CN115051158A - 一种基于捷联稳定的一维相控阵动中通天线跟踪方法 - Google Patents

一种基于捷联稳定的一维相控阵动中通天线跟踪方法 Download PDF

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CN115051158A CN202210787632.1A CN202210787632A CN115051158A CN 115051158 A CN115051158 A CN 115051158A CN 202210787632 A CN202210787632 A CN 202210787632A CN 115051158 A CN115051158 A CN 115051158A
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Abstract

本发明公开了一种基于捷联稳定方式的一维相控阵动中通天线对卫星信号跟踪方法。本发明通过天线位置和星位置，计算出天线对星角度，再结合航向、姿态，解算出天线方位、俯仰、极化的控制角度，进行跟踪控制。其利用天线安装载体惯导对自主惯导进行一次初始对准，待天线捕获到卫星信号后对惯导再进行一次精修正，天线跟踪过程中通过接收机提供的天线方位差信号对自主惯导航向进行修正，确保自主惯导能够长时间稳定、准确的输出航向值。此方法循环迭代，持续进行。

Description

一种基于捷联稳定的一维相控阵动中通天线跟踪方法
技术领域
本发明涉及电子信息领域，可应用于一维相控阵动中通天线，尤其涉及一种基于捷联稳定方式的天线跟踪方法，可解决一维相控阵动中通天线对高轨同步卫星信号的跟踪问题。
背景技术
一维相控阵动中通天线一般设计为方位-俯仰型座架，方位采用机械扫描，俯仰采用相位扫描，极化通过相位调整实现水平、垂直极化合成的方式对准卫星。
天线能够准确、稳定的跟踪卫星必须克服安装载体的航向、姿态、位置变化。天线装有自主惯导(微惯性导航)和北斗定位装置，实现姿态和位置测量，北斗和自主惯导组合能够保证姿态数据(横滚、俯仰)准确且稳定，但自主惯导存在初始对准航向误差较大，数值漂移现象。
发明内容
针对一维相控阵动中通天线实施信号跟踪问题，本发明提出了一种基于捷联稳定方式的动中通天线卫星信号跟踪方法，该方法在跟踪过程中依据接收机解算的天线方位差信号对自主惯导航向进行实时修正，可确保自主惯导航向的长时间稳定、准确。
为了实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种基于捷联稳定的一维相控阵动中通天线跟踪方法，包括以下步骤：
(1)以天线安装载体的航向值为基准对自主惯导进行航向角初始值装订，装订的航向值为：
H自主1＝H载体
自主惯导的航向偏差为：
ΔH自主0＝H自主1-H自主0
式中，H自主1为航向角装订值，H载体为载体的航向角，H自主0为自主惯导航向输出值，ΔH自主0为自主惯导航向偏差；
(2)根据同步卫星经度、极化方式、天线位置，解算地理系方位理论对准角AG0、地理系俯仰理论对准角EG0、地理系极化理论对准角PG0；
(3)采用航向角装订值H自主1、横滚R、俯仰值P，根据AG0、EG0、PG0以捷联稳定的方式控制天线对准卫星；
(4)以AG0为中心进行搜索，搜索的同时采集接收机解算的信标和信号Aagc，搜索结束后，控制天线指向和信号Aagc值最大时的位置，并获得天线此时的方位座架角Aj0、俯仰座架角Ej0；
(5)对自主惯导航向角进行精修正，具体方式为：
根据下式计算天线当前对星航向角H对星:
Figure BDA0003732111400000021
其中，AG0为天线地理系方位理论对准角，EG0为天线地理系俯仰理论对准角，Aj0为Aagc值最大时的方位座架角，Ej0为Aagc值最大时的俯仰座架角，R为横滚角；
再次计算当前自主惯导航向角偏差：
ΔH自主1＝H对星-H自主1
将自主惯导航向值修正为H自主2：
H自主2＝ΔH自主0+ΔH自主1+H自主0；
(6)在修正后的自主惯导航向值的基础上，仍然采用捷联稳定方式控制天线对准卫星；
(7)天线在对准卫星的同时，接收机解算出天线差信号ΔAagc：
