CN115856893A - 用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统，所述系统包括：天线扫描角计算单元，用于根据所述卫星的自身参数信息以及探测目标信息计算波束指向；波束在轨赋形单元，用于根据所述波束指向生成所述卫星的雷达天线的多个TR组件的幅相控制字；波束参数控制单元，用于将所述幅相控制字按预定时序写入对应的TR组件并实时调整所述雷达天线的波束指向。本发明具有系统复杂度低、指向精度高、波束自主调整速度快等优势，且具备在轨自主控制能力，无需地面测控站频繁上注控制指令。

Description

用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统

技术领域

本发明涉及雷达技术领域，具体涉及一种用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统。

背景技术

雷达卫星具有穿云透雾的对地观测优势，具备全天时全天候成像能力，在农林遥感、灾害监测、海洋监测等具有广泛应用。

但是，雷达卫星的功耗较大，每轨工作时间段，仅有几分钟至十几分钟。为了提高卫星的能源供给，增大雷达工作时长，可以使卫星适应太阳光照方向同步旋转，使太阳能帆板的法向一直对准太阳光照方向。

同时，对于雷达探测而言，雷达天线波束需要对探测区域照射一段时间，即波束驻留时间要足够大，以提升雷达探测性能。

因此，当卫星自身旋转时，雷达天线的扫描角需快速变化，以维持天线波束时钟指向探测区域。

传统雷达卫星均不发生自身旋转，雷达天线波束指向与天线扫描角相同，依靠地面上注模式指令完成雷达天线波束扫描。

在设计自身可旋转的雷达卫星时，需要考虑雷达天线波束自主控制能力，因为地面难以实时获得卫星的准确姿态信息，难以预测卫星在未来一段时间的旋转后姿态，则无法上注雷达天线波束扫描指令。目前尚无用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统。

发明内容

有鉴于此，本发明旨在提出一种用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统，具有系统复杂度低、指向精度高、波束自主调整速度快的优点，可以克服由于卫星自身旋转带来的波束驻留时间短的问题。

本发明实施例提供一种用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统，所述系统包括：天线扫描角计算单元，用于根据所述卫星的自身参数信息以及探测目标信息计算波束指向；波束在轨赋形单元，用于根据所述波束指向生成所述卫星的雷达天线的多个TR组件的幅相控制字；波束参数控制单元，用于将所述幅相控制字按预定时序写入对应的TR组件并实时调整所述雷达天线的波束指向。

在本发明的优选实施例中，所述卫星的自身参数信息包括：所述卫星的速度、旋转角速度、卫星姿态角和雷达天线姿态角；所述探测目标信息包括：探测区域位置坐标、雷达脉冲重复频率和波束驻留时间。

在本发明的优选实施例中，所述计算波束指向包括动态波束指向序列计算和动态天线扫描角序列计算。

在本发明的优选实施例中，所述动态波束指向序列计算包括：

以所述卫星的雷达的脉冲重复周期为计时单位，生成一系列波束指向角，记为：

其中，θ_n、

分别为第n个脉冲重复周期内的天线波束入射角与方位角；

则所述动态波束指向序列包含N个波束指向角：

N＝round(T_s/T_PRP)；

其中，round(·)为四舍五入式取整函数，T_PRP为雷达脉冲重复周期，T_S为波束驻留时间。

在本发明的优选实施例中，所述动态天线扫描角序列计算包括：

记所述卫星速度为v_s，所述卫星的空间位置坐标为(0,y_s,z_s)，则：

y_s＝y₀+v_s·n·T_PRP；

z_s＝z₀；

其中，(0,y₀,z₀)为卫星起始时刻的空间位置坐标；

记探测区域位置坐标为(x_t,y_t,0)，则：

记卫星自身旋转角速度为w_s，天线起始时刻的姿态角为(μ₀,η₀)，随着卫星自身旋转过程中的天线姿态角为(μ_n,η_n),n＝1,2,...,N，则天线入射角为：

