CN113960620B - 高精度波束跟踪系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开的一种高精度波束跟踪系统，能有效提高卫通相控阵天线跟踪精度。本发明通过下述技术方案实现：用激光雷达高精度标定天线坐标系和飞行器机体坐标系相对关系，高精度时间产生单元产生准确的时间，低时延高频率高精度惯导产生高频度高精度的位置、姿态、速度等信息，并将两坐标系相对关系、准确时间、惯导信息送入波束计算单元，波束计算单元根据准确时间和惯导信息对飞行器当前的位置和姿态进行实时精确计算，并进一步计算飞行器机体坐标系下的卫星坐标值,再根据标定的坐标系相对关系把机体坐标系下卫星坐标转换为卫通天线坐标系下的指星角度，控制天线波束高精度地指向卫星。

Description

高精度波束跟踪系统
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器载荷系统中卫通相控阵天线的高精度波束跟踪系统。
背景技术
随着空间技术和雷达技术的飞速发展，以及高通量卫星、低轨卫星星座的蓬勃发展，飞行器机体对天线的跟踪能力和搜索能力提出了越来越高的要求。随着受益于规模经济的相控阵天线因其特有的优势，在卫星通信中得到了越来越广泛的应用。动中通卫星通信系统(简称〃动中通〃)是指将卫星天线安装在移动载体平台上飞行器机体(如汽车、火车、飞机、轮船等)，卫星天线能够与静止卫星(即同步轨道卫星)建立稳定的通信链路，并能够在载体快速运动的过程中保持通信链路的稳定与畅通，以实现实时通信飞行器机体的系统。由于静止卫星距地面的距离很远(约36000公里)，链路损失大，因此要实现移动飞行器机体载体平台与静止卫星间的宽带通信，就必须采用高增益的定向天线。同时高增益的天线的飞行器机体波束很窄，必须使天线波束始终以一定的精度对准卫星才能保证通信链路的稳定性。目前在测量卫星和飞行器的距离、距离变化率、方向余弦和角速度方面,要求有更高的精确度和可靠性。针对当前卫星通信系统对相控阵天线性能、形式的具体需求，超音速飞行器平台需要考虑平台气动性，同时结合考虑隐身等其它指标，所以超音速飞行器以及隐身飞行器的卫通天线均未采用传统抛物面天线，而采用相控阵天线来实现卫通功能。虽然相控阵天线是跟踪能力强、飞行器机体搜索精度高、飞行器机体波束扫描灵活敏捷的现代天线，但如何更有效地提高相控阵天线的波束指向精度历来受到人们的关注。借助于数字移相器，飞行器机体相控阵天线可以在若干毫秒以内把波束由一个方向转移至另一方向，飞行器机体实现对移动目标的有效跟踪。数字移相器有结构简单、低损耗、移相速度快、移相值稳定等优点。其缺点是相控阵天线波束指向受数字移相器量化相位影响而偏离预定指向，不能连续移相，从而使相控阵天线各单元的实际相位与理想相位之间存在偏差，即出现相位量化误差的问题。卫星通信天线为了保证通信链路稳定可靠，需要天线波束一直稳定地对准目标卫星。发射波束为了不干扰邻星，也需要天线波束稳定地指向目标卫星。
随着机载卫星通信数据速率的提高，机载天线增益增大，导致波束宽度更窄，这就对机载卫通天线的波束跟踪精度要求越来越高。同时，超音速飞行器在高速飞行情况下，除了需要考虑超音速飞行速度带来的位置变化，更要考虑快速姿态变化带来的波束指星角度的变化，所以高速机动下的高精度窄波束跟踪更有难度。
传统的抛物面天线采用惯导控制结合信号跟踪来实现波束跟踪：首先接收本平台的惯导系统送过来的位置和姿态等数据，再根据惯导数据计算天线的卫星波束指向，将指向角送给信标接收机实现波束粗对准，通过粗对准辅助信标接收机对卫星信标信号进行接收，来实现天线波束指向能接收到最高解调信噪比的信标信号，从而实现了天线的波束精对准。在接收到信标信号时，主要依靠信标信号跟踪，当接收不到信标信号时，才依靠惯导来进行波束跟踪。
