箭載中繼用戶終端自跟蹤測向技術

喻 曉，熊建林，劉 斌，肖 磊

(1.北京遙測技術研究所 電子工程部，北京100076;2.西安電子科技大學 理學院，陜西 西安710071)

目前，我國已成功應用中繼衛(wèi)星系統S頻段鏈路實現運載火箭遙測信息的實時回傳。為實現高碼率的遙測信息傳輸，使用中繼衛(wèi)星系統Ka頻段鏈路。由于箭載中繼終端Ka頻段相控陣天線波束寬度較窄、開環(huán)指向計算誤差、箭體姿態(tài)測量誤差、安裝誤差等影響無法避免，而且，上述誤差會對箭載中繼終端Ka頻段波束指向精度帶來一定影響［1］。針對這一問題，提出一種多信息輔助自動角跟蹤技術，該技術利用天線陣列實時接收的中繼衛(wèi)星前向信號，輔助火箭飛行位置、姿態(tài)等信息，計算箭星間指向角度，達到簡化接收天線陣列、實現了有限空間條件下天線波束閉環(huán)跟蹤，提高了天線指向精度。

1 箭載中繼用戶終端自動角跟蹤系統

Ka頻段箭載中繼用戶終端自動角跟蹤系統，是利用接收S頻段信標信號解算獲取指向角信息以引導Ka天線發(fā)射，是由S頻段有源接收天線陣、Ka頻段測控終端以及Ka頻段相控陣發(fā)射天線陣組成，其原理連接如圖1所示。

圖1 Ka頻段箭載中繼用戶終端自動角跟蹤系統組成框圖

S頻段有源天線陣接收測量信號為偽隨機碼調制的BPSK擴頻信號，測控終端首先完成對該測量信號進行快捕、精確捕獲跟蹤等工作，隨即提取其載波瞬時相位值，并利用火箭飛行位置、姿態(tài)等輔助信息進行數字信號處理獲得精確指向角度值，最后將該角度值發(fā)送至波控器，以控制Ka箭載相控陣發(fā)射天線發(fā)射角度。

2 多信息輔助測向技術

2.1 天線陣布局

干涉儀測向實質為根據兩個天線陣元接收信號間相位差獲取目標偏離天線軸線角度信息，箭載中繼用戶終端需要同時測量來波到達方位角、俯仰角，文中設計了一種三元天線陣，如圖2所示。

圖2 天線陣布局原理圖

設來波波長為λ;基線長為D;轉換為箭載坐標系下的測向公式為

其中，Φ1是K0K1基線求得的相位差;Φ2是K0K2基線求得的相位差;角α為坐標原點到空間點矢徑在垂直O(jiān)X軸平面上的投影與箭體坐標系OY軸的夾角即方位角，逆時針方向為正;角β為坐標原點到空間點的矢徑與箭體坐標系OX軸的夾角;角θ為角β余角即俯仰角。

2.2 多信息輔助解模糊技術

干涉儀測向體制具有靈敏度高、精度高、速度快等特點，但當其基線長度D＞0.5λ時，一個入射角度將對應多個不同測量角度，因而產生“鏡像模糊［2］”。故需要采用解相位差模糊技術解決干涉儀測向系統存在的最大無模糊視角范圍與測向精度對天線間距要求的矛盾。

Ka頻段箭載中繼用戶終端具有前向接收信號頻段高、信噪比低，對設備小型化要求高等特點。對傳統的干涉儀解模糊技術進行分析可知，長短基線法在高頻測向中由于短基線的物理實現的限制無法利用，參差基線法和虛擬基線法在天線底盤面積受限時影響測向精度，而無模糊長基線無模糊測角法解模糊需要較高信噪比作為保證［3］，相關干涉儀雖可不必進行解模糊工作，卻存在天線陣元多、計算量較大等問題。為在有限空間條件下實現天線波束閉環(huán)控制，本文基于傳統的長短基線解模糊技術，提出了一種多信息輔助解模糊技術，即以單基線干涉儀測量角誤差保證測角精度，而利用已有的火箭飛行位置、姿態(tài)等輔助信息來完成干涉儀測向解模糊工作的技術。

利用火箭飛行位置及姿態(tài)信息計算指向角原理如圖3所示，其中，αr、βr分別為計算所得的對應箭載坐標系中方位角、俯仰角余角角度值［4］，精度為±3°［5］。

