CN112363183B - 卫星二维转动点波束天线指向精度测试系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种卫星二维转动点波束天线指向精度测试系统及方法，包括：GPS模拟器：用于递推生成卫星轨道参数并输出给姿轨控分系统；姿轨控分系统：接收轨道参数后进行星历表计算并广播；机构驱动控制器：驱动地面二维指向机构模拟器转动；地面二维指向机构模拟器：将机构转动的角度信息反馈至机构驱动控制器；测控分系统：由姿轨控分系统和机构驱动控制器组成，将遥测信息发送至地面测试系统；地面测试系统：对遥测信息进行进行监测，进行天线理论角度仿真计算，并与卫星伺服单机计算角度，以及机构模拟器转动角度进行误差比对，得到指向精度测试结果。本发明的卫星天线无需装星，该系统及测试方法能够覆盖任意轨道，并降低测试条件要求。

Description

卫星二维转动点波束天线指向精度测试系统及方法

技术领域

本发明涉及工程测量技术领域，具体地，涉及一种卫星二维转动点波束天线指向精度测试系统及方法。

背景技术

在卫星数据通信系统中，天线是与地面站、与其他卫星传输数据的重要部组件。二维点波束天线由于增益高，具备跟踪伺服和精准指向功能，从而可实现大数据率数据传输，在世界各国卫星通信系统中都得到了广泛应用和大力发展。

卫星与地面站或其他卫星之间进行通讯时，必须保持点波束天线精准指向对方目标，因此点波束天线指向精度属于卫星天线重要指标，在研制过程中需要进行精确测量及验证。点波束天线指向精度主要涉及天线角度计算误差、二维指向机构驱动误差、测量误差、天线机构装配误差、天线安装误差等。其中，天线机构装配误差、安装误差可利用地面测试设备进行精确标定测试，并且可根据安装误差矩阵进行误差消除。其余误差项测试时，由于卫星全系统参试设备多、系统复杂、限制因素多，导致测试困难，不利于系统指标测试与验证。

专利文献CN107806853A(申请号：CN201710865062.2)公开了一种远距离双天线指向校准的方法和系统，属于工程测量技术领域。本发明首先采用多经纬仪测量系统测量近距离天线上标志点的坐标值，采用全站仪测量系统测量远距离天线上标志点的坐标值；然后根据经纬仪系统和全站仪系统的相对定向和绝对定向将两系统的坐标系统一；再通过测量的标志点得到天线的指向；最后在统一的坐标系下计算两天线指向的夹角，对天线指向进行调整；由于指向夹角为空间夹角，调整时要将空间角分别在水平和竖直方向进行投影，以便对天线进行姿态的调整。该专利主要利用经纬仪进行两副天线指向测试，本专利是针对一副天线在卫星系统环境下进行系统级测试，该专利与本专利的测量对象和目的不同。

专利文献CN107367258A(申请号：CN201710430900.3)公开了一种二维可动点波束天线指向精度确定方法，首先将二维可动点波束天线指向精度分为方向角计算误差、天线机构误差，方向角计算误差包括轨道确定误差、时间统一误差、姿态确定误差、软件算法误差，天线机构误差包括传动误差、测量误差、热变形误差、装配误差，然后分别计算轨道确定误差、时间统一误差、姿态确定误差、软件算法误差对方向角计算误差的影响，进而得到方向角计算误差，最后根据传动误差、测量误差、热变形误差、装配误差对天线机构误差的影响计算得到天线机构误差，进而得到天线指向精度。该专利主要对点波束天线指向精度误差项进行了分配，主要应用于指标分配和确定等方面，本专利是针对一副天线在卫星系统环境下进行系统级测试，以实现确定天线装星后，测试最终状态下的天线指向精度。该专利与本专利的测试目的不同。

专利文献CN102506813A(申请号：CN201110393621.7)公开了一种卫星天线指向精度的确定方法，首先，从卫星大系统角度出发，确定影响卫星天线指向精度的各种误差源，主要包括了天线特性、卫星总装和部件的安装误差、卫星控制系统的姿态控制误差以及卫星轨道漂移；其次，对已确定的各误差源项进行作用特性分析，划分为常值误差、日变误差、短周期误差和长期误差；最后，计算得到卫星天线在卫星轴的滚动、俯仰、偏航指向误差，在南北、东西方向的指向误差，以及天线指向半锥角误差。该专利主要对天线指向精度误差源和特性进行定量确定，并给出计算方法，主要应用与指标分配和确定方面本专利是针对一副天线在卫星系统环境下进行系统级测试，以实现确定天线装星后，测试最终状态下的天线指向精度。该专利与本专利的测试目的不同。

