一种航天器可移波束天线指向动态跟踪的试验系统及方法与流程

本发明属于天线与微波技术领域，涉及航天飞行器天线技术，具体地，涉及一种航天器可移波束天线指向动态跟踪的试验系统及方法。

背景技术：

航天器可移波束天线(以下简称天线)一般用于保持对目标的指向跟踪，由于航天器自身姿态的变化、航天器与目标的相对运动，目标的视运动轨迹复杂，天线指向的算法及控制、天线指向对目标保持跟踪的功能实现都需要在动态条件下进行系统仿真验证。

进行这样的仿真验证，主要面临两个问题：一是目标视运动的模拟，二是天线指向误差的指示。通常的方法是采用射频测试的方法，用转台来模拟航天器的姿态变化，用目标的位移模拟航天器与目标的相对运动，用射频信号来指示天线指向误差。由于射频测试对场地的要求更严格，例如要求在紧缩场微波暗室中或外场进行，需求空间大、距离远，所以限制因素更多，不利于系统仿真验证的开展。

技术实现要素：

为了解决航天器可移波束天线现有的指向动态跟踪试验依赖于射频测试的问题，本发明提出了一种航天器可移波束天线指向动态跟踪的试验系统及方法，无需外场或紧缩场条件，对场地要求低，具有测试精度高、测试效率高等优点。

一种航天器可移波束天线指向动态跟踪的试验系统，包括目标视运动仿真子系统(1)、指向误差指示子系统(2)以及航天器天线指向控制子系统(3)；

所述目标视运动仿真子系统(1)包括固定安装在测试场地(12)的三轴转台(4)和角度换算模块(5)；所述航天器可移波束天线(9)安装在所述三轴转台(4)上；角度换算模块(5)用于把所述航天器天线指向控制子系统(3)输入的航天器自身的运动信息与目标星运动进行叠加，并换算为航天器实际运动的三轴姿态角度，转化为三轴转台(4)的转动角度，然后把实测的三轴转台(4)各轴到位角度换算为航天器三轴姿态角度实测值，并输出至航天器天线指向控制子系统(3)；三轴转台(4)根据接收的所述转动角度进行运动；

所述航天器天线指向控制子系统(3)包括航天器动力学计算机(11)和天线指向计算模块(10)；所述航天器动力学计算机(11)用于对航天器的轨道、姿态，以及目标星的运动进行模拟，并向视运动仿真子系统(1)输出航天器自身的运动与目标星运动信息；再把视运动仿真子系统(1)输出的航天器三轴姿态角度实测值传递给天线指向计算模块(10)；所述天线指向计算模块(10)根据航天器三轴姿态角度实测值、航天器星历以及目标星星历，得到航天器可移波束天线(9)运动信息，并进行解算得到航天器可移波束天线(9)的三轴转动角度，并发出航天器可移波束天线(9)转动指令；

所述指向误差指示子系统包括固定安装在测试场地(12)的平面反射镜(6)，安装在航天器可移波束天线(9)上的激光器(7)以及设置在激光器(7)出光口周向的激光屏(20)；激光器(7)发出的激光(8)的指向与航天器可移波束天线(9)的波束指向一致，平面反射镜(6)与所述航天器可移波束天线(9)的波束指向垂直。

较佳的，采用激光器夹具固定航天器可移波束天线(9)，所述激光器夹具包括激光器夹具本体(15)和激光器夹具压片(16)；激光器夹具本体(15)的一侧固定所述激光屏(20)，另一侧设置有条状凸起，凸起中部设置弧形凹槽；激光器夹具压片(16)与条状凸起对接面上同样设置有弧形凹槽，两个凹槽位置对应，形成激光器安装孔(17)；激光器夹具本体(15)上与条状凸起同侧的侧面上设置有用于与所述航天器可移波束天线(9)连接的激光器夹具机械安装孔(19)。

