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    飛行器程控跟蹤相控陣天線安裝誤差補(bǔ)償技術(shù)

    2019-01-30 08:27:16張德智戴昌昊
    宇航總體技術(shù) 2019年1期
    關(guān)鍵詞:慣導(dǎo)相控陣指向

    張德智, 胡 倩, 戴昌昊

    (中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心, 北京 100076)

    0 引言

    相控陣天線具有波束形狀可定義、指向靈活、掃描速度快等特點(diǎn)[1],在通信、雷達(dá)領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用。近年來,隨著飛行器天基測控手段的普及和大容量星間多波束通信技術(shù)的推廣[2],相控陣天線在航天領(lǐng)域的應(yīng)用也日益興起,其中程控跟蹤相控陣天線工作原理簡單,可靠性高,受到了更多青睞。

    近年來,飛行器上電源、熱控技術(shù)不斷進(jìn)步,更高頻段、更高密度、更高增益的相控陣技術(shù)逐步應(yīng)用[3]。隨著天線增益的提高,天線波束變得更窄,以陣元數(shù)量為512的Ka頻段相控陣天線為例,天線波束寬度最窄處只有2.4°,對(duì)波束的指向精度要求很高,需要降低波束指向各個(gè)環(huán)節(jié)的誤差來源。

    1 程控波束指向誤差來源

    相控陣天線有自跟蹤和程控跟蹤兩種方式。自跟蹤方式通過提取接收陣列信號(hào)幅度,相位的和、差信息,從而獲得誤差控制信號(hào),進(jìn)行波束指向閉環(huán)控制,該方式對(duì)波束指向誤差具有一定適應(yīng)性。程控跟蹤相控陣天線波控器利用飛行器平臺(tái)組合慣導(dǎo)實(shí)時(shí)敏感的當(dāng)前位置、姿態(tài)、速度信息以及預(yù)知的通信目標(biāo)位置、速度信息,進(jìn)行一系列波束指向角計(jì)算,將指向結(jié)果轉(zhuǎn)換成波控碼進(jìn)行移相控制,最終實(shí)現(xiàn)合成波束指向通信目標(biāo),其對(duì)波束指向誤差更加敏感。

    波束指向誤差來源主要有以下幾個(gè)方面:天線和組合慣導(dǎo)的安裝誤差、組合慣導(dǎo)的測量誤差、波控算法誤差、移相控制誤差、波束合成誤差。其中波控算法誤差、移相控制誤差、波束合成誤差為相控陣天線自身誤差,李毓琦等[4]和隆銳[5]均提出了多種補(bǔ)償方法。

    安裝誤差和組合慣導(dǎo)的測量誤差屬于相控陣天線的輸入誤差。對(duì)于高精度組合慣導(dǎo),飛行器位置測量精度可達(dá)10m以內(nèi),對(duì)于通信距離上萬千米的星間鏈路,上述偏差可以忽略;姿態(tài)測量偏差可達(dá)0.1°以內(nèi),對(duì)波束指向影響很小。安裝誤差包括安裝位置偏差和角度偏差,位置偏差為毫米量級(jí),對(duì)波束指向結(jié)果影響很小,但角度偏差影響較大。組合慣導(dǎo)的安裝角度偏差將影響飛行器姿態(tài)測量結(jié)果,相控陣天線安裝偏差將影響波束指向基準(zhǔn)。對(duì)于復(fù)材結(jié)構(gòu)飛行器,設(shè)備安裝角度偏差最大可達(dá)0.4°,對(duì)波束指向影響不可忽略。

    2 安裝誤差測量方法

    飛行器儀器設(shè)備安裝角度偏差可以通過測量設(shè)備坐標(biāo)系各軸與機(jī)體坐標(biāo)系的角度偏差獲取。定義相控陣天線坐標(biāo)系為OaXaYaZa,定義組合慣導(dǎo)設(shè)備坐標(biāo)系為OcXcYcZc,定義飛行器機(jī)體坐標(biāo)系為OeXeYeZe。通過測量OaXaYaZa坐標(biāo)系與OeXeYeZe坐標(biāo)系的角度偏差可以獲取相控陣天線安裝角度偏差,通過測量OcXcYcZc坐標(biāo)系與OeXeYeZe坐標(biāo)系的角度偏差可以獲取組合慣導(dǎo)設(shè)備安裝角度偏差。