μ_n＝μ₀＝0,n＝1,2,...,N；

以及，天线方位角为：

η_n＝η₀+w_s·n·T_PRP；

其中，μ₀、μ_n分别为起始时刻的天线入射角与第n个脉冲重复周期内的天线入射角，η₀、η_n分别为起始时刻的天线方位角与第n个脉冲重复周期内的天线方位角；

随着卫星自身旋转过程中天线扫描角记为(α_n,β_n),n＝1,2,...,N，则天线扫描入射角为：

以及，天线扫描方位角为：

其中，(0,y_s,z_s)、(x_t,y_t,0)、η₀、w_s由卫星平台确定，T_PRP、T_S由雷达载荷确定。

在本发明的优选实施例中，所述波束在轨赋形单元包括：

参数输入单元，用于实时获取波束在轨赋形优化的输入条件，所述输入条件包括天线扫描角、主瓣增益、主瓣宽度和副瓣电平；

波束在轨赋形优化计算单元，用于根据所述输入条件对所述雷达天线在轨赋形优化，得到优化后的天线方向图以及各TR组件的时变幅相控制字；

波束形状参数计算单元，用于计算优化后的天线方向图中的天线扫描角、主瓣增益、主瓣宽度和副瓣电平；

第一判据单元，用于判断优化后的天线方向图的指标符合性；

幅相控制字单元，用于输出所述雷达天线各TR组件的时变幅相控制字。

在本发明的优选实施例中，生成幅相控制字包括：

记沿飞行方向，所述雷达天线由P个天线子阵和P个TR组件组成；

记沿交轨方向，所述雷达天线由Q个天线子阵和Q个TR组件组成；

则，根据天线扫描角(α_n,β_n)、主瓣增益G_n、主瓣宽度Φ_n和副瓣电平P_n，采用波束在轨赋形优化算法，获得优化后的天线方向图为F_n(α,β)，以及获得各个TR组件的幅相控制字为(A_n,p,q,φ_n,p,q),n＝1,2,...,N,p＝1,2,...,P,q＝1,2,...,Q；

根据天线方向图F_n(α,β)计算波束形状参数并判断波束形状参数是否满足天线扫描角(α_n,β_n)、主瓣增益G_n、主瓣宽度Φ_n和副瓣电平P_n四个条件；

若满足，则输出各个TR组件的幅相控制字；

若不满足，则重复波束在轨赋形优化算法，直到满足为止。

在本发明的优选实施例中，所述波束参数控制单元包括：

幅相控制字配置单元，用于根据所述波束在轨赋形单元输出的幅相控制字对所述雷达天线的各TR组件进行幅相配置；

发射信号导通单元，用于所述卫星的雷达的信号发射；

接收信号导通单元，用于所述卫星的雷达的回波信号接收；

脉冲计数单元，用于计算所述卫星的雷达脉冲重复周期的个数；

第二判据单元，用于判断波束驻留时间。

在本发明的优选实施例中，实时调整所述雷达天线的波束指向包括：

根据各个TR组件的幅相控制字(A_n,p,q,φ_n,p,q)，以脉冲重复周期为时间间隔，依次配置各个TR组件的幅相控制字；

在各个TR组件的幅相控制字配置完成后，等待时间t₁后进行雷达信号的发射；

在完成发射信号后，等待时间t₂后进行雷达回波接收；

每完成一次幅相控制字配置、信号发射和回波接收，所述脉冲计数单元的计数器N_x自加1；

当N_x＝N时，结束当前的天线波束控制工作。

在本发明的优选实施例中，t₁的取值为500nm～5μs，t₂的取值为1μs～10μs。

本发明实施例可根据卫星自身旋转角速度、卫星飞行速度、卫星空间位置与探测区域位置等时变参数，快速计算出雷达天线扫描角，通过天线波束在轨赋形优化方法，快速获得雷达天线的TR组件时变幅相控制字，按脉冲重复周期依次配置时变的幅相控制字，完成雷达天线波束的在轨自主控制，减弱了雷达天线波束控制对地面指令的依赖。本发明具有系统复杂度低、指向精度高、波束自主调整速度快等优势，且具备在轨自主控制能力，无需地面测控站频繁上注控制指令。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例的用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统的结构示意图；

图2为本发明实施例的用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统的工作场景示意图；

图3为一种可自身旋转的卫星的天线的姿态角变化过程示意图；

图4为本发明实施例的波束在轨赋形单元的组成示意图；

图5为本发明实施例的波束参数控制单元的组成示意图。

具体实施方式

此说明书实施方式的描述应与相应的附图相结合，附图应作为完整的说明书的一部分。在附图中，实施例的形状或是厚度可扩大，并以简化或是方便标示。再者，附图中各结构的部分将以分别描述进行说明，值得注意的是，图中未示出或未通过文字进行说明的元件，为所属技术领域中的普通技术人员所知的形式。

此处实施例的描述，有关方向和方位的任何参考，均仅是为了便于描述，而不能理解为对本发明保护范围的任何限制。以下对于优选实施方式的说明会涉及到特征的组合，这些特征可能独立存在或者组合存在，本发明并不特别地限定于优选的实施方式。本发明的范围由权利要求书所界定。

