基于捷聯(lián)航姿穩(wěn)定跟蹤的機(jī)載天線高精度指向跟蹤方法
【專(zhuān)利摘要】本發(fā)明提出了一種基于捷聯(lián)航姿穩(wěn)定跟蹤的機(jī)載天線高精度指向跟蹤方法，首先捷聯(lián)航姿系統(tǒng)完成初始對(duì)準(zhǔn)，其次捷聯(lián)航姿系統(tǒng)進(jìn)入慣性導(dǎo)航狀態(tài)，當(dāng)能夠接受衛(wèi)星跟蹤信號(hào)時(shí)，捷聯(lián)航姿系統(tǒng)進(jìn)入組合導(dǎo)航狀態(tài)，當(dāng)衛(wèi)星跟蹤信號(hào)中斷時(shí)，捷聯(lián)航姿系統(tǒng)以衛(wèi)星跟蹤信號(hào)中斷前一刻的飛機(jī)機(jī)體狀態(tài)作為初始態(tài)重新進(jìn)入慣性導(dǎo)航狀態(tài)；根據(jù)飛機(jī)的方位角、衛(wèi)星定位經(jīng)度等得到飛機(jī)機(jī)載天線正確跟蹤衛(wèi)星需要的方位、高低、極化角度碼盤(pán)值，進(jìn)而驅(qū)動(dòng)機(jī)載天線旋轉(zhuǎn)到對(duì)應(yīng)碼盤(pán)值，實(shí)現(xiàn)隔離機(jī)體運(yùn)動(dòng)并使機(jī)載天線對(duì)準(zhǔn)衛(wèi)星。本發(fā)明克服了程序跟蹤的精度差、依賴(lài)性強(qiáng)的問(wèn)題，也解決單脈沖自跟蹤可用性低的問(wèn)題，為機(jī)載天線高精度指向跟蹤提出了新的研究方向。
【專(zhuān)利說(shuō)明】基于捷聯(lián)航姿穩(wěn)定跟蹤的機(jī)載天線高精度指向跟蹤方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及機(jī)載天線伺服控制【技術(shù)領(lǐng)域】，具體為一種基于捷聯(lián)航姿穩(wěn)定跟蹤的機(jī)載天線聞精度指向跟蹤方法。
【背景技術(shù)】
[0002]機(jī)載衛(wèi)星通信系統(tǒng)迅速發(fā)展，在飛機(jī)上安裝越來(lái)越多，機(jī)載天線需要準(zhǔn)確快速跟蹤同步地球衛(wèi)星。
[0003]通常采用方法是一種程序算法(我們這里稱(chēng)之為程序跟蹤)。它利用飛機(jī)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(以下簡(jiǎn)稱(chēng)慣導(dǎo))/GPS測(cè)出飛機(jī)所在的地理經(jīng)度、緯度、高度，慣性導(dǎo)航系統(tǒng)給出飛機(jī)姿態(tài)參數(shù)(飛機(jī)相對(duì)正北方向的航向角、飛機(jī)相對(duì)水平面的橫滾角、飛機(jī)相對(duì)水平面的俯仰角)，再根據(jù)衛(wèi)星的經(jīng)度，通過(guò)天線控制單元計(jì)算出衛(wèi)星對(duì)天線的地理方位角A、俯仰角E和極化角Z。再通過(guò)坐標(biāo)變換，獲得天線的機(jī)體角度Aj、Ej、Zj。然后引導(dǎo)天線實(shí)時(shí)指向衛(wèi)星。
[0004]程序跟蹤方法跟蹤衛(wèi)星，嚴(yán)重依賴(lài)飛機(jī)慣導(dǎo)，獨(dú)立性差；同時(shí)，存在慣導(dǎo)自身精度不高和指向跟蹤誤差隨著時(shí)間漂移大的問(wèn)題。由于跟蹤精度問(wèn)題，程序跟蹤方法僅適合在口徑較的天線系統(tǒng)中應(yīng)用。
