度指令Vx_n采用增量式PI算法计算，具体为：

Vx_n＝Vx_n-1+K_p×(K_i×ΔA_n-ΔA_n-1) (a)

式中，Vx_n和Vx_n-1分别为当前第n个控制周期和上一个控制周期的天线方位角速度指令；K_p为天线方位角速度比例参数，取值范围为0-1，K_i为天线方位角速度积分参数，取值范围为大于1。

(4)、根据俯仰误差信号ΔE，计算天线俯仰角速度指令Vy_n；

所述步骤(4)中天线俯仰角速度指令Vy_n采用增量式PI算法计算，具体为：

Vy_n＝Vy_n-1+K'_p×(K_i'×ΔE_n-ΔE_n-1) (b)

式中，Vy_n和Vy_n-1分别为当前第n个控制周期和上一个控制周期的天线俯仰角速度指令；K'_p为天线俯仰角速度比例参数，取值范围为0-1，K_i'为天线俯仰角速度积分参数，取值范围为大于1。

(5)、根据天线辐射场坐标系中位置矢量和速度矢量之间的夹角φ，计算旋转角度ψ_n：

所述步骤(5)中旋转角度ψ_n采用增量式PI算法计算，具体为：

ψ_n＝ψ_n-1+K″_p×(K_i″×φ_n-φ_n-1) (c)

式中，φ_n和φ_n-1为当前第n个控制周期和上一控制周期位置矢量和速度矢量夹角；ψ_n和ψ_n-1为当前第n个控制周期和上一控制周期的旋转角度，单位为弧度；K″_p为旋转角度比例参数，取值范围为0-1，K_i″为旋转角度积分参数，取值范围为大于1，当n为1时，令ψ_n-1、φ_n-1为0。

(6)、将天线方位角速度指令Vx_n和天线俯仰角速度指令Vy_n进行补偿运算，旋转角度ψ_n，得到补偿后的天线方位角速度指令Vx_n′和天线俯仰角速度指令Vy_n′；

所述步骤(6)中的补偿运算方法为：

所述步骤(6)中的补偿运算方法为：

(7)、根据补偿后的天线方位角速度指令Vx_n′和天线俯仰角速度指令Vy_n′，控制天线跟踪目标。

实施例：

以图6所示的典型天线自跟踪控制系统的原理框图为基础，利用MATLAB建立SIMULINK仿真模型，其中：

(1)、跟踪接收机仿真模型：

ΔA＝K_gΔβ_x

ΔE＝K_gΔβ_y

上式中Δβ_x为X轴指向角度误差，单位为度，Δβ_y为Y轴指向角度误差，单位为度，K_g是根据捕获跟踪试验实测的斜率值为5。为了模拟相位偏差，上式得到的ΔA、ΔE首先旋转角度α(取值30度)，然后对其进行±5V的限幅，考虑到跟踪接收机100ms输出一次误差信号，最后，误差信号延时100ms后输出。

(2)伺服控制器仿真模型：天线XY轴跟踪控制器和耦合控制器均采用增量式PI算法，模型见公式(a)、(b)、(c)，耦合控制器输出对跟踪角速度的补偿见式(d)，控制周期100ms，对跟踪角速度限速±1.2度/s后输出，单位：度/S，K_p′＝K_p＝0.25，K_i′＝K_i＝1.04。

(3)、跟踪天线模型(含驱动器、步进电机和谐波减速器)：采用8细分恒流暂波的驱动形式；步进电机采用两相混合式步进电机步距角1.8度，额定相电流0.6A，额定输出力矩0.14N.m；谐波减速器减速比100，效率为80％。

T_e＝IK_t sin(Z_r(θ_s-θ_m))

上式中ω为电机转动角速度、T_e为电机驱动力矩，IK_t可以看作额定输出功率0.14N.m，θ_s为理论角度、θ_m为实际角度，J为电机端转动惯量，D_x为黏制阻尼系数取值0.03N.m.s/rad，Z_r，考虑到驱动器内部的延时和电机为感性负载，控制器输入的角速度延时10ms后用于仿真。谐波减速器的仿真模型如下：

上式将负载转动惯量转化为电机端转动惯量，J为电机端转动惯量，J_r为负载转动惯量取取2.5kg.m2，η为谐波减速器效率为80％，K_r谐波减速器减速比100。电机输出角速度和角度除以K_r就得到负载端的转动角速度和角度。

采用上述模型对传统的控制算方法和本发明控制算法进行了仿真，仿真起点：ΔA＝-3.3，ΔE＝0，即ρ＝3.3，

仿真结果比对如图7(a)和图7(b)所示。

根据图7(a)和图7(b)所示的仿真比对结果，传统的控制方法，跟踪无法收敛，跟踪曲线呈现快速螺旋发散状，而本发明所提供的所述控制方法虽然没有完全消除相位残差的影响，但极大地抑制了相位残差的影响，跟踪曲线只需1圈就能够快速的收敛且螺旋幅值控制的较小，能够满足当前绝大部分自跟踪系统的在轨应用。这说明极大地抑制了和差信号相对相位对跟踪的影响，改善了跟踪性能，有效地保障了数据的通讯，充分验证了该方法的有效性和可行性。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制方法，其特征在于步骤如下：

(1)、以天线反射面的中心点为坐标原点O，OZ轴沿着天线相位中心指向波束方向，天线方位向目标指向与实际指向误差为A轴，天线俯仰向目标指向与实际指向误差为E轴，A轴、E轴、Z轴两两垂直且呈右手坐标系，建立天线辐射场坐标系OAEZ，定义天线辐射场坐标系中的矢量为位置矢量，两个控制周期位置矢量之间的变化定义为天线辐射场坐标系中的速度矢量；

