機(jī)載衛(wèi)星通信天線跟蹤誤差分析

田捷力，李 麒，鄧 軍，顧田航，顧 新

（1.中國(guó)電子科技集團(tuán)公司第三十九研究所，陜西 西安 710065；2.陜西省天線與控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710065；3.解放軍93216 部隊(duì)，北京 100085；4.西安郵電大學(xué)，陜西 西安 710121；5.西安電子科技大學(xué)，陜西 西安 710071）

0 引言

衛(wèi)星通信系統(tǒng)和測(cè)控系統(tǒng)按設(shè)備劃分，可分為信道分系統(tǒng)和測(cè)角分系統(tǒng)。信道分系統(tǒng)是主體，測(cè)角分系統(tǒng)是基礎(chǔ)。測(cè)角分系統(tǒng)包括天饋、跟蹤接收以及天線控制等。天線的指向精度和跟蹤精度是反映測(cè)角分系統(tǒng)性能的主要技術(shù)指標(biāo)，也是決定衛(wèi)星通信系統(tǒng)性能的重要因素。測(cè)角分系統(tǒng)各項(xiàng)誤差可導(dǎo)致天線的指向精度和跟蹤精度不能滿(mǎn)足動(dòng)載體快速、可靠與實(shí)時(shí)捕獲衛(wèi)星的需求，從而導(dǎo)致衛(wèi)星鏈路中斷，數(shù)據(jù)丟失，無(wú)法正常通信。因此，在機(jī)載測(cè)角分系統(tǒng)的研制中，需對(duì)各器件進(jìn)行正確選型，仔細(xì)評(píng)估誤差項(xiàng)，在設(shè)備安裝調(diào)試期間認(rèn)真進(jìn)行誤差標(biāo)定，從而降低系統(tǒng)誤差，提高系統(tǒng)指向精度和跟蹤精度，確保通信系統(tǒng)的跟蹤性能[1]。

對(duì)于機(jī)載移動(dòng)衛(wèi)星通信系統(tǒng)來(lái)講，測(cè)角分系統(tǒng)中的天饋、跟蹤接收以及天線控制均集成在天線中。影響通信系統(tǒng)性能的主要因素是天線的指向精度和跟蹤精度。本文主要介紹Ku/Ka 頻段衛(wèi)星天線系統(tǒng)組成、跟蹤方式以及根據(jù)不同的跟蹤方式分析天線的指向誤差和跟蹤誤差，估算跟蹤精度。

1 雙頻段機(jī)載衛(wèi)星通信天線組成及跟蹤方式

衛(wèi)星通信天線主要由雙頻段天饋設(shè)備、天線控制單元、單脈沖跟蹤接收機(jī)、傳動(dòng)系統(tǒng)及捷聯(lián)航姿組成，如圖1 所示。

圖1 衛(wèi)星通信天線系統(tǒng)組成

在機(jī)載衛(wèi)星通信系統(tǒng)中，載機(jī)處于運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，其姿態(tài)始終在變化。因此，機(jī)載天線必須能夠快速捕獲衛(wèi)星，并始終跟蹤對(duì)準(zhǔn)衛(wèi)星，這是系統(tǒng)正常工作的關(guān)鍵。衛(wèi)通天線通常采用單脈沖自跟蹤和程序引導(dǎo)（由機(jī)載慣導(dǎo)平臺(tái)提供飛機(jī)姿態(tài)信息INS 和定位信息GPS）來(lái)捕獲衛(wèi)星。為隔離姿態(tài)的變化，機(jī)載天線還裝有陀螺穩(wěn)定裝置，其隔離度可達(dá)30 dB 以上。

1.1 單脈沖自跟蹤模式

單脈沖自跟蹤模式是一種雷達(dá)精密跟蹤技術(shù)，使天線的波束固定，用單個(gè)來(lái)波信號(hào)就可以同時(shí)產(chǎn)生方位和俯仰的角誤差信號(hào)和方向，驅(qū)動(dòng)天線方位軸和俯仰軸朝著減少誤差信號(hào)的方向運(yùn)動(dòng)。當(dāng)天線電軸指向目標(biāo)時(shí)，差方向圖的增益為零。當(dāng)天線電軸偏離目標(biāo)時(shí)，便產(chǎn)生誤差信號(hào)。該誤差信號(hào)和信號(hào)歸一化處理并解調(diào)，解調(diào)出跟蹤誤差信號(hào)。天線伺服控制設(shè)備根據(jù)這個(gè)誤差信號(hào)，驅(qū)動(dòng)天線電軸指向誤差零值方向。可見(jiàn)，單脈沖跟蹤體制中，角誤差信號(hào)是通過(guò)測(cè)量各個(gè)波束間的相對(duì)振幅和相對(duì)相位（即比幅單脈沖或比相單脈沖）得到的。這種方式從饋源得到和信號(hào)、方位誤差信號(hào)和俯仰誤差信號(hào)。饋源網(wǎng)絡(luò)復(fù)雜，跟蹤精度高，適合于姿態(tài)變化劇烈且跟蹤速度和精度要求高的系統(tǒng)[1]。

1.2 慣導(dǎo)指向程序跟蹤模式

這種模式是利用慣導(dǎo)信息（包括載體位置信息包括經(jīng)度和緯度，載體的姿態(tài)信息包括航向、橫滾和縱搖），通過(guò)空間坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換，實(shí)時(shí)解算當(dāng)前位置下天線的指向角度，驅(qū)動(dòng)電機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)和控制波束指向衛(wèi)星。這種模式的優(yōu)點(diǎn)是天線跟蹤系統(tǒng)組成簡(jiǎn)單，無(wú)須額外的信號(hào)解調(diào)合成處理，直接利用載體已有的高精度慣導(dǎo)設(shè)備就可完成跟蹤。它的缺點(diǎn)是對(duì)載體慣導(dǎo)設(shè)備的精度和可靠性要求很高，且慣導(dǎo)自身精度隨著時(shí)間漂移大的問(wèn)題直接影響天線指向精度[2]。

1.3 Ku/Ka 雙頻段衛(wèi)星通天線跟蹤方式

對(duì)于機(jī)載Ku/Ka 雙頻段衛(wèi)星通系統(tǒng)來(lái)說(shuō)，飛機(jī)在高空高速飛行時(shí)姿態(tài)變化大、飛機(jī)振動(dòng)強(qiáng)，而且機(jī)載衛(wèi)星天線的波束較窄。特別是Ka 頻段，天線方向圖波束寬度僅有1.2°[3]。采用何種天線跟蹤方式，直接影響系統(tǒng)的指向精度和跟蹤精度。選取捕獲速度快的單通道單脈沖閉環(huán)跟蹤體制與采用光纖捷聯(lián)航姿設(shè)備開(kāi)環(huán)引導(dǎo)方式相結(jié)合的跟蹤方式，可以快速捕獲衛(wèi)星目標(biāo)并進(jìn)行精確跟蹤。

在載機(jī)初始對(duì)準(zhǔn)衛(wèi)星時(shí)，利用捷聯(lián)航姿的實(shí)時(shí)姿態(tài)信息進(jìn)行初始程序引導(dǎo)。在載機(jī)飛行過(guò)程中，為了確保在運(yùn)動(dòng)顛簸狀態(tài)下對(duì)衛(wèi)星的準(zhǔn)確跟蹤，在Ku 頻段和Ka 頻段工作時(shí)都可進(jìn)行閉環(huán)單脈沖自跟蹤，并增加了速率陀螺補(bǔ)償，隔離載體擾動(dòng)。兩種跟蹤方式可以相互切換。

當(dāng)系統(tǒng)啟動(dòng)后，天線控制單元將飛機(jī)經(jīng)度、緯度和衛(wèi)星方位角傳給捷聯(lián)航姿單元，使捷聯(lián)航姿完成初始標(biāo)定。標(biāo)定結(jié)束后，捷聯(lián)航姿進(jìn)入導(dǎo)航狀態(tài)，開(kāi)始解算載體的實(shí)時(shí)姿態(tài)角和經(jīng)緯度。此時(shí)，機(jī)體運(yùn)動(dòng)帶來(lái)的姿態(tài)變化和位置變化被姿態(tài)穩(wěn)定單元跟隨檢測(cè)。當(dāng)天線自跟蹤正常工作時(shí)，捷聯(lián)航姿輸出的經(jīng)緯度與從天線控制單元的經(jīng)緯度進(jìn)行比較，用比較差值法估算捷聯(lián)航姿漂移并修正其輸出的姿態(tài)角，使輸出姿態(tài)角和經(jīng)緯度均保持在較高精度，再根據(jù)天線控制單元當(dāng)前的衛(wèi)星方位角、衛(wèi)星高低角、衛(wèi)星極化角及跟蹤時(shí)方位碼盤(pán)值、跟蹤時(shí)高低碼盤(pán)值，按固定的計(jì)算公式計(jì)算出機(jī)體天線正確跟蹤衛(wèi)星需要的方位、高低以及極化角度碼盤(pán)值。天線控制單元接收到此信息后就可以驅(qū)動(dòng)電機(jī)帶動(dòng)天線旋轉(zhuǎn)到對(duì)應(yīng)碼盤(pán)值，達(dá)到隔離機(jī)體運(yùn)動(dòng)的目的，進(jìn)而使衛(wèi)通天線完全鎖定衛(wèi)星。

2 指向跟蹤誤差分析

跟蹤精度是指天線電軸對(duì)準(zhǔn)目標(biāo)的準(zhǔn)確度，由跟蹤誤差來(lái)衡量的。跟蹤誤差包括隨機(jī)誤差和系統(tǒng)誤差。系統(tǒng)誤差是相對(duì)不變或有一定的變化規(guī)律，可以用函數(shù)關(guān)系來(lái)描述的一類(lèi)誤差。對(duì)于機(jī)載移動(dòng)天線，結(jié)構(gòu)軸系誤差、載體形變誤差、天線罩瞄準(zhǔn)線誤差以及伺服動(dòng)態(tài)滯后誤差等，可以通過(guò)測(cè)量、標(biāo)效的方法進(jìn)行修正減小。隨機(jī)誤差是一種不可預(yù)測(cè)、變化沒(méi)有規(guī)律的誤差，可以用統(tǒng)計(jì)學(xué)的方法進(jìn)行計(jì)算和分析，通過(guò)平滑濾波進(jìn)行抑制。它與饋源的移相誤差、通道耦合誤差、接收機(jī)的熱噪聲和性能誤差、機(jī)械結(jié)構(gòu)的軸系誤差、陣風(fēng)誤差以及伺服系統(tǒng)的性能等因素相關(guān)。

天線系統(tǒng)的指向精度定義為天線波束軸方向與指令方向之間的空間角誤差，由信息源精度、伺服環(huán)路以及結(jié)構(gòu)誤差等組成。

2.1 動(dòng)態(tài)滯后誤差

通常，動(dòng)態(tài)滯后誤差是較大的誤差項(xiàng)。在自跟蹤模式下，當(dāng)飛機(jī)飛行時(shí)天線的電軸會(huì)跟不上目標(biāo)，電軸滯后目標(biāo)一個(gè)角度，稱(chēng)為動(dòng)態(tài)滯后誤差。動(dòng)態(tài)滯后的誤差主要由天線運(yùn)動(dòng)的加速度分量引起，采用提高天線伺服控制頻率、提高采樣率、跟蹤接收機(jī)的誤差電壓滿(mǎn)足一定的定向靈敏度、天饋系統(tǒng)的差方向圖要滿(mǎn)足一定的差斜率等方法，可以減小動(dòng)態(tài)滯后誤差。工程設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)和動(dòng)態(tài)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)顯示，天線方位和俯仰軸上的動(dòng)態(tài)滯后誤差約為0.2°。對(duì)于機(jī)載設(shè)備，動(dòng)態(tài)滯后誤差可通過(guò)實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)滯后修正并平滑處理后再進(jìn)行坐標(biāo)變換上報(bào)的方法來(lái)動(dòng)態(tài)修正。

2.2 天線罩瞄準(zhǔn)線誤差

在載機(jī)運(yùn)動(dòng)中，天線與衛(wèi)星目標(biāo)的相對(duì)變化可引起天線與天線罩的相對(duì)位置的改變，從而導(dǎo)致天線輻射場(chǎng)透過(guò)天線罩罩壁的入射角發(fā)生改變。天線罩罩壁對(duì)電磁波的相位插入和折射造成天線波束偏移，直接影響天線的跟蹤誤差。根據(jù)對(duì)天線罩瞄準(zhǔn)線誤差原理的分析，可以通過(guò)對(duì)天線帶罩狀態(tài)和不帶罩狀態(tài)的電性能測(cè)量，比較差方向圖零深位置的變化，經(jīng)過(guò)計(jì)算分析可以得到天線罩的瞄準(zhǔn)線誤差。根據(jù)測(cè)量，天線主波束指向折射的偏差大約0.15°，采用分段二階線性擬合的方法得到天線罩瞄準(zhǔn)線誤差補(bǔ)償模型進(jìn)行修正[3]。

2.3 機(jī)體變形誤差

衛(wèi)星通信天線與捷聯(lián)航姿設(shè)備安裝在載機(jī)的不同位置，盡管要求在同一平面，但載機(jī)任務(wù)飛行時(shí)，機(jī)體彈性變形仍會(huì)引起這兩種設(shè)備的基準(zhǔn)工作水平面發(fā)生扭動(dòng)。經(jīng)過(guò)多次任務(wù)試驗(yàn)測(cè)定，兩基準(zhǔn)面變動(dòng)對(duì)天線指向產(chǎn)生的誤差均方根值為0.2°，這部分誤差可以通過(guò)伺服算法進(jìn)行修正[3]。

2.4 隔離殘差

對(duì)于機(jī)載Ku/Ka 頻段衛(wèi)星天線，半功率波束寬度較窄，Ka 頻段約為1.2°，Ku 頻段約為2.6°，使得天線伺服控制系統(tǒng)必須具備很強(qiáng)的抗擾性。目前，一般采用在天線上加裝陀螺的方法提高系統(tǒng)的隔離度。經(jīng)過(guò)試驗(yàn)，隔離殘差約為0.19°，在飛機(jī)顛簸和轉(zhuǎn)彎條件下，目標(biāo)不丟失。

2.5 軸角編碼器編碼誤差和零位標(biāo)定誤差

編碼器是用于測(cè)定天線的指向角度。由于它自身的誤差，可導(dǎo)致天線不能準(zhǔn)確指向衛(wèi)星。這個(gè)誤差由角度傳感器性能決定，無(wú)法消除，需對(duì)其精度進(jìn)行測(cè)定，確保其在一定的誤差范圍內(nèi)。編碼零值標(biāo)校實(shí)質(zhì)是對(duì)測(cè)量系方位、俯仰以及極化軸角度零值進(jìn)行標(biāo)定。天線系統(tǒng)自跟蹤穩(wěn)定正常后，利用信標(biāo)對(duì)天線各軸進(jìn)行精確的角度標(biāo)定，裝機(jī)后還應(yīng)根據(jù)載機(jī)的位置利用同步衛(wèi)星對(duì)方位軸、俯仰軸和極化軸的零位再次進(jìn)行標(biāo)定。此誤差可經(jīng)過(guò)標(biāo)定減少誤差[4]。

2.6 結(jié)構(gòu)安裝誤差

對(duì)于移動(dòng)機(jī)載天線，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)存在很高的難度，要求其具備剛度好、動(dòng)態(tài)變形小、軸系精度高、諧振頻率高等特點(diǎn)，同時(shí)要滿(mǎn)足體積小、重量輕和結(jié)構(gòu)緊湊。因此，在安裝裝機(jī)時(shí)必須盡力減小安裝誤差。天線的安裝誤差主要包括方位俯仰軸不正交產(chǎn)生的誤差、機(jī)械軸和電軸偏差以及大盤(pán)不水平引起的誤差等。此誤差可經(jīng)過(guò)標(biāo)定減少誤差。

2.7 慣導(dǎo)誤差

慣導(dǎo)為機(jī)載天線提供載機(jī)的實(shí)時(shí)位置（經(jīng)度、緯度及高度）和實(shí)時(shí)姿態(tài)（方位、俯仰及橫滾）等參數(shù)，因此慣導(dǎo)的精度和響應(yīng)速度對(duì)整個(gè)天線系統(tǒng)指向精度的影響至關(guān)重要[5]。本系統(tǒng)捷聯(lián)航姿的姿態(tài)和位置精度小于0.12°（均方根值）。

2.8 總誤差分析

天線系統(tǒng)在Ku 頻段和Ka 頻段均可采用單脈沖自跟蹤方式和基于捷聯(lián)慣導(dǎo)的指向跟蹤方式工作。對(duì)于系統(tǒng)誤差，在系統(tǒng)標(biāo)定時(shí)已進(jìn)行修正減小，修正后的誤差約為0.15°，其他誤差均屬隨機(jī)誤差。由于Ka 頻段波束較窄，這里只分析Ka 頻段跟蹤誤差和指向誤差。

當(dāng)采用單脈沖自跟蹤方式時(shí)，誤差源在假定外界擾動(dòng)為±15°/s 的條件下，當(dāng)跟蹤隔離度為34 dB時(shí)，Ka 頻段跟蹤誤差的主要誤差源及其貢獻(xiàn)如表1所示[1]。Ka 頻段的波束寬度為1.2°，跟蹤誤差估算均方根值為0.21°，滿(mǎn)足誤差不大于1/5 的波束寬度需求。實(shí)際在搖擺狀態(tài)下采用誤差電壓測(cè)試法跟蹤衛(wèi)星進(jìn)行測(cè)試，測(cè)試均方根值為0.15°，驗(yàn)證了估算的準(zhǔn)確性。

當(dāng)采用基于姿態(tài)穩(wěn)定單元的指向跟蹤方式工作時(shí)，指向誤差主要由捷聯(lián)航姿的精度、伺服環(huán)路以及結(jié)構(gòu)誤差等因素組成。其中，編碼精度各個(gè)誤差項(xiàng)包括旋變誤差0.05°、編碼誤差0.04°、旋變安裝誤差0.02°，總計(jì)0.07°（均方根值）；慣性導(dǎo)航飛機(jī)姿態(tài)和位置誤差取0.12°（均方根值），指向誤差預(yù)計(jì)如表2 所示，滿(mǎn)足指向精度為1/5 波束寬度的需求。實(shí)際在搖擺狀態(tài)下測(cè)試，測(cè)試值為0.2°，驗(yàn)證了估算的準(zhǔn)確性[1]。

表1 Ka 頻段跟蹤誤差估算

表2 指向誤差估算結(jié)果

3 結(jié)語(yǔ)

本文介紹了機(jī)載Ku/Ka 雙頻段衛(wèi)星通信天線系統(tǒng)組成和跟蹤方式，分析了影響機(jī)載天線指向誤差和跟蹤誤差的主要因素，給出了估算值和實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，驗(yàn)證了估算的準(zhǔn)確性。可知，提高跟蹤接收機(jī)、伺服控制的跟蹤性能可以有效提高系統(tǒng)跟蹤精度，而慣導(dǎo)的精度是影響指向精度的主要因素。