CN206039300U

CN206039300U - 一种低轨道卫星跟踪控制系统

Info

Publication number: CN206039300U
Application number: CN201620786546.9U
Authority: CN
Inventors: 霍梦冰
Original assignee: Shaanxi Star Communication Equipment Engineering Co Ltd
Current assignee: Shaanxi Star Communication Equipment Engineering Co Ltd
Priority date: 2016-06-30
Filing date: 2016-06-30
Publication date: 2017-03-22
Anticipated expiration: 2026-06-30

Abstract

本实用新型公开了一种低轨道卫星跟踪控制系统，包括主控机箱、前面板、后面板以及设置于主控机箱内的控制系统，控制系统包括单脉冲自动跟踪闭环控制系统、程序跟踪闭环控制系统、上位机以及下位机；本实用新型同时采用二种跟踪方式，当对目标进行初始捕获状态时，采用程序自动跟踪方式，使天线粗略对准目标；一旦目标进入自动跟踪区域，系统自动转入单脉冲精密跟踪工作方式，得到高的跟踪精度。并且，利用它的准确跟踪数据，可对预报的卫星轨道进行适当的修正。在对卫星轨道进行修正后，还可以采用程序自动跟踪方式运行。这二者可以互为备分。

Description

一种低轨道卫星跟踪控制系统

【技术领域】

本实用新型涉及一种低轨道卫星跟踪控制系统。

【背景技术】

目前多数跟踪基本上局限于被动的等待跟踪，根据卫星轨道预报的入轨及出轨时间，等待捕获卫星，这样做存在一定的风险。如果时间同步不好或者预报稍有偏差，都会造成跟踪失败。

【发明内容】

本实用新型的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供一种低轨道卫星跟踪控制系统。

为达到上述目的，本实用新型采用以下技术方案予以实现：

一种低轨道卫星跟踪控制装置，包括主控机箱、前面板、后面板以及设置于主控机箱内的控制系统，控制系统包括单脉冲自动跟踪闭环控制系统、程序跟踪闭环控制系统、上位机、下位机，其中：

单脉冲自动跟踪闭环控制系统由单脉冲跟踪天线及跟踪接收机产生误差信号ΔX、ΔY，经放大后驱动X、Y轴转动，自动控制其转动方向，使ΔX、ΔY误差信号减小，直至ΔX、ΔY＝0，天线对准目标后停止转动；

程序跟踪闭环控制系统能够按照卫星运行轨道，预知在某个时刻t₀时，卫星所在的位置；通过测量，得到地球站天线所在的位置；

上位机采用PC机，在程序跟踪时，完成对轨道预报数据的处理，计算出天线指向角，通过串口发送到下位机；通过PCI插槽进行串口扩展，在单脉冲跟踪时对接收机进行相校控制，此外，还对下变频器进行控制，对调制解调器数据进行接收，对GPS的UTC时间进行接收，同时还要进行多普勒频移计算，并负责操作软件界面的显示；

下位机模拟PID控制电路，程序跟踪误差电压和单脉冲跟踪的角误差输出电压通过由AGC信号控制的继电器选择依次通过比例放大环节——微分环节——积分环节——比例放大环节，再和手控电压通过手控功能选择按钮选择输出到电机驱动器。

本实用新型进一步的改进在于：

所述前面板上设置有均与控制系统相交互的2个机箱把手、数字式面板、4个限位指示灯、2个调速电位器、单刀三掷开关、手控按钮、10个测试插孔、2个使能按钮以及电源开关。

所述测试插孔包括9个红色插孔和1个黑色插孔。

所述后面板上设置有电源线接口、PS/2键盘接口、接地柱、GPS天线接口、保留接口、VGA接口、上位机接口、风扇、14芯航空头接口、10芯航空头接口、19芯航空头接口以及14芯航空头接口；其中，10芯航空头接口为跟踪接收机接口，19芯航空头接口为旋变接口；14芯航空头接口为控制接口。

所述控制系统还包括主控模块，以及均与主控模块相交互的开关电源、激磁模块、PID控制板、GPS模块和旋变模块。

与现有技术相比，本实用新型具有以下有益效果：

本实用新型同时采用二种跟踪方式，当对目标进行初始捕获状态时，采用程序自动跟踪方式，使天线粗略对准目标；一旦目标进入自动跟踪区域，系统自动转入单脉冲精密跟踪工作方式，得到高的跟踪精度。并且，利用它的准确跟踪数据，可对预报的卫星轨道进行适当的修正。在对卫星轨道进行修正后，还可以采用程序自动跟踪方式运行。这二者可以互为备分。