[0005]為提高跟蹤精度，同時(shí)解決程序跟蹤嚴(yán)重依賴(lài)飛機(jī)慣導(dǎo)問(wèn)題，研究人員又提出了一種單脈沖自跟蹤的跟蹤方式。單脈沖自跟蹤首先根據(jù)飛機(jī)慣導(dǎo)/GPS數(shù)據(jù)，計(jì)算出衛(wèi)星初始指向，完成對(duì)衛(wèi)星的初步對(duì)準(zhǔn)(這個(gè)過(guò)程叫捕獲)，再使用單脈沖自跟蹤精確對(duì)準(zhǔn)衛(wèi)星，流程見(jiàn)圖2。單脈沖自跟蹤是對(duì)衛(wèi)星信標(biāo)信號(hào)的跟蹤，經(jīng)過(guò)特殊設(shè)計(jì)的天線，天線偏離目標(biāo)后，通過(guò)跟蹤接收機(jī)可以解算出偏離目標(biāo)的多少，然后通過(guò)天線伺服系統(tǒng)，帶動(dòng)天線轉(zhuǎn)動(dòng)，消除目標(biāo)的偏差。單脈沖自跟蹤跟上衛(wèi)星后，完全可以脫離慣導(dǎo)自主工作。
[0006]單脈沖跟蹤需要天線特殊的設(shè)計(jì)，包括設(shè)計(jì)TE21模跟蹤器、微波合成網(wǎng)絡(luò)和跟蹤接收機(jī)，工作流程簡(jiǎn)述如下:天線接收來(lái)自衛(wèi)星上的信標(biāo)信號(hào)，經(jīng)TE21模跟蹤器和微波合成網(wǎng)絡(luò)把和、差信號(hào)合成為一路跟蹤信號(hào)。當(dāng)目標(biāo)與電軸重合時(shí)，在饋源中僅激勵(lì)起基模TE11模，當(dāng)目標(biāo)偏離電軸時(shí)，在饋源中不僅激勵(lì)起基模TE11模，還會(huì)激勵(lì)起高次模TE21模，經(jīng)組合網(wǎng)絡(luò)形成反映目標(biāo)偏角和相位的誤差信號(hào)。當(dāng)偏角較小時(shí)，誤差信號(hào)的幅度與偏角成正比。跟蹤接收機(jī)首先將接收的角誤差信號(hào)進(jìn)行0/ π調(diào)相，使載波得到抑制，取其含有角度信息的邊帶信號(hào)在相加器中與經(jīng)過(guò)IOdB定向f禹合器的和信號(hào)相加,輸出一路合成信號(hào)。從而把兩信道變成了單信道，然后進(jìn)行放大、變頻、鎖相、角誤差解調(diào)、同步檢波，輸出角誤差電壓送天線控制單元，驅(qū)動(dòng)天線朝誤差減小的方向轉(zhuǎn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)的單脈沖自跟蹤。
[0007]根據(jù)飛機(jī)試飛情況，采用單脈沖自跟蹤的方式跟蹤精度能夠達(dá)到較高的精度要求，但是單脈沖自跟蹤體系復(fù)雜，跟蹤使用的跟蹤接收機(jī)，受到環(huán)境影響造成的相位漂移難以解決，實(shí)際可用性低。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008]要解決的技術(shù)問(wèn)題[0009]為了克服程序跟蹤的精度差、依賴(lài)性強(qiáng)的問(wèn)題，解決單脈沖自跟蹤可用性低的問(wèn)題，本發(fā)明提出了一種基于捷聯(lián)航姿穩(wěn)定跟蹤的機(jī)載天線高精度指向跟蹤方法。
[0010]技術(shù)方案
[0011]本發(fā)明的技術(shù)方案為:
[0012]所述一種基于捷聯(lián)航姿穩(wěn)定跟蹤的機(jī)載天線高精度指向跟蹤方法，其特征在于:采用以下步驟:
