CN113295936A - 一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统及方法 - Google Patents

一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统及方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113295936A
CN113295936A CN202110450156.XA CN202110450156A CN113295936A CN 113295936 A CN113295936 A CN 113295936A CN 202110450156 A CN202110450156 A CN 202110450156A CN 113295936 A CN113295936 A CN 113295936A
Authority
CN
China
Prior art keywords
antenna
measured
pointing
coordinate system
calibration
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202110450156.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN113295936B (zh
Inventor
焦仲科
王登峰
刘玄
任帅
钟兴旺
杨姗姗
杨瑞强
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Xian Institute of Space Radio Technology
Original Assignee
Xian Institute of Space Radio Technology
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Xian Institute of Space Radio Technology filed Critical Xian Institute of Space Radio Technology
Priority to CN202110450156.XA priority Critical patent/CN113295936B/zh
Publication of CN113295936A publication Critical patent/CN113295936A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113295936B publication Critical patent/CN113295936B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01R—MEASURING ELECTRIC VARIABLES; MEASURING MAGNETIC VARIABLES
    • G01R29/00—Arrangements for measuring or indicating electric quantities not covered by groups G01R19/00 - G01R27/00
    • G01R29/08—Measuring electromagnetic field characteristics
    • G01R29/10—Radiation diagrams of antennas
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01R—MEASURING ELECTRIC VARIABLES; MEASURING MAGNETIC VARIABLES
    • G01R29/00—Arrangements for measuring or indicating electric quantities not covered by groups G01R19/00 - G01R27/00
    • G01R29/08—Measuring electromagnetic field characteristics
    • G01R29/10—Radiation diagrams of antennas
    • G01R29/105—Radiation diagrams of antennas using anechoic chambers; Chambers or open field sites used therefor
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S7/00—Details of systems according to groups G01S13/00, G01S15/00, G01S17/00
    • G01S7/02—Details of systems according to groups G01S13/00, G01S15/00, G01S17/00 of systems according to group G01S13/00
    • G01S7/40—Means for monitoring or calibrating
    • G01S7/4004—Means for monitoring or calibrating of parts of a radar system
    • G01S7/4026—Antenna boresight

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Electromagnetism (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)

Abstract

一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统及方法，在微波暗室环境下建立精密测距分系统天线的地面测试标校系统，能够模拟精密测距分系统天线的多种运动工况，同时设计精密测距分系统天线方位方向及俯仰方向的运动轨迹，引入精密测距分系统微米级的测量数据，监测外界环境振动、转台转动等引入的距离变化，并利用建立精密测距分系统天线视轴指向在轨标定的等效简化模型，引入天线相位方向图的精密测距分系统及误差同步监测共同模拟星间距离变化数据，设计天线视轴指向标校的运动轨迹，建立标校估计算法的状态方程及观测方程，最终完成精密测距分系统天线视轴指向、精密测距分系统天线相位方向图的高精度标校。

Description

一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统及方法
技术领域
本发明涉及一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统及方法，属于星间微波测量技术领域。
背景技术
以低低跟踪重力测量卫星的精密测距分系统及GNSS接收机为代表，天线是高精度无线电测量系统的主要组件，负责信号的发射、接收，天线相位中心是测量的基准点。为实现相心之间与质心之间距离信息的准确转换，被测天线视轴指向的标校非常重要。
关于天线视轴指向的标校的现有系统及方法基本分为两类：一类是基于微波暗室及转动装置，也称为旋转天线法，旋转天线或移动信号源位置，利用最小二乘拟合方法实现天线相位方向图的标定；所需要的测试设备主要包括定向微波发射天线、信号源、矢量网络分析仪、微波暗室以及方向图后处理计算软件。一类是基于野外环境及短基线相对检测装置，对GNSS天线设定一个精确的已知参考点，将被测天线的相位变化结果与参考点进行对比，利用相对位置先验信息拟合求得相位中心的偏差和变化量，且每次只能进行一个方向的偏差评估。可以总结出如下几个不足之处：1)将被测天线与所属的精密测距分系统分离，未引入精密测距分系统高精度的测量结果，仅借助信号源、矢量网络分析仪等外部测量设备单独对进行天线离线标校。该方法通用性虽好，但是引入了额外的仪器噪声、外界干扰等，标校精度有限。2)相位方向图标定的过程中，采用不同阶次的拟合方法，低阶拟合无法保证精度，高阶拟合易引起畸变误差，使用的局限性较大；同时未考虑存在径向运动情况的相位方向图标定问题。3)关于天线视轴指向的在轨标校，虽然建立了非线性评估算法的理论模型、仿真生成相应的测量数据，但是未进行地面的等效标校，且未进行试验验证。
发明内容
本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中，现有精密测距分系统天线视轴指向高精度标校存在的容易出现畸变误差、标校精度低的问题，提出了一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统及方法。
本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：
一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统，包括微米级精密测距分系统、微米级微波信号源、微波暗室、激光跟踪仪、指向运动模拟分系统、对准调节机构、超稳桁架、激光干涉仪、数据采集及处理分系统，其中：
微米级精密测距分系统：实时测量被测天线与宽波束波导管相位中心的距离；
微米级微波信号源：调整宽波束波导管视轴指向至满足标校需求，并保持宽波束波导管静止不动；
微波暗室：为被测天线的视轴指向地面标校提供微波暗室环境；
激光跟踪仪：进行微波暗室标校场地内的标定，建立被测天线机械坐标系、宽波束波导管机械坐标系、指向运动模拟分系统坐标系，并获取各分系统坐标系间的转换数据及超稳桁架A、B两端绝对距离；