ΔAagc＝Aagc左-Aagc右
其中，ΔAagc为方位差信号；Aagc左为天线左半面接收的信标场强值；Aagc右为天线左半面接收的信标场强值；
若ΔAagc＞0，说明天线指向卫星信标中心右侧，则天线向左调整；若ΔAagc＜0，说明天线指向信标中心左侧，则天线向右调整；
连续统计10个方位差信号并计算平均值ΔAagc平均，根据ΔAagc平均计算天线指向偏差ΔA指向：
ΔA指向＝K*ΔAagc平均
其中，K值为天线和信号值比最大值低3dB时，方位转过的角度与实际差信号的比值；
以ΔA指向作为已修正航向H自主2的偏差，对已精修自主惯导航向角再次修正，得到H自主3，H自主3＝ΔH自主0+ΔH自主1+ΔA指向+H自主0；
重复步骤(6)和步骤(7)，实现天线对卫星的持续跟踪及航向修正，经过n次指向修正后的的航向为H自主2+n＝ΔH自主0+ΔH自主1+ΔA指向n+H自主0，ΔA指向n为第n次指向修正的天线指向偏差。
进一步地，步骤(2)中，地理系方位理论对准角、地理系俯仰理论对准角、地理系极化理论对准角的解算方式为：
Figure BDA0003732111400000031
Figure BDA0003732111400000032
Figure BDA0003732111400000033
其中，AG0为地理系方位理论对准角；EG0为地理系俯仰理论对准角；PG0为地理系极化理论对准角；λs为卫星经度；
Figure BDA0003732111400000034
为卫星纬度，同步轨道卫星纬度为0°；λe为天线经度；
Figure BDA0003732111400000041
为天线纬度；φ为天线与星下点的经度差，即λs减去λe；h为卫星高度；Re为地球等效半径。
进一步地，步骤(4)中，以AG0为中心进行搜索，具体方式为：
首先进行范围10°，速度2(°)/s的扇形区域搜索，若扇形搜索无卫星信号，则进行360°角，速度5(°)/s的搜索。
进一步地，步骤(3)和步骤(6)中，控制天线对准卫星的具体方式为：
依据地理系方位理论对准角到天线座架角的转换公式，得出使天线对准卫星的方位控制角Aj、俯仰控制角Ej和极化控制角Pj：
Figure BDA0003732111400000042
Ej＝arcsin[sinEG0cosPcosR+cosEG0sin(AG0-H自主)sinR-cosEG0cos(AG0-H自主)sinPcosR]
Figure BDA0003732111400000043
其中，AG0为地理系方位理论对准角；EG0为地理系俯仰理论对准角；PG0为地理系极化理论对准角；H自主为自主惯导航向角，在步骤(3)中，其值为H自主1，在第一次进入步骤(6)时，其值为经过修正的自主惯导航向角H自主2，在重复步骤(6)时，其值为经过修正的自主惯导航向角H自主2+n；R为横滚角；P为俯仰角；
将方位控制角Aj给到方位伺服驱动器，驱动方位电机转动，实现方位角度闭环控制；
根据俯仰控制角Ej和极化控制角Pj计算出天线的俯仰波束角
Figure BDA0003732111400000044
和极化波束角Pjp：
Figure BDA0003732111400000051
Figure BDA0003732111400000052
其中，δ为天线面与水平面的夹角；(dx,dy)为波束单元距基准点的偏离矢量；波束指向在法向上方时，θ＝270°，波束指向在法线下方时θ＝90°；λ为波长；
波束控制单元根据俯仰波束角
Figure BDA0003732111400000053
计算各有源射频通道的波控码，对各波束控制单元进行设置，实现俯仰角度控制；此外，波束控制单元根据极化波束角Pjp，计算极化合成码，发送到移相器和衰减器，使天线极化与卫星极化相匹配，实现天线波束指向卫星。
本发明的有益效果在于：
1、本发明方法简单，易于实现，其通过天线位置和卫星位置，计算出天线对星角度，结合航向、姿态，解算出天线方位、俯仰、极化的控制角度，进行跟踪控制。
2、采用本发明方法，天线跟踪前会使用载体的航向对自主惯导进行初始值装订，待天线捕获到卫星信号后对惯导进行一次精修正，跟踪过程中依据接收机解算的天线方位差信号对自主惯导航向进行实时修正，从而确保自主惯导航向长时间稳定、准确。