如图1所示，是本发明实施例的用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统，所述系统包括：天线扫描角计算单元10，用于根据所述卫星的自身参数信息以及探测目标信息计算波束指向；波束在轨赋形单元20，用于根据所述波束指向生成所述卫星的雷达天线的多个TR组件的幅相控制字；波束参数控制单元30，用于将所述幅相控制字按预定时序写入对应的TR组件并实时调整所述雷达天线的波束指向，增大波束在探测区域的驻留时间，提升探测性能。

如图2所示，是本发明实施例的系统的工作场景示意图。自身旋转卫星的雷达天线面的法线始终垂直与地面，雷达天线安装在卫星的正下方，卫星沿y轴飞行，探测区域的z轴取值为0。卫星空间坐标(0,y_s,z_s)、卫星速度v_s、卫星自身旋转角速度w_s、天线姿态角(μ_n,η_n)、探测区域位置坐标(x_t,y_t,0)、雷达脉冲重复周期T_PRP、波束驻留时间T_s等为信息可以实时获取，作为天线扫描角计算单元的信息输入，可以在轨计算获得天线波束指向角为

θ_n、/>

分别为第n个脉冲重复周期内的天线波束入射角与方位角。

如图3所示，是一种可自身旋转的卫星的天线的姿态角变化过程示意图，该卫星可以采用本发明实施例的系统进行波束控制。具体地，雷达天线为长方形，长轴方向沿卫星飞行方向安装，随着卫星的自身旋转，天线的长轴方向会随卫星星体旋转，记起始时刻的天线方位角为η₀，且η₀＝0；卫星自身旋转后，天线方位角在第n个脉冲重复周期内的方位角为η_n＝η₀+w_s·n·T_PRP。由于雷达天线面的法线始终指向地面，则天线的入射角始终为0，即μ_n＝μ₀＝0,n＝1,2,...,N。

如图1和图2所示，在本实施例中，天线扫描角计算单元10根据卫星的自身参数信息以及探测目标信息计算波束指向。其中，卫星的自身参数信息包括：卫星的速度、旋转角速度、卫星姿态角和雷达天线姿态角；探测目标信息包括：探测区域位置坐标、雷达脉冲重复频率和波束驻留时间。其中，计算波束指向包括(1)动态波束指向序列的计算和(2)动态天线扫描角序列的计算，下面分别进行说明：

(1)动态波束指向序列计算包括：

以所述卫星的雷达的脉冲重复周期为计时单位，生成一系列波束指向角，记为：

其中，θ_n、

分别为第n个脉冲重复周期内的天线波束入射角与方位角；

则所述动态波束指向序列包含N个波束指向角：

N＝round(T_s/T_PRP)；

其中，round(·)为四舍五入式取整函数，T_PRP为雷达脉冲重复周期，T_S为波束驻留时间。

(2)动态天线扫描角序列计算包括：

记所述卫星速度为v_s，所述卫星的空间位置坐标为(0,y_s,z_s)，则：

y_s＝y₀+v_s·n·T_PRP；

z_s＝z₀；

其中，(0,y₀,z₀)为卫星起始时刻的空间位置坐标；

记探测区域位置坐标为(x_t,y_t,0)，则：

其中，在本实施例中，x_s＝0，y_t＝0；

记卫星自身旋转角速度为w_s，天线起始时刻的姿态角为(μ₀,η₀)，随着卫星自身旋转过程中的天线姿态角为(μ_n,η_n),n＝1,2,...,N，则天线入射角为：

μ_n＝μ₀＝0,n＝1,2,...,N；

以及，天线方位角为：

η_n＝η₀+w_s·n·T_PRP；

其中，μ₀、μ_n分别为起始时刻的天线入射角与第n个脉冲重复周期内的天线入射角，η₀、η_n分别为起始时刻的天线方位角与第n个脉冲重复周期内的天线方位角；

随着卫星自身旋转过程中天线扫描角记为(α_n,β_n),n＝1,2,...,N，则天线扫描入射角为：

以及，天线扫描方位角为：

其中，(0,y_s,z_s)、(x_t,y_t,0)、η₀、w_s由卫星平台确定，T_PRP、T_S由雷达载荷确定。

进一步地，本实施例以FPGA芯片为处理器，完成动态波束指向序列与天线扫描角序列计算，且FPGA利用片内多个DSP内核完成动态波束指向序列与天线扫描角序列的并行计算。