指向运动模拟分系统：模拟微米级精密测距分系统中被测天线的在轨运行状态，包括方位方向及俯仰方向的转动、视轴方向的平动；
对准调节机构：将超稳桁架A端被测天线机械视轴与超稳桁架B端宽波束波导管机械视轴对准，将宽波束波导管固定于载物面上以保证宽波束波导管可于载物面平面内沿宽波束波导管机械坐标系的Y轴、Z轴移动，同时调节宽波束波导管水平方向、垂直方向位置，完成视轴对准；
超稳桁架：为微米级测距分系统、微米级微波信号源提供安装载体；
激光干涉仪：对超稳桁架径向方向稳定度进行实时测量，并根据指向运动模拟分系统的平动及转动数据、激光干涉仪输出数据、微米级精密测距分系统数据，以地面标校方法获取径向运动存在时被测天线的相位方向图，并等效模拟被测天线所在卫星在轨工况，完成星间精密测距的天线视轴指向的标校；
数据采集及处理分系统：对标校过程中的位置、高度数据进行采集，并于标校任务结束后进行数据处理。
所述指向运动模拟分系统安装于超稳桁架A端，对准调节机构安装于超稳桁架B端。
所述被测天线机械坐标系以被测天线口面中心作为原点Oa，垂直于被测天线口面且指向外侧的矢量方向为OaXa轴；垂直于OaXa轴且指向外圈基准孔的矢量方向为OaZa轴；所述被测天线机械坐标系的OaYa轴根据右手法则确定；
所述宽波束波导管机械坐标系以宽波束波导管口面中心作为原点Ob，垂直于口面且指向外侧的矢量方向为ObXb轴，平行于OaXa轴且方向一直的矢量方向为ObZb轴；所述宽波束波导管机械坐标系的ObYb轴根据右手法则确定；
所述指向运动模拟分系统坐标系以运动系统处于零位时的方位轴与俯仰轴交点为原点O，重合于方位轴且与OaZa轴的夹角小于90度的矢量方向为正Z轴，重合于俯仰轴且与OaYa轴的夹角小于90度的矢量方向为正Y轴；所述指向运动模拟分系统坐标系的正X轴根据右手法则确定。
所述微波暗室内六面铺设吸波材料，暗室场地规格不小于25m×16m×16m，设置有隔振地基。
所述指向运动模拟分系统为多自由度运动平台，可绕指向运动模拟分系统坐标系方位轴、俯仰轴转动，沿滚动轴方向平动以模拟微米级精密测距分系统的在轨动态。
根据一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统，提出一种基于精密测距的天线视轴指向标校方法，步骤如下：
(1)进行微波暗室场地标定；
(2)获取被测天线相位方向图标定所需数据；
(3)获取天线视轴指向标校所需数据；
(4)根据步骤(1)、步骤(2)、步骤(3)所得数据进行数据处理，完成被测天线相位方向图标定、天线视轴指向标校，并进行地面等效标校验证。
步骤(1)中，微波暗室场地标定具体步骤如下：
建立超稳桁架，于指向运动模拟分系统、对准调节机构上安装星间精密测量装置以确保安装相对位置不变，对微波暗室场地、被测天线、指向运动模拟分系统的转台进行标定，建立被测天线机械坐标系、指向运动模拟分系统坐标系，调整被测天线机械坐标系X轴与指向运动模拟分系统坐标系X轴重合，获取超稳桁架A端被测天线机械坐标系、指向运动模拟分系统坐标系的转移参数；
建立宽波束波导管机械坐标系，调整对准调节机构使宽波束波导管机械坐标系原点位于被测天线机械坐标系X轴上，获取超稳桁架A端被测天线机械坐标系与超稳桁架B端宽波束波导管机械坐标系的转移参数；
于指向运动模拟分系统上裸露区域铺设吸波材料、避免环境振动，获取场地标定所需数据。
步骤(2)中，获取被测天线相位方向图标定所需数据的具体步骤如下：
将指向运动模拟分系统的俯仰方向、方位方向、径向运动方向巡零回零，确认径向运动距离LD、方位角θFW、俯仰角θFY输出正常；
通过激光干涉仪检测超稳桁架B端、A端固定平台的距离变化，并将预热值清零，确认观测量Lvib输出正常；
对微米级精密测距分系统进行在轨工作电平工况测试，静态测试指定时间后，通过双单向数据处理获取微米级精密测距分系统的观测量RKBR；
设计指向运动模拟分系统方位方向、俯仰方向、直线方向的运动轨迹，并进行分步测试，具体为：
(a)将俯仰轴方向保持于零位，按照指定机动方式于径向方向、方位方向进行运动；
(b)控制所有方向回零，将方位方向保持于零位，按照指定机动方式于于径向方向、俯仰方向进行运动；
(c)将所有方向回零，重复步骤(a)、步骤(b)两次，通过激光干涉仪获取同步监测数据、指向运动模拟分系统的径向及转动数据、微米级精密测距分系统的测量数据，根据所得数据获取被测天线相位方向图标定所需数据；
其中，指定机动方式具体为：
Figure BDA0003038409040000051
式中，t为时间，单位为秒，LD(t)为径向运动距离，单位为毫米，θFW(t)、θFY(t)分别为方位转动角度、俯仰转动角度，单位为度。
步骤(3)中，获取天线视轴指向标校所需数据的具体步骤为：
将指向运动模拟分系统所有方向均回零，确认天线视轴指向标校系统中各设备数据输出正常；
将被测天线于方位方向、径向方向按照指定机动方式一进行机动，重复机动三个周期，使被测天线于俯仰方向保持于零位不动，获取输出的同步测量值；其中，被测天线指定机动方式一为：
Figure BDA0003038409040000052
式中，
Figure BDA0003038409040000053
为机动方式一的径向运动距离，单位为毫米，
Figure BDA0003038409040000054
为机动方式一的方位转动角度，单位为度；
将被测天线于俯仰方向、径向方向按照指定机动方式二进行机动，重复机动三个周期，使被测天线于方位方向保持于零位不动，获取输出的同步测量值；其中，被测天线指定机动方式二为：
Figure BDA0003038409040000055
式中，
Figure BDA0003038409040000056
为机动方式二的径向运动距离，单位为毫米，
Figure BDA0003038409040000057
为机动方式二的俯仰转动角度，单位为度；
将被测天线于方位方向、径向方向按照指定机动方式三进行机动，重复机动三个周期，使被测天线于俯仰方向保持于零位不动，获取输出的同步测量值；其中，被测天线指定机动方式三为：
Figure BDA0003038409040000061
式中，
Figure BDA0003038409040000062
为机动方式三的径向运动距离，单位为毫米，
Figure BDA0003038409040000063
为机动方式三的方位转动角度，单位为度；
将被测天线于俯仰方向、径向方向按照指定机动方式四进行机动，重复机动三个周期，使被测天线于方位方向保持于零位不动，获取输出的同步测量值；其中，被测天线指定机动方式四为：
Figure BDA0003038409040000064
式中，
Figure BDA0003038409040000065
为机动方式四的径向运动距离，单位为毫米，
Figure BDA0003038409040000066
为机动方式四的俯仰转动角度，单位为度；
根据所得所有同步测量值完成天线视轴指向标定。
步骤(4)中，被测天线相位方向图标定具体流程如下：
将被测天线与宽波束波导管对准，将指向运动模拟分系统转台置于零位，通过激光跟踪仪获取宽波束波导管机械坐标系原点于指向运动模拟分系统坐标系中的坐标(xzt0,yzt0,zzt0)T；
获取指向运动模拟分系统进行动态机动时测量输出值径向运动距离LD、方位转动角度θFW、俯仰转动角度θFY，根据激光干涉仪监测所得径向方向引入振动误差Lvib，计算指向运动模拟分系统运动过程中，宽波束波导管机械坐标系原点于指向运动模拟分系统坐标系中的坐标(xzt,yzt,zzt)T，即被测天线质心与宽波束波导管质心距离，计算公式如下：
Figure BDA0003038409040000067
通过激光跟踪仪获取指向运动模拟分系统至被测天线机械坐标系的平移矩阵T＝(Tx,Ty,Tz)T，旋转矩阵R＝(Rx,Ry,Rz)T，计算指向运动模拟分系统机动时，宽波束波导管机械坐标系原点在被测天线机械坐标系中的坐标(xat,yat,zat)T，即被测天线质心与宽波束波导管质心距离，计算公式如下：
Figure BDA0003038409040000071
Figure BDA0003038409040000072
根据计算所得被测天线与宽波束波导管相心距离变化真值、微米级精密测距分系统距离变化测量值进行采样数据对齐，获取不同入射角度下的天线相位方向图Rap的表达式以完成天线相位方向图的标定，具体为：
Rap＝RKBR-Lpc。
步骤(4)中，天线视轴指向标校的具体步骤如下：
将超稳桁架的B端质心及相心固定于宽波束波导管机械坐标系的原点，以超稳桁架的A端指向运动模拟分系统转台坐标系的原点模拟A星质心，通过指向运动模拟分系统径向运动及转动，带动被测天线，模拟星间距离绝对距离的变化及姿态的变化，建立天线视轴指向标定的等效简化模型；
以指向运动模拟分系统置于零位时的指向运动模拟分系统机械坐标系Ozt0-Xzt0Yzt0Zzt0为标校系统的固定基准坐标系，以被测天线的相位中心为C点，获取该点于指向运动模拟分系统机械坐标系Ozt-XztYztZzt中的坐标值
Figure BDA0003038409040000073
并获取被测天线视轴指向于坐标系Ozt-XztYztZzt中的矢量
Figure BDA0003038409040000074
其中，θ为视轴指向与天线机械坐标轴的夹角；
于坐标系Ozt0-Xzt0Yzt0Zzt0中，根据超稳桁架A端、超稳桁架B端相位中心与质心的位置关系，建立被测天线视轴指向的观测模型及状态模型，具体为：
Figure BDA0003038409040000081
式中，Rnr为精密测距系统测量误差，Poly(n)质心距离的拟合误差，
Figure BDA0003038409040000082
为第j次中质心距离多项式拟合的i阶系数，
Figure BDA0003038409040000083