圖3 程控跟蹤指向角計算原理圖

以俯仰角為例，解模糊公式如下

其中，Φ2是基線K0K2實測相位差;θr=90°－βr，Φ2r為根據程控跟蹤指向角與基線K0K2長度計算所得相位差。解模糊過程如下:(1)得到長基線實測相位值Φ2。(2)根據箭載用戶終端實時提供飛行器軌道及姿態(tài)信息，計算得到的火箭與中繼衛(wèi)星的指向角度θr，再根據此角度計算得到相位差值Φ2r。(3)改變k值，找出最接近Φ2r的唯一精確值Φ2。方位角的相位差解模糊過程即為將αr、θr帶入式(1)，再進行與俯仰角解模糊過程類似操作。

2.3 測向數據的優(yōu)化

實際應用時，相位受到的擾動較大，在干涉儀測向過程中，可能會出現測向值大幅度突變的情況，為改善這種情況，可以對鑒相結果進行矢量平均以實現測向數據的優(yōu)化。若鑒相方差為σ2，可利用在正態(tài)分布條件下，N點平均后方差變?yōu)棣?/N，利用這一點可以改善測向質量，提高測向精度。

相位差測量值的平均算法應采用矢量均值濾波的方法，即將對標量的均值濾波變?yōu)閷κ噶康木禐V波問題，由此解決相位差測量值模2π“周跳現象”帶來的影響。

若標量相位差主值為Δφi(i=1，…，N)，先構造復數序列exp(Δφi)，對exp(jΔφi)求矢量平均得

反推標量相位差主值Δφ的平均值為

為獲得連續(xù)的測角結果，應采用滑窗平均的方式進行數據處理。

3 仿真驗證

考慮箭載環(huán)境對安裝天線口徑的容忍度，取D=400 mm，天線相位中心抖動誤差±5 mm，信號歸一化信噪比9.6 dB，多普勒頻移率1.5 kHz/s，利用由火箭自身飛行姿態(tài)、位置等信息計算得到的指向角度進行相位差解模糊，以俯仰角為例，計算機仿真結果如圖4所示。

圖4 多信息輔助解模糊法計算機仿真結果圖

由仿真結果可知，多信息輔助解模糊法可完成箭載中繼終端無模糊測向，若取單值做測向運算，測向精度為0.893 33° RMS，而利用矢量平均算法對相位差主值序列的質量具有較大改善作用，可大幅改善測向數據的質量，將測向精度提高至0.414° RMS。

仿真條件不變，圖5為根據測向式(1)和式(2)，利用多信息輔助解模糊進行的二維測角精度的計算機仿真結果，方位角測角精度為0.594° RMS，俯仰角測角精度為0.419° RMS。

圖5 二維測向測角精度計算機仿真圖

針對箭載中繼終端自跟蹤測向方案充分利用已有的箭體數據信息，僅需要3個天線陣元即可完成無模糊測向工作，且測向過程中利用矢量平均算法對測向數據進行優(yōu)化，有效提高了測向精度。與傳統的長短基線法解模糊相比，減少了接收天線陣元數目，且克服了短基線的物理應用的瓶頸問題;與相關干涉儀相比，不需要預先存儲原始樣本，且天線陣體積更小，利用輔助信息進行解模糊的測向算法工程實現上僅需簡單的比較和加減法即可完成，計算量大幅減小。

4 結束語

根據箭載中繼用戶終端技術要求，對箭載中繼用戶終端實現自跟蹤系統提出了一種測向方案設計，即利用多信息輔助解模糊的干涉儀相位測角法。由仿真結果可知，該方法可在滿足箭載設備尺寸限制的條件下，與已有程控跟蹤方式相比，有效提高了發(fā)射天線指向角的精度，滿足成功建立箭星間Ka頻段通信鏈路對于發(fā)射天線指向精度≤0.8° RMS的要求，也放松了測控平臺對系統輸入的要求，可作為Ka頻段箭載中繼用戶終端工程設計的參考。

［1］ 司偉健，初萍.干涉儀測向解模糊方法［J］.應用科技，2007，34(9):54－57.

［2］ 騫堯.中繼終端自動角跟蹤接收機建模與仿真［J］.現代電子技術，2010(19):39－42.

［3］JACOBS E，RALSTON E W.Ambiguity resolution in interferometry［J］.IEEE Transcactions on Aerospace and Electronic Systems，1981(17):66－780.

［4］ 張勁松，劉靖，高祥武.基于運載火箭的遙測傳輸技術［J］.導彈與航天運載技術，2009(6):11－15.

［5］ 劉靖，宋岳鵬.運載火箭天基測控天線覆蓋性能分析［J］.遙測遙控，2012(9):51－55.

［6］ 騫堯.中繼終端自動角跟蹤接收機建模與仿真［J］.西安郵電學院學報，2010，15(3):55－59.