如图4所示，在本实施例中，波束在轨赋形单元20包括：参数输入单元201，用于实时获取波束在轨赋形优化的输入条件，所述输入条件包括天线扫描角、主瓣增益、主瓣宽度和副瓣电平；波束在轨赋形优化计算单元202，用于根据所述输入条件对所述雷达天线在轨赋形优化，得到优化后的天线方向图以及各TR组件的时变幅相控制字；波束形状参数计算单元203，用于计算优化后的天线方向图中的天线扫描角、主瓣增益、主瓣宽度和副瓣电平；第一判据单元204，用于判断优化后的天线方向图的指标符合性；幅相控制字单元205，用于输出所述雷达天线各TR组件的时变幅相控制字。

进一步地，在本实施例中，生成幅相控制字包括：记沿飞行方向，所述雷达天线由P个天线子阵和P个TR组件组成；记沿交轨方向，所述雷达天线由Q个天线子阵和Q个TR组件组成。则，根据天线扫描角(α_n,β_n)、主瓣增益G_n、主瓣宽度Φ_n和副瓣电平P_n，采用波束在轨赋形优化算法(例如遗传优化算法或粒子群优化算法等)，获得优化后的天线方向图为F_n(α,β)，以及获得各个TR组件的幅相控制字为(A_n,p,q,φ_n,p,q),n＝1,2,...,N,p＝1,2,...,P,q＝1,2,...,Q。根据天线方向图F_n(α_,β)计算波束形状参数并判断波束形状参数是否满足天线扫描角(α_n,β_n)、主瓣增益G_n、主瓣宽度Φ_n和副瓣电平P_n四个条件。若满足，则输出各个TR组件的幅相控制字；若不满足，则重复波束在轨赋形优化算法，直到满足为止。

如图5所示，在本实施例中，所述波束参数控制单元30包括：幅相控制字配置单元301，用于根据所述波束在轨赋形单元20输出的幅相控制字对所述雷达天线的各TR组件进行幅相配置；发射信号导通单元302，用于所述卫星的雷达的信号发射；接收信号导通单元303，用于所述卫星的雷达的回波信号接收；脉冲计数单元304，用于计算所述卫星的雷达脉冲重复周期的个数；第二判据单元305，用于判断波束驻留时间。

进一步地，在本实施例中，波束参数控制单元根据各个TR组件的幅相控制字(A_n,p,q,φ_n,p,q)，以脉冲重复周期为时间间隔，采用FPGA芯片作为控制器依次配置各个TR组件的幅相控制字；完成各个TR组件幅相控制字配置后，等待时间t₁后，打开发射信号导通单元完成雷达信号的发射，t₁一般取500纳秒至5微秒；完成发射信号后，等待时间t₂后，打开接收信号导通单元完成雷达回波接收，t₂一般取1微秒至10微秒；每完成一次幅相控制字配置、信号发射、回波接收，脉冲计数器单元的计数器N_x自加1，当时N_x＝N，结束当前的天线波束控制工作。

本发明实施例可根据卫星自身旋转角速度、卫星飞行速度、卫星空间位置与探测区域位置等时变参数，快速计算出雷达天线扫描角，通过天线波束在轨赋形优化方法，快速获得雷达天线的TR组件时变幅相控制字，按脉冲重复周期依次配置时变的幅相控制字，完成雷达天线波束的在轨自主控制，减弱了雷达天线波束控制对地面指令的依赖。本发明具有系统复杂度低、指向精度高、波束自主调整速度快等优势，且具备在轨自主控制能力，无需地面测控站频繁上注控制指令。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统，其特征在于，所述系统包括：

天线扫描角计算单元(10)，用于根据所述卫星的自身参数信息以及探测目标信息计算波束指向；

波束在轨赋形单元(20)，用于根据所述波束指向生成所述卫星的雷达天线的多个TR组件的幅相控制字；

波束参数控制单元(30)，用于将所述幅相控制字按预定时序写入对应的TR组件并实时调整所述雷达天线的波束指向。

2.根据权利要求1所述的用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统，其特征在于，所述卫星的自身参数信息包括：所述卫星的速度、旋转角速度、卫星姿态角和雷达天线姿态角；所述探测目标信息包括：探测区域位置坐标、雷达脉冲重复频率和波束驻留时间。

3.根据权利要求1或2所述的用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统，其特征在于，所述波束指向包括动态波束指向序列和动态天线扫描角序列。

4.根据权利要求3所述的用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统，其特征在于，

以所述卫星的雷达的脉冲重复周期为计时单位，生成波束指向角：

其中，θ_n、

分别为第n个脉冲重复周期内的天线波束入射角与方位角；

所述动态波束指向序列包含N个波束指向角，N由以下公式确定：

N＝round(T_s/T_PRP)；

其中，round(·)为四舍五入式取整函数，T_PRP为雷达脉冲重复周期，T_S为波束驻留时间。

5.根据权利要求4所述的用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统，其特征在于，所述动态天线扫描角序列包括天线扫描入射角和天线扫描方位角，