3、本发明方法在天线跟踪过程中循环迭代，持续进行，从而实现天线的持续跟踪。
附图说明
图1是本发明实施例中自主惯导第一次精修正的流程图。
图2是本发明实施例中依据差电压对自主惯导修正的流程图。
图3是本发明实施例方法的完整流程图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步地说明。
如图1-3所示，一种基于捷联稳定的一维相控阵动中通天线跟踪方法，其包括以下步骤：
(1)以天线安装载体的航向值为基准对自主惯导进行航向角初始值装订，装订的航向值为：
H自主1＝H载体
自主惯导的航向偏差为:
ΔH自主0＝H自主1-H自主0
式中，H自主1为航向角装订值，H载体为载体的航向角，H自主0为自主惯导航向输出值，ΔH自主0为自主惯导航向偏差；
(2)根据同步卫星经度、极化方式、天线位置，解算地理系方位理论对准角AG0、地理系俯仰理论对准角EG0、地理系极化理论对准角PG0；
(3)采用叠加自主惯导航向偏差的航向H自主1(H自主1＝ΔH自主0+H自主0)、横滚R、俯仰值P，根据AG0、EG0、PG0以捷联稳定的方式控制天线对准卫星；
(4)以AG0为中心，进行搜索，搜索的同时采集接收机解算的信标和信号Aagc，搜索结束后，控制天线指向和信号Aagc值最大时的位置，并获得天线此时的方位座架角Aj0、俯仰座架角Ej0；
(5)对自主惯导航向角进行精修正，具体方式为：
根据下式计算天线当前对星航向角H对星:
Figure BDA0003732111400000061
其中，AG0为天线地理系方位理论对准角，EG0为天线地理系俯仰理论对准角，Aj0为最大Aagc时的方位座架角，Ej0为最大Aagc时的俯仰座架角，R为横滚角。
再次计算当前自主惯导航向角偏差：
ΔH自主1＝H对星-H自主1
后续天线跟踪过程中，直接将ΔH自主，(ΔH自主＝ΔH自主0+ΔH自主1)叠加到自主惯导航向实时值H自主上，实现自主惯导航向角的精修正，修正后的自主惯导航向为H自主2，(H自主2＝ΔH自主0+ΔH自主1+H自主0)；
(6)在修正后的自主惯导航向角的基础上，仍然采用捷联稳定方式控制天线对准卫星；
(7)天线在对准卫星的同时，接收机解算出天线差信号ΔAagc：
ΔAagc＝Aagc左-Aagc右
其中，ΔAagc为方位差信号；Aagc左为天线左半面接收的信标场强值；Aagc右为天线左半面接收的信标场强值；
若ΔAagc＞0，说明天线指向卫星信标中心右侧，则天线向左调整；若ΔAagc＜0，说明天线指向信标中心左侧，则天线向右调整；
连续统计10个方位差信号并计算平均值ΔAagc平均，根据ΔAagc平均计算天线指向偏差ΔA指向：
ΔA指向＝K*ΔAagc平均
K值与天线口径相关，确定方式为：当天线和信号值比最大值低3dB时，方位转过的角度与实际差信号的比值，K＝ΔA指向3dB/ΔAAGC3dB；
以ΔA指向作为已修正航向H自主2的偏差，对已精修自主惯导航向角再次修正，得到H自主3，H自主3＝ΔH自主0+ΔH自主1+ΔA指向+H自主0；
重复步骤(6)和步骤(7)，实现天线对卫星的持续跟踪及航向修正，经过n次指向修正后的的航向为H自主2+n＝ΔH自主0+ΔH自主1+ΔA指向n+H自主0。
步骤(2)中，地理系方位理论对准角、地理系俯仰理论对准角、地理系极化理论对准角的解算方式为：
Figure BDA0003732111400000081
Figure BDA0003732111400000082
Figure BDA0003732111400000083
其中，AG0为地理系方位理论对准角；EG0为地理系俯仰理论对准角；PG0为地理系极化理论对准角；λs为卫星经度；
Figure BDA0003732111400000084
为卫星纬度，同步轨道卫星纬度为0°；λe为天线经度；
Figure BDA0003732111400000085
为天线纬度；φ为天线与星下点的经度差，即λs减去λe；h为卫星高度；Re为地球等效半径。
步骤(4)中，以地理系方位理论对准角为中心进行搜索，具体方式为：
首先进行范围10°，速度2(°)/s的扇形区域搜索，若扇形搜索无卫星信号，则进行360°角，速度5(°)/s的搜索。
步骤(3)和步骤(6)中，采用捷联稳定方式实现天线对准卫星的具体方式为：