专利文献CN107264847A(申请号：CN201710361420.6)公开了一种星载二维机构的便携式通用机构模拟器，包括支架、驱动组件、指针、限位块、电缆卡箍、接插件和接插件支架；所述驱动组件固定在支架安装孔内，所述指针固定在驱动组件转子上，所述限位块固定在支架上指针转动轨迹范围内，使驱动组件转子只能作摆动而避免引出线因缠绕而绞断，所述电缆卡箍固定在指针和限位块上；接插件支架固定在支架尾部中央，两个接插件分别固定在接插件支架的左右两侧。该专利主要介绍了一种通用二维指向机构装置，用于地面测试，主要针对机构装置本身，是一种地面测试设备，与本专利的发明对象不同。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种卫星二维转动点波束天线指向精度测试系统及方法。

根据本发明提供的卫星二维转动点波束天线指向精度测试系统，包括：

GPS模拟器：用于递推生成卫星轨道参数并输出给姿轨控分系统；

姿轨控分系统：接收轨道参数后进行星历表计算并广播；

机构驱动控制器：驱动地面二维指向机构模拟器转动；

地面二维指向机构模拟器：将机构转动的角度信息反馈至机构驱动控制器；

测控分系统：由姿轨控分系统和机构驱动控制器组成，将遥测信息发送至地面测试系统；

地面测试系统：对遥测信息进行进行监测，进行天线理论角度仿真计算，并与卫星伺服单机计算角度，以及机构模拟器转动角度进行误差比对，得到指向精度测试结果。

优选的，所述卫星姿轨控分系统收到轨道参数后进行星历表计算并广播，星历表数据内容包括轨道半长轴、轨道倾角、轨道偏心率、升交点赤经、近地点幅角、平近点角、滚转角、俯仰角、偏航角、滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度。

优选的，所述地面二维指向机构模拟器具备与天线二维指向机构相同类型或型号的电机，反映电机驱动性能。

根据本发明提供的卫星二维转动点波束天线指向精度测试方法，包括：

步骤1：在GPS模拟器中设定轨道初始时刻T0瞬时轨道6根数，GPS模拟器递推并输出卫星轨道参数至卫星姿轨控分系统；

步骤2：卫星姿轨控分系统收到轨道参数后进行星历表计算并广播至天线伺服控制器，伺服软件计算天线指向角度并输出至卫星机构驱动控制器；

步骤3：卫星机构驱动控制器驱动地面二维指向机构模拟器转动，并采集机构转动角度信息；

步骤4：卫星各类信息遥测通过卫星测控分系统与地面测试系统交互，地面测试系统采用与卫星天线伺服软件不同的软件算法，计算天线指向角度(x1、y1)，并与卫星天线伺服软件计算的角度(x0、y0)、地面二维指向机构模拟器转动角度(x2、y2)进行比较分析，得出指向精度误差。

优选的，采用STK软件仿真天线指向角度，并按时刻进行输出。

优选的，地面测试系统根据STK软件仿真角度与测控分系统下传的单机各类遥测信息，进行时间精度和归一化设置，并进行角度误差比对，得出机构驱动误差随时间变化的曲线图。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

(1)天线无需装星，减少参试设备、降低测试复杂度、降低测试条件限制；

(2)可在卫星整星条件下，或实验室单机联试阶段进行测试，测试时机灵活方便；

(3)地面二维指向机构采用与卫星天线相同类型或型号的电机产品，能够真实模拟零重力下天线机构转动性能，保证测试真实性和精确性；

(4)地面测试系统具备伺服算法能力，且与卫星天线伺服算法互异，具备验证卫星软件算法功能；

(5)地面测试系统具备自动比对指向角度误差功能，简化测试复杂度，具备良好的可操作性。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明指向精度测试系统框图；

图2为本发明卫星二维转动点波束天线指向精度测试方法流程图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

实施例：

为进行卫星二维转动点波束天线指向精度测试，本发明利用卫星天线伺服软件和地面测试系统两套不同的算法进行角度计算，并利用地面二维指向机构反馈真实角度信息，最后进行角度比对得出指向误差。

如图1，根据本发明提供的卫星二维转动点波束天线指向精度测试系统，包括：GPS模拟器：用于递推生成卫星轨道参数并输出给姿轨控分系统；姿轨控分系统：接收轨道参数后进行星历表计算并广播；机构驱动控制器：驱动地面二维指向机构模拟器转动；地面二维指向机构模拟器：将机构转动的角度信息反馈至机构驱动控制器；测控分系统：由姿轨控分系统和机构驱动控制器组成，将遥测信息发送至地面测试系统；地面测试系统：对遥测信息进行进行监测，进行天线理论角度仿真计算，并与卫星伺服单机计算角度，以及机构模拟器转动角度进行误差比对，得到指向精度测试结果。