传统的抛物面波束跟踪分为粗跟踪和精跟踪，依据惯导计算波束指向的粗跟踪精度很低，只能起辅助作用，而精跟踪主要依靠接收信标信号的信号跟踪，对相控阵天线不适用。这是因为如果相控阵天线采用信号跟踪，会因色散导致一定的波束偏离，相控阵天线的波束控制是依靠对各TR组件进行不同相位偏移，达到波束合成的效果，其相位偏移的具体波控码数值和工作频率f相关，收发不同频率信号时，其波控码不一样。而卫通业务通信频率和信标信号频率不一样，如果根据信标频率来计算波控码，那业务通信时就有波束跟踪误差，会导致波束偏离问题，且波束偏离误差大小和信标频率与业务通信频率相关。同时，由于高速飞行器动态大以及卫通天线增益高波束窄，对波束指向精度有很高的要求，当卫通天线1dB波束宽度为2°时，一般要求波束偏离误差不能超过1°，故采用信标信号跟踪的传统波束跟踪方法不适用于相控阵天线。
传统的依据惯导计算波束指向的粗跟踪方法，并未对惯导数据精度、频度和传输时延提出具体要求，也未计算传输时延值并针对时延值进行外推处理，相当于直接利用飞行器平台的历史位置和姿态计算当前的卫通天线波束指向，时延越大，误差就越大，其次惯导频率越低，因误差随时间累积所以姿态和位置误差就越大，另外，惯导本身的姿态精度不高的话，飞行器平台的姿态误差就越大，最后，天线坐标系和飞行器机体坐标系的相关关系，也会因为卫通天线开孔工差、天线安装误差以及天线结构工差等因素导致误差，故采用传统的依据惯导来计算波束指向粗跟踪方法误差太大，只能起辅助信号跟踪的作用，直接用来控制天线指向不适用于相控阵天线。
发明内容
本发明的目的是针对现有技术存在的不足之处，提供一种有更高的精确度和可靠性,能有效提高卫通相控阵天线跟踪精度的高精度波束跟踪系统。
本发明解决现有技术问题所采用的方案是，一种高精度波束跟踪系统，包括：相连于波束计算单元的低时延高频率高精度惯导、高精度时间产生单元和高精度标定单元，其特征在于：通过激光雷达高精度标定天线坐标系和飞行器机体坐标系相对关系，并将两坐标系相对关系送入波束计算单元，高精度时间产生单元将产生的准确时间以B码形式送入波束计算单元，低时延高频率高精度惯导产生高频度高精度的位置、姿态、速度和角速度等信息；波束计算单元接收惯导数据和高精度时间，根据高精度时间产生单元输入的B码，利用低时延高频率高精度惯导输出的位置、姿态、速度及角速度信息和卫星经度、纬度和高度，对飞行器当前的位置和姿态进行实时精确计算，利用内置机体坐标系下卫星坐标计算子单元计算飞行器机体坐标系下的卫星坐标值；同时高精度标定单元通过激光雷达对天线坐标系和飞行器机体坐标系的转换关系进行高精度标定，依据高精度标定的两坐标系XYZ坐标轴之间的旋转角度、两坐标系原点之间的坐标差值，波束计算单元在飞行器机体坐标系和天线坐标系转换关系和卫星的飞行器机体坐标值得到后，通过内置转换处理子单元，进一步把飞行器机体坐标系下的卫星坐标转换为卫通相控阵天线坐标系下高精度地指向卫星的波束指向角度，输出卫通天线波束指向角，从而保证飞行器在超音速高机动飞行下的卫星通信能力。
本发明相比于现有技术具有如下技术效果：
本发明采用相连于波束计算单元的低时延高频率高精度惯导、高精度时间产生单元和高精度标定单元，其中低时延高频率高精度惯导首先保证了低时延，时延越小，外推到当前时刻姿态和位置的误差就越小；频率越高，外推的时间就越短，误差随时间累积，所以外推的姿态和位置误差就越小；惯导本身的姿态精度和角速率精度要高，所以飞行器的姿态误差就越小；高精度时间产生单元产生准确的时间，就能准确计算惯导数据传输时延，从而外推到当前时刻姿态和位置的误差就小；天线坐标系和飞行器机体坐标系的转换关系高精度标定，尤其这两个坐标系XYZ之间的旋转角度得以精确标校后，能减小因为飞行器开孔工差、天线安装误差以及天线结构工差等导致的误差；波束计算单元在进行一系列坐标系转换计算后，最终得到卫星在卫通天线球面坐标系下的指向角度，保证了飞行器在高机动下的指星能力，此处理方法还可适用于更高动态的平台。