所述卫星速度为v_s，所述卫星的空间位置坐标为(0,y_s,z_s)，则：

y_s＝y₀+v_s·n·T_PRP；

z_s＝z₀；

其中，(0,y₀,z₀)为卫星起始时刻的空间位置坐标；

探测区域位置坐标为(x_t,y_t,0)，则：

卫星自身旋转角速度为w_s，天线起始时刻的姿态角为(μ₀,η₀)，随着卫星自身旋转过程中的天线姿态角为(μ_n,η_n),n＝1,2,...,N，则天线入射角为：

μ_n＝μ₀＝0,n＝1,2,...,N；

以及，天线方位角为：

η_n＝η₀+w_s·n·T_PRP；

其中，μ₀、μ_n分别为起始时刻的天线入射角与第n个脉冲重复周期内的天线入射角，η₀、η_n分别为起始时刻的天线方位角与第n个脉冲重复周期内的天线方位角；

随着卫星自身旋转过程中天线扫描角记为(α_n,β_n),n＝1,2,...,N，则天线扫描入射角为：

以及，天线扫描方位角为：

其中，(0,y_s,z_s)、(x_t,y_t,0)、η₀、w_s由卫星平台确定，T_PRP、T_S由雷达载荷确定。

6.根据权利要求1所述的用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统，其特征在于，所述波束在轨赋形单元(20)包括：

参数输入单元(201)，用于实时获取波束在轨赋形优化的输入条件，所述输入条件包括天线扫描角、主瓣增益、主瓣宽度和副瓣电平；

波束在轨赋形优化计算单元(202)，用于根据所述输入条件对所述雷达天线在轨赋形优化，得到优化后的天线方向图以及各TR组件的幅相控制字；

波束形状参数计算单元(203)，用于计算优化后的天线方向图中的天线扫描角、主瓣增益、主瓣宽度和副瓣电平；

第一判据单元(204)，用于判断优化后的天线方向图的指标符合性；

幅相控制字单元(205)，用于输出所述雷达天线各TR组件的幅相控制字。

7.根据权利要求6所述的用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统，其特征在于，生成幅相控制字包括：

沿飞行方向，所述雷达天线由P个天线子阵和P个TR组件组成；

沿交轨方向，所述雷达天线由Q个天线子阵和Q个TR组件组成；

根据天线扫描角(α_n,β_n)、主瓣增益G_n、主瓣宽度Φ_n和副瓣电平P_n，获得优化后的天线方向图为F_n(α,β)，以及获得各个TR组件的幅相控制字为(A_n,p,q,φ_n,p,q),n＝1,2,...,N,p＝1,2,...,P,q＝1,2,...,Q；

根据天线方向图F_n(α,β)计算波束形状参数并判断波束形状参数是否满足天线扫描角(α_n,β_n)、主瓣增益G_n、主瓣宽度Φ_n和副瓣电平P_n四个条件；

若满足，则输出各个TR组件的幅相控制字；

若不满足，则重复波束在轨赋形优化算法，直到满足为止。

8.根据权利要求1所述的用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统，其特征在于，所述波束参数控制单元(30)包括：

幅相控制字配置单元(301)，用于根据所述波束在轨赋形单元(20)输出的幅相控制字对所述雷达天线的各TR组件进行幅相配置；

发射信号导通单元(302)，用于所述卫星的雷达的信号发射；

接收信号导通单元(303)，用于所述卫星的雷达的回波信号接收；

脉冲计数单元(304)，用于计算所述卫星的雷达脉冲重复周期的个数；

第二判据单元(305)，用于判断波束驻留时间。

9.根据权利要求8所述的用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统，其特征在于，实时调整所述雷达天线的波束指向包括：

根据各个TR组件的幅相控制字(A_n,p,q,φ_n,p,q)，以脉冲重复周期为时间间隔，依次配置各个TR组件的幅相控制字；

在各个TR组件的幅相控制字配置完成后，等待时间t₁后进行雷达信号的发射；

在完成发射信号后，等待时间t₂后进行雷达回波接收；

每完成一次幅相控制字配置、信号发射和回波接收，所述脉冲计数单元(304)的计数器N_x自加1；

当N_x＝N时，结束当前的天线波束控制工作。

10.根据权利要求9所述的用于卫星自身旋转的雷达天线波束控制系统，其特征在于，t₁的取值为500nm～5μs，t₂的取值为1μs～10μs。

Images