所述卫星姿轨控分系统收到轨道参数后进行星历表计算并广播，星历表数据内容包括轨道半长轴、轨道倾角、轨道偏心率、升交点赤经、近地点幅角、平近点角、滚转角、俯仰角、偏航角、滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度。

所述地面二维指向机构模拟器具备与天线二维指向机构相同类型或型号的电机，反映电机驱动性能。

如图2，根据本发明提供的卫星二维转动点波束天线指向精度测试方法，包括：

步骤1，设定轨道初始时刻T0对应的瞬时轨道6根数，一般包括轨道半长轴、轨道倾角、轨道偏心率、升交点赤经、近地点幅角、平近点角；

步骤2，GPS模拟器收到初始瞬根后，进行轨道参数递推，并输出参数信息至姿轨控计算机；

步骤3，姿轨控计算机收到轨道参数后进行星历表计算，卫星姿态计算，并最终广播星历表至各单机；

步骤4，卫星伺服软件算法根据星历表数据计算天线指向角度，并将指令角度输出至机构驱动控制器；

步骤5，机构驱动控制器根据角度指令驱动地面二维指向机构，并采集角度转动信息；

步骤6，测控分系统采集卫星各单机遥测信息，机构转动角度信息，与地面测试系统交互；

步骤7，地面测试系统根据初始时刻T0对应的瞬时轨道6根数，在STK软件中根据卫星天线跟踪坐标系设置仿真条件；

步骤8，STK软件仿真天线指向角度，并按时刻进行输出；

步骤9，地面测试系统根据STK软件仿真角度与测控分系统下传的单机各类遥测信息，进行时间精度和归一化设置，并进行角度误差比对，得出机构驱动误差随时间变化的曲线图。

本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (6)

1.一种卫星二维转动点波束天线指向精度测试系统，其特征在于，包括：

GPS模拟器：用于递推生成卫星轨道参数并输出给姿轨控分系统；

姿轨控分系统：接收轨道参数后进行星历表计算并广播；

机构驱动控制器：驱动地面二维指向机构模拟器转动；

地面二维指向机构模拟器：将机构转动的角度信息反馈至机构驱动控制器；

测控分系统：由姿轨控分系统和机构驱动控制器组成，将遥测信息发送至地面测试系统；

地面测试系统：对遥测信息进行进行监测，进行天线理论角度仿真计算，并与卫星伺服单机计算角度，以及机构模拟器转动角度进行误差比对，得到指向精度测试结果。

2.根据权利要求1所述的卫星二维转动点波束天线指向精度测试系统，其特征在于，所述卫星姿轨控分系统收到轨道参数后进行星历表计算并广播，星历表数据内容包括轨道半长轴、轨道倾角、轨道偏心率、升交点赤经、近地点幅角、平近点角、滚转角、俯仰角、偏航角、滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度。

3.根据权利要求1所述的卫星二维转动点波束天线指向精度测试系统，其特征在于，所述地面二维指向机构模拟器具备与天线二维指向机构相同类型或型号的电机，反映电机驱动性能。

4.一种卫星二维转动点波束天线指向精度测试方法，其特征在于，采用权利要求1-3中任一种或任多种所述的卫星二维转动点波束天线指向精度测试系统，包括：

步骤1：在GPS模拟器中设定轨道初始时刻T0瞬时轨道6根数，GPS模拟器递推并输出卫星轨道参数至卫星姿轨控分系统；

步骤2：卫星姿轨控分系统收到轨道参数后进行星历表计算并广播至天线伺服控制器，伺服软件计算天线指向角度并输出至卫星机构驱动控制器；

步骤3：卫星机构驱动控制器驱动地面二维指向机构模拟器转动，并采集机构转动角度信息；

步骤4：卫星各类信息遥测通过卫星测控分系统与地面测试系统交互，地面测试系统采用与卫星天线伺服软件不同的软件算法，计算天线指向角度(x1、y1)，并与卫星天线伺服软件计算的角度(x0、y0)、地面二维指向机构模拟器转动角度(x2、y2)进行比较分析，得出指向精度误差。

5.根据权利要求4所述的卫星二维转动点波束天线指向精度测试方法，其特征在于，采用STK软件仿真天线指向角度，并按时刻进行输出。

6.根据权利要求5所述的卫星二维转动点波束天线指向精度测试方法，其特征在于，地面测试系统根据STK软件仿真角度与测控分系统下传的单机各类遥测信息，进行时间精度和归一化设置，并进行角度误差比对，得出机构驱动误差随时间变化的曲线图。

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