(2)、获取方位误差信号ΔA_n、俯仰误差信号ΔE_n，从而得到当前控制周期天线辐射场坐标系中的位置矢量和速度矢量；

(3)、计算当前控制周期天线辐射场坐标系中上一个控制周期位置矢量

和当前周期的速度矢量

的夹角值φ_n；

(4)、根据方位误差信号ΔA_n，计算天线方位角速度指令Vx_n；

(5)、根据俯仰误差信号ΔE_n，计算天线俯仰角速度指令Vy_n；

(6)、根据天线辐射场坐标系中位置矢量和速度矢量之间的夹角φ_n，计算旋转角度ψ_n；

(7)、将天线方位角速度指令Vx_n和天线俯仰角速度指令Vy_n进行旋转补偿运算，旋转角度ψ_n，得到补偿后的天线方位角速度指令Vx_n′和天线俯仰角速度指令Vy_n′；

(8)、根据补偿后的天线方位角速度指令Vx_n′和天线俯仰角速度指令Vy_n′，控制天线跟踪目标。

2.根据权利要求1所述的一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制方法，其特征在于所述位置矢量

和速度矢量

的夹角φ_n的幅度值计算公式为：

式中，ΔA_n和ΔA_n-1分别为当前第n个控制周期和上一个控制周期的方位误差信号；ΔE_n和ΔE_n-1分别为当前第n个控制周期和上一个控制周期的俯仰误差信号；当

时，令φ_n＝0，当n为1时，所述ΔA₀、ΔE₀为0。

3.根据权利要求2所述的一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制方法，其特征在于根据位置矢量与速度矢量的叉乘后在天线辐射场坐标系Z轴上的分量的符号来确定φ_n符号，具体为：

当ΔA_n-1(ΔE_n-ΔE_n-1)-ΔE_n-1(ΔA_n-ΔA_n-1)≥0时，φ_n的符号为正，当ΔA_n-1(ΔE_n-ΔE_n-1)-ΔE_n-1(ΔA_n-ΔA_n-1)<0时，φ_n的符号为负。

4.根据权利要求2所述的一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制方法，其特征在于所述步骤(4)中天线方位角速度指令Vx_n采用增量式PI算法计算，具体为：

Vx_n＝Vx_n-1+K_p×(K_i×ΔA_n-ΔA_n-1)

式中，Vx_n和Vx_n-1分别为当前第n个控制周期和上一个控制周期的天线方位角速度指令；K_p为天线方位角速度比例参数，取值范围为0～1，K_i为天线方位角速度积分参数，取值范围为大于1。

5.根据权利要求2所述的一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制方法，其特征在于所述步骤(5)中天线俯仰角速度指令Vy_n采用增量式PI算法计算，具体为：

Vy_n＝Vy_n-1+K'_p×(K′_i×ΔE_n-ΔE_n-1)

式中，Vy_n和Vy_n-1分别为当前第n个控制周期和上一个控制周期的天线俯仰角速度指令；K'_p为天线俯仰角速度比例参数，取值范围为0～1，K′_i为天线俯仰角速度积分参数，取值范围为大于1。

6.根据权利要求1所述的一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制方法，其特征在于所述步骤(6)中旋转角度ψ_n采用增量式PI算法计算，具体为：

ψ_n＝ψ_n-1+K″_p×(K″_i×φ_n-φ_n-1)

式中，φ_n和φ_n-1为当前第n个控制周期和上一控制周期位置矢量和速度矢量夹角；ψ_n和ψ_n-1为当前第n个控制周期和上一控制周期的旋转角度，单位为弧度；K″_p为旋转角度比例参数，取值范围为0～1，K″_i为旋转角度积分参数，取值范围为大于1，当n为1时，令ψ_n-1、φ_n-1为0。

7.根据权利要求1所述的一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制方法，其特征在于所述步骤(7)中的补偿运算方法为：

8.根据权利要求1所述的一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制方法，其特征在于所述步骤(7)中的补偿运算方法为：

9.一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制系统，其特征在于包括跟踪天线、跟踪接收机和伺服控制器，跟踪天线接收信标和信号、差信号，并将其发送至跟踪接收机，跟踪接收机将接收到的和、差信号经过解调得到方位误差信号ΔA_n、俯仰误差信号ΔE_n，伺服控制器根据方位误差信号ΔA_n、俯仰误差信号ΔE_n控制驱动跟踪天线指向目标，所述伺服控制器又包括X轴控制器、Y轴控制器和耦合控制器，X轴控制器根据方位误差信号ΔA_n，计算天线方位角速度指令Vx_n，Y轴控制器根据俯仰误差信号ΔE_n，计算天线俯仰角速度指令Vy_n，耦合控制器根据天线辐射场坐标系中位置矢量和速度矢量之间的夹角φ，计算旋转角度ψ_n，将天线方位角速度指令Vx_n和天线俯仰角速度指令Vy_n进行补偿运算，旋转角度ψ_n，得到补偿后的天线方位角速度指令Vx_n′和天线俯仰角速度指令Vy_n′，根据补偿后的天线方位角速度指令Vx_n′和天线俯仰角速度指令Vy_n′，控制天线跟踪目标。

10.根据权利要求9所述的一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制系统，其特征在于所述补偿方法为：

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