    為獲取高精度姿態(tài)偏差測量數(shù)據(jù),本文采用了光學(xué)瞄準(zhǔn)測量方法。測量設(shè)備包括1臺(tái)G2000型擺式陀螺尋北儀(測量精度優(yōu)于3″)和1臺(tái)LeicaTM5100A型號(hào)的電子經(jīng)緯儀(測量精度優(yōu)于0.5″)。測量思路為:將光學(xué)設(shè)備可獲取的東北天坐標(biāo)系作為公共基準(zhǔn),通過測量各設(shè)備坐標(biāo)系和東北天坐標(biāo)系的角度偏差,推導(dǎo)出設(shè)備間的安裝偏差。測量示意如圖1所示。

    圖1 各被測設(shè)備坐標(biāo)系對(duì)應(yīng)關(guān)系Fig.1 Coordinate system correspondence of the equipment under test

    測量時(shí)首先在相控陣天線、組合慣導(dǎo)表面、飛行器粘貼立方棱鏡,棱鏡各軸與各設(shè)備坐標(biāo)系定義的X、Y、Z軸平行。測量現(xiàn)場使用陀螺尋北儀建立方位基準(zhǔn),基準(zhǔn)建立后使用光電經(jīng)緯儀先瞄準(zhǔn)立方鏡,再跟尋北儀對(duì)瞄將北向基準(zhǔn)引入,從而獲取被測設(shè)備坐標(biāo)系和東北天坐標(biāo)系的角度偏差。測量內(nèi)容如下:

    測量Ka頻段相控陣天線立方鏡在Xa軸方向的方位角ψxa(Xa軸方向與北向夾角,北偏東為正)和俯仰角θxa(Xa軸方向與大地的不水平度,抬頭向上為正),再通過瞄準(zhǔn)相控陣天線立方鏡Ya軸方向,測量出Ya軸方向的俯仰角θya,通過上述3個(gè)角度可以確定相控陣天線相對(duì)于東北天坐標(biāo)系的姿態(tài)。測量角度示意如圖2所示。

    圖2 Ka頻段相控陣天線測量角度示意Fig.2 Schematic diagram of measurement angle of Ka band phased array antenna

    同理測量組合慣導(dǎo)立方鏡在Xc軸方向的方位角ψxc和俯仰角θxc,再通過瞄準(zhǔn)組合慣導(dǎo)立方鏡Yc軸方向,測量出Yc軸方向的俯仰角θyc,獲得組合慣導(dǎo)姿態(tài),從而完成慣導(dǎo)坐標(biāo)系的標(biāo)定;

    同理測量飛行器立方鏡在Xe軸方向的方位角ψxe和俯仰角θxe,再通過瞄準(zhǔn)飛行器立方鏡Ye軸方向,測量出Ye軸方向的俯仰角θye,獲得飛行器姿態(tài),從而完成機(jī)體坐標(biāo)系的標(biāo)定。

    3 安裝誤差補(bǔ)償方法

    獲取各設(shè)備相對(duì)于東北天的誤差角度后,需要推導(dǎo)出相控陣天線相對(duì)于機(jī)體坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣和組合慣導(dǎo)相對(duì)于機(jī)體坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣,并將轉(zhuǎn)換矩陣裝定至對(duì)應(yīng)設(shè)備以消除偏差。

    設(shè)相控陣天線相對(duì)于東北天坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣為La,機(jī)體相對(duì)于東北天坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣為Le。如圖2所示,從相控陣坐標(biāo)系旋轉(zhuǎn)至東北天坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換過程為:繞Ya軸逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)θma角,使得Xa軸落入XOZ平面(水平面)。繞新形成的Xa1軸順時(shí)針旋轉(zhuǎn)θya,使得Ya軸落入XOZ平面。繞新形成的Za2軸逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)ψxa角,使得Xa軸與X軸重合。繞X軸逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)90°,使得Ya軸與Y軸重合、Za軸與Z軸重合。因此,從相控陣天線坐標(biāo)系到東北天坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣為