本发明通过低时延高频度高精度惯导以及高精度时间产生单元，通过时延计算和飞行器位置姿态的外推，得以减小实时的飞行器地理位置和姿态误差，再通过天线坐标系和飞行器机体坐标系的转换关系高精度标定，得以基本消除天线机械安装误差。影响相控阵天线指向精度的因素主要有飞行器地理位置和姿态误差、天线机械安装误差、卫星位置误差等，除开卫星位置飘移的影响，本发明减小了飞行器地理位置和姿态误差、天线机械安装误差，保证了卫通相控阵天线实时高精度波束指向卫星的能力，从而保证了飞行器在超音速高机动飞行下的卫星通信能力。
本发明根据低时延高频度高精度惯导生成位置和姿态等惯导数据，高精度时间产生单元输入的B码，利用低时延高频率高精度惯导输出的位置、姿态及角速度信息和卫星经度、纬度和高度，对飞行器当前的位置和姿态进行实时精确计算，利用内置卫星坐标计算子单元计算飞行器机体坐标系下的卫星坐标值；未采用卫星信标信号的接收，克服了卫星信标信号强度弱,检测困难的弱点,也克服了卫星信标信号易受干扰的弱点。
本发明通过激光雷达对天线坐标系和飞行器机体坐标系的转换关系进行高精度标定，依据高精度标定的两坐标系XYZ坐标轴之间的旋转角度、两坐标系原点之间的坐标差值，波束计算单元在飞行器机体坐标系和天线坐标系转换关系和卫星的飞行器机体坐标值得到后，通过内置转换处理子单元，进一步把飞行器机体坐标系下的卫星坐标转换为卫通相控阵天线坐标系下高精度地指向卫星的波束指向角度，输出卫通天线波束指向角，从而保证飞行器在超音速高机动飞行下的卫星通信能力。这种采用的输入全由平台自主产生，提高了波束跟踪的可靠性和抗干扰性能。
本发明适应于电磁环境恶劣的场景，适用于超音速高机动飞行器的卫通相控阵天线高精度波束跟踪，可广泛运用于航空航天领域。
附图说明
下面结合附图对本发明专利进一步说明。
图1是本发明高精度波束跟踪系统的原理示意图。
图2是图1波束计算单元的波束计算流程图。
具体实施方式
参阅图1。在以下描述的示意性优选实施例中，一种高精度波束跟踪系统，包括：相连于波束计算单元的低时延高频率高精度惯导、高精度时间产生单元和高精度标定单元，其中：高精度标定通过激光雷达进行天线坐标系和飞行器机体坐标系相对关系，并将两坐标系相对关系送入波束计算单元，高精度时间产生单元将产生的准确时间以B码形式送入波束计算单元，低时延高频率高精度惯导产生高频度高精度的位置、姿态、速度和角速度等信息；波束计算单元接收惯导数据和高精度时间，根据高精度时间产生单元输入的B码，利用低时延高频率高精度惯导输出的位置、姿态、速度及角速度信息和卫星经度、纬度和高度，对飞行器当前的位置和姿态进行实时精确计算，利用内置机体坐标系下卫星坐标计算子单元计算飞行器机体坐标系下的卫星坐标值；同时高精度标定单元通过激光雷达对天线坐标系和飞行器机体坐标系的转换关系进行高精度标定，依据高精度标定的两坐标系XYZ坐标轴之间的旋转角度、两坐标系原点之间的坐标差值，波束计算单元在飞行器机体坐标系和天线坐标系转换关系和卫星的飞行器机体坐标值得到后，通过内置转换处理子单元，进一步把飞行器机体坐标系下的卫星坐标转换为卫通相控阵天线坐标系下高精度地指向卫星的波束指向角度，输出卫通天线波束指向角，从而保证飞行器在超音速高机动飞行下的卫星通信能力。
参阅图2。波束计算单元根据接收的惯导数据和B码进行时延计算：解析B码，得到准确的当前时间信息Tp，再根据接收的惯导数据，将Tp减去惯导数据里的时间标签Ti，得到惯导数据的传输时延ΔT，再根据惯导数据里的速度信息进行位置的外推、根据惯导数据里的角速度信息进行姿态的外推,得到飞行器准确的当前坐标(Xp,Yp,Zp)和俯仰角p、混滚r、航向y；波束计算单元根据卫星坐标(Xe,Ye,Ze)、大地直角坐标到本地直角坐标转换，得到卫星的本地直角坐标(Xi,Yi,Zi)；再根据飞行器经度、纬度和本地直角坐标到地理直角坐标的转换，得到卫星的地理直角坐标(Xg,Yg,Zg)；然后根据飞行器姿态俯仰角p、混滚r、航向y，将地理直角坐标转换到飞行器机体直角坐标，得到卫星的飞行器机体直角坐标(Xb,Yb,Zb)；根据高精度标定单元输入的天线标定数据，将飞行器机体直角坐标转换到天线球面坐标，得到卫星的天线球面坐标系坐标(Xa,Ya,Za)后，再根据公式 解算出卫通天线的对星指向角(方位角为θ、俯仰角为φ)。