为坐标系Ozt-XztYztZzt到坐标系Ozt0-Xzt0Yzt0Zzt0的转换矩阵，具体为：
Figure BDA0003038409040000084
根据t0时刻的初始化待估变量为
Figure BDA0003038409040000085
计算任意时刻待估变量的状态轨迹
Figure BDA0003038409040000086
并获取任意时刻量测信息的量测轨迹
Figure BDA0003038409040000087
定义待估变量的状态残差
Figure BDA0003038409040000088
为待估变量真实值xk+1与状态轨迹
Figure BDA0003038409040000089
的差值，同时定义量测信息的量测残差
Figure BDA00030384090400000810
为量测信息的真实值zk+1与量测轨迹
Figure BDA00030384090400000811
的差值，具体为：
Figure BDA00030384090400000812
Figure BDA00030384090400000813
根据状态雅克比矩阵Ak、第2-4次的机动对应的量测雅克比矩阵Hpk，计算待估参数变量残差的估计值
Figure BDA00030384090400000814
具体为：
Figure BDA00030384090400000815
其中，p为周期振荡次数，
Figure BDA00030384090400000816
为量测信息的噪声方差阵，ynk为量测信息与其估计值之间的偏差；
将待估变量的先验信息
Figure BDA00030384090400000817
与初始时刻待估变量的状态残差
Figure BDA00030384090400000818
相加得到待估变量的估计值，根据4次周期性姿态振荡时的所有量测数据计算获取被测天线视轴指向为在坐标系Ozt-XztYztZzt中的矢量
Figure BDA00030384090400000819
完成天线视轴指向的标校。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明提供的一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统及方法，在微波暗室环境下建立精密测距分系统天线的地面测试标校系统，模拟精密测距分系统天线的多种运动工况，实现高精度度的径向运动、俯仰运动、方位运动及复杂组合运动，满足精密测距分系统天线相位方向图及天线视轴指向高精度标校的需求；
(2)本发明存在径向运动的前提下，设计精密测距分系统天线方位方向及俯仰方向的运动轨迹，引入精密测距分系统微米级的测量数据，同步监测外界环境振动、转台转动等引入的距离变化，最终完成精密测距分系统天线相位方向图的高精度标定，在-5°～﹢5°的入射角范围内标定精度优于5μm；
(3)本发明通过建立精密测距分系统天线视轴指向在轨标定的等效简化模型，即径向运动及场地标定共同模拟星间绝对距离数据，转台转动及场地标定共同模拟星上姿态数据，引入天线相位方向图的精密测距分系统及误差同步监测共同模拟星间距离变化数据，设计天线视轴指向标校的运动轨迹，建立标校估计算法的状态方程及观测方程，最终完成精密测距分系统天线视轴指向的高精度标校，标校精度优于0.3mrad。
附图说明
图1为发明提供的精密测距分系统组成示意图；
图2为发明提供的双单向载波相位测量体制测量原理示意图；
图3为发明提供的精密测距分系统在轨运行状态示意图；
图4为发明提供的标校系统组成示意图；
图5为发明提供的被测天线外形及机械坐标系示意图；
图6为发明提供的波导管外形及坐标系示意图；
图7为发明提供的数据处理流程示意图；
图8为发明提供的天线视轴指向标校简化模型；
具体实施方式
一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统及方法，建立天线相位方向图标定及天线视轴指向标校的地面测试系统，能够完成精密测距系统天线相位方向图及视轴指向的精确标校，解决了精密测距系统天线视轴指向高精度标校的问题，天线视轴指向标校系统具体包括：
微米级精密测距分系统、微米级微波信号源、微波暗室、激光跟踪仪、指向运动模拟分系统、对准调节机构、超稳桁架、激光干涉仪、数据采集及处理分系统，其中：
微米级精密测距分系统：实时测量被测天线与宽波束波导管相位中心的距离；
微米级微波信号源：调整宽波束波导管视轴指向至满足标校需求，并保持宽波束波导管静止不动；
微波暗室：为被测天线的视轴指向地面标校提供微波暗室环境；其中，微波暗室内六面铺设吸波材料，暗室场地规格不小于25m×16m×16m，设置有隔振地基；
激光跟踪仪：进行微波暗室标校场地内的标定，建立被测天线机械坐标系、宽波束波导管机械坐标系、指向运动模拟分系统坐标系，并获取各分系统坐标系间的转换数据及超稳桁架A、B两端绝对距离；其中，指向运动模拟分系统安装于超稳桁架A端，对准调节机构安装于超稳桁架B端；
指向运动模拟分系统：模拟微米级精密测距分系统中被测天线的在轨运行状态，包括方位方向及俯仰方向的转动、视轴方向的平动；其中，指向运动模拟分系统为多自由度运动平台，可绕指向运动模拟分系统坐标系方位轴、俯仰轴转动，沿滚动轴方向平动以模拟微米级精密测距分系统的在轨动态；
对准调节机构：将超稳桁架A端被测天线机械视轴与超稳桁架B端宽波束波导管机械视轴对准，将宽波束波导管固定于载物面上以保证宽波束波导管可于载物面平面内沿宽波束波导管机械坐标系的Y轴、Z轴移动，同时调节宽波束波导管水平方向、垂直方向位置，完成视轴对准；
超稳桁架：为微米级测距分系统、微米级微波信号源提供安装载体；
激光干涉仪：对超稳桁架径向方向稳定度进行实时测量，并根据指向运动模拟分系统的平动及转动数据、激光干涉仪输出数据、微米级精密测距分系统数据，以地面标校方法获取径向运动存在时被测天线的相位方向图，并等效模拟被测天线所在卫星在轨工况，完成星间精密测距的天线视轴指向的标校。
数据采集及处理分系统：对标校过程中的位置、高度数据进行采集，并于标校任务结束后进行数据处理。
标校系统中，被测天线机械坐标系以被测天线口面中心作为原点Oa，垂直于被测天线口面且指向外侧的矢量方向为OaXa轴；垂直于OaXa轴且指向外圈基准孔的矢量方向为OaZa轴；所述被测天线机械坐标系的OaYa轴根据右手法则确定；
宽波束波导管机械坐标系以宽波束波导管口面中心作为原点Ob，垂直于口面且指向外侧的矢量方向为ObXb轴，平行于OaXa轴且方向一直的矢量方向为ObZb轴；所述宽波束波导管机械坐标系的ObYb轴根据右手法则确定；
指向运动模拟分系统坐标系以运动系统处于零位时的方位轴与俯仰轴交点为原点O，重合于方位轴且与OaZa轴的夹角小于90度的矢量方向为正Z轴，重合于俯仰轴且与OaYa轴的夹角小于90度的矢量方向为正Y轴；所述指向运动模拟分系统坐标系的正X轴根据右手法则确定；
根据天线视轴指向标校系统提出的天线视轴指向标校方法，具体步骤如下：
(1)进行微波暗室场地标定；
其中，微波暗室场地标定具体步骤如下：
建立超稳桁架，于指向运动模拟分系统、对准调节机构上安装星间精密测量装置以确保安装相对位置不变，对微波暗室场地、被测天线、指向运动模拟分系统的转台进行标定，建立被测天线机械坐标系、指向运动模拟分系统坐标系，调整被测天线机械坐标系X轴与指向运动模拟分系统坐标系X轴重合，获取超稳桁架A端被测天线机械坐标系、指向运动模拟分系统坐标系的转移参数；
建立宽波束波导管机械坐标系，调整对准调节机构使宽波束波导管机械坐标系原点位于被测天线机械坐标系X轴上，获取超稳桁架A端被测天线机械坐标系与超稳桁架B端宽波束波导管机械坐标系的转移参数；
于指向运动模拟分系统上裸露区域铺设吸波材料、避免环境振动，获取场地标定所需数据；
(2)获取被测天线相位方向图标定所需数据；
其中，获取被测天线相位方向图标定所需数据的具体步骤如下：
将指向运动模拟分系统的俯仰方向、方位方向、径向运动方向巡零回零，确认径向运动距离LD、方位角θFW、俯仰角θFY输出正常；
通过激光干涉仪检测超稳桁架B端、A端固定平台的距离变化，并将预热值清零，确认观测量Lvib输出正常；
对微米级精密测距分系统进行在轨工作电平工况测试，静态测试指定时间后，通过双单向数据处理获取微米级精密测距分系统的观测量RKBR；
设计指向运动模拟分系统于方位方向、俯仰方向、直线方向的运动轨迹，并进行分步测试，具体为：
(a)将俯仰轴方向保持于零位，按照指定机动方式于径向方向、方位方向进行运动；
(b)控制所有方向回零，将方位方向保持于零位，按照指定机动方式于于径向方向、俯仰方向进行运动；
(c)将所有方向回零，重复步骤(a)、步骤(b)两次，通过激光干涉仪获取同步监测数据、指向运动模拟分系统的径向及转动数据、微米级精密测距分系统的测量数据，根据所得数据获取被测天线相位方向图标定所需数据；
其中，指定机动方式具体为：
Figure BDA0003038409040000121
式中，t为时间，单位为秒，LD(t)为径向运动距离，单位为毫米，θFW(t)、θFY(t)分别为方位转动角度、俯仰转动角度，单位为度；
(3)获取天线视轴指向标校所需数据；
其中，获取天线视轴指向标校所需数据的具体步骤为：
将指向运动模拟分系统所有方向均回零，确认天线视轴指向标校系统中各设备数据输出正常；
将被测天线于方位方向、径向方向按照指定机动方式一进行机动，重复机动三个周期，使被测天线于俯仰方向保持于零位不动，获取输出的同步测量值；其中，被测天线指定机动方式一为：
Figure BDA0003038409040000131
式中，
Figure BDA0003038409040000132
为机动方式一的径向运动距离，单位为毫米，
Figure BDA0003038409040000133
为机动方式一的方位转动角度，单位为度；
将被测天线于俯仰方向、径向方向按照指定机动方式二进行机动，重复机动三个周期，使被测天线于方位方向保持于零位不动，获取输出的同步测量值；其中，被测天线指定机动方式二为：