    La=Mx(90)·Mz(ψxa)·Mx(-θya)·My(θxa)

    (1)

    式中,Mi(x)代表著繞i軸旋轉(zhuǎn)x角度的旋轉(zhuǎn)矩陣。

    (2)

    同理,從機(jī)體坐標(biāo)系至東北天坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣為

    (3)

    式中,ψxa、ψxe、θya、θye的角度可直接測得,θma、θme的角度需要根據(jù)幾何關(guān)系推算,經(jīng)推導(dǎo),當(dāng)θxa、θya、θxe、θye較小時(shí),有

    (4)

    (5)

    將上述測量結(jié)果代入式(2)、式(3)中,可得La、Le,則相控陣天線坐標(biāo)系到機(jī)體坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣Lae為

    (6)

    Lae為消除了相控陣安裝偏差后的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣,將Lae矩陣裝定至相控陣天線波控機(jī),可以消除相控陣安裝偏差對(duì)波控指向的影響。

    同理,參照式(2)可以獲取組合慣導(dǎo)相對(duì)于東北天坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣Lc,則組合慣導(dǎo)坐標(biāo)系到機(jī)體坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣Lac為

    (7)

    Lac為消除了組合慣導(dǎo)安裝偏差后的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣,將Lac矩陣裝定至組合慣導(dǎo),可以消除組合慣導(dǎo)安裝偏差對(duì)姿態(tài)測量的影響,從而降低對(duì)相控陣波控指向的影響。

    4 效能評(píng)估

    在某型無人機(jī)中,經(jīng)光學(xué)瞄準(zhǔn)測量獲取的相控陣天線、組合慣導(dǎo)、機(jī)體相對(duì)于東北天坐標(biāo)系偏差角度為

    ψxa=+90°23′47″,θxa=0°23′48″,θya=-0°1′18″ψxc=+90°1′11″,θxc=-0°7′34″,θyc=+0°10′06″ψxe=+89°53′52″,θxe=-0°1′20″,θye=+0°3′01″

    (8)

    將上述角度代入式(1)~式(7),求出相控陣天線相對(duì)于機(jī)體系的轉(zhuǎn)換矩陣Lae和組合慣導(dǎo)相對(duì)于機(jī)體系的轉(zhuǎn)換矩陣Lce,并將上述轉(zhuǎn)換矩陣裝定至相控陣天線和組合慣導(dǎo)

    (9)

    (10)

    無人機(jī)飛行過程中,相控陣天線指向角度曲線見圖3~圖4,其中修正后指向數(shù)據(jù)通過無人機(jī)遙測數(shù)據(jù)獲取。誤差補(bǔ)償前,最大指向偏差為0.6°。采取誤差補(bǔ)償后,實(shí)際測得的指向曲線比補(bǔ)償前更接近理論曲線,最大指向偏差為0.2°,偏差值最大改善0.4°,有效減少了波束指向誤差。

    圖3 安裝誤差補(bǔ)償結(jié)果(全局)Fig.3 Installation error compensation results(whole)

    圖4 安裝誤差補(bǔ)償結(jié)果(局部放大)Fig.4 Installation error compensation results(local zoom)

    5 結(jié)論

    本文提出的程控跟蹤相控陣天線安裝誤差補(bǔ)償方法,通過光學(xué)測量設(shè)備精確獲取儀器設(shè)備的安裝誤差,利用測量數(shù)據(jù)推導(dǎo)出修正后的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣,并裝定至相控陣天線和組合慣導(dǎo)設(shè)備,以提高波束指向精度。通過某型無人機(jī)飛行任務(wù)實(shí)測驗(yàn)證,該方法可以有效提高波束指向精度。

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