两自由度球型结构卫星接收天线调整平台的制作方法

本实用新型属于机械设备领域，尤其属于旋转机械调整领域，具体涉及一种两自由度球型结构卫星接收天线调整平台。

背景技术：

从70年代中期开始，很多国家和组织就一直在从事移动载体(船、车、飞机等)卫星通讯的研究与开发活动。20世纪80年代末期，世界东西两大阵营冷战对峙状态结束后，兵器工业的萎缩导致一些军用高新技术转向民用领域。利用卫星姿态测量技术和导弹制导技术，建立一个稳定的天线平台，用它来实现隔离运动载体的摇摆和方位角的变化，确保接收卫星信号天线的波束中心简便、快速准确地对准卫星，从而实现“动中通”。目前天线对卫星的跟踪有三种方式：手动跟踪、程序跟踪和自动跟踪，手动跟踪是根据接收到的信号大小用手操纵天线，程序跟踪是根据预定的卫星轨道信息和天线波束的指向信息来驱动天线，自动跟踪是地球站依靠收到的卫星所发射的信号经过处理后驱动跟踪伺服系统使天线自动地对准卫星。

不论采用上述的哪种方式实现“动中通”，一般都需要将天线固定于一个仅能改变天线朝向的调节装置上，例如中国专利CN104156000A公开了一种天文式太阳跟踪器，其利用一组方位角传感器、一组高度角传感器构成的姿态传感器，用闭环控制法实现太阳能设备的天文跟踪，改变了传统技术中天文式跟踪器只能使用开环控制的状况，使得控制系统的构架更加严谨，对配套的电机和后续的机械执行设备的要求更低，省却了传统天文跟踪器必不可少的步进电机和精确的机械定比传动系统，并使得设备运行更加准确、可靠，造价更加低廉。简单来说就是利用牵引设备带动一固定长度的钢丝绳，进而改变承物平台的仰角，从而实现对目标的自动跟踪，但是这种装置只适合用于定点追踪或者特定路线上的简单追踪。

为了满足多种不同的移动设备中对卫星信号的跟踪，现在比较先进的自动追踪系统采用的是在接收天线的下方设置一个半球形的底，然后在底的外面设一个限制底x、y轴运动但保留x、y轴转动的底座，然后利用压电陶瓷电机的驱动端将力传输给底，来实现底在x轴和y轴上的转动，从而达到改变接收天线朝向的问题。但是这种结构的移动卫星跟踪设备，由于其结构限制，导致其只能适用于相对来说比较缓慢的设备上，例如传统的车辆、一般的军事车辆、轮船等等，对于相对来说速度比较快的设备，例如特种列车、飞机、导弹等，其调节速度远远跟不上卫星信号相对于物体的改变速度；其次，由于飞机、导弹甚至无人机系统相对来说其运动轨迹不像传统的移动设备时刻保持正常的运行状态(例如飞机倒飞或侧飞的时候)，此时的跟踪设备是处于无法工作的瘫痪状态的；再者，由于目前的技术限制，压电陶瓷电机无法做到很大，其输出功率有限，只适用于一定型号规格内的接收天线，若接收天线的体积过大，则很难找到能够替换其作用的机械设备。

技术实现要素：

为了解决上述现有技术中卫星信号接收存在只适合用于定点追踪或者特定路线上的简单追踪、调节速度慢、无法在某些运载设备上保证正常工作状态、接收天线的体积不能过大问题，本实用新型提供一种两自由度球型结构卫星接收天线调整平台，