Figure BDA0003038409040000134
式中，
Figure BDA0003038409040000135
为机动方式二的径向运动距离，单位为毫米，
Figure BDA0003038409040000136
为机动方式二的俯仰转动角度，单位为度；
将被测天线于方位方向、径向方向按照指定机动方式三进行机动，重复机动三个周期，使被测天线于俯仰方向保持于零位不动，获取输出的同步测量值；其中，被测天线指定机动方式三为：
Figure BDA0003038409040000137
式中，
Figure BDA0003038409040000138
为机动方式三的径向运动距离，单位为毫米，
Figure BDA0003038409040000139
为机动方式三的方位转动角度，单位为度；
将被测天线于俯仰方向、径向方向按照指定机动方式四进行机动，重复机动三个周期，使被测天线于方位方向保持于零位不动，获取输出的同步测量值；其中，被测天线指定机动方式四为：
Figure BDA0003038409040000141
式中，
Figure BDA0003038409040000142
为机动方式四的径向运动距离，单位为毫米，
Figure BDA0003038409040000143
为机动方式四的俯仰转动角度，单位为度；
根据所得所有同步测量值完成天线视轴指向标定；
(4)根据步骤(1)、步骤(2)、步骤(3)所得数据进行数据处理，完成被测天线相位方向图标定、天线视轴指向标校；
其中，被测天线相位方向图标定具体流程如下：
将被测天线与宽波束波导管对准，将指向运动模拟分系统转台置于零位，通过激光跟踪仪获取宽波束波导管机械坐标系原点于指向运动模拟分系统坐标系中的坐标(xzt0,yzt0,zzt0)T；
获取指向运动模拟分系统进行动态机动时测量输出值径向运动距离LD、方位转动角度θFW、俯仰转动角度θFY，根据激光干涉仪监测所得径向方向引入振动误差Lvib，计算指向运动模拟分系统运动过程中，宽波束波导管机械坐标系原点于指向运动模拟分系统坐标系中的坐标(xzt,yzt,zzt)T，即被测天线质心与宽波束波导管质心距离，计算公式如下：
Figure BDA0003038409040000144
通过激光跟踪仪获取指向运动模拟分系统至被测天线机械坐标系的平移矩阵T＝(Tx,Ty,Tz)T，旋转矩阵R＝(Rx,Ry,Rz)T，计算指向运动模拟分系统机动时，宽波束波导管机械坐标系原点在被测天线机械坐标系中的坐标(xat,yat,zat)T，即被测天线质心与宽波束波导管质心距离，计算公式如下：
Figure BDA0003038409040000151
Figure BDA0003038409040000152
根据计算所得被测天线与宽波束波导管相心距离变化真值、微米级精密测距分系统距离变化测量值进行采样数据对齐，获取不同入射角度下的天线相位方向图Rap的表达式以完成天线相位方向图的标定，具体为：
Rap＝RKBR-Lpc。
所述步骤(4)中，天线视轴指向标校的具体步骤如下：
将超稳桁架的B端质心及相心固定于宽波束波导管机械坐标系的原点，以超稳桁架的A端指向运动模拟分系统转台坐标系的原点模拟A星质心，通过指向运动模拟分系统径向运动及转动，带动被测天线，模拟星间距离绝对距离的变化及姿态的变化，建立天线视轴指向标定的等效简化模型；
以指向运动模拟分系统置于零位时的指向运动模拟分系统机械坐标系Ozt0-Xzt0Yzt0Zzt0为标校系统的固定基准坐标系，以被测天线的相位中心为C点，获取该点于指向运动模拟分系统机械坐标系Ozt-XztYztZzt中的坐标值
Figure BDA0003038409040000153
并获取被测天线视轴指向于坐标系Ozt-XztYztZzt中的矢量
Figure BDA0003038409040000154
其中，θ为视轴指向与天线机械坐标轴的夹角；
于坐标系Ozt0-Xzt0Yzt0Zzt0中，根据超稳桁架A端、超稳桁架B端相位中心与质心的位置关系，建立被测天线视轴指向的观测模型及状态模型，具体为：
Figure BDA0003038409040000155
式中，Rnr为精密测距系统测量误差，Poly(n)质心距离的拟合误差，
Figure BDA0003038409040000156
为第j次中质心距离多项式拟合的i阶系数，
Figure BDA0003038409040000161
为坐标系Ozt-XztYztZzt到坐标系Ozt0-Xzt0Yzt0Zzt0的转换矩阵，具体为：
Figure BDA0003038409040000162
根据t0时刻的初始化待估变量为
Figure BDA0003038409040000163
计算任意时刻待估变量的状态轨迹
Figure BDA0003038409040000164
并获取任意时刻量测信息的量测轨迹
Figure BDA0003038409040000165
定义待估变量的状态残差
Figure BDA0003038409040000166
为待估变量真实值xk+1与状态轨迹
Figure BDA0003038409040000167
的差值，同时定义量测信息的量测残差
Figure BDA0003038409040000168
为量测信息的真实值zk+1与量测轨迹
Figure BDA0003038409040000169
的差值，具体为：
Figure BDA00030384090400001610
Figure BDA00030384090400001611
根据状态雅克比矩阵Ak、第2-4次的机动对应的量测雅克比矩阵Hpk，计算待估参数变量残差的估计值
Figure BDA00030384090400001612
具体为：
Figure BDA00030384090400001613
其中，p为周期振荡次数，
Figure BDA00030384090400001614
为量测信息的噪声方差阵，ynk为量测信息与其估计值之间的偏差；
将待估变量的先验信息
Figure BDA00030384090400001615
与初始时刻待估变量的状态残差
Figure BDA00030384090400001616
相加得到待估变量的估计值，根据4次周期性姿态振荡时的所有量测数据计算获取被测天线视轴指向为在坐标系Ozt-XztYztZzt中的矢量
Figure BDA00030384090400001617
完成天线视轴指向的标校。
下面结合具体实施例进行进一步说明：
精密测距系统组成如图1所示，由A、B两套精密测距系统组成，形成双向收发链路，实现之间距离变化的精密测量，精密测距分系统采用基于双单向载波相位测量体制，测量原理如图2所示，系统A和系统B分别向对方发射单频微波射频信号，两星同时测量来自对方卫星的载波相位，输出原始观测量。
在指定的标称时刻t，系统i获取的单向相位测量值可以表示为：
Figure BDA0003038409040000171
上式接收对方信号相位和本地参考信号相位的差值，
Figure BDA0003038409040000172
是测量误差的和。则双单向相位测量组合值可表示为：
Figure BDA0003038409040000173
则计算得出的星间距离测量值R(t)＝ρ(t)+ρTOF(t)+ρerr(t)+N′+I′+d′+ε′，λ＝c/(fA+fB)，可得：
R(t)＝ρ(t)+ρerr(t)
第一项是t时刻的瞬时相位中心之间的有偏距离，第二项是测量误差。当测量误差满足指标要求时，距离变化的测量精度优于5um。上式中，测量值为双星精密测距分系统天线相位中心之间的距离变化值，在轨工作时，相位中心的相对位置可能已发生变化，导致天线视轴指向发生变化，精密测距分系统在轨运行状态如图3所示。
可见，在轨运行时，相位中心之间的距离变化不能直接等于双星质心之间的距离变化，必须明确精密测距分系统的天线视轴指向，天线视轴指向的校分步进行：第一，建立星间天线视轴指向的地面等效系统，等效模拟获取星间绝对距离、坐标系转换关系、卫星姿态等数据，有效消除地面其他因素引入的误差，实现高精度的星间径向运动、俯仰方向的转动、方位方向的转动；第二，在存在径向运动的工况下，对不同入射角下的测量数据进行融合处理，获取精密测距分系统的天线相位方向图；第三，设计星间径向平动、方位转动、俯仰转动同时存在的复杂工况，建立天线视轴指向标校的估计模型，完成精密测距分系统天线视轴指向的标校。
星间天线视轴指向的标校系统由微米级精密测距分系统(含被测天线)、微米级微波信号源(含宽波束波导管)、微波暗室环境、激光跟踪仪、指向运动模拟分系统、对准调节机构、超稳桁架、激光干涉仪、数据采集及处理分系统等组成，标校系统的组成如图4所示。在满足地面标校的微波暗室环境中，微米级微波信号源与宽波束波导管安装于B端超稳桁架上，通过对准调节机构调整宽波束波导管视轴的指向，对准之后保持静止不动；微米级精密测距分系统(含被测天线)安装于A端的超稳桁架上，通过指向运动模拟分系统等效模拟被测天线的在轨运行状态，包括方位向及俯仰方向的转动、视轴方向的平动，激光跟踪仪完成场地的标定，获取各坐标系之间的转换数据及两端的绝对距离，激光干涉仪完成对超稳桁架在径向方向稳定度的实时测量，之后结合指向运动模拟分系统的平动及转动数据、激光干涉仪数据、微米级精密测距分系统数据等，通过地面标校方法可精确得到存在径向运动时的被测天线的相位方向图，同时可等效模拟卫星在轨工况，完成星间精密测距分系统的天线视轴指向的标校。
其中：
微米级精密测距分系统(含被测天线)与微米级微波信号源(含宽波束波导管)共同组成地面测距系统，测量被测天线及宽波束波导管相位中心之间的距离变化，有偏距离的测量精度达微米量级。被测天线及其机械坐标系如图5所示，定义：被测天线口面中心作为机械坐标系的原点Oa，是外圈校准孔拟合圆的中心；垂直于被测天线口面且指向外侧的矢量作为OaXa轴；垂直于OaXa轴且指向外圈基准孔(R孔)的矢量作为OaZa轴；根据直角坐标系的右手法则得到OaYa轴；