依据地理系方位理论对准角到天线座架角的转换公式，得出使天线对准卫星的方位控制角Aj、俯仰控制角Ej和极化控制角Pj：
Figure BDA0003732111400000086
Ej＝arcsin[sinEG0cosPcosR+cosEG0sin(AG0-H自主)sinR-cosEG0cos(AG0-H自主)sinPcosR]
Figure BDA0003732111400000087
其中，AG0为地理系方位理论对准角；EG0为地理系俯仰理论对准角；PG0为地理系极化理论对准角；H自主为自主惯导航向角，在步骤(3)中，其值为H自主1，在第一次进入步骤(6)时，其值为经过修正的自主惯导航向角H自主2，在重复步骤(6)时，其值为经过修正的自主惯导航向角H自主2+n；R为横滚角；P为俯仰角；
将方位控制角Aj给到方位伺服驱动器，驱动方位电机转动，实现方位角度闭环控制；
根据俯仰控制角Ej和极化控制角Pj计算出天线的俯仰波束角
Figure BDA0003732111400000091
和极化波束角Pjp：
Figure BDA0003732111400000092
Figure BDA0003732111400000093
其中，δ为天线面与水平面的夹角；(dx,dy)为波束单元距基准点的偏离矢量；波束指向在法向上方时，θ＝270°，波束指向在法线下方时θ＝90°；λ为波长；
波束控制单元根据俯仰波束角
Figure BDA0003732111400000094
计算各有源射频通道的波控码，对各波束控制单元进行设置，实现俯仰角度控制；此外，波束控制单元根据极化波束角Pjp，计算极化合成码，发送到移相器和衰减器，使天线极化与卫星极化相匹配，实现天线波束指向卫星。
总之，本发明通过天线位置和星位置，计算出天线对星角度，再结合航向、姿态，解算出天线方位、俯仰、极化的控制角度，进行跟踪控制。其利用天线安装载体惯导对自主惯导进行一次初始对准，待天线捕获到卫星信号后对惯导再进行一次精修正，天线跟踪过程中通过接收机提供的天线方位差信号对自主惯导航向进行修正，确保自主惯导能够长时间稳定、准确的输出航向值。此方法循环迭代，持续进行。

Claims (4)

1.一种基于捷联稳定的一维相控阵动中通天线跟踪方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)以天线安装载体的航向值为基准对自主惯导进行航向角初始值装订，装订的航向值为：
H自主1＝H载体
自主惯导的航向偏差为：
ΔH自主0＝H自主1-H自主0
式中，H自主1为航向角装订值，H载体为载体的航向角，
Figure FDA0003732111390000012
为自主惯导航向输出值，ΔH自主0为自主惯导航向偏差；
(2)根据同步卫星经度、极化方式、天线位置，解算地理系方位理论对准角AG0、地理系俯仰理论对准角EG0、地理系极化理论对准角PG0；
(3)采用航向角装订值H自主1、横滚R、俯仰值P，根据AG0、EG0、PG0以捷联稳定的方式控制天线对准卫星；
(4)以AG0为中心进行搜索，搜索的同时采集接收机解算的信标和信号Aagc，搜索结束后，控制天线指向和信号Aagc值最大时的位置，并获得天线此时的方位座架角Aj0、俯仰座架角Ej0；
(5)对自主惯导航向角进行精修正，具体方式为：
根据下式计算天线当前对星航向角H对星:
Figure FDA0003732111390000011
其中，AG0为天线地理系方位理论对准角，EG0为天线地理系俯仰理论对准角，Aj0为Aagc值最大时的方位座架角，Ej0为Aagc值最大时的俯仰座架角，R为横滚角；
再次计算当前自主惯导航向角偏差：
ΔH自主1＝H对星-H自主1
将自主惯导航向值修正为H自主2：
H自主2＝ΔH自主0+ΔH自主1+H自主0；
(6)在修正后的自主惯导航向值的基础上，仍然采用捷联稳定方式控制天线对准卫星；
(7)天线在对准卫星的同时，接收机解算出天线差信号ΔAagc：
ΔAagc＝Aagc左-Aagc右
其中，ΔAagc为方位差信号；Aagc左为天线左半面接收的信标场强值；Aagc右为天线左半面接收的信标场强值；