【附图说明】

图1为本实用新型低轨道卫星地面跟踪系统框图；

图2为本实用新型主控机箱前面板的结构示意图；

图3为本实用新型主控机箱后面板的结构示意图；

图4为本实用新型主控机箱内部布局图。

其中，1-机箱把手；2-数字式面板表；3-限位指示灯；4-调速电位器；5-单刀三掷开关；6-手控按钮；7-测试插孔；8-使能按钮；9-电源开关；10-电源线接口；11-PS/2键盘接口；12-接地柱；13-GPS天线接口；14-保留接口；15-VGA接口；16-上位机接口；17-风扇；18-14芯航空头接口；19-10芯航空头接口；20-19芯航空头接口；21-14芯航空头接口；22-开关电源；23-激磁模块；24-PID控制板；25-GPS模块；26-旋变模块；27-主控模块。

【具体实施方式】

下面结合附图对本实用新型做进一步详细描述：

参见图1-4，本实用新型包括主控机箱、前面板、后面板以及设置于主控机箱内的控制系统，控制系统包括单脉冲自动跟踪闭环控制系统、程序跟踪闭环控制系统、上位机、下位机、主控模块27，以及均与主控模块27相交互的开关电源22、激磁模块23、PID控制板24、GPS模块25和旋变模块26，其中：

前面板上设置有均与控制系统相交互的2个机箱把手1、数字式面板2、4个限位指示灯3、2个调速电位器4、单刀三掷开关5、手控按钮6、10个测试插孔7、2个使能按钮8以及电源开关9。测试插孔7包括9个红色插孔和1个黑色插孔。

后面板上设置有电源线接口10、PS/2键盘接口11、接地柱12、GPS天线接口13、保留接口14、VGA接口15、上位机接口16、风扇17、14芯航空头接口18、10芯航空头接口19、19芯航空头接口20以及14芯航空头接口21；其中，10芯航空头接口19为跟踪接收机接口，19芯航空头接口20为旋变接口；14芯航空头接口21为控制接口。

本实用新型的工作原理：

为能够准确、快速的捕获卫星，该系统改变了常规的被动等待捕获卫星的方法，采用螺旋扫描的方法进行主动捕获卫星。首先，根据卫星轨道预报，解决好控制系统的时间同步问题，再根据轨道六根数计算出卫星入轨时的天线方位角度，将该方位、俯仰角度转换成天线X和Y轴的角度；在时间到达卫星入轨时间时，系统自动进入螺旋扫描模式，直到捕获到卫星信号，这是按照轨道预报提供的轨道进入程序跟踪模式；当信号到达接收机锁定门限后启动单脉冲跟踪。在跟踪过程中，系统会自动记录轨道参数并进行轨道修正。系统进行跟踪和通信时，需要频率发生器按照多普勒频移规律对系统的频率进行预补偿，已达到频率及相位同步的目的。

单脉冲自动跟踪闭环控制系统：

它由单脉冲跟踪天线及跟踪接收机产生误差信号ΔX、ΔY，经放大后驱动X、Y轴转动，自动控制其转动方向，使ΔX、ΔY误差信号减小，直至ΔX、ΔY＝0，天线对准目标后停止转动。此种控制方式可以得到很高的跟踪精度，但其缺点是自动跟踪范围较小。在跟踪天线波速宽带很小的情况下，目标必须进入波束范围才能实现自动精密跟踪，因而单独使用此跟踪方式存在一定的问题。

程序跟踪闭环控制系统

程序跟踪闭环控制系统的工作原理如下：

按照卫星运行轨道，可以预知在某个时刻t₀时，卫星所在的位置(经度Ls、纬度Φs、高度hs)；通过测量，可得地球站天线所在的位置(经度Lg、纬度Φg、高度hg)。按照下列公式，可以计算出当时天线的指向(X、Y)。

如果天线方位角为A，俯仰角为E，则有：

β＝cos^-1[sinΦg·sinΦs+cosΦg·cosΦs·cos(λg-λs)] (6)

转换成X、Y座标系统，有

Y＝sin^-1(cosA·cosE) (8)

将计算值X、Y与天线本身的实时位置Xo、Yo比较，得到误差角ΔX＝X-Xo，ΔY＝Y-Yo，与此误差角成正比的误差信号为ΔUx，ΔUy。经伺服放大后，送天线驱动器，驱动天线向减小误差信号方向转动，直至ΔUx，ΔUy＝0，此时天线对准目标，停止转动。

显然，只要预报的卫星轨迹(Ls，Φs，hs，t0)准确，天线便可以准确跟踪卫星。实际工作时，只要把要预报的卫星轨迹存入计算机中，通过GPS接收机得到准确的时间信息，便可实现对卫星的程序跟踪。

这二种跟踪方式各有优缺点。单脉冲自动跟踪方式的优点是跟踪精度高，不受卫星轨道预报精度的影响；但其缺点是可跟踪范围小，如无引导，很难捕获目标；程序自动跟踪方式的优点是可跟踪范围大(X轴±85°，Y轴±85°)，只要卫星轨道预报准确，它就能实现准确跟踪；但其缺点是跟踪精度受卫星轨道预报精度的影响，如果轨道预报精度较差，其总的跟踪精度也较差。

控制系统上位机设计

上位机直接采用一PC机，在程序跟踪时，完成对轨道预报数据的处理，计算出天线指向角，通过串口发送到下位机；通过PCI插槽进行串口扩展，在单脉冲跟踪时对接收机进行相校控制，此外，还对下变频器进行控制，对调制解调器数据进行接受，对GPS的UTC时间进行接收，上位机还要进行多卜勒频移计算，并负责操作软件界面的显示。

从程序跟踪工作方式可以看出，预报的卫星轨迹(Ls，Φs，hs，t0)准确度，直接影响到天线准确跟踪卫星。

假定卫星轨道预报的精度为±500m(1000m)。当卫星位于天顶时，距离最近，它引起的角误差最大，此时的角误差ΔX(或ΔY)约为：0.044°(0.088°)；当卫星位于低仰角时，由于距离较远，同样的预报精度产生的角误差便小得多，例如：当卫星位于5°仰角时，相应的角误差只有0.01°(0.02°)。

如果天线指向精度本身的误差为0.1°，则由于轨道预报的不精确，引起系统总的指向误差为：天顶方向0.11°(0.13°)和低仰角(5°)方向0.1005°(0.102°)。对2.4米口径天线来讲，由此引起天线增益损失(下行)分别为：天顶方向0.66dB(0.92dB)，低仰角方向(5°)为0.55dB(0.57dB)。与理想轨道预报时0.54dB的增益损失相比，在低仰角时基本无差别，在高仰角时差别稍大，但高仰角时，系统增益余量较大，增加这点微小的附加损失，并不影响系统工作。

鉴于此，对轨道预报软件与国内相关跟踪站的预报软件作计算结果比较，结果表明，在不考虑其他预报影响因素(站址坐标误差、初轨误差)的情况下，应用不同的星历模型计算得到的预报结果在短期、中长期方面的差异较大：

短期预报(三天以内)，两种预报软件的差别较小，角度与时间的差别远小于设备精度误差，基本可以忽略不计；

中长期预报方面，两种预报软件的差别已经接近设备误差要求；

因此，卫星轨道预报数据可用于测控设备引导的精度按目前条件计划为3天，超出3天则依靠实测数据进行轨道修正并在改进中推至最新时刻，在每个跟踪圈次前的准备中获得最新的轨道改进和轨道预报。

系统控制下位机设计

直流电路放大版的设计：PID控制电路主要功能是改善和提高整个伺服系统的响应特性，使之具有良好的跟踪性能。系统设计时采用经典模拟PID控制电路，程序跟踪误差电压和单脉冲跟踪的角误差输出电压通过由AGC信号控制的继电器选择依次通过比例放大环节——微分环节——积分环节——比例放大环节，再和手控电压通过手控功能选择按钮选择输出到电机驱动器。

PID调节由于能够改善动态性能，又能改善稳态精度，同时具备简单的形式，所以是一种非常常用的串联校正装置。设计上采用两级放大，放大电路除了具备放大作用之外，还具有一定的隔离作用，电路在设计上也对输入的接收机误差电压信号和引导误差电压信号进行了滤波设计，此外，考虑到运放的工作特性，还设计了调零电路和消自振电路。

整个PID电路的传递函数如下所示：

其中，T₂＝R₁₈·C₁₅

T₃＝R₂₅·C₁₉

跟踪方式的自动切换和手控状态跟踪状态的切换都是在PID控制电路板上实现的。手控状态和跟踪状态的切换通过面板上的按钮开关进行强制控制，跟踪方式的自动切换是根据接收机“AGC”的大小进行自动转换。

PID伺服放大板还要对信号电压进行补偿、放大和滤波。此外，还对天线X、Y轴运动进行限位控制。模拟PID板的参数匹配需要结合系统本身通过测试决定，方案采用电位器可以方便地对增益进行调整，提高系统性能。

控制系统性能

考虑到系统是为了跟踪近地卫星信号，而卫星本身的运动速度相对比较慢，所以对控制系统而言，主要是提高系统的跟踪精度和低速平稳性。为此采用了以下主要措施：

提高系统的灵敏度，适当提高系统的增益；

旋变-数字转换器选用双通道速比为1∶32的旋转变压器，设计上采用16位的分辨率，根据计算

可以看出，16位的分辨率可以提供精度为0.005°的角度信息，系统要求的跟踪精度为0.066°，界面显示的精度为0.01°，因此，16为的分辨率已经可以满足保证位置反馈信息的精度要求，同时，采用的是套装安装形式，消除了旋变机械安装误差；

选用精度高、低速性能好、温度范围宽的交流力矩电机；

在进行性能调试时，先用测试装置输出阶跃信号到电机驱动器，利用驱动器自带的功能强大的监控软件对驱动器参数进行设置，达到最佳状态后利用指向系统给PID电路输入阶跃信号，调整PID参数。使整个系统的性能进一步提高。

此外，程序跟踪时整个伺服机构的执行频率是由上位机进行控制的。轨道预报数据的输出频率为1秒一次，天线跟踪卫星时的最大角速度是0.66°/s，若按照这个频率去完成位置闭环，系统将达不到指标要求的0.06°的跟踪精度要求。为了提高跟踪性能，有必要对计算的指向角数据进行插值。这项工作是在上位机完成的，采用内插法计算出20Hz的指向角数据，若按最大跟踪速度0.66°/s来计算，每个步进为0.66/20＝0.033°，在0.06°的跟踪精度要求以下。

根据程序跟踪要求，程序跟踪的时间和轨道预报的时间需要同步才能完成指向功能，由于卫星轨道预报是严格按照UTC时间进行的，而且跟踪精度要求很高，时间必须严格与UTC时间同步，必须用UTC时间来完成程序跟踪。设计上采用GPS的秒脉冲来实现UTC时间同步，另外，依据GPS的秒脉冲倍频产生20Hz的脉冲信号，接入上位机并口中断，以此来控制读取指向角插值数据、读取角位置信息、完成位置闭环、DA下发等一系列动作。

主控机箱设计

主控机箱设计采用标准尺寸3U机箱，可控制主机工作于手控状态或自动跟踪状态，并控制天线电机的使能。前面板如图2所示。

机箱内部采用模块化设计，集成整个系统的设计思想，将大功率电源放置在通风良好的通风口处，加快其散热，提高工作的可靠度；基于机箱高度为3U的考虑，将PID控制板横向固定放置，节约了机箱尺寸，也给后期的调试测量带来了方便；系统的直流供电需要±15V、±12V以及+5V，采用ID-50B提供±15V直流供电，采用T-40B提供±12V以及+5V直流供电。

以上内容仅为说明本实用新型的技术思想，不能以此限定本实用新型的保护范围，凡是按照本实用新型提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本实用新型权利要求书的保护范围之内。

Claims

1.一种低轨道卫星跟踪控制装置，其特征在于，包括主控机箱、前面板、后面板以及设置于主控机箱内的控制系统，控制系统包括单脉冲自动跟踪闭环控制系统、程序跟踪闭环控制系统、上位机以及下位机；所述前面板上设置有均与控制系统相交互的2个机箱把手(1)、数字式面板(2)、4个限位指示灯(3)、2个调速电位器(4)、单刀三掷开关(5)、手控按钮(6)、10个测试插孔(7)、2个使能按钮(8)以及电源开关(9)；所述测试插孔(7)包括9个红色插孔和1个黑色插孔。

2.根据权利要求1所述的低轨道卫星跟踪控制装置，其特征在于，所述后面板上设置有电源线接口(10)、PS/2键盘接口(11)、接地柱(12)、GPS天线接口(13)、保留接口(14)、VGA接口(15)、上位机接口(16)、风扇(17)、14芯航空头接口(18)、10芯航空头接口(19)、19芯航空头接口(20)以及14芯航空头接口(21)；其中，10芯航空头接口(19)为跟踪接收机接口，19芯航空头接口(20)为旋变接口；14芯航空头接口(21)为控制接口。

3.根据权利要求1所述的低轨道卫星跟踪控制装置，其特征在于，所述控制系统还包括主控模块(27)，以及均与主控模块(27)相交互的开关电源(22)、激磁模块(23)、PID控制板(24)、GPS模块(25)和旋变模块(26)。