一种航天器可移波束天线指向动态跟踪的试验系统的试验方法，所述角度换算模块(5)计算航天器运动的三轴姿态角度的方法为：

步骤1、以平面反射镜(6)为基准建立测试全局坐标系，其三轴单位矢量为以三轴转台(4)位于零位时各轴为基准建立转台坐标系，其三轴单位矢量为并标定测试全局坐标系与转台坐标系的关系，[g']^t＝[g'/g][g]^t；

步骤2、航天器动力学计算机(11)仿真得出航天器在当前自身的三轴姿态下目标星方向(13)，并表示为(θ,φ)；设航天器坐标系三轴单位矢量为在(θ,φ)方向上建立天线波束坐标系，天线波束坐标系的三轴单位矢量为[a]，有以下关系：

按照视运动仿真子系统(1)的设计原则，天线波束坐标系和测试全局坐标系相同，即[g]^t＝[a]^t；同时，把所述航天器实际运动的三轴姿态角度转换到转台坐标系，有：

[a]^t＝[a/a]^-1[g'/g]^-1[g']^t＝[t][g']^t(2)

其中，变换矩阵[t]表征在三轴转台(4)上模拟航天器的叠加姿态运动；

考虑到转台坐标系三轴与天线波束坐标系三轴的对应关系，设转台坐标系的方位轴、俯仰轴、极化轴转角分别为az、el、pl，有：

其中tmn是矩阵[t]的第m行第n列的元素，t是用于定义函数s(t)的自变量符号；

步骤3、当三轴转台(4)转动到位后，航天器三轴姿态角度实测值为别设为方位轴、俯仰轴、极化轴实测转角分别为az'、el′、pl′，则该状态下航天器坐标系与转台坐标系的关系为：

设[a']^t＝[t'][a0]^t，[a0]代表航天器各轴姿态角均为0时的坐标系，设航天器滚动角、俯仰角、偏航角分别为φ'、θ'、ψ'，有：

上述的矩阵[t']，根据航天器动力学计算机(11)仿真得出的航天器滚动角φ、俯仰角θ、偏航角ψ确定：

本发明具有如下有益效果：

本发明中以目标方向视为不变量，航天器将进行叠加姿态运动，即三轴转台的运动为航天器自身运动与目标运动的叠加，而天线运动为真实的航天器动力学计算机输出的天线跟踪目标的运动，因此，目标方向已变成一个测试场地中的固定指向，因此在三轴转台转动过程中，安装于三轴转台上的天线指向保持为目标方向，因此，本发明无需外场或紧缩场条件，对场地要求低，具有测试精度高、测试效率高等优点；

三轴转台由航天器动力学计算机产生的数据驱动、天线指向由三轴转台实测转角产生的数据驱动，与航天器采用实测姿态角度计算天线指向的算法一致，因而指向动态跟踪的验证是真实的；

降低对场地要求：采用平面反射镜-激光器的方法，摆脱了对紧缩场微波暗室、外场等测试系统的依赖，降低了试验的复杂度和成本，提高了试验的效率。

附图说明

图1为根据本发明的一种航天器机械可移波束天线指向动态跟踪的试验系统组成框图；

图2为本发明具体实施方式所涉及的机械可移波束天线测试场地布局图；

图3为本发明具体实施方式所涉及的激光器夹具。

其中，1-视运动仿真子系统，2-指向误差指示子系统，3-航天器天线指向控制子系统，4-三轴转台，5-角度换算模块，6-平面反射镜，7-激光器，8-激光，9-天线，10-天线指向计算模块，11-航天器动力学计算机，12-测试场地，13-目标星方向，14-光斑，15-激光器夹具本体，16-激光器夹具压片，17-激光器安装孔，18-激光器压片安装孔，19-激光器夹具机械安装孔，20-激光屏。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本发明提出了一种航天器可移波束天线指向动态跟踪的试验系统，主要包括目标视运动仿真子系统1、指向误差指示子系统2、航天器天线指向控制子系统3：

(一)目标视运动仿真子系统1

目标星的视运动由两部分叠加而成：a.航天器自身姿态的变化，b.航天器与目标星的相对运动。如果以目标星方向13视为不变量，航天器将进行叠加姿态运动，具体是a和b的叠加。本发明的目标视运动仿真子系统1，就是把目标星方向13作为测试场地12中的固定方向，而模拟航天器的叠加姿态运动。目标视运动仿真子系统1主要由固定安装在测试场地12的三轴转台4、角度换算模块5组成。三轴转台4具有三个互相垂直的转轴：方位轴、俯仰轴、极化轴，三个转轴能够同时程控转动，并实时采集输出三轴转台4各轴到位角度，还具有航天器可移波束天线9安装机械接口；角度换算模块5用于把所述航天器天线指向控制子系统3输入的航天器自身的运动与目标星运动进行叠加，并换算为航天器实际运动的三轴姿态角度，转化为三轴转台4的转动角度，然后把实测的三轴转台4各轴到位角度换算为航天器三轴姿态角度实测值，并输出至航天器天线指向控制子系统3；三轴转台4根据接收的所述转动角度进行运动。

(二)航天器天线及指向控制子系统3

航天器天线及指向控制子系统3，是本发明一种航天器可移波束天线指向动态跟踪的试验系统中的待测试部分，特点是：采用与航天器状态一致的设备模拟航天器天线指向的动态跟踪。一般地，航天器天线及指向控制子系统3，主要包括航天器动力学计算机11、天线指向计算模块10(含指向计算软件)、航天器可移波束天线9(含控制器及控制软件)。航天器动力学计算机11用于对航天器的轨道、姿态，以及目标星的运动进行模拟，并向视运动仿真子系统1输出航天器自身的运动与目标星运动信息；再把视运动仿真子系统1输出的航天器三轴姿态角度实测值传递给天线指向计算模块10；所述天线指向计算模块10根据航天器三轴姿态角度实测值、航天器星历以及目标星星历，得到航天器可移波束天线9运动信息，并进行解算得到航天器可移波束天线9的双轴转动角度，并发出航天器可移波束天线9转动指令。航天器可移波束天线9是天线转动指令的执行部件，并驱动指向误差指示子系统2的激光器7完成指向误差的指示。当航天器可移波束天线9安装于三轴转台4上时，按天线指向算法的要求，以及天线航天器上装星的要求实测安装误差。

(三)指向误差指示子系统

由于目标视运动仿真子系统1中三轴转台4的运动为航天器自身运动与目标星运动的叠加，而航天器可移波束天线9运动为真实的航天器动力学计算机11输出的航天器可移波束天线9跟踪目标星的运动，因此，目标星方向13已变成一个测试场地12中的固定指向，因此在三轴转台4转动过程中，安装于三轴转台4上的航天器可移波束天线9指向应保持为目标星方向13，任何偏离目标星方向13的角度，都属于指向误差。

对于航天器可移波束天线9，采用平面反射镜6和激光器7的指向误差指示子系统，包括一个固定安装在测试场地12的平面反射镜6，以及一个安装在航天器可移波束天线9上的激光器7。以平面反射镜6的法向作为所述固定指向，激光8的指向调整到与天线波束指向一致，并且在理想情况下，激光8始终垂直指向平面反射镜6。激光器7上同时带有一个激光屏20，激光器7发出的激光8经过平面反射镜6的反射，返回激光屏20上并形成一个光斑14，光斑14偏离激光屏20中心的距离，反映了激光8偏离目标星方向13的角度偏差，从而实现了对指向误差的指示。由于激光屏20跟随航天器可移波束天线9运动，还消除了航天器可移波束天线9平动带来的影响。