若ΔAagc＞0，说明天线指向卫星信标中心右侧，则天线向左调整；若ΔAagc＜0，说明天线指向信标中心左侧，则天线向右调整；
连续统计10个方位差信号并计算平均值ΔAagc平均，根据ΔAagc平均计算天线指向偏差ΔA指向：
ΔA指向＝K*ΔAagc平均
其中，K值为天线和信号值比最大值低3dB时，方位转过的角度与实际差信号的比值；
以ΔA指向作为已修正航向H自主2的偏差，对已精修自主惯导航向角再次修正，得到H自主3，H自主3＝ΔH自主0+ΔH自主1+ΔA指向+H自主0；
重复步骤(6)和步骤(7)，实现天线对卫星的持续跟踪及航向修正，经过n次指向修正后的的航向为H自主2+n＝ΔH自主0+ΔH自主1+ΔA指向n+H自主0，ΔA指向n为第n次指向修正的天线指向偏差。
2.根据权利要求1所述的一种基于捷联稳定的一维相控阵动中通天线跟踪方法，其特征在于，步骤(2)中，地理系方位理论对准角、地理系俯仰理论对准角、地理系极化理论对准角的解算方式为：
Figure FDA0003732111390000031
Figure FDA0003732111390000032
Figure FDA0003732111390000033
其中，AG0为地理系方位理论对准角；EG0为地理系俯仰理论对准角；PG0为地理系极化理论对准角；λs为卫星经度；
Figure FDA0003732111390000034
为卫星纬度，同步轨道卫星纬度为0°；λe为天线经度；
Figure FDA0003732111390000035
为天线纬度；φ为天线与星下点的经度差，即λs减去λe；h为卫星高度；Re为地球等效半径。
3.根据权利要求1所述的一种基于捷联稳定的一维相控阵动中通天线跟踪方法，其特征在于，步骤(4)中，以AG0为中心进行搜索，具体方式为：
首先进行范围10°，速度2(°)/s的扇形区域搜索，若扇形搜索无卫星信号，则进行360°角，速度5(°)/s的搜索。
4.根据权利要求1所述的一种基于捷联稳定的一维相控阵动中通天线跟踪方法，其特征在于，步骤(3)和步骤(6)中，控制天线对准卫星的具体方式为：
依据地理系方位理论对准角到天线座架角的转换公式，得出使天线对准卫星的方位控制角Aj、俯仰控制角Ej和极化控制角Pj：
Figure FDA0003732111390000036
Ej＝arcsin[sinEG0cosPcosR+cosEG0sin(AG0-H自主)sinR-cosEG0cos(AG0-H自主)sinPcosR]
Figure FDA0003732111390000041
其中，AG0为地理系方位理论对准角；EG0为地理系俯仰理论对准角；PG0为地理系极化理论对准角；H自主为自主惯导航向角，在步骤(3)中，其值为H自主1，在第一次进入步骤(6)时，其值为经过修正的自主惯导航向角H自主2，在重复步骤(6)时，其值为经过修正的自主惯导航向角H自主2+n；R为横滚角；P为俯仰角；
将方位控制角Aj给到方位伺服驱动器，驱动方位电机转动，实现方位角度闭环控制；
根据俯仰控制角Ej和极化控制角Pj计算出天线的俯仰波束角
Figure FDA0003732111390000042
和极化波束角Pjp：
Figure FDA0003732111390000043
Figure FDA0003732111390000044
其中，δ为天线面与水平面的夹角；(dx,dy)为波束单元距基准点的偏离矢量；波束指向在法向上方时，θ＝270°，波束指向在法线下方时θ＝90°；λ为波长；
波束控制单元根据俯仰波束角
Figure FDA0003732111390000045
计算各有源射频通道的波控码，对各波束控制单元进行设置，实现俯仰角度控制；此外，波束控制单元根据极化波束角Pjp，计算极化合成码，发送到移相器和衰减器，使天线极化与卫星极化相匹配，实现天线波束指向卫星。
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CN116772838A (zh) * 2023-08-21 2023-09-19 成都时代宇辰科技有限公司 一种用于机械相控阵天线的惯导误差补偿的方法

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