宽波束波导管及其坐标系如图6所示，定义：波导管口面中心作为坐标系的原点Ob，垂直于口面且指向外侧的矢量作为ObXb轴，平行于OaXa轴且方向一直的矢量作为ObZb轴；根据直角坐标系的右手法则得到ObYb轴；
微波暗室内部六面铺设高性能吸波材料，降低AB两套测距系统天线之间互耦的影响，A端与B端的天线口面中心距离应满足远场条件。为减小场地的多径干扰，天线视轴距地面以及周围墙体的距离应足够远，为满足星间指向误差的地面标校，暗室场地的长宽高应不小于25m×16m×16m，且具有隔振地基；
指向运动模拟分系统选用高精度的多自由度运动平台作为运动执行机构，实现绕方位轴(Z轴)及俯仰轴(Y轴)的转动、沿滚动轴(X轴)方向的平动，模拟精密测距分系统的在轨动态，运动转台固定安装于8米高的超稳桁架上，控制机柜位于地面。主要技术指标要求：
(1)位移范围：±300mm；
(2)平动定位精度：0.5微米；
(3)转动角度范围：±45°；
(4)转动定位精度：0.005mrad；
对准调节机构用于实现A端被测天线机械视轴与B端宽波束波导管机械视轴的对准，将宽波束波导管固定于对准调节机构的载物面上，使之在在平面内沿Y轴、Z轴实现高精度的移动，调节波导管机械轴在水平和垂直方向的位置，最终实现初始机械轴的对准，对准调节机构固定安装于另一8米高超稳桁架上，操作台与动力机柜位于地面。主要技术指标要求：
(1)位移范围：±300mm；
(2)位移控制精度：0.5mm；
超稳桁架用于稳定支撑被测系统及相关测试设备，满足被测天线的远场条件，极大降低多径的影响，确保星间精密测距分系统的测量精度。超稳桁架是通过钢制球杆桁架结构构建的两个超稳试验平台，稳定可靠安全，建设于微波暗室环境的隔振区内，有效避免外界环境振动的影响。主要技术指标要求：
(1)三维方向稳定度：1微米；
(2)桁架高度：8米；
激光跟踪仪配合数据分析软件用于微波暗室场地的标定，对不同靶球位置进行测量，通过数据联合处理，建立被测天线机械坐标系、宽波束波导管机械坐标系、指向运动模拟分系统坐标系，并完成各坐标系之间的转换及A端、B端绝对距离的测量。主要技术指标要求：
(1)坐标系平移关系精度：0.05mm；
(2)坐标系平移关系精度：0.01°；
激光干涉仪用于实时监测超稳桁架的稳定度，同步测量外环境界振动、指向运动模拟分系统转动等引起的超稳桁架的径向晃动，将该值补偿到星间精密测距分系统的测量数据结果中，消除外界环境因素对星间测距系统测量性能的影响。主要技术指标要求：
(1)线性测量精度：0.5ppm；
(2)线性测量最大距离：20m；
建立如图4所示的标校系统，等效简化在轨涉及的各种坐标系及相关观测数据，仅对A端产品进行动态机动，指向模拟系统的旋转中心模拟在轨卫星质心，B端的质心及相心均固定不动，将质心及相心固定等效为宽波束波导管机械坐标系的原点；A端指向运动模拟分系统模拟卫星姿态及星间径向距离的变化，对应在轨的姿态数据、星间质心之间距离变化数据。综合所有测试数据完成被测天线相位方向图的标定及天线视轴直线的标校，具体如下：
场地标定：
建立超稳桁架，将星间精密测量系统分别安装于指向运动模拟分系统及对准调节机构上，确保安装的相对位置不发生改变；利用指向模拟系统的转动配平，避免偏心引入的误差；利用激光干涉仪测量两桁架之间距离的变化，定义其测量值为Lvib，要求Lvib小于1微米；
对场地、被测天线、转台等进行标定，建立指向运动模拟分系统的转台坐标系、被测天线机械坐标系，经调整使得天线机械轴坐标系X轴与转台坐标系X轴重合，并获得A端天线机械坐标系与转台坐标系的转移参数；建立宽波束波导管机械坐标系，调整对准二维机构使波导管机械坐标系原点位于被测天线X轴上(波导管为宽波束天线，坐标轴角度方向需要调节)，获取A端天线机械坐标系与B端波导管机械坐标系的转移参数，要求坐标系转换中的平移参数精度：优于0.05mm，转角参数优于0.01°；
为了减少泄露信号引起的多径干扰，对量测测试平台上面的金属裸露区域全部覆盖了吸波材料，尽量避免外界环境振动、人为干扰等，进入标定测试。
天线相位方向图标定：
为有效模拟在轨工况，增加被测天线的径向运动，完成天线相位方向图的标定，具体过程如下：
指向运动模拟分系统俯仰方向、方位方向、径向运动方向巡零回零，确认径向运动距离LD、方位角θFW、俯仰角θFY输出正常；
激光干涉仪同步监测B端平台与A端固定大理石平台之间的距离变化，预热清零，确认观测量Lvib输出正常；
精密测距分系统符合在轨工作时的电平工况，静态测试30min，通过双单向数据处理得到精密测距分系统的观测量RKBR，精度优于5um，满足测试要求；
设计指向运动模拟分系统在方位方向、俯仰方向、直线方向的运动轨迹如下所示，分步进行测试：第一，俯仰轴方向保持在零位，直线方向和方位方向按照如下的机动方式进行连续运动；第二，三个方向回零，方位轴方向保持在零位，直线方向和俯仰方向按照如下的机动方式进行连续运动；第三，三个方向回零，重复第一步、第二步各2次。激光干涉仪的同步监测数据、指向运动模拟分系统的径向及转动数据、精密测距分系统的测量数据同步连续输出，用于天线相位方向图的求解标定；
Figure BDA0003038409040000211
被测天线视轴指向标校：
设计天线视轴指向标校时的机动轨迹，给定一个偏置姿态角，增加星间精密测距分系统对观测数据的敏感度，同步进行径向运动及姿态周期性扫描；设计镜像的初始姿态偏角，有效抵消测试场地多径干扰，具体标校过程如下：
指向运动模拟分系统三个方向均回零，确认各测试设备及精密测距分系统测量数据的输出正常；
被测天线在方位方向与直线方向按照下式进行机动，重复三个周期，被测天线在俯仰方向保持在零位不动，输出同步测量值，具体为：
Figure BDA0003038409040000221
被测天线在俯仰方向与直线方向按照下式进行机动，重复三个周期，被测天线在方位方向保持在零位不动，输出同步测量值，具体为：
Figure BDA0003038409040000222
被测天线在方位方向与直线方向按照下式进行机动，重复三个周期，被测天线在俯仰方向保持在零位不动，输出同步测量值，具体为：
Figure BDA0003038409040000223
被测天线在俯仰方向与直线方向按照下式进行机动，重复三个周期，被测天线在方位方向保持在零位不动，输出同步测量值，具体为：
Figure BDA0003038409040000224
数据处理：
测试得到同步测量的各项数据，进行数据处理，完成天线相位方向图的标定及天线视轴指向的标校，数据处理流程如图7所示。
天线相位方向图标定过程中：
A端被测天线与B端波导管对准、转台位于零位时，通过激光跟踪仪得到波导管机械坐标系原点在转台坐标系中的坐标为(xzt0,yzt0,zzt0)T；转台进行动态的机动时，其测量输出值为径向运动距离LD、方位转动角度θFW、俯仰转动角度θFY，由于转台的运动、外界环境的振动等在径向方向引入的误差由激光干涉仪实时监测，即Lvib，综合求解得转台运动过程中波导管机械坐标系原点在转台坐标戏中的坐标(xzt,yzt,zzt)T，等效模拟两端质心之间的距离变化，表达式如下所示：
Figure BDA0003038409040000231
激光跟踪仪得到转台坐标系到被测天线机械坐标系的平移关系为T＝(Tx,Ty,Tz)T，旋转关系为R＝(Rx,Ry,Rz)T，因此转台机动时波导管机械坐标系原点在被测天线机械坐标系中的坐标(xat,yat,zat)T的表达式如下，等效模拟两端相心之间的距离变化：
Figure BDA0003038409040000232
因此，得到相心之间距离变化的真值Lpc，表达式如下：
Figure BDA0003038409040000233
将相心之间距离变化的真值与精密测距分系统距离变化测量值进行采样数据对齐，得到不同入射角度下的天线相位方向图Rap的表达式如下，完成天线相位方向图的标定。
Rap＝RKBR-Lpc。
天线视轴指向标校的过程中：
B端的相心及质心固定于宽波束波导管机械坐标系的原点，A端指向运动模拟分系统转台坐标系的原点模拟A星的质心，通过转台的径向运动及转动，带动被测天线，模拟星间距离绝对距离的变化及姿态的变化，建立天线视轴指向标定的等效简化模型，如下图所示。以A端转台在零位时的坐标系Ozt0-Xzt0Yzt0Zzt0为标校系统的固定基准坐标系，被测天线的相位中心为C点，在运动转台坐标系Ozt-XztYztZzt中的坐标值为
Figure BDA0003038409040000234
天线视轴指向为在坐标系Ozt-XztYztZzt中的矢量
Figure BDA0003038409040000235
θ为视轴指向与天线机械坐标轴的夹角。当存在径向运动与俯仰运动时，天线视轴直线示意如图8所示；
在坐标系Ozt0-Xzt0Yzt0Zzt0中，根据A、B两端相位中心与质心之间的位置关系，建立天线视轴指向的观测模型及状态模型，如下公式所示：
Figure BDA0003038409040000241
其中，Rnr为精密测距分系统测量误差，Poly(n)质心距离的拟合误差，
Figure BDA0003038409040000242
为第j次中质心距离多项式拟合的i阶系数，
Figure BDA0003038409040000243
为坐标系Ozt-XztYztZzt到坐标系Ozt0-Xzt0Yzt0Zzt0的转换矩阵，表达式如下：
Figure BDA0003038409040000244
初始化待估变量为
Figure BDA0003038409040000245
(t0时刻的值)，带入状态方程可得任意时刻待估变量的状态轨迹
Figure BDA0003038409040000246
同理，带入量测方程可得到任意时刻量测信息的量测轨迹
Figure BDA0003038409040000247
定义待估变量的状态残差