本实用新型具体技术方案如下：

两自由度球型结构卫星接收天线调整平台，包括本体，所述本体包括内部安装有接收天线的转动件、设于所述转动件下方的支撑组件、用于驱动所述转动件的动力组件以及与所述转动件和动力组件电连接的测控组件；所述动力组件包括四个沿圆周均匀分布的步进电机，四个所述步进电机分为两组，每组包括两个呈180°相对布置的步进电机，这两组步进电机分步运动，即其中一组步进电机工作时另一组步进电机保持静止；所述步进电机输出轴位于所述球壳的赤道面上，所述步进电机的输出轴上设有传动轮，所述传动轮可以通过摩擦力带动所述球壳转动，所述传动轮所在的平面与所述球壳的赤道面垂直；所述测控组件包括与所述接收天线电连接的检测单元和与所述步进电机电连接的控制单元，所述检测单元包括用于接收所述接收天线获取卫星信息后发出信号的存储器以及根据信号强度向所述控制单元发出调整姿态指令的处理器，所述控制单元用于根据检测单元发出的指令控制两组步进电机转动或停止；处理器包括第一处理器、第二处理器和第三处理器，第一处理器用于将存储器内缓存的数值与预设值进行计算产生一个差值，第二处理器用于判断差值的正负，第三处理器用于判断接收天线是否接收到新的卫星信号。

进一步地，所述转动件包括球壳，所述球壳包括紧密连接的上半球壳和下半球壳，所述球壳内部设有天线安装板，所述天线安装板上安装有接收天线。

进一步地，所述上半球壳的内壁固定设有若干竖直布置的上卡柱，所述下半球壳的内壁上固定设有若干与所述上卡柱位置对应的下卡柱，所述上卡柱和所述下卡柱内均成型为带螺纹的通孔，所述天线安装板上开设有若干与所述上卡柱和下卡柱对应的缺口。

进一步地，所述支撑组件包括用于安装所述步进电机的底座，所述底座的中央部分向下延伸成型为底部带有开口的凹腔，所述凹腔的深度小于所述下半球壳的高度；所述凹腔的内壁上设有若干沿圆周均匀分布的支撑单元，所述底座的顶面上设有若干沿圆周均匀分布的限位单元。

进一步地，所述支撑单元包括穿设在所述凹腔内壁上的支撑柱，所述支撑柱位于所述凹腔内的一端设有支撑座，所述支撑座对应所述球壳的一侧成型有第一球面槽，所述第一球面槽内设有第一滚珠，所述第一滚珠外设有与所述支撑座连接用于限制所述第一滚珠的第一盖体，所述第一盖体上开设有保证所述第一滚珠与所述球壳接触的通孔。

进一步地，所述限位单元包括固定在所述底座上弧形的限位触角，所述限位触角向所述凹腔弯折，所述限位触角上设有限位组件。

进一步地，所述限位组件包括设于所述限位触角顶端的限位柱，所述限位柱对应所述球壳的一端设有限位座，所述限位座对应所述球壳的一侧成型有第二球面槽，所述第二球面槽内设有第二滚珠，所述第二滚珠外设有与所述限位座连接用于限制所述第二滚珠的第二盖体，所述的第二盖体上开设有保证所述第二滚珠与所述球壳接触的通孔。

进一步地，所述底座上固定有若干沿圆周均匀布置的电机支架板，所述电机支架板弯折为水平段和竖直段，所述水平段上开设有用于所述电机支架板与所述底座连接的安装孔，所述竖直段上开设有用于所述步进电机固定的固定孔和若干螺孔。

进一步地，所述支撑柱和所述限位柱的轴线延长线均穿过所述球壳的球心；所述步进电机的数量为四个，相对的两台步进电机的传动轴的轴线相互平行；所述传动轮的外沿上设有橡胶圈，所述橡胶圈与所述球壳的切点位于所述球壳的赤道线上；所述底座上开设有若干外罩孔，所述底座上通过所述外罩孔固定有将本体盖住的外罩。

进一步地，所述传动轮的外沿套设有橡胶圈，所述橡胶圈与所述球壳保持接触。

本实用新型的有益效果是：本实用新型提供的一种两自由度球型结构卫星接收天线调整平台，将天线安装在一球壳内，然后利用支撑单元和限位单元实现球壳在x、y、z轴上的移动，并利用若干呈180°相对布置的与步进电机连接的传动轮实现球壳在x、y轴上的转动，从而达到快速地实现天线能够在360°的范围内无死角地旋转(例如飞机或导弹在倒飞或者侧飞的状态下，依然能够保证接收天线始终对着卫星)，能够适用于各种不同的工作用途以及不同的运载设备上；而且增大球壳和传动轮的尺寸以及增大步进电机的功率，可以实现装载大体积信号接收设备的功能，胜任不同的工作要求，便于推广。