波束计算单元根据惯导数据里的速度信息进行位置外推，根据惯导数据里飞行器的角速度信息进行姿态外推，根据B码和内部时钟守时得到当前时间，将当前时间减去惯导数据包时间标签，得到差值ΔT，其中，姿态外推的计算公式如下：
p俯仰(外推)＝p俯仰(惯导)+V俯仰×ΔT
r横滚(外推)＝r横滚(惯导)+V横滚×ΔT
y航向(外推)＝y航向(惯导)+V航向×ΔT
其中，V表示角速度，飞行器机体V横滚表示横滚角速度，V俯仰表示俯仰角速度，V航向表示航向角速度。
在大地直角坐标到本地直角坐标转换处理中：外推得到的飞行器位置信息(Xp,Yp,Zp)送给下一处理环节，将卫星坐标(Xe,Ye,Ze)减去飞行器坐标，得到卫星在飞行器本地的直角坐标(Xi,Yi,Zi)，其中，Xi＝Xe-Xp，Yi＝Ye-Yp，Zi＝Ze-Zp；
在本地直角坐标到地理直角坐标转换处理中：依据位置外推得到的经度(long)纬度(lati)，计算以下转换矩阵，
再由输入卫星的飞行器本地直角坐标(Xi,Yi,Zi)和计算出的转换矩阵，根据公式(xg,yg,zg)＝Cl g*(xi,yi,zi)得到卫星在地理直角坐标系中的坐标(Xg,Yg,Zg)。
在地理直角坐标到飞行器机体直角坐标转换处理中：依据姿态外推得到的姿态信息(姿态角p、横滚角r、航向角y)，计算以下转换矩阵，
再由输入卫星的地理直角坐标(Xg,Yg,Zg)和计算出的转换矩阵，根据公式(xb,yb,zb)＝Cg b*(xg,yg,zg)可得卫星在飞行器机体直角坐标系中的坐标(Xb,Yb,Zb)。
在飞行器机体直角坐标到天线球面坐标转换处理中，依据天线标定数据(天线阵面中心在机体直角坐标系中的位置(x0b,y0b,z0b)，机体直角坐标系和天线球面坐标系的旋转角(Kx,Ky,Kz))计算以下转换矩阵，
再利用输入卫星的飞行器机体直角坐标系坐标(Xb,Yb,Zb)和计算出的转换矩阵，根据公式(xa,ya,za)＝Cb a*(xb-x0b,yb-y0b,zb-z0b)计算得到卫星在天线球面坐标系中的坐标(Xa,Ya,Za)。
波束计算单元再根据公式解算出卫通天线的指向角(方位角为θ、俯仰角为/>)。
以上所述的仅是本发明的优选实施例子。应当指出，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干变形和改进，如采用秒脉冲和时间信息来代替B码；调整转换矩阵以适应不同坐标系；或者把两次或多次坐标系转换相乘后凝缩为一次转换运算，或者通过其它方法达到本专利对飞行器当前的位置和姿态进行实时精确计算的效果，这些变更和改变均应视为属于本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种高精度波束跟踪系统，包括：相连于波束计算单元的低时延高频率高精度惯导、高精度时间产生单元和高精度标定单元，其特征在于：通过激光雷达高精度标定天线坐标系和飞行器机体坐标系相对关系，并将两坐标系相对关系送入波束计算单元，高精度时间产生单元将产生的准确时间以B码形式送入波束计算单元，低时延高频率高精度惯导产生高频度高精度的位置、姿态、速度和角速度；波束计算单元接收惯导数据和高精度时间，根据高精度时间产生单元输入的B码，利用低时延高频率高精度惯导输出的位置、姿态、速度及角速度信息和卫星经度、纬度和高度，对飞行器当前的位置和姿态进行实时精确计算，利用内置机体坐标系下卫星坐标计算子单元计算飞行器机体坐标系下的卫星坐标值；同时高精度标定单元通过激光雷达对天线坐标系和飞行器机体坐标系的转换关系进行高精度标定，依据高精度标定的两坐标系XYZ坐标轴之间的旋转角度、两坐标系原点之间的坐标差值，波束计算单元在飞行器机体坐标系和天线坐标系转换关系和卫星的飞行器机体坐标值得到后，通过内置转换处理子单元，进一步把飞行器机体坐标系下的卫星坐标转换为卫通相控阵天线坐标系下高精度地指向卫星的波束指向角度，输出卫通天线波束指向角，从而保证飞行器在超音速高机动飞行下的卫星通信能力。
2.如权利要求1所述的高精度波束跟踪系统，其特征在于：波束计算单元根据接收的惯导数据和B码进行时延计算：解析B码，得到准确的当前时间信息Tp，然后根据接收的惯导数据，将Tp减去惯导数据里的时间标签Ti，得到惯导数据的传输时延ΔT，再根据惯导数据里的速度信息进行位置的外推、根据惯导数据里的角速度信息进行姿态的外推,得到飞行器准确的当前坐标(Xp,Yp,Zp)和俯仰角p、混滚r和航向y。
3.如权利要求1所述的高精度波束跟踪系统，其特征在于：波束计算单元根据卫星坐标(Xe,Ye,Ze)、飞行器当前坐标(Xp,Yp,Zp)和大地直角坐标到飞行器本地直角坐标的转换，得到卫星的本地直角坐标(Xi,Yi,Zi)；再根据飞行器经度、纬度和本地直角坐标到地理直角坐标的转换，得到卫星的地理直角坐标(Xg,Yg,Zg)。
4.如权利要求1所述的高精度波束跟踪系统，其特征在于：波束计算单元根据飞行器姿态俯仰角p、混滚r、航向y，将地理直角坐标转换到飞行器机体直角坐标，得到卫星的飞行器机体直角坐标(Xb,Yb,Zb)；根据高精度标定单元输入的天线标定数据，将飞行器机体直角坐标转换到天线球面坐标，得到卫星的天线球面坐标系坐标(Xa,Ya,Za)后，再根据公式
解算出卫通天线的对星指向角。
5.如权利要求2所述的高精度波束跟踪系统，其特征在于：波束计算单元根据惯导数据里的速度信息进行位置外推，根据惯导数据里飞行器的角速度信息进行姿态外推，根据B码和内部时钟守时得到当前时间，将当前时间减去惯导数据包时间标签，得到差值ΔT，其中，姿态外推的计算公式如下：
p俯仰＝p俯仰+V俯仰×ΔT
r横滚＝r横滚+V横滚×ΔT
y航向＝y航向+V航向×ΔT
其中，V表示角速度，飞行器机体V横滚表示横滚角速度，V俯仰表示俯仰角速度，V航向表示航向角速度。
6.如权利要求3所述的高精度波束跟踪系统，其特征在于：在大地直角坐标到本地直角坐标转换处理中：外推得到的飞行器位置信息(Xp,Yp,Zp)送给下一处理环节，将卫星坐标(Xe,Ye,Ze)减去飞行器坐标，得到卫星在飞行器本地的直角坐标(Xi,Yi,Zi)，其中，Xi＝Xe-Xp，Yi＝Ye-Yp，Zi＝Ze-Zp。
7.如权利要求3所述的高精度波束跟踪系统，其特征在于：在本地直角坐标到地理直角坐标转换处理中：依据位置外推得到的经度long纬度lati，计算以下转换矩阵：
再由输入卫星的飞行器本地直角坐标(Xi,Yi,Zi)和计算出的转换矩阵，根据公式(xg,yg,zg)＝Cl g*(xi,yi,zi)得到卫星在地理直角坐标系中的坐标(Xg,Yg,Zg)。
8.如权利要求4所述的高精度波束跟踪系统，其特征在于：在地理直角坐标到飞行器机体直角坐标转换处理中：依据姿态外推得到的姿态信息，其包括姿态角p、横滚角r、航向角y，计算以下转换矩阵，
再由输入卫星的地理直角坐标(Xg,Yg,Zg)和计算出的转换矩阵，根据公式
(xb,yb,zb)＝Cg b*(xg,yg,zg)，得卫星在飞行器机体直角坐标系中的坐标(Xb,Yb,Zb)。
9.如权利要求4所述的高精度波束跟踪系统，其特征在于：在飞行器机体直角坐标到天线球面坐标转换处理中，依据天线标定数据天线阵面中心在机体直角坐标系中的位置(x0b,y0b,z0b)，机体直角坐标系和天线球面坐标系的旋转角(Kx,Ky,Kz)计算以下转换矩阵：
再利用输入卫星的飞行器机体直角坐标系坐标(Xb,Yb,Zb)和计算出的转换矩阵，根据公式(xa,ya,za)＝Cb a*(xb-x0b,yb-y0b,zb-z0b)计算得到卫星在天线球面坐标系中的坐标(Xa,Ya,Za)。
10.如权利要求4所述的高精度波束跟踪系统，其特征在于：波束计算单元再根据公式解算出卫通天线的指向角，其中方位角为θ、俯仰角为/>
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