Figure BDA0003038409040000248
为待估变量真实值xk+1与状态轨迹
Figure BDA0003038409040000249
的差值；同理，定义量测信息的量测残差
Figure BDA00030384090400002410
为量测信息的真实值zk+1与量测轨迹
Figure BDA00030384090400002411
的差值，具体如下。
Figure BDA00030384090400002412
Figure BDA00030384090400002413
状态雅克比矩阵Ak为19×19维的单位矩阵，表达式如下
Ak＝I19×19；
第p次机动对应的量测雅克比矩阵Hpk。第一次周期性姿态振荡时(p＝1)的量测雅克比矩阵H1k的表达式如下
Figure BDA00030384090400002414
同理可得，第二次至第四次周期姿态振荡的量测雅克比矩阵H2k～H4k的表达式。将4次周期性姿态振荡时的所有量测数据代入算法中，便可实现天线视轴指向的标校，得到待估参数变量残差的估计值
Figure BDA0003038409040000251
的表达式如下
Figure BDA0003038409040000252
其中，p为第p次周期振荡，
Figure BDA0003038409040000253
为量测信息的噪声方差阵，ynk为量测信息与其估计值之间的偏差。将待估变量的先验信息
Figure BDA0003038409040000254
与初始时刻待估变量的状态残差
Figure BDA0003038409040000255
相加得到待估变量的估计值。至此得到了天线视轴指向为在坐标系Ozt-XztYztZzt中的矢量
Figure BDA0003038409040000256
完成了天线视轴指向的标校。
标校完成后，需要进行标校误差分析，具体为：
坐标系误差：
在转台坐标系与被测天线机械坐标系转换中，激光跟踪仪得到的平移参数精度优于0.05mm，引入的坐标系误差小于0.05mm；激光跟踪仪得到的角度转换参数精度优于0.01°，当两坐标原点相距约760mm时，引入的转台坐标系位置误差小于0.1mm，最终引入的天线视轴指向误差小于0.12mrad；
初始指向误差：
根据上述的机械轴初始对准原理，激光跟踪仪得到的平移参数误差小于0.05mm，对准调节机构的位置控制精度小于0.5mm，在星间18m距离条件下，初始对准引入的坐标系误差将小于0.04mrad，因此引入到天线视轴指向的误差小于0.04mrad；
指向运动误差：
在该地面标校系统中，被测天线视轴指向的运动通过指向运动模拟分系统实现，包括径向平动、俯仰方向转动及方位方向的转动。使用激光跟踪仪建立指向运动模拟分系统的转台零位坐标系，对俯仰方向、方位方向连续测试，转角范围大于90°，且进行三次测量，取平均值，降低零位坐标系建立的随机误差。由于激光跟踪仪点对点的精度优于10um，角度精度优于5″，因此建立转台零位坐标系引入的误差可忽略不计。在平动及转动的指向模拟中，径向位移的测量误差小于0.5微米，转动的角度测量精度小于0.005mrad，当进行转台动态坐标系计算时引入的天线视轴指向误差小于0.01mrad；
超稳桁架稳定性误差：
在静止状态下，激光干涉仪对超稳桁架进行径向距离变化的检测，试验结果显示桁架之间的径向距离变化小于1微米，表明桁架静态稳定性非常高，不会引入误差，满足静态测试的需求。当进行指向运动模拟时，转台的转动及径向运动会导致桁架晃动，引入径向距离的变化，通过激光干涉仪实时监测，结果表明超稳桁架之间的径向晃动可达mm量级，此误差不可忽略不计。因此，在标校过程中，采用激光干涉仪实时监测桁架晃动引入的径向距离变化，桁架之间径向距离的测量误差小于1微米。在转台动态坐标系转化、标校等数据处理中，扣除由指向运动引入的桁架间径向距离变化，有效消除该误差，引入天线视轴指向误差小于0.025mrad；
多径误差：
在微波暗室环境中，场地吸波材料垂直入射的反射率小于-55dB，实际暗室尺寸为30m×25m×25m，环境产生的多径信号与主经信号到达被测天线入口时的幅度之比小于-60dB，产生距离变化的测量误差小于1微米；被测天线口面直径约130mm，可得到被测天线接收的二次反射与直射接收信号比约-55dB，产生距离变化的测量误差小于10微米，因此最终引入的天线视轴指向误差小于0.25mrad；
天线相位方向图误差：
根据天线理论，只有在一定的入射角度范围内，天线的相位中心才固定，随着电磁波入射角度的变化，天线的相位中心位置也在变化。在该标校系统中，激光干涉仪测量平台振动等引入的误差，径向方向的测量误差小于1微米；精密测距分系统距离变化的测量误差小于4微米；指向运动模拟运动系统的径向测量误差小于0.5微米；转台角度测量误差小于0.005mrad，由于转动引入的径向距离变化误差小于0.5微米；因此，在-5°～﹢5°的范围内，天线相位方向图标定误差小于5微米，引入的天线视轴指向误差小于0.1mrad。
综合上述的误差分析，本发明方法可实现：在-5°～﹢5°的入射角范围内，被测天线相位方向图的标定误差精度优于5μm；天线视轴指向的标校精度优于0.3mrad。
配合本发明所述标校系统，标校过程分为场地标定、天线相位方向图标定、天线视轴指向标校、数据处理四个阶段。具体实施方式如下：
(1)安装被测天线、波导管天线及相关测试系统及设备；
(2)建立相关坐标系，根据相对关系实现初始对准，完成场地相对位置关系的校准，满足精度要求；
(3)被测系统及相关设备加电，确保静态、动态工况下各项输出值正常；
(4)进行天线相位方向图标定，按照4.3节设计的相位方向图标定的运动轨迹进行机动，重复三次；
(5)进行天线视轴指向标校，按照4.3节设计的视轴指向标校的运动轨迹一次完成机动；
(6)按照数据处理方法及流程，得到天线相位方向图及天线视轴指向标校结果。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域技术人员的公知技术。

Claims (11)

1.一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统，其特征在于：包括微米级精密测距分系统、微米级微波信号源、微波暗室、激光跟踪仪、指向运动模拟分系统、对准调节机构、超稳桁架、激光干涉仪、数据采集及处理分系统，其中：
微米级精密测距分系统：实时测量被测天线与宽波束波导管相位中心的距离；
微米级微波信号源：调整宽波束波导管视轴指向至满足标校需求，并保持宽波束波导管静止不动；
微波暗室：为被测天线的视轴指向地面标校提供微波暗室环境；
激光跟踪仪：进行微波暗室标校场地内的标定，建立被测天线机械坐标系、宽波束波导管机械坐标系、指向运动模拟分系统坐标系，并获取各分系统坐标系间的转换数据及超稳桁架A、B两端绝对距离；
指向运动模拟分系统：模拟微米级精密测距分系统中被测天线的在轨运行状态，包括方位方向及俯仰方向的转动、视轴方向的平动；
对准调节机构：将超稳桁架A端被测天线机械视轴与超稳桁架B端宽波束波导管机械视轴对准，将宽波束波导管固定于载物面上以保证宽波束波导管可于载物面平面内沿宽波束波导管机械坐标系的Y轴、Z轴移动，同时调节宽波束波导管水平方向、垂直方向位置，完成视轴对准；
超稳桁架：为微米级测距分系统、微米级微波信号源提供安装载体；
激光干涉仪：对超稳桁架径向方向稳定度进行实时测量，并根据指向运动模拟分系统的平动及转动数据、激光干涉仪输出数据、微米级精密测距分系统数据，以地面标校方法获取径向运动存在时被测天线的相位方向图，并等效模拟被测天线所在卫星在轨工况，完成星间精密测距的天线视轴指向的标校；
数据采集及处理分系统：对标校过程中的位置、高度数据进行采集，并于标校任务结束后进行数据处理。
2.根据权利要求1所述的一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统，其特征在于：
所述指向运动模拟分系统安装于超稳桁架A端，对准调节机构安装于超稳桁架B端。
3.根据权利要求1所述的一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统，其特征在于：
所述被测天线机械坐标系以被测天线口面中心作为原点Oa，垂直于被测天线口面且指向外侧的矢量方向为OaXa轴；垂直于OaXa轴且指向外圈基准孔的矢量方向为OaZa轴；所述被测天线机械坐标系的OaYa轴根据右手法则确定；
所述宽波束波导管机械坐标系以宽波束波导管口面中心作为原点Ob，垂直于口面且指向外侧的矢量方向为ObXb轴，平行于OaXa轴且方向一直的矢量方向为ObZb轴；所述宽波束波导管机械坐标系的ObYb轴根据右手法则确定；
所述指向运动模拟分系统坐标系以运动系统处于零位时的方位轴与俯仰轴交点为原点O，重合于方位轴且与OaZa轴的夹角小于90度的矢量方向为正Z轴，重合于俯仰轴且与OaYa轴的夹角小于90度的矢量方向为正Y轴；所述指向运动模拟分系统坐标系的正X轴根据右手法则确定。
4.根据权利要求1所述的一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统，其特征在于：
所述微波暗室内六面铺设吸波材料，暗室场地规格不小于25m×16m×16m，设置有隔振地基。
5.根据权利要求1所述的一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统，其特征在于：
所述指向运动模拟分系统为多自由度运动平台，可绕指向运动模拟分系统坐标系方位轴、俯仰轴转动，沿滚动轴方向平动以模拟微米级精密测距分系统的在轨动态。
6.根据权利要求1所述的一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统，提出一种基于精密测距的天线视轴指向标校方法，其特征在于步骤如下：
(1)进行微波暗室场地标定；