附图说明

图1为本实用新型的主视图，

图2为本实用新型的俯视图，

图3为本实用新型的内部结构示意图，

图4为本实用新型支撑单元的结构示意图，

图5为本实用新型支撑单元的剖视图，

图6为本实用新型限位单元的结构示意图，

图7为本实用新型限位组件的结构示意图，

图8为本实用新型限位组件的剖视图，

图9为本实用新型电机支架板的结构示意图，

图10为本实用新型步进电机与电机支架板的安装示意图，

图11为本实用新型的虚拟轴示意图I(正视)，

图12为本实用新型的虚拟轴示意图II(左视)，

图13位本实用新型的虚拟轴示意图III(俯视)，

图14为本实用新型的虚拟瞬时轴在实物上示意图，

图15为本实用新型外罩的安装示意图，

图16为本实用新型的测控组件原理框架图，

图17为本实用新型的测控组件结构框架图，

图18为本实用新型实施例2支撑单元的剖视图。

附图序号及名称：1、球壳，101、上半球壳，102、下半球壳，103、上卡柱，104、下卡柱，105、天线安装板，106、接收天线，2、底座，201、凹腔，3、限位单元，301、限位触角，302、限位组件，3021、限位柱，3022、限位座，3023、第二滚珠，3024、第二盖体，4、支撑单元，401、支撑柱，402、支撑座，403、第一滚珠，404、第一盖体，5、步进电机，501、传动轮，502、橡胶圈，503、电机支架板，5031、竖直段，5032、水平段，6、外罩孔，7、外罩，8、气浮杆，801、球座，802、通气孔。

具体实施方式

实施例1

现结合附图对本实用新型的结构进一步详细说明，请参阅图1-3，本实用新型描述一种两自由度球型结构卫星接收天线调整平台，包括本体，本体包括内部安装有接收天线106的转动件、设于转动件下方的支撑组件、用于驱动转动件的动力组件以及与转动件和动力组件电连接的测控组件。如图3所示，转动件包括球壳1，球壳1包括紧密连接的上半球壳101和下半球壳102，球壳1内部设有天线安装板105，天线安装板105上安装有接收天线106；支撑组件包括环状的底座2，底座2的中央部分向底座2的底面延伸成型为底部带有开口的凹腔201，凹腔201的深度小于下半球壳102的高度；凹腔201的内壁上设有四个沿圆周均匀分布的支撑单元4，底座2的顶面上设有三个沿圆周均匀分布的限位单元3；上半球壳101的内壁固定设有三个竖直布置的上卡柱103，下半球壳102的内壁上固定设有三个与上卡柱103位置对应的下卡柱104，上卡柱103和下卡柱104内均成型为带螺纹的通孔，天线安装板105上开设有三个与上卡柱103和下卡柱104对应的缺口。

如图1和图2所示，动力组件包括四个沿圆周均匀分布在底座2上的步进电机5，步进电机5的输出轴上设有传动轮501，传动轮501与球壳1的外表面相切，传动轮501的外沿套设有橡胶圈，橡胶圈与球壳1保持接触，保证传动轮501与球壳1之间的摩擦力，传动轮501所在的平面与球壳1的赤道面垂直；测控组件包括检测单元和控制单元，检测单元用于获取卫星信号并向控制单元发出调整姿态数据，控制单元用于根据卫星检测单元发来的数据经过优化计算后控制步进电机5转动或停止。

如图4和图5所示，支撑单元4包括穿设在凹腔201内壁上的支撑柱401，支撑柱401位于凹腔201内的一端设有支撑座402，支撑座402对应球壳1的一侧成型有第一球面槽，第一球面槽内设有第一滚珠403，第一滚珠403外设有与支撑座402连接用于限制第一滚珠403的第一盖体404，第一盖体404上开设有保证第一滚珠403与球壳1接触的通孔，使支撑单元4与球壳1之间为滚动摩擦，保证其工作的稳定性。