[0013]步驟1:在飛機(jī)起飛前，由飛機(jī)主慣性導(dǎo)航系統(tǒng)將飛機(jī)起始點(diǎn)的經(jīng)度、緯度和衛(wèi)星方位角傳給捷聯(lián)航姿系統(tǒng)，捷聯(lián)航姿系統(tǒng)完成初始對(duì)準(zhǔn)；所述捷聯(lián)航姿系統(tǒng)包括三軸光纖陀螺、三軸加速度計(jì)和解算平臺(tái)；
[0014]步驟2:當(dāng)飛機(jī)起飛后，捷聯(lián)航姿系統(tǒng)通過(guò)三軸光纖陀螺、三軸加速度計(jì)跟隨檢測(cè)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)帶來(lái)的姿態(tài)變化和位置變化，并實(shí)時(shí)解算出飛機(jī)的方位角；
[0015]當(dāng)能夠接受衛(wèi)星跟蹤信號(hào)時(shí)，飛機(jī)的機(jī)載天線控制系統(tǒng)根據(jù)天線對(duì)衛(wèi)星的角度數(shù)據(jù)、衛(wèi)星本身的經(jīng)緯度進(jìn)行反算得到的飛機(jī)的方位角，并與捷聯(lián)航姿系統(tǒng)實(shí)時(shí)解算的飛機(jī)方位角進(jìn)行比較，根據(jù)比較差值估算捷聯(lián)航姿系統(tǒng)的漂移并對(duì)捷聯(lián)航姿系統(tǒng)輸出的方位角進(jìn)行修正，得到修正后的飛機(jī)方位角并進(jìn)入步驟3 ；
[0016]當(dāng)衛(wèi)星跟蹤信號(hào)中斷時(shí)，捷聯(lián)航姿系統(tǒng)以衛(wèi)星跟蹤信號(hào)中斷前一刻的飛機(jī)機(jī)體狀態(tài)作為初始態(tài)，通過(guò)三軸光纖陀螺、三軸加速度計(jì)跟隨檢測(cè)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)帶來(lái)的姿態(tài)變化和位置變化，實(shí)時(shí)解算出飛機(jī)的方位角并進(jìn)入步驟3 ；
[0017]步驟3:根據(jù)飛機(jī)的方位角、由機(jī)載天線控制系統(tǒng)得到的衛(wèi)星定位經(jīng)度、以及跟蹤時(shí)方位碼盤(pán)值和跟蹤時(shí)高低碼盤(pán)值，得到飛機(jī)機(jī)載天線正確跟蹤衛(wèi)星需要的方位、高低、極化角度碼盤(pán)值；
[0018]步驟4:飛機(jī)的機(jī)載天線控制系統(tǒng)根據(jù)步驟3得到的飛機(jī)機(jī)載天線正確跟蹤衛(wèi)星需要的方位、高低、極化角度碼盤(pán)值，驅(qū)動(dòng)電機(jī)帶動(dòng)天線旋轉(zhuǎn)到對(duì)應(yīng)碼盤(pán)值，實(shí)現(xiàn)隔離機(jī)體運(yùn)動(dòng)并使機(jī)載天線對(duì)準(zhǔn)衛(wèi)星。
[0019]有益效果
[0020]本發(fā)明采用捷聯(lián)航姿系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)機(jī)載天線高精度指向跟蹤，克服了程序跟蹤的精度差、依賴(lài)性強(qiáng)的問(wèn)題，也解決單脈沖自跟蹤可用性低的問(wèn)題，為機(jī)載天線高精度指向跟蹤提出了新的研究方向。
【專(zhuān)利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0021]圖1:捷聯(lián)航姿系統(tǒng)工作流程原理框圖。
【具體實(shí)施方式】
[0022]下面結(jié)合具體實(shí)施例描述本發(fā)明:
[0023]參照附圖1，本實(shí)施例中的基于捷聯(lián)航姿穩(wěn)定跟蹤的機(jī)載天線高精度指向跟蹤方法，采用以下步驟:
[0024]步驟1:啟動(dòng)捷聯(lián)航姿系統(tǒng)，在飛機(jī)起飛前，由飛機(jī)主慣性導(dǎo)航系統(tǒng)將飛機(jī)起始點(diǎn)的經(jīng)度、緯度和衛(wèi)星方位角傳給捷聯(lián)航姿系統(tǒng)，捷聯(lián)航姿系統(tǒng)完成初始對(duì)準(zhǔn)；所述捷聯(lián)航姿系統(tǒng)包括三軸光纖陀螺、三軸加速度計(jì)和解算平臺(tái)；[0025]步驟2:當(dāng)飛機(jī)起飛后，捷聯(lián)航姿系統(tǒng)進(jìn)入慣性導(dǎo)航狀態(tài)，捷聯(lián)航姿系統(tǒng)通過(guò)三軸光纖陀螺、三軸加速度計(jì)跟隨檢測(cè)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)帶來(lái)的姿態(tài)變化和位置變化，并實(shí)時(shí)解算出飛機(jī)的方位角；
[0026]當(dāng)能夠接受衛(wèi)星跟蹤信號(hào)時(shí)，捷聯(lián)航姿系統(tǒng)進(jìn)入組合導(dǎo)航狀態(tài)，飛機(jī)的機(jī)載天線控制系統(tǒng)根據(jù)天線對(duì)衛(wèi)星的角度數(shù)據(jù)、衛(wèi)星本身的經(jīng)緯度進(jìn)行反算得到的飛機(jī)的方位角，并與捷聯(lián)航姿系統(tǒng)實(shí)時(shí)解算的飛機(jī)方位角進(jìn)行比較，根據(jù)比較差值估算捷聯(lián)航姿系統(tǒng)的漂移并對(duì)捷聯(lián)航姿系統(tǒng)輸出的方位角進(jìn)行修正，得到修正后的飛機(jī)方位角并進(jìn)入步驟3 ；
[0027]當(dāng)衛(wèi)星跟蹤信號(hào)中斷時(shí)，捷聯(lián)航姿系統(tǒng)以衛(wèi)星跟蹤信號(hào)中斷前一刻的飛機(jī)機(jī)體狀態(tài)作為初始態(tài)重新進(jìn)入慣性導(dǎo)航狀態(tài)，通過(guò)三軸光纖陀螺、三軸加速度計(jì)跟隨檢測(cè)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)帶來(lái)的姿態(tài)變化和位置變化，實(shí)時(shí)解算出飛機(jī)的方位角并進(jìn)入步驟3;當(dāng)衛(wèi)星跟蹤信號(hào)有效時(shí)，捷聯(lián)航姿系統(tǒng)又自動(dòng)進(jìn)入組合導(dǎo)航狀態(tài)；
[0028]步驟3:根據(jù)飛機(jī)的方位角、由機(jī)載天線控制系統(tǒng)得到的衛(wèi)星定位經(jīng)度(包括衛(wèi)星方位角、衛(wèi)星高低角、衛(wèi)星極化角)、以及跟蹤時(shí)方位碼盤(pán)值和跟蹤時(shí)高低碼盤(pán)值，得到飛機(jī)機(jī)載天線正確跟蹤衛(wèi)星需要的方位、高低、極化角度碼盤(pán)值；
[0029]步驟4:飛機(jī)的機(jī)載天線控制系統(tǒng)根據(jù)步驟3得到的飛機(jī)機(jī)載天線正確跟蹤衛(wèi)星需要的方位、高低、極化角度碼盤(pán)值，驅(qū)動(dòng)電機(jī)帶動(dòng)機(jī)載天線旋轉(zhuǎn)到對(duì)應(yīng)碼盤(pán)值，實(shí)現(xiàn)隔離機(jī)體運(yùn)動(dòng)并使機(jī)載天線對(duì)準(zhǔn)衛(wèi)星。
【權(quán)利要求】
1.一種基于捷聯(lián)航姿穩(wěn)定跟蹤的機(jī)載天線高精度指向跟蹤方法，其特征在于:采用以下步驟: 步驟1:在飛機(jī)起飛前，由飛機(jī)主慣性導(dǎo)航系統(tǒng)將飛機(jī)起始點(diǎn)的經(jīng)度、緯度和衛(wèi)星方位角傳給捷聯(lián)航姿系統(tǒng)，捷聯(lián)航姿系統(tǒng)完成初始對(duì)準(zhǔn)；所述捷聯(lián)航姿系統(tǒng)包括三軸光纖陀螺、三軸加速度計(jì)和解算平臺(tái)； 步驟2:當(dāng)飛機(jī)起飛后，捷聯(lián)航姿系統(tǒng)通過(guò)三軸光纖陀螺、三軸加速度計(jì)跟隨檢測(cè)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)帶來(lái)的姿態(tài)變化和位置變化，并實(shí)時(shí)解算出飛機(jī)的方位角； 當(dāng)能夠接受衛(wèi)星跟蹤信號(hào)時(shí)，飛機(jī)的機(jī)載天線控制系統(tǒng)根據(jù)天線對(duì)衛(wèi)星的角度數(shù)據(jù)、衛(wèi)星本身的經(jīng)緯度進(jìn)行反算得到的飛機(jī)的方位角，并與捷聯(lián)航姿系統(tǒng)實(shí)時(shí)解算的飛機(jī)方位角進(jìn)行比較，根據(jù)比較差值估算捷聯(lián)航姿系統(tǒng)的漂移并對(duì)捷聯(lián)航姿系統(tǒng)輸出的方位角進(jìn)行修正，得到修正后的飛機(jī)方位角并進(jìn)入步驟3 ； 當(dāng)衛(wèi)星跟蹤信號(hào)中斷時(shí)，捷聯(lián)航姿系統(tǒng)以衛(wèi)星跟蹤信號(hào)中斷前一刻的飛機(jī)機(jī)體狀態(tài)作為初始態(tài)，通過(guò)三軸光纖陀螺、三軸加速度計(jì)跟隨檢測(cè)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)帶來(lái)的姿態(tài)變化和位置變化，實(shí)時(shí)解算出飛機(jī)的方位角并進(jìn)入步驟3 ; 步驟3:根據(jù)飛機(jī)的方位角、由機(jī)載天線控制系統(tǒng)得到的衛(wèi)星定位經(jīng)度、以及跟蹤時(shí)方位碼盤(pán)值和跟蹤時(shí)高低碼盤(pán)值，得到飛機(jī)機(jī)載天線正確跟蹤衛(wèi)星需要的方位、高低、極化角度碼盤(pán)值； 步驟4:飛機(jī)的機(jī)載天線控制系統(tǒng)根據(jù)步驟3得到的飛機(jī)機(jī)載天線正確跟蹤衛(wèi)星需要的方位、高低、極化角度碼盤(pán)值，驅(qū)動(dòng)電機(jī)帶動(dòng)天線旋轉(zhuǎn)到對(duì)應(yīng)碼盤(pán)值，實(shí)現(xiàn)隔離機(jī)體運(yùn)動(dòng)并使機(jī)載天線對(duì)準(zhǔn)衛(wèi)星。
【文檔編號(hào)】H01Q3/08GK103633417SQ201310558298
【公開(kāi)日】2014年3月12日 申請(qǐng)日期:2013年11月8日 優(yōu)先權(quán)日:2013年11月8日
【發(fā)明者】艾文光, 王雙平, 雒俊鵬, 張靜 申請(qǐng)人:中國(guó)電子科技集團(tuán)公司第三十九研究所