(2)获取被测天线相位方向图标定所需数据；
(3)获取天线视轴指向标校所需数据；
(4)根据步骤(1)、步骤(2)、步骤(3)所得数据进行数据处理，完成被测天线相位方向图标定、天线视轴指向标校，并进行地面等效标校验证。
7.根据权利要求6所述的一种基于精密测距的天线视轴指向标校方法，其特征在于：
所述步骤(1)中，微波暗室场地标定具体步骤如下：
建立超稳桁架，于指向运动模拟分系统、对准调节机构上安装星间精密测量装置以确保安装相对位置不变，对微波暗室场地、被测天线、指向运动模拟分系统的转台进行标定，建立被测天线机械坐标系、指向运动模拟分系统坐标系，调整被测天线机械坐标系X轴与指向运动模拟分系统坐标系X轴重合，获取超稳桁架A端被测天线机械坐标系、指向运动模拟分系统坐标系的转移参数；
建立宽波束波导管机械坐标系，调整对准调节机构使宽波束波导管机械坐标系原点位于被测天线机械坐标系X轴上，获取超稳桁架A端被测天线机械坐标系与超稳桁架B端宽波束波导管机械坐标系的转移参数；
于指向运动模拟分系统上裸露区域铺设吸波材料、避免环境振动，获取场地标定所需数据。
8.根据权利要求6所述的一种基于精密测距的天线视轴指向标校方法，其特征在于：
所述步骤(2)中，获取被测天线相位方向图标定所需数据的具体步骤如下：
将指向运动模拟分系统的俯仰方向、方位方向、径向运动方向巡零回零，确认径向运动距离LD、方位角θFW、俯仰角θFY输出正常；
通过激光干涉仪检测超稳桁架B端、A端固定平台的距离变化，并将预热值清零，确认观测量Lvib输出正常；
对微米级精密测距分系统进行在轨工作电平工况测试，静态测试指定时间后，通过双单向数据处理获取微米级精密测距分系统的观测量RKBR；
设计指向运动模拟分系统方位方向、俯仰方向、直线方向的运动轨迹，并进行分步测试，具体为：
(a)将俯仰轴方向保持于零位，按照指定机动方式于径向方向、方位方向进行运动；
(b)控制所有方向回零，将方位方向保持于零位，按照指定机动方式于于径向方向、俯仰方向进行运动；
(c)将所有方向回零，重复步骤(a)、步骤(b)两次，通过激光干涉仪获取同步监测数据、指向运动模拟分系统的径向及转动数据、微米级精密测距分系统的测量数据，根据所得数据获取被测天线相位方向图标定所需数据；
其中，指定机动方式具体为：
Figure FDA0003038409030000041
式中，t为时间，单位为秒，LD(t)为径向运动距离，单位为毫米，θFW(t)、θFY(t)分别为方位转动角度、俯仰转动角度，单位为度。
9.根据权利要求6所述的一种基于精密测距的天线视轴指向标校方法，其特征在于：
所述步骤(3)中，获取天线视轴指向标校所需数据的具体步骤为：
将指向运动模拟分系统所有方向均回零，确认天线视轴指向标校系统中各设备数据输出正常；
将被测天线于方位方向、径向方向按照指定机动方式一进行机动，重复机动三个周期，使被测天线于俯仰方向保持于零位不动，获取输出的同步测量值；其中，被测天线指定机动方式一为：
Figure FDA0003038409030000051
式中，
Figure FDA0003038409030000052
为机动方式一的径向运动距离，单位为毫米，
Figure FDA0003038409030000053
为机动方式一的方位转动角度，单位为度；
将被测天线于俯仰方向、径向方向按照指定机动方式二进行机动，重复机动三个周期，使被测天线于方位方向保持于零位不动，获取输出的同步测量值；其中，被测天线指定机动方式二为：
Figure FDA0003038409030000054
式中，
Figure FDA0003038409030000055
为机动方式二的径向运动距离，单位为毫米，
Figure FDA0003038409030000056
为机动方式二的俯仰转动角度，单位为度；
将被测天线于方位方向、径向方向按照指定机动方式三进行机动，重复机动三个周期，使被测天线于俯仰方向保持于零位不动，获取输出的同步测量值；其中，被测天线指定机动方式三为：
Figure FDA0003038409030000057
式中，
Figure FDA0003038409030000058
为机动方式三的径向运动距离，单位为毫米，
Figure FDA0003038409030000059
为机动方式三的方位转动角度，单位为度；
将被测天线于俯仰方向、径向方向按照指定机动方式四进行机动，重复机动三个周期，使被测天线于方位方向保持于零位不动，获取输出的同步测量值；其中，被测天线指定机动方式四为：
Figure FDA00030384090300000510
式中，
Figure FDA00030384090300000511
为机动方式四的径向运动距离，单位为毫米，
Figure FDA00030384090300000512
为机动方式四的俯仰转动角度，单位为度；
根据所得所有同步测量值完成天线视轴指向标定。
10.根据权利要求6所述的一种基于精密测距的天线视轴指向标校方法，其特征在于：
所述步骤(4)中，被测天线相位方向图标定具体流程如下：
将被测天线与宽波束波导管对准，将指向运动模拟分系统转台置于零位，通过激光跟踪仪获取宽波束波导管机械坐标系原点于指向运动模拟分系统坐标系中的坐标(xzt0,yzt0,zzt0)T；
获取指向运动模拟分系统进行动态机动时测量输出值径向运动距离LD、方位转动角度θFW、俯仰转动角度θFY，根据激光干涉仪监测所得径向方向引入振动误差Lvib，计算指向运动模拟分系统运动过程中，宽波束波导管机械坐标系原点于指向运动模拟分系统坐标系中的坐标(xzt,yzt,zzt)T，即被测天线质心与宽波束波导管质心距离，计算公式如下：
Figure FDA0003038409030000061
通过激光跟踪仪获取指向运动模拟分系统至被测天线机械坐标系的平移矩阵T＝(Tx,Ty,Tz)T，旋转矩阵R＝(Rx,Ry,Rz)T，计算指向运动模拟分系统机动时，宽波束波导管机械坐标系原点在被测天线机械坐标系中的坐标(xat,yat,zat)T，即被测天线质心与宽波束波导管质心距离，计算公式如下：
Figure FDA0003038409030000062
Figure FDA0003038409030000063
根据计算所得被测天线与宽波束波导管相心距离变化真值、微米级精密测距分系统距离变化测量值进行采样数据对齐，获取不同入射角度下的天线相位方向图Rap的表达式以完成天线相位方向图的标定，具体为：
Rap＝RKBR-Lpc。
11.根据权利要求6所述的一种基于精密测距的天线视轴指向标校方法，其特征在于：
所述步骤(4)中，天线视轴指向标校的具体步骤如下：
将超稳桁架的B端质心及相心固定于宽波束波导管机械坐标系的原点，以超稳桁架的A端指向运动模拟分系统转台坐标系的原点模拟A星质心，通过指向运动模拟分系统径向运动及转动，带动被测天线，模拟星间距离绝对距离的变化及姿态的变化，建立天线视轴指向标定的等效简化模型；
以指向运动模拟分系统置于零位时的指向运动模拟分系统机械坐标系Ozt0-Xzt0Yzt0Zzt0为标校系统的固定基准坐标系，以被测天线的相位中心为C点，获取该点于指向运动模拟分系统机械坐标系Ozt-XztYztZzt中的坐标值
Figure FDA0003038409030000071
并获取被测天线视轴指向于坐标系Ozt-XztYztZzt中的矢量
Figure FDA0003038409030000072
其中，θ为视轴指向与天线机械坐标轴的夹角；
于坐标系Ozt0-Xzt0Yzt0Zzt0中，根据超稳桁架A端、超稳桁架B端相位中心与质心的位置关系，建立被测天线视轴指向的观测模型及状态模型，具体为：
Figure FDA0003038409030000073
式中，Rnr为精密测距系统测量误差，Poly(n)质心距离的拟合误差，
Figure FDA0003038409030000074
为第j次中质心距离多项式拟合的i阶系数，
Figure FDA0003038409030000075
Figure FDA0003038409030000076
为坐标系Ozt-XztYztZzt到坐标系Ozt0-Xzt0Yzt0Zzt0的转换矩阵，具体为：
Figure FDA0003038409030000077
根据t0时刻的初始化待估变量为
Figure FDA0003038409030000078
计算任意时刻待估变量的状态轨迹
Figure FDA0003038409030000079
并获取任意时刻量测信息的量测轨迹
Figure FDA0003038409030000081
定义待估变量的状态残差
Figure FDA0003038409030000082
为待估变量真实值xk+1与状态轨迹
Figure FDA0003038409030000083
的差值，同时定义量测信息的量测残差
Figure FDA0003038409030000084
为量测信息的真实值zk+1与量测轨迹
Figure FDA0003038409030000085
的差值，具体为：
Figure FDA0003038409030000086
Figure FDA0003038409030000087
根据状态雅克比矩阵Ak、第2-4次的机动对应的量测雅克比矩阵Hpk，计算待估参数变量残差的估计值
Figure FDA0003038409030000088
具体为：
Figure FDA0003038409030000089
其中，p为周期振荡次数，
Figure FDA00030384090300000810
为量测信息的噪声方差阵，ynk为量测信息与其估计值之间的偏差；
将待估变量的先验信息
Figure FDA00030384090300000811
与初始时刻待估变量的状态残差
Figure FDA00030384090300000812
相加得到待估变量的估计值，根据4次周期性姿态振荡时的所有量测数据计算获取被测天线视轴指向为在坐标系Ozt-XztYztZzt中的矢量