本发明采用激光器夹具固定航天器可移波束天线9，所述激光器夹具包括激光器夹具本体15和激光器夹具压片16；激光器夹具本体15的一侧固定所述激光屏20，另一侧设置有条状凸起，凸起中部设置弧形凹槽；激光器夹具压片16与条状凸起对接面上同样设置有弧形凹槽，两个凹槽位置对应，形成激光器安装孔17；激光器夹具本体15上与条状凸起同侧的侧面上设置有用于与所述天线连接的激光器夹具机械安装孔19。激光器夹具压片16通过激光器压片安装孔18与条状凸起固连。该激光器夹具具有结构简单，安装简便的特点，适用于一般商用圆柱形激光器的安装固定。

应了解，本发明的一种航天器机械可移波束天线指向动态跟踪的试验系统，在具体实施时，应考虑以下技术细节：测试场地12布局与标校、角度换算模块5的具体算法、激光器7的设计。

(一)测试场地12布局与标校

对于机械可移波束天线的试验，为确保测试精度，以及保证光学测试设备必要的测试条件，测试场地12的地面应稳固，一般应避免在木制地板、金属薄板上进行测试。

在测试场地12固定放置平面反射镜6、三轴转台4，当航天器可移波束天线9安装在三轴转台4上时，激光器7到平面反射镜6的平均距离约为l(m)，假定预计的天线指向误差为δ°，则激光经反射后的光斑14距离偏差约为2ltanδ°(m)，激光屏20的半径应大于2ltanδ°(m)。通过光学测量方法，以平面反射镜6为基准建立测试全局坐标系，三轴单位矢量为以三轴转台4位于零位时各轴为基准建立转台坐标系，三轴单位矢量为并标定两者的关系，[g']^t＝[g'/g][g]^t。

(二)角度换算模块5的具体算法

首先，通过航天器动力学计算机11仿真得出航天器在当前三轴姿态下目标星方向(θ,φ)。设航天器坐标系三轴单位矢量为在(θ,φ)方向上建立天线波束坐标系，三轴单位矢量有以下关系：

其中，θ代表球坐标系中某个方向偏离坐标系z轴的夹角，代表在θ方向的一个和球坐标系球面相切的单位矢量，这个单位矢量的取向是和(θ,φ)的取值有关的，因此必须用(θ,φ)来计算，其计算过程矢量代数常用方法。

按照视运动仿真子系统1的设计原则，波束坐标系和全局坐标系相同，即[g]^t＝[a]^t。同时，又要把航天器叠加姿态运动投影到转台坐标系，于是：

[a]^t＝[a/a]^-1[g'/g]^-1[g']^t＝[t][g']^t(2)

变换矩阵[t]反映了如何在三轴转台4上模拟航天器的叠加姿态运动，考虑到转台坐标系三轴与波束坐标系三轴的对应关系，设方位轴、俯仰轴、极化轴转角分别为az、el、pl，有：

其中

当三轴转台4转动到位后，采集到各轴当前的转动角度，设方位轴、俯仰轴、极化轴实测转角分别为az'、el′、pl′，则该状态下航天器坐标系与转台零位坐标系的关系为：

为了得出实测的航天器三轴姿态角，设[a']^t＝[t'][a0]^t，[a0]代表航天器各轴姿态角均为0时的坐标系，设航天器滚动角、俯仰角、偏航角分别为φ'、θ'、ψ'，有：

上述的矩阵[t']，需要根据航天器动力学计算机11仿真得出的航天器滚动角、俯仰角、偏航角分别为φ、θ、ψ，如下计算：

(三)激光器7设计

激光器7包括商用圆柱形激光器、激光器夹具，激光器夹具包括激光器夹具本体15和激光器夹具压片16两部分。商用圆柱形激光器自激光器安装孔17安装到激光器夹具本体15上，然后将激光器夹具压片16压在激光器上，并通过激光器夹具安装孔18安装固定。激光器夹具本体15上带有激光器夹具机械安装孔19，可用于激光器夹具在天线上的安装。激光器夹具本体15上带有一个圆形的激光屏20，用于显示激光光斑的位置。激光屏20的外缘和激光器安装孔17同心。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。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。