中繼衛(wèi)星在軌自動(dòng)跟蹤精度測試方法研究

王珊珊 余曉川 關(guān)鵬 馮海浪

(中國空間技術(shù)研究院西安分院,西安 710100)

中繼衛(wèi)星研制過程中必須攻克的關(guān)鍵技術(shù)之一是對(duì)高速運(yùn)動(dòng)航天器的精密捕獲跟蹤技術(shù)[1],這是實(shí)現(xiàn)天基測控通信的基礎(chǔ)。中繼衛(wèi)星星間鏈路天線對(duì)目標(biāo)的跟蹤精度直接關(guān)系測控通信服務(wù)的質(zhì)量[2],是中繼衛(wèi)星的一項(xiàng)關(guān)鍵指標(biāo),在軌需要測試。

中繼衛(wèi)星自動(dòng)跟蹤精度地面測試是采用光學(xué)輔助的方法。即在天線上安裝瞄準(zhǔn)望遠(yuǎn)鏡,安裝時(shí)使望遠(yuǎn)鏡的光軸和天線的電軸一致,目標(biāo)處設(shè)置靶標(biāo),望遠(yuǎn)鏡與跟蹤誤差顯示器相連接,當(dāng)天線電軸指向目標(biāo)時(shí),靶標(biāo)處于跟蹤誤差顯示器中心;當(dāng)天線電軸偏離目標(biāo)時(shí),通過靶標(biāo)偏離跟蹤誤差顯示器中心的位置推算天線電軸偏離目標(biāo)的角度[3]。顯然該方法無法應(yīng)用于在軌測試。

中繼衛(wèi)星在軌跟蹤目標(biāo)過程中,采用天線實(shí)際的框架角和理論計(jì)算所得天線框架角相比較,計(jì)算得出自動(dòng)跟蹤精度是一種比較直觀的方法。但由于姿態(tài)敏感器的安裝誤差、天線安裝誤差、天線電軸的指向偏離(相對(duì)機(jī)械零位)等因素,會(huì)引起天線實(shí)際指向與理論計(jì)算值不一致,同時(shí),跟蹤過程中天線撓動(dòng)引起的衛(wèi)星姿態(tài)變化,都將導(dǎo)致該方法引入的測試誤差較大。

目前,國內(nèi)公開文獻(xiàn)中尚無關(guān)于單通道單脈沖角跟蹤系統(tǒng)在軌自動(dòng)跟蹤精度的測試方法。國外,美國和日本均開展了中繼衛(wèi)星在軌自動(dòng)跟蹤精度測試,并公開了測試結(jié)果,但沒有對(duì)測試技術(shù)和測試方案進(jìn)行介紹。本文在分析角誤差信號(hào)特性的基礎(chǔ)上,提出一種采用天線電軸零點(diǎn)附近角誤差電壓靈敏度作為基準(zhǔn)值,天線穩(wěn)定跟蹤目標(biāo)時(shí)的方位角誤差電壓和俯仰角誤差電壓作為測試數(shù)據(jù),通過數(shù)據(jù)處理得出自動(dòng)跟蹤精度的測試方法,應(yīng)用于中繼衛(wèi)星在軌自動(dòng)跟蹤精度測試,檢驗(yàn)捕獲跟蹤系統(tǒng)自動(dòng)跟蹤性能。

1 角跟蹤系統(tǒng)跟蹤精度定義

天線跟蹤目標(biāo)就是要使天線電軸對(duì)準(zhǔn)目標(biāo),而跟蹤誤差使天線電軸偏離目標(biāo)角[4]。捕獲跟蹤系統(tǒng)跟蹤誤差是指跟蹤天線完成對(duì)目標(biāo)的捕獲、鎖定后,天線電軸指向與目標(biāo)方向之間殘留的偏離角度的統(tǒng)計(jì)指標(biāo)。

我國中繼衛(wèi)星自動(dòng)跟蹤精度指標(biāo)要求優(yōu)于0.05°[5],該指標(biāo)是按星間鏈路天線指向損失0.5 dB提出的,天線和波束最大值點(diǎn)對(duì)準(zhǔn)目標(biāo)時(shí),指向損失為零。中繼衛(wèi)星捕獲跟蹤系統(tǒng)采用單通道單脈沖角跟蹤體制[6],跟蹤結(jié)果是使差波束零點(diǎn)軸(天線電軸)對(duì)準(zhǔn)目標(biāo)。理想狀態(tài)下,天線和波束最大值與差波束零點(diǎn)對(duì)齊,但實(shí)際會(huì)存在一定的角度偏差。所以中繼衛(wèi)星自動(dòng)跟蹤精度包括兩部分:

(1)跟蹤誤差。即跟蹤狀態(tài)下,天線差波束零點(diǎn)軸偏離目標(biāo)方向的大小。主要誤差源有熱噪聲誤差、天線控制環(huán)路控制誤差、滾動(dòng)俯仰姿態(tài)耦合、天線支撐結(jié)構(gòu)振動(dòng)、天線兩軸交叉耦合誤差等。

(2)差波束零點(diǎn)軸與和波束接收信號(hào)最大值軸之差Δφ。Δφ是常值項(xiàng),可以在地面測試獲得。

因此,中繼衛(wèi)星捕獲跟蹤系統(tǒng)自動(dòng)跟蹤精度在軌測試主要是跟蹤誤差測試。

2 自動(dòng)跟蹤精度在軌測試方法及實(shí)施

2.1 跟蹤誤差在軌測試方法工作原理

中繼衛(wèi)星捕獲跟蹤系統(tǒng)由天線、伺服控制器、捕跟接收機(jī)等設(shè)備組成。捕跟接收機(jī)負(fù)責(zé)解調(diào)出方位角誤差電壓ΔV A和俯仰角誤差電壓ΔV E。方位角誤差電壓ΔV A大小正比于目標(biāo)偏離天線電軸方位向的大小,極性代表目標(biāo)偏離天線電軸方位向的方向;俯仰角誤差電壓ΔV E大小正比于目標(biāo)偏離天線電軸俯仰向的大小,極性代表目標(biāo)偏離天線電軸俯仰向的方向。角誤差電壓一路送至伺服控制器,驅(qū)動(dòng)天線向角誤差電壓減小的方向運(yùn)動(dòng),實(shí)現(xiàn)天線對(duì)目標(biāo)的跟蹤;一路作為遙測信息通過測控鏈路下傳到地面站。角誤差信號(hào)示意見圖1。

圖1中:OO′為天線電軸指向;OT為目標(biāo)方向;θT為OO′與OT的夾角,即天線電軸偏離目標(biāo)的空間角;O′AE為垂直于天線電軸的目標(biāo)所在平面,A為天線電軸方位正向,E為天線電軸俯仰正向;ΔθA為天線電軸方位向偏離目標(biāo)的角度,即方位角誤差;ΔθE為天線電軸俯仰向偏離目標(biāo)的角度,即俯仰角誤差;φ為方位角誤差信號(hào)與俯仰角誤差信號(hào)合成矢量O′T與天線電軸方位正向O′A的夾角。

θT在一定的范圍內(nèi)時(shí),捕跟接收機(jī)解調(diào)輸出的方位角誤差電壓ΔV A和俯仰角誤差電壓ΔV E表達(dá)式為[7]

式中:K為差通道增益系數(shù);μ為差歸一化斜率;Δα為單通道合成前和、差信號(hào)通道相位不一致的相位差。

中繼衛(wèi)星在軌測試前,先對(duì)和、差通道相位進(jìn)行校準(zhǔn)和補(bǔ)償,使Δα值盡可能接近0,對(duì)輸出角誤差電壓的影響可以忽略,則

當(dāng)目標(biāo)只有方位偏時(shí)(φ＝0):

當(dāng)目標(biāo)只有俯仰偏時(shí)(φ＝90°)

從式(3)可見,當(dāng)φ＝0時(shí),方位角誤差電壓ΔV A正比于目標(biāo)偏離電軸的空間角θT,在式(3)兩邊對(duì)θ取導(dǎo)數(shù),可得方位角誤差電壓靈敏度為

從式(5)可見,方位角誤差電壓靈敏度μA正比于波束指向角誤差靈敏度

從式(4)可見,當(dāng)φ＝90°時(shí),俯仰角誤差電壓ΔV E正比于目標(biāo)偏離電軸的空間角θT,在式(4)兩邊對(duì)θ取導(dǎo)數(shù),可得俯仰角誤差電壓靈敏度為

從式(6)可見,俯仰角誤差電壓靈敏度μE正比于波束指向角誤差靈敏度

因此可見,跟蹤誤差可以通過測試角誤差電壓計(jì)算得出。選取方位角誤差電壓靈敏度μA、俯仰角誤差電壓靈敏度μE作為基準(zhǔn)值,測得中繼衛(wèi)星自動(dòng)跟蹤目標(biāo)過程中的方位角誤差電壓和俯仰角誤差電壓,則可以計(jì)算得到跟蹤誤差。

2.2 跟蹤誤差在軌測試系統(tǒng)組成

中繼衛(wèi)星在軌跟蹤誤差測試系統(tǒng)包括中繼衛(wèi)星設(shè)備、用戶星和地面設(shè)備3部分。測試系統(tǒng)原理框圖如圖2所示。

圖2 中繼衛(wèi)星自動(dòng)跟蹤誤差在軌測試系統(tǒng)Fig.2 Data relay satellite in-orbit auto-tracking error test system

中繼衛(wèi)星設(shè)備包括衛(wèi)星星體、控制與推進(jìn)系統(tǒng)、捕獲跟蹤系統(tǒng)(包括星間鏈路天線、捕跟接收機(jī)、捕獲跟蹤控制器等)和測控系統(tǒng)(包括遙測遙控?cái)?shù)據(jù)處理器、應(yīng)答機(jī)和測控天線)。

用戶星主要指用戶星中繼終端設(shè)備,在自動(dòng)跟蹤誤差測試過程中,用戶星在軌相對(duì)中繼衛(wèi)星按一定軌道作高速運(yùn)動(dòng),用戶星天線保持指向中繼衛(wèi)星,并向中繼衛(wèi)星發(fā)射信號(hào)。

地面設(shè)備包括地面終端站、衛(wèi)星操作管理中心和標(biāo)校站。衛(wèi)星操作管理中心通過地面終端站向中繼衛(wèi)星發(fā)送遙控指令,確保星上配置及工作狀態(tài)正確;接收中繼衛(wèi)星下傳的遙測數(shù)據(jù),并進(jìn)行判斷。標(biāo)校站向中繼衛(wèi)星發(fā)射信號(hào)。

2.3 自動(dòng)跟蹤精度在軌測試實(shí)施

中繼衛(wèi)星在軌跟蹤誤差測試包括靜態(tài)自動(dòng)跟蹤誤差測試和動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤誤差測試。靜態(tài)跟蹤誤差測試數(shù)據(jù)為天線穩(wěn)定跟蹤標(biāo)校站時(shí)的角誤差電壓值。動(dòng)態(tài)跟蹤誤差測試數(shù)據(jù)為天線穩(wěn)定跟蹤用戶星或者中繼衛(wèi)星姿態(tài)變化時(shí)天線穩(wěn)定跟蹤標(biāo)校站的角誤差電壓值[8]。中繼衛(wèi)星在軌自動(dòng)跟蹤誤差測試流程如圖3所示。

圖3 中繼衛(wèi)星自動(dòng)跟蹤誤差在軌測試流程Fig.3 Flow of data relay satellite in-orbit auto-tracking error test

2.3.1 靜態(tài)自動(dòng)跟蹤精度在軌測試實(shí)施

靜態(tài)自動(dòng)跟蹤精度測試是通過中繼衛(wèi)星星間鏈路天線自動(dòng)跟蹤地面標(biāo)校站來進(jìn)行測試的,測試流程如圖3(a)所示,具體步驟如下。

(1)標(biāo)校站天線對(duì)準(zhǔn)中繼衛(wèi)星并發(fā)射規(guī)定信號(hào)(應(yīng)設(shè)定好電平、數(shù)據(jù)速率和調(diào)制方式等參數(shù))。

(2)調(diào)整中繼衛(wèi)星星上設(shè)備狀態(tài),檢測捕獲跟蹤系統(tǒng)的角誤差特性,包括角誤差電壓極性、交叉耦合等,保證角誤差特性正確[9]。

(3)建立測角誤差基準(zhǔn)值。標(biāo)校站天線對(duì)準(zhǔn)中繼衛(wèi)星,中繼衛(wèi)星星間鏈路天線精確對(duì)準(zhǔn)標(biāo)校站,記錄此時(shí)的方位角θA0、俯仰角θE0。星間鏈路天線俯仰軸保持θE0位置不動(dòng),方位軸從當(dāng)前位置θA0偏開＋θ角度(θ不小于θ0.5/5,θ0.5為中繼衛(wèi)星星間鏈路天線的半功率點(diǎn)波束寬度),并在方位向由＋θ向－θ勻速運(yùn)行,記錄運(yùn)動(dòng)過程中的方位角θAi、俯仰角θEi及方位、俯仰角誤差電壓值ΔV Ai、ΔV Ei,求得方位角誤差電壓靈敏度μA;星間鏈路天線回到精度對(duì)準(zhǔn)標(biāo)校站位置,方位軸保持不動(dòng),俯仰軸從當(dāng)前位置θE0偏開＋θ角度,并在俯仰向由＋θ向－θ勻速運(yùn)行,記錄運(yùn)動(dòng)過程中的方位角θAi、俯仰角θEi及方位、俯仰角誤差電壓值ΔV Ai、ΔV Ei,求得俯仰角誤差電壓靈敏度μE。

(4)測試數(shù)據(jù)獲取。標(biāo)校站天線對(duì)準(zhǔn)中繼衛(wèi)星不動(dòng),中繼衛(wèi)星星間鏈路天線以對(duì)準(zhǔn)標(biāo)校站開始,分別在方位向、俯仰向拉偏θ0.5,然后自動(dòng)跟蹤標(biāo)校站,穩(wěn)定跟蹤后,實(shí)時(shí)記錄方位角誤差電壓ΔV Ai、俯仰角誤差電壓ΔV Ei。

2.3.2 動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤精度在軌測試實(shí)施

動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤精度測試是通過中繼衛(wèi)星星間鏈路天線實(shí)時(shí)自動(dòng)跟蹤用戶星,或者中繼衛(wèi)星星體姿態(tài)變化的同時(shí)星間鏈路天線自動(dòng)跟蹤標(biāo)校站來實(shí)現(xiàn)的。測試流程如圖3(b)所示,具體步驟如下。

(1)～(3)同靜態(tài)自動(dòng)跟蹤精度測試。

(4)測試數(shù)據(jù)獲取。動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤精度測試數(shù)據(jù)獲取有兩種方法:①用戶星天線跟蹤中繼衛(wèi)星,中繼衛(wèi)星星間鏈路天線程序指向用戶星,兩者建立穩(wěn)定的跟蹤鏈路,在中繼衛(wèi)星星間鏈路天線轉(zhuǎn)入自動(dòng)跟蹤且穩(wěn)定跟蹤用戶星后,實(shí)時(shí)記錄方位角誤差電壓ΔV Ai、俯仰角誤差電壓ΔV Ei;②轉(zhuǎn)動(dòng)中繼衛(wèi)星本體的滾動(dòng)軸和俯仰軸,模擬用戶星相對(duì)中繼衛(wèi)星的運(yùn)動(dòng),中繼衛(wèi)星星體姿態(tài)變化過程中保持星間鏈路天線自動(dòng)跟蹤標(biāo)校站,實(shí)時(shí)記錄方位角誤差電壓ΔV Aj、俯仰角誤差電壓ΔV Ej。

(5)動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤精度計(jì)算。同靜態(tài)自動(dòng)跟蹤精度計(jì)算方法。

3 在軌試驗(yàn)驗(yàn)證及結(jié)果分析

3.1 在軌測試結(jié)果

中繼衛(wèi)星在軌開展了靜態(tài)自動(dòng)跟蹤精度測試和動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤精度測試,動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤精度采用本文提及的兩種測試數(shù)據(jù)獲取方法都進(jìn)行了測試。下面以動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤精度在軌測試為例對(duì)該測試方法的實(shí)施情況進(jìn)行說明。

(1)中繼衛(wèi)星在軌跟蹤神舟飛船測試動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤精度。

中繼衛(wèi)星星間鏈路天線指準(zhǔn)標(biāo)校站,定義當(dāng)前位置為星間鏈路天線零點(diǎn)。標(biāo)校站對(duì)準(zhǔn)中繼衛(wèi)星,并發(fā)射模擬神舟飛船信號(hào)特性的標(biāo)校信號(hào),中繼衛(wèi)星星間鏈路天線從零點(diǎn)位置分別在方位向、俯仰向拉偏±0.1°,同時(shí)記錄方位角誤差電壓值和俯仰角誤差電壓值,得到中繼衛(wèi)星角誤差電壓特性曲線如圖4所示。

圖4 角誤差電壓特性曲線Fig.4 Error signal voltage characteristic curves

計(jì)算得到μA＝40 V/(°),μE＝38 V/(°)。

中繼衛(wèi)星星間鏈路天線跟蹤神舟飛船,并實(shí)時(shí)記錄中繼衛(wèi)星方位角誤差電壓值和俯仰角誤差電壓值。選取中繼衛(wèi)星穩(wěn)定自動(dòng)跟蹤神舟飛船一個(gè)弧段共36 min,采集方位角誤差電壓和俯仰角誤差電壓各3500個(gè)樣本數(shù)據(jù),曲線如圖5所示。

計(jì)算得到方位角誤差電壓ΔV A＝0.275 V,方位動(dòng)態(tài)跟蹤角誤差ΔθA＝0.007°;俯仰角誤差電壓ΔV E＝0.273 V,俯仰動(dòng) 態(tài)跟蹤角誤差 ΔθE＝0.007°;最終求得動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤誤差 Δθ＝0.010°,與差波束零點(diǎn)軸與和波束接收信號(hào)最大值軸之差0.010°相加,得到自動(dòng)跟蹤精度值0.020°。

圖5 中繼衛(wèi)星穩(wěn)定跟蹤時(shí)角誤差電壓曲線Fig.5 Error signal voltage curve in stable tracking of data relay satellite

(2)中繼衛(wèi)星星體姿態(tài)偏置模擬神舟飛船相對(duì)運(yùn)動(dòng)跟蹤標(biāo)校站測試動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤精度。

標(biāo)校站對(duì)準(zhǔn)中繼衛(wèi)星,并發(fā)射模擬神舟飛船信號(hào)特性的信號(hào),中繼衛(wèi)星星體俯仰和滾動(dòng)姿態(tài)連續(xù)偏置,角速度不小于0.015(°)/s,模擬神舟飛船相對(duì)中繼星運(yùn)動(dòng),中繼衛(wèi)星星間鏈路天線自動(dòng)跟蹤標(biāo)校站,記錄穩(wěn)定跟蹤時(shí)的方位角誤差電壓值和俯仰角誤差電壓。計(jì)算得出動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤誤差Δθ＝0.034°,與差波束零點(diǎn)軸與和波束接收信號(hào)最大值軸之差0.010°相加,得到自動(dòng)跟蹤精度值0.044°。

3.2 結(jié)果分析

中繼衛(wèi)星在軌自動(dòng)跟蹤神舟飛船測試動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤誤差0.010°,與地面相同工況下采用光學(xué)輔助方法測得的動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤誤差0.014°相當(dāng),而中繼衛(wèi)星星體姿態(tài)偏置模擬神舟飛船相對(duì)運(yùn)動(dòng)測試動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤誤差0.034°結(jié)果偏大。主要原因如下。

(1)滾動(dòng)俯仰姿態(tài)耦合影響。中繼衛(wèi)星在軌跟蹤神舟飛船過程中存在滾動(dòng)俯仰姿態(tài)耦合,但根據(jù)遙測數(shù)據(jù)可知,姿態(tài)變化幅度和速度都很小,不超過天線控制環(huán)路的調(diào)整速度,因此,滾動(dòng)俯仰姿態(tài)耦合對(duì)自動(dòng)跟蹤誤差幾乎沒有影響;用中繼衛(wèi)星星體姿態(tài)偏置模擬用戶星相對(duì)運(yùn)動(dòng)測試動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤誤差時(shí),每段模擬運(yùn)動(dòng)軌跡的過程中,連續(xù)輸入若干個(gè)姿態(tài)偏置階躍信號(hào),姿態(tài)控制環(huán)路控制過程中產(chǎn)生一系列超調(diào)衰減振蕩,這些相對(duì)都是高頻的變化,天線控制環(huán)路無法及時(shí)減小對(duì)其跟蹤的滯后誤差,使自動(dòng)跟蹤誤差有所增加,所以測試結(jié)果較大。

(2)地面測試系統(tǒng)影響。中繼衛(wèi)星地面測試動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤誤差時(shí),天線需要重力卸載,會(huì)帶來自動(dòng)跟蹤動(dòng)態(tài)滯后;中繼衛(wèi)星在軌跟蹤神舟飛船,星間鏈路天線處于零重力狀態(tài),不存在地面卸載設(shè)備帶來的滯后誤差。同時(shí),地面跟蹤誤差測試場地為近似遠(yuǎn)場,這都會(huì)導(dǎo)致地面測得的自動(dòng)跟蹤誤差值偏大。

通過上述分析知,中繼衛(wèi)星星體姿態(tài)偏置模擬用戶星相對(duì)運(yùn)動(dòng)測試動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤誤差,滾動(dòng)俯仰姿態(tài)耦合會(huì)導(dǎo)致自動(dòng)跟蹤誤差增加,但測得自動(dòng)跟蹤精度結(jié)果仍然小于指標(biāo)0.05°,因此,在沒有在軌用戶航天器可供中繼衛(wèi)星自動(dòng)跟蹤時(shí),該方法可以用于中繼衛(wèi)星捕獲跟蹤系統(tǒng)性能測試,但其自動(dòng)跟蹤精度測試結(jié)果只能作為參考。

中繼衛(wèi)星在軌自動(dòng)跟蹤神舟飛船測試動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤精度結(jié)果為0.02°,與地面測試結(jié)果相當(dāng),表明該測試方法有效、可行。采用該方法,完成了中繼衛(wèi)星在軌自動(dòng)跟蹤精度測試,測得結(jié)果優(yōu)于中繼衛(wèi)星自動(dòng)跟蹤精度指標(biāo)要求的0.05°。星間鏈路天線進(jìn)入自動(dòng)跟蹤模式后,中繼衛(wèi)星能夠連續(xù)高質(zhì)量的傳回圖像信號(hào),鏈路性能與指標(biāo)預(yù)算相符。

該測試方法主要誤差源是角誤差信號(hào)斜率的非線性和不對(duì)稱性。在測試角誤差電壓靈敏度建立基準(zhǔn)值時(shí),選擇與跟蹤目標(biāo)信號(hào)特性(信號(hào)電平、碼速率及調(diào)制方式)一致的標(biāo)校信號(hào),并選取星間鏈路天線電軸零點(diǎn)附近角誤差信號(hào)的斜率作為基準(zhǔn),可以減小引入的測試誤差。

4 結(jié)束語

本文提出了采用角誤差電壓靈敏度作為基準(zhǔn)值,天線穩(wěn)定跟蹤目標(biāo)時(shí)的方位角誤差電壓和俯仰角誤差電壓作為測試數(shù)據(jù)的自動(dòng)跟蹤精度測試方法,用于中繼衛(wèi)星在軌靜態(tài)自動(dòng)跟蹤精度測試和動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤精度測試。其中,通過中繼衛(wèi)星星體姿態(tài)偏置模擬用戶星相對(duì)運(yùn)動(dòng)獲取測試數(shù)據(jù)進(jìn)行動(dòng)態(tài)自動(dòng)跟蹤精度測試,因星體姿態(tài)變化會(huì)帶來滾動(dòng)俯仰姿態(tài)耦合,導(dǎo)致系統(tǒng)跟蹤誤差增大,測試結(jié)果不能反映系統(tǒng)真正性能,但在沒有目標(biāo)航天器可供中繼衛(wèi)星自動(dòng)跟蹤時(shí),這種方法仍然可以作為中繼星在軌動(dòng)態(tài)捕獲跟蹤性能的測試方法。通過中繼衛(wèi)星穩(wěn)定跟蹤標(biāo)校站或用戶星獲取測試數(shù)據(jù)進(jìn)行自動(dòng)跟蹤精度測試,所測得結(jié)果不受姿態(tài)敏感器的安裝誤差、天線安裝誤差、天線電軸的指向偏離(相對(duì)機(jī)械零位)、衛(wèi)星姿態(tài)等因素影響,而且測試難度低,測試方案便于實(shí)施,可以廣泛應(yīng)用于星載單脈沖單通道角跟蹤系統(tǒng)在軌自動(dòng)跟蹤精度測試和程序跟蹤精度測試,并可以推廣至地面天線程序跟蹤以及自動(dòng)跟蹤精度測試。