Figure FDA00030384090300000813
完成天线视轴指向的标校。
CN202110450156.XA 2021-04-25 2021-04-25 一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统及方法 Active CN113295936B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110450156.XA CN113295936B (zh) 2021-04-25 2021-04-25 一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统及方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110450156.XA CN113295936B (zh) 2021-04-25 2021-04-25 一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统及方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113295936A true CN113295936A (zh) 2021-08-24
CN113295936B CN113295936B (zh) 2023-11-10

Family

ID=77320244

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110450156.XA Active CN113295936B (zh) 2021-04-25 2021-04-25 一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统及方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113295936B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113965261A (zh) * 2021-12-21 2022-01-21 南京英田光学工程股份有限公司 一种空间激光通信终端跟踪精度测量装置及测量方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB595075A (en) * 1942-02-26 1947-11-26 Marconi Wireless Telegraph Co Improvements in direction finders
CN103264776A (zh) * 2013-05-30 2013-08-28 中国空间技术研究院 一种基于信息融合的控制系统工作模式设置及切换方法
CN106342224B (zh) * 2010-09-14 2013-11-20 中国航空工业集团公司雷华电子技术研究所 一种天线幅度相位方向图的测量方法
CN106501783A (zh) * 2016-09-22 2017-03-15 西安空间无线电技术研究所 一种交会对接微波雷达测角性能系统误差标定系统及方法
CN110618408A (zh) * 2019-08-30 2019-12-27 西安空间无线电技术研究所 一种精密测距系统天线相位中心的系统标定方法
CN111095003A (zh) * 2017-09-20 2020-05-01 康普技术有限责任公司 用于校准毫米波天线阵列的方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB595075A (en) * 1942-02-26 1947-11-26 Marconi Wireless Telegraph Co Improvements in direction finders
CN106342224B (zh) * 2010-09-14 2013-11-20 中国航空工业集团公司雷华电子技术研究所 一种天线幅度相位方向图的测量方法
CN103264776A (zh) * 2013-05-30 2013-08-28 中国空间技术研究院 一种基于信息融合的控制系统工作模式设置及切换方法
CN106501783A (zh) * 2016-09-22 2017-03-15 西安空间无线电技术研究所 一种交会对接微波雷达测角性能系统误差标定系统及方法
CN111095003A (zh) * 2017-09-20 2020-05-01 康普技术有限责任公司 用于校准毫米波天线阵列的方法
CN110618408A (zh) * 2019-08-30 2019-12-27 西安空间无线电技术研究所 一种精密测距系统天线相位中心的系统标定方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
徐爱明;黄根旺;: "舰载天文经纬仪轴系误差分析及星校技术研究", 舰船科学技术, no. 01 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113965261A (zh) * 2021-12-21 2022-01-21 南京英田光学工程股份有限公司 一种空间激光通信终端跟踪精度测量装置及测量方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN113295936B (zh) 2023-11-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110618408B (zh) 一种精密测距系统天线相位中心的系统标定方法
CN107703499B (zh) 一种基于自制地基激光雷达对准误差的点云误差校正方法
Estler et al. Large-scale metrology–an update
CN106501783B (zh) 一种交会对接微波雷达测角性能系统误差标定系统及方法
CN108037374B (zh) 一种阵列天线近场标定方法
CN108287338A (zh) 基于误差相消原理的激光测距仪检定系统及其检定方法
Muelaner et al. Study of the uncertainty of angle measurement for a rotary-laser automatic theodolite (R-LAT)
CN101169323A (zh) 在室内用旋转靶标测量电视经纬仪动态测角精度的方法
CN106019247B (zh) 地物波谱rcs测量系统运载平台圆周运动方位误差修正方法
Li et al. A novel orientation and position measuring system for large & medium scale precision assembly
Zhou et al. A combined calibration method of a mobile robotic measurement system for large-sized components
CN113295936B (zh) 一种基于精密测距的天线视轴指向标校系统及方法
CN112476315B (zh) 一种平板阵列sar天线展开系统的装配方法及系统
Guillory et al. Uncertainty assessment of a prototype of multilateration coordinate measurement system
CN107727118B (zh) 大型飞行器中的gnc分系统设备姿态测量系统标定方法
Peng et al. Development of an integrated laser sensors based measurement system for large-scale components automated assembly application
Guillory et al. Absolute multilateration-based coordinate measurement system using retroreflecting glass spheres
Guofeng et al. Large-scale compact range on-site alignment based on laser tracker measurement network
Lou et al. A 3D passive laser tracker for accuracy calibration of robots
CN207675937U (zh) 基于误差相消原理的激光测距仪检定系统
Gao et al. Research on coaxiality measurement system of large-span small-hole system based on laser collimation
Guerrieri et al. Configurable robotic millimeter-wave antenna facility
CN117080743A (zh) 机扫相扫天线指向角度标定方法及系统
CN107991684B (zh) 大型飞行器中的gnc分系统设备姿态测量系统
Yang et al. Multi-target automatic positioning based on angle and distance parallel measurement

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant