基于APT控制技術的Ku/Ka雙頻機載動中通系統(tǒng)設計

郗小鵬張 勇

(1.天津航天中為數(shù)據(jù)系統(tǒng)科技有限公司，天津 300301; 2.航天恒星科技有限公司(503所)，北京 100086)

0 引言

隨著航空用戶對上網(wǎng)需求的不斷提高以及全球智能手機保有量的持續(xù)增加，歐、美和亞洲衛(wèi)星通信公司均研發(fā)出能安裝到航空飛機的機載動中通設備，解決飛行中信息孤島問題，為航空成員提供良好帶寬通信服務。航空接入互聯(lián)網(wǎng)將成為航空公司未來品牌和服務競爭重點[1]。

國際航線遍布全球，為適應不同地理位置、不同衛(wèi)星的有效全向輻射功率(Effective Isotropic Radiated Power，EIRP)值的變化，根據(jù)用戶需求開展了Ku/Ka雙頻、雙天線機載動中通樣機研制工作。系統(tǒng)采用捕獲、瞄準、跟蹤(Acquisition Pointing and Tracking，APT)控制技術[2-5]，APT控制技術是衛(wèi)星通信核心技術之一，其融合了慣性導航及精準伺服控制技術，對伺服控制精度、控制帶寬有著決定性的影響。其直接決定了通信鏈路能否建立以及通信系統(tǒng)性能。系統(tǒng)本著最佳帶寬服務理念，采用先進的APT控制技術，實現(xiàn)Ku/Ka雙頻、雙天線在不同擾動下快速對星與切換，保證通信正?？煽?，為航空用戶提供高速上網(wǎng)體驗。

1 系統(tǒng)功能及組成

APT控制系統(tǒng)能夠根據(jù)自身和目標衛(wèi)星信息，并結(jié)合載體姿態(tài)信息完成天線初始對準衛(wèi)星，然后通過陀螺穩(wěn)定和信標極值跟蹤等方式相結(jié)合，保證機載終端與衛(wèi)星連續(xù)不間斷通信。系統(tǒng)具有三種工作模式：手動指向、程序指向、動態(tài)跟蹤；可根據(jù)機載計算機控制指令進行模式切換。

本文結(jié)合項目研制需求開展了機載動中通研發(fā)設計，伺服機構(gòu)采用方位-俯仰型結(jié)構(gòu)形式，方位、俯仰電機采用齒輪傳動完成衛(wèi)通天線兩個自由度的轉(zhuǎn)動，并通過各自的傳動軸帶動方位、俯仰編碼器轉(zhuǎn)動，采集方位和俯仰軸位置信息并發(fā)送至APT控制系統(tǒng)，采用APT控制技術提高系統(tǒng)的快速響應能力。

通過理論計算、有限元仿真、結(jié)構(gòu)設計保證結(jié)構(gòu)配比均衡，整體結(jié)構(gòu)剛度和精度的同時實現(xiàn)雙天線機載衛(wèi)通高轉(zhuǎn)矩、低回差、輕量化和高定位精度?；贏PT控制技術的Ku/Ka雙頻機載動中通系統(tǒng)組成如圖1所示。

圖1 基于APT控制技術的ku/ka雙頻機載動中通系統(tǒng)組成框圖

從圖中可以看出，ku、ka雙頻、雙天線機載動中通主要由模塊管理器(Module Manager，ModMan)和天線子系統(tǒng)組成。天線子系統(tǒng)包含Ku/Ka射頻單元(Ku/Ka-band Radio Frequency Unit，KRFU)、外部天線單元(Outside Antenna Equipment，OAE)、Ku/Ka天線控制單元(Ku/Ka-band Aircraft Networking Data Unit，KANDU)三大核心部件；KANDU由方位電機、方位編碼器，俯仰電機、俯仰編碼器，APT控制系統(tǒng)，姿態(tài)參考模塊等組成；姿態(tài)參考模塊主要對其內(nèi)部高精度陀螺儀、加速度計、磁力計等傳感器數(shù)據(jù)進行互補濾波、漂移補償及數(shù)據(jù)融合。

基于APT控制技術的控制系統(tǒng)的主要功能為通過機載慣性和姿態(tài)參考模塊構(gòu)建姿態(tài)測量單元，將慣性技術及伺服控制技術有機結(jié)合，采用電機、驅(qū)動器、陀螺、編碼器、傳動機構(gòu)等構(gòu)成伺服穩(wěn)定控制回路實現(xiàn)天線在慣性空間穩(wěn)定。同時融合機載GPS位置信息、姿態(tài)參考模塊輸出的姿態(tài)信息、信標接收機的信標值，先分別將各種數(shù)據(jù)進行卡爾曼濾波算法，然后對數(shù)據(jù)進行融合、解算，保證天線穩(wěn)定，正常通信[6-9]。控制天線始終指向目標衛(wèi)星，以最佳帶寬服務理念，保證通信鏈路快速建立及穩(wěn)定。

方位、俯仰思路基本相同，基于APT控制技術的控制系統(tǒng)采用PID控制算法實現(xiàn)系統(tǒng)閉環(huán)控制，系統(tǒng)有方位、俯仰2個穩(wěn)定控制回路，每個回路包括速度和位置穩(wěn)定環(huán)路，圖2為俯仰框穩(wěn)定控制環(huán)路圖。用陀螺隔離載體擾動，提高系統(tǒng)穩(wěn)定性。對角速率進行積分后輸入位置環(huán)進一步提高系統(tǒng)穩(wěn)定精度，電流環(huán)可提高系統(tǒng)抗負載能力,位置環(huán)可提高伺服控制精度，可保證動中通完成響應輸入指令和抑制擾動的任務，具備較高的穩(wěn)定精度。

圖2 俯仰框穩(wěn)定控制環(huán)路

2 系統(tǒng)硬件設計

2.1 原理設計

APT控制系統(tǒng)以數(shù)字信號處理器(Digital Signal Processing，DSP)TMS320F1812為控制核心搭建硬件平臺，采用高精度、高動態(tài)控制算法，構(gòu)建高可靠性APT控制系統(tǒng)。選用直流無刷電機作為伺服驅(qū)動元件，絕對式編碼器作為位置反饋元件，姿態(tài)參考模塊最為角速度反饋元件。同時利用機載慣導獲得飛機航向信息及姿態(tài)信息，并融合GPS、信標機和姿態(tài)參考模塊數(shù)據(jù)，完成ku/ka雙頻、雙天線機載動中通的穩(wěn)定衛(wèi)星跟蹤。基于APT控制技術的動中通控制系統(tǒng)硬件原理圖如圖3所示。

圖3 APT控制系統(tǒng)硬件原理圖

從圖中可以看出，DSP作為APT控制系統(tǒng)的主控核心，接收信標機、姿態(tài)參考模塊、機載慣導等數(shù)據(jù)并進行濾波補償、數(shù)據(jù)融合，并根據(jù)姿態(tài)參考模塊輸出的姿態(tài)信息進行姿態(tài)解算，以此構(gòu)建陀螺穩(wěn)定平臺。該系統(tǒng)采用程序指向+動態(tài)跟蹤控制策略，以最優(yōu)控制算法完成Ku或Ka天線的精確指向及高動態(tài)衛(wèi)星跟蹤。

2.2 系統(tǒng)可靠性設計

機載衛(wèi)通在研制階段借鑒成熟車載、船載動中通設計經(jīng)驗，采用成熟技術，系統(tǒng)從可靠性、維修性、保障性、安全性、環(huán)境適應性、電磁就愛內(nèi)性等多方面進行系統(tǒng)設計，通過各項環(huán)境試驗驗證可靠性，剔除早期故障。

在元器件選型、樣機軟、硬件研制過程中嚴格把控質(zhì)量。結(jié)合電磁兼容相關標準，系統(tǒng)在方案設計階段就充分考慮機體復雜環(huán)境中電磁干擾(Electro Magnetic Interference，EMI)對機載動中通的影響。方案論證階段重點在器件選型、單板設計、系統(tǒng)接地、結(jié)構(gòu)及線纜電磁屏蔽、電源及接口電路濾波、瞬態(tài)騷擾抑制等不同層次設計階段仔細考慮，規(guī)避后期整改風險。機載電源輸入端采取隔離、濾波等措施，避免通信系統(tǒng)對飛機造成故障。

3 系統(tǒng)軟件設計

3.1 軟件設計思路和編程方法

APT控制技術可分為程序指向及動態(tài)跟蹤兩種控制策略。采用坐標變換、姿態(tài)結(jié)算、數(shù)據(jù)融合、步進跟蹤等多項關鍵技術，APT控制系統(tǒng)可根據(jù)機載調(diào)制解調(diào)器信息完成Ku或Ka天線程序指向及動態(tài)跟蹤，并將狀態(tài)信息實時回傳到地面；現(xiàn)分別對兩種控制策略進行詳細解釋，主要內(nèi)容如下：

1)程序指向策略：

一鍵對星指令下發(fā)后，APT控制系統(tǒng)根據(jù)輸入目標衛(wèi)星的經(jīng)、緯度信息，融合載體GPS位置信息即可計算得到地理坐標系下衛(wèi)通天線方位A、俯仰E、極化Apol指向角，如下所示：

(1)

式中，Φ為衛(wèi)星與地面天線的經(jīng)度差，θ為地面天線緯度。但上式求出的是以正南方向為基準的方位角，按規(guī)定方位角都是按正北方向，因此實際系統(tǒng)應用時需根據(jù)地面天線和衛(wèi)星的所在位置進行準確應用。

從地理坐標系變換到飛機坐標系的變換表達式如下：

[Dj]=Mφ*Mθ*Mψ*[DM]

(2)

式中：

為目標在機體坐標系中的坐標矢量：

(3)

為目標在地理坐標系中的坐標矢量：

(4)

Mθ、Mφ、Mψ為由機載慣導提供的俯仰、橫滾和方位姿態(tài)信息的3個變換矩陣；Ej、Aj分別為天線軸的俯仰角和方位角[10]。

通過坐標變換可以解算出相對載體坐標系中的動中通天線方位角、俯仰角和極化角，APT控制系統(tǒng)驅(qū)動極化電機、俯仰電機和方位電機驅(qū)動天線轉(zhuǎn)動到響應角度，實現(xiàn)初始指向。

當飛機相對慣導空間有擾動速度ωb，通過框架傳到動中通的三個框架，致使天線不穩(wěn)定。通過運動學分析天線穩(wěn)定的機理，得出隔離載體擾動的補償方程。飛機擾動速度分解到各坐標軸的角速度分量分別為ωbx、ωby、ωbz，按照方位、俯仰坐標變換順序進行分析如下：

1)當俯仰框不動，方位軸逆時針旋轉(zhuǎn)ψ時，通過坐標轉(zhuǎn)換得沿方位框坐標軸的角速度分量ωax、ωay、ωaz；

(5)

2)當方位框不動，俯仰框逆時針旋轉(zhuǎn)θ角度時，通過坐標轉(zhuǎn)換得沿俯仰框坐標下的角速度分量ωfx、ωfy、ωfz；

(6)

穩(wěn)定控制系統(tǒng)實際工作時，輸出補償角速度分量ψ′、θ′，他們在俯仰框坐標系的分量為：

(7)

將式(6)與式(7)疊加得：

觀察組總有效率（9 2.88%）明顯高于對照組（80.87%），差異有統(tǒng)計學意義（P＜0.05）；觀察組止血時間（24.55±5.31）h明顯短于對照組（27.18±5.37）h，觀察組輸血量（1 2.11±3.1 2）μ明顯少于對照組（15.47±4.46）μ，觀察組48 h內(nèi)再出血率（3.18%）明顯低于對照組（26.17%），差異均有統(tǒng)計學意義（P＜0.05）；觀察組55例中共有2例通過急診胃鏡下止血，1例轉(zhuǎn)到外科治療，對照組共有5例通過急診胃鏡下止血，11例轉(zhuǎn)到外科治療，兩組均無死亡病例，不良反應均不明顯。

(8)

當滿足ωx=0、ωy=0、ωz=0時，就實現(xiàn)了天線穩(wěn)定，此時得到補償角速度方程為：

(9)

陀螺主要用來感知載體擾動變化，將三軸擾動速度給到APT控制系統(tǒng)，通過姿態(tài)解算算出三軸電機補償速度，然后驅(qū)動三個軸電機分別進行動態(tài)補償，減少載體擾動對衛(wèi)星捕捉信號的影響。為了實現(xiàn)上述功能，需要通過陀螺坐標下下所敏感到的角速度ωbx、ωby、ωbz，得到方位、俯仰電機旋轉(zhuǎn)信息或者需要補償?shù)男畔⒘俊?/p>

從式(10)可以看出，當飛機受到擾動時，陀螺會敏感到三個角速率ωbx、ωby、ωbz，穩(wěn)定回路控制方位、俯仰電機繞分別以ψ′、θ′轉(zhuǎn)動，當滿足式(9)時，可隔離飛機的角運動干擾，從而實現(xiàn)天線穩(wěn)定對星。

天線控制環(huán)路采用陀螺穩(wěn)定控制技術彌補初始指向角度誤差，保證慣性空間天線指向穩(wěn)定。

2)動態(tài)跟蹤策略：

由于姿態(tài)參考模塊測量會存在一定誤差，因此根據(jù)理論計算公式計算得到的衛(wèi)通天線初始指向角度也會存在一定的角度誤差，在外界擾動情況下就很難落在3 dB波束寬度范圍內(nèi)，因此還需采用一些閉環(huán)搜索算法。在完成天線的粗對準后，系統(tǒng)開啟陀螺穩(wěn)定模式，融合信標機輸出的自動增益控制(Automatic Gain Control，AGC)值，進行雙閉環(huán)跟蹤，系統(tǒng)采用步進跟蹤控制策略，完成天線的動態(tài)衛(wèi)星跟蹤[11]，，從而克服慣導漂移等造成的指向偏差。

步進跟蹤步距由天線和方向輻射的衰落獲取，根據(jù)信標機接收信號的極值來控制天線微調(diào)。平板天線3 dB波束寬度方向圖如圖4所示。

圖4 天線3 dB波束寬度方向圖

θ3dB=Nλ/D

(10)

其中:N與孔徑中場分布有關的參數(shù)。

初始對星后信標機接收信號能量可能大于系統(tǒng)門限值，但此時天線所處角度并非信標最大值點，融合姿態(tài)、信標值等多種信息進行細微步進角度調(diào)整即可保證接收到信號電平最大[12]。步進跟蹤的工作原理為每隔一段時間，驅(qū)動衛(wèi)通天線方位或俯仰運動一個很小的角度，通過對比步進前后信號電平大小來判斷下一步步進方向和角度。若信號電平增大則繼續(xù)在該方向上運動，否則，驅(qū)動天線反向運動。通過方位、俯仰兩個方向上交替運動，使天線逐步調(diào)整到最佳角度。步進跟蹤流程圖如圖5所示。

圖5 步進跟蹤流程圖

3.2 軟件實現(xiàn)流程

根據(jù)程序指向及動態(tài)跟蹤控制策略分別進行軟件流程圖分析，衛(wèi)通天線上電后首先進行主控芯片初始化，初始化結(jié)束后進入系統(tǒng)自檢，自檢流程如下：極化、俯仰、方位分別按照指標以最大速度、最大加速度掃過對應轉(zhuǎn)動范圍然后回歸系統(tǒng)零位，自檢過程中對電機、驅(qū)動器、編碼器、姿態(tài)參考模塊等模塊及伺服指標進行功能檢查，有故障及時上報；當自檢順利完成后通過載體姿態(tài)信息及目標衛(wèi)星數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù)解算，得到方位、俯仰、極化指向角，驅(qū)動天線到達指定角度。

由于方位、俯仰波束角較小，驅(qū)動天線到達理論計算指向角度后，還需要讓方位、俯仰在指向角度左右、上下進行小角度扇掃，保證指向在天線主瓣最大值點，此時信號電平達到鎖定門限，系統(tǒng)進入動態(tài)跟蹤模式。

當信號電平大于閾值電平后，系統(tǒng)進入動態(tài)跟蹤模式，按照步進跟蹤控制邏輯驅(qū)動天線到達信標極大值點，一旦由于某種原因信號電平小于遮擋電平，系統(tǒng)默認進入遮擋模式，則方位、俯仰立刻開穩(wěn)保持當前角度不變，1min以內(nèi)時刻判斷信號電平大小。當持續(xù)時間大于1 min以后信號電平仍小于遮擋電平則進入程序指向模式重新指向。若1min以內(nèi)信號電平大于遮擋電平則重新獲取載體姿態(tài)信息，進入步進跟蹤模式。

程序指向、動態(tài)跟蹤軟件流程如圖6、7所示。

圖6 程序指向軟件流程圖

圖7 動態(tài)跟蹤軟件流程圖

4 實驗結(jié)果與分析

工程樣機研制完成后為充分驗證機載動中通APT控制系統(tǒng)性能，對樣機行了地面跑車模擬測試：主要包括不同路面行駛對星、換星測試，通過測試平坦、顛簸、圓盤、直線路面以及不同遮擋程度下動中通設備與固定站之間的通信質(zhì)量，充分驗證機載動中通復雜環(huán)境下衛(wèi)星跟蹤能力。跑車模擬測試系統(tǒng)圖如下8所示。

圖8 跑車模擬測試系統(tǒng)圖

2017年4月由長征三號乙運載火箭成功發(fā)射中星16號衛(wèi)星，首次在中國衛(wèi)星上應用Ka頻段多波束帶寬通信系統(tǒng)。因此，行駛通信Ka天線選取中星16號衛(wèi)星作為目標衛(wèi)星，Ku天線選取中星10號衛(wèi)星。通過記錄不同運動狀態(tài)下Ku/Ka天線對星時間、信標衰減和音視頻通信效果等。試驗記錄表如表1所示。

表1 行駛通信測試記錄表

為充分驗證機載動中通APT控制系統(tǒng)可靠性，對衛(wèi)通天線進行了室外搖擺臺衛(wèi)星通訊試驗，根據(jù)前期調(diào)研得知機載飛機在惡劣環(huán)境下飛機載體三軸最大頻率可達1 Hz，擺幅最大可達8°；根據(jù)擾動頻率和幅度可以得出機載動中通方位、俯仰最大擾動速度可達50°/s，最大擾動加速度可達315°/s2；因此，在對機載衛(wèi)通前期設計階段充分考慮伺服設計指標，保證余量充足。根據(jù)外界干擾指標，機載衛(wèi)通伺服設計指標為方位、俯仰、極化跟蹤速度80°/s，跟蹤加速度600°/s2。可滿足最大擾動干擾。為充分測試可靠性，對機載衛(wèi)通施加三種不同正弦擾動激勵，分別測試尋星時間及衛(wèi)星鏈路鎖定情況下天線穩(wěn)定精度測試。搖擺臺上位機界面如圖9所示。

圖9 搖擺臺上位機界面圖

三種不同外部擾動下Ku/Ka天線對星時間如表2所示。

系統(tǒng)采用步進跟蹤和信標極值搜索方案，鏈路鎖定情況下，方位、俯仰穩(wěn)定跟蹤精度可達0.2°有效值(Root-Mean-Square，RMS)以內(nèi)；方位、俯仰穩(wěn)定精度試驗曲線如圖10、11所示。

上述實驗結(jié)果表明當系統(tǒng)給定8°/1 s、5°/1 s、2°/2 s不同擾動下，方位、俯仰穩(wěn)定精度均保持在0.2°以內(nèi)。該穩(wěn)定精度符合設計要求，APT控制系統(tǒng)具有較快的衛(wèi)星捕獲及動態(tài)跟蹤性能。機載動中通樣機雖根據(jù)飛機擾動進行了地面跑車、搖擺臺試驗等基礎性功能驗證，但地面模擬環(huán)境與飛機實際飛行環(huán)境還存在一定差距，機載衛(wèi)通系統(tǒng)還需進一步充分測試，機載衛(wèi)通APT控制系統(tǒng)還需根據(jù)后期實際掛飛情況進行參數(shù)優(yōu)化。

表2 不同正弦激勵下尋星時間記錄表

圖10 方位穩(wěn)定精度測試曲線

圖11 俯仰穩(wěn)定精度測試曲線

5 結(jié)束語

本文設計了一種基于APT控制技術的Ka/Ku雙頻機載動中通控制系統(tǒng)，該系統(tǒng)采用采用陀螺穩(wěn)定、漂移補償、多數(shù)據(jù)融合及精準伺服控制技術，通過各種復雜環(huán)境系統(tǒng)驗證，不斷對系統(tǒng)進行改進與優(yōu)化，系統(tǒng)功能不斷完善。在不同載體擾動情況下具有快速的衛(wèi)星捕獲與跟蹤能力，能快速完成Ku、Ka天線之間的切換及對星。系統(tǒng)本著以最佳帶寬服務理念，力爭為航空用戶提供高質(zhì)量通信服務。