如图6所示，限位单元3包括固定在底座2上弧形的限位触角301，限位触角301向凹腔201弯折，限位触角301上设有限位组件302，用于限定球壳1在竖直方向上的位移。如图7和图8所示，限位组件302包括设于限位触角301顶端的限位柱3021，限位柱3021对应球壳1的一端设有限位座3022，限位座3022对应球壳1的一侧成型有第二球面槽，第二球面槽内设有第二滚珠3023，第二滚珠3023外设有与限位座3022连接用于限制第二滚珠3023的第二盖体3024，第二盖体3024上开设有保证第二滚珠3023与球壳1接触的通孔，使限位组件302与球壳1之间为滚动摩擦，支撑柱401和限位柱3021的轴线延长线均穿过球壳1的球心，保证其工作的稳定性。

测控组件包括与接收天线106电连接的检测单元和与步进电机5电连接的控制单元，检测单元包括用于接收接收天线106获取卫星信息后发出信号的存储器以及根据信号强度向控制单元发出调整姿态指令的处理器，控制单元用于根据检测单元发出的指令控制两组步进电机转动或停止；处理器包括第一处理器、第二处理器和第三处理器，第一处理器用于将存储器内缓存的数值与预设值进行计算产生一个差值，第二处理器用于判断差值的正负，第三处理器用于判断接收天线是否接收到新的卫星信号。上述的控制单元为FX3U-80MTES-A可编程控制器，上述的存储器为NAND型K9F2G08U0M存储器，上述的第一处理器采用TIAM1808工业级处理器，上述第二处理器和第三处理器采用MT6139CPU芯片，在此不作赘述。

众所周知，每个回转的物体都有一个回转轴线，物体绕轴线旋转实现物体的回转运动，无论制造精度如何，这根回转轴线或笔直或弯曲是客观存在的。人们可以精确的控制回转物体的轴线位置，以实现我们需要的功能。轴线是回转类零件设计、制造、测量的基准，但是，轴线却是看不见摸不着的。实际的轴线和理论想象的轴线是有区别的，实际轴线是与加工精度有关的空中不规则曲线，总的走向是直线。而理论轴线是一根理想直线，笔直无误差。对于球体，则它的几何中心是一个点，称为球心。而当球转动起来则有一个实际的回转轴线，可以想象为地球南北极的连线，这连线即是我们地球回转的轴线。但球体的回转轴线又很特殊，球体转动的方向决定轴线在空间的位置与方向。通常六个自由度的球体在空中的转动很难被精确控制，所以球体轴线在空中的位置就飘忽不定。要想控制球的转动方向就要控制球在转动时的回转轴线，控制了球体的回转轴线，球体的转动就被精确的控制了。球体的回转轴线是实时变化的，我们把这个空间球体转动的轴线称为虚拟瞬时轴线。

结合图1至图3，底座2上的四个步进电机，然后参看图14所示，四个步进电机上的传动轮501压紧中间的球壳1，形成了四个压紧点a、a’、b、b’点，也就形成了两根虚拟瞬时轴X和Y：当X轴上的两个电机静止不动，而Y轴上的两个电机同向旋转时，球壳绕X轴旋转；当Y轴上的两个电机静止不动，X轴上的两个电机同向旋转时，球壳绕Y轴旋转，两对电机交替工作就可以实现球壳绕X轴和Y轴的运动。

再参照图9和图10，电机支架板503弯折为水平段5032和竖直段5031，水平段5032固定连接于底座2上，步进电机5穿设于竖直段5031上，保证固定于步进电机5输出轴上的传动轮501与球壳1的外表面相切且与球壳的赤道面垂直；传动轮501的外沿上设有橡胶圈502，一方面增大传动轮501与球壳1之间的摩擦另一方面使传动轮501与球壳1之间存在一定的柔性缓冲，保证步进电机5传动的稳定性。

如图15所示，底座2上开设有六个外罩孔6，底座2上通过外罩孔6固定有将本体盖住的外罩7，防止水或杂物进入装置内影响其正常工作。

如图11-13所示，球体表面有a点和a’点，在任意△t时间内两点受外力同时压紧球体，就形成了球体瞬时回转轴X，在这个△t时间内，瞬时轴X使球体只能绕X轴转动，而其他方向的运动受到限制，这时的球体只有一个绕X轴转动的自由度，其余五个自由度都被限制(空间物体共有六个自由度)，这时球体具有一个回转自由度的特性，与我们传统的回转轴所具有的自由度特性完全相同，在这个△t的时间内以X为回转轴的球体就是一根传统轴。如果b点和b’点，在△t’时间内两点同时压紧球体，就形成了球体瞬时回转轴Y，在这个△t’时间内，瞬时轴Y使球体只能绕Y轴转动，而其他方向的运动受到限制，这时的球体只有一个绕Y轴转动的自由度，其余五个自由度都被限制(空间物体共有六个自由度)，这时球体具有一个回转自由度的特性，与我们传统的回转轴所具有的自由度特性完全相同，在这个△t’的时间内以Y为回转轴的球体就是一根传统轴。

这里要强调的是△t和△t’不能同时出现，他们两个的关系是互斥的关系，也是球体运动控制的核心，这个控制策略体现了虚拟瞬时轴的存在，是一个空间球体被精确控制运动的灵魂。即△t时间内形成瞬时回转轴X，球体绕X轴转动与△t’时间内形成瞬时回转轴Y，球体绕Y轴转动,两个现象不能同时出现。实现这个功能靠控制软件完成。这两根瞬时轴由于时时刻刻都在交替存在，球体在分时段Tx和Ty两个驱动力矩作用下，分时绕X轴和Y轴旋转。所以，在通过步进电机调整球壳内接收天线角度的时候，四台步进电机不能同时转动，必须分组交替操作，同一时间只有位于同一根瞬时轴的两个步进电机才能动作。

综上所述，结合图16所示，两自由度球型结构卫星接收天线调整平台的工作方法如下：

Step1.平台收到启动指令，此时接收天线工作接收来自卫星的信号，通过信号放大器和滤波器将接收到的信号完成模拟到数字的转换，然后将该数字量的均值缓存至存储器内；

Step2.第一处理器将存储器内缓存的数值与预设值进行计算产生一个差值，然后第一对比器将该差值与标准值再进行比对，然后根据比对结果进行Step3的操作，若差值大于标准值则进行Stap3中的Step301，若差值小于标准值则进行Step3中的Step302；

Step301.第二处理器判断差值的正负，若差值为正，则向步进电机发送一个转动指令，使接收天线的角度发生偏转；若差值为负，则向步进电机发送一个与差值为正时的转动方向相反的转动指令，使接收天线的角度发生偏转；

Step302.第三处理器判断接收天线是否接收到新的卫星信号，若有新的信号接入第三处理器则向步进电机发送“stay”指令；若没有新的信号接入第二处理器则命令整个平台停止工作直至再次收到启动指令；

Step4.重复Step1-Step3的步骤。

如图17所示，将四个步进电机分为两组，位于X轴上的两个步进电机为第一组步进电机，位于Y轴上的两个步进电机为第二组步进电机，第一至第三处理器均包括两个独立的与这两组步进电机分别连接的分处理器，分别用于对第一组步进电机和第二组步进电机发送指令；在进行Step3的第三处理器发出的指令时，这两组步进电机采取交叉耦合动作，假设两组步进电机在经过Step1和Step2之后，第一组步进电机在进行Step3的时候，第二组步进电机保持“stay”状态；当第一组步进电机回到Step1时，第二组步进电机进行Step3；若第一组步进电机第二次进行Step3时，第二组步进电机在进行Step1或Step2；两组步进电机交叉动作，直至两组步进电机全部进行至Step4，此时接收天线以接收信号最强的角度对着卫星。整个系统利用计算机和高频的电控系统，实现每秒成百上千次的Step1-Stap3的循环，从而达到快速调节接收天线的偏转角度。

实施例2

请结合图3和图18，实施例2与实施例1的区别在于：支撑单元4包括穿设于凹腔201内壁上的气浮杆8，气浮杆8位于凹腔201内的一端成型为与所述球壳1配合的球座801，球座801的中心开设有沿气浮杆轴向的通气孔802，通气孔802的底部通过气路连接有空压机。

以上实施例仅表达了本实用新型的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本实用新型专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本实用新型的保护范围。因此，本实用新型专利的保护范围应以所附权利要求为准。