解玲娜,王 懷

(航天恒星科技有限公司，北京 100086)

0 引言

近年，隨著衛(wèi)星地面系統(tǒng)技術的發(fā)展，S/X/Ka三頻段測控數(shù)傳一體地面站已經(jīng)成為主流，衛(wèi)星地面站在建設過程及建成使用維護過程中，為減少或消除地面站系統(tǒng)本身的系統(tǒng)誤差，必須對衛(wèi)星地面站進行定期或不定期標校。傳統(tǒng)地面站標校系統(tǒng)多采用移動支架或固定標校塔兩種方式，以適應S/X兩個不同頻段的標校需求[1-2]，但不能滿足Ka頻段的標校遠場距離和高度。無人機測試標校作為無塔標校的一種技術手段，不僅滿足Ka頻段標校的遠場條件需求[3-4]，同時解決了標校塔建造昂貴等一系列問題，更具機動性和靈活性。

國內(nèi)現(xiàn)行的對于無人機管理方面的法律法規(guī)，主要有中國民用航空局飛行標準司頒布的《輕小無人機運行規(guī)定(試行)》及《民用無人機駕駛員管理規(guī)定》，以上兩部規(guī)定中對所有的無人駕駛航空器都進行了規(guī)定。

關于無人機駕駛員管理的規(guī)定，下列情況下，無人機系統(tǒng)駕駛員自行負責，無須證照管理：

表1 無人機分類

1)在室內(nèi)運行的無人機；

2)Ⅰ、Ⅱ類無人機(如運行需要，駕駛員可在無人機云系統(tǒng)進行備案，備案內(nèi)容包括駕駛員真實身份信息、所使用的無人機型號，并通過在線法規(guī)測試)；

3)在人煙稀少、空曠的非人口稠密區(qū)進行試驗的無人機。

由于無人機機載設備體積與重量限制，標校等機載設備將有別于傳統(tǒng)安裝于地面標校塔的地面設備。無人機測試標校系統(tǒng)采用多旋翼無人機，具備可懸停、操作靈活、結(jié)構簡便、機動性強等優(yōu)點[5]。此外有效載荷小、續(xù)航時間短是此類無人機的不足，所以選用Ⅱ類多旋翼無人機作為標校平臺，最大限度滿足載重需求，并通過備用電池滿足續(xù)航要求。

1 系統(tǒng)組成

無人機測試標校系統(tǒng)由無人機平臺、無人機測試標校載荷、地面控制終端組成，主要組成部分如圖1所示，無人機遙控器、遠控終端均屬于地面控制設備，標校源和標校天線可統(tǒng)稱為信標機，屬于無人機測試標校載荷部分。

圖1 無人機測試標校設備組成

標校的目的是減小或消除系統(tǒng)誤差并使系統(tǒng)設備狀態(tài)最佳，標校系統(tǒng)使用S/X/Ka三種工作頻段，均具備左旋和右旋的極化方式，滿足S/X/Ka頻段相位標校、方向圖測試、天線跟蹤性能測試需求。

天線相位標校方法是利用搭載在無人機上標校源模塊進行校相。其相位標校方法與對塔校相方法類似。主要包括無人機升空懸停，工作參數(shù)設置，方位、俯仰粗校及精校，增益調(diào)整(定向靈敏度標定)，相位檢查(交叉耦合檢查)等工作。

天線方向圖測試方法在通常情況下，其相位標校方法與對塔校相方法類似，經(jīng)過方位、俯仰粗校，并完成增益調(diào)整后，主要包括無人機升空懸停，工作參數(shù)設置，方位、俯仰粗校及精校，增益調(diào)整(定向靈敏度標定)，旋轉(zhuǎn)被測天線，形成被測天線方向圖。

天線跟蹤性能測試方法也與對塔測試類似，通過無人機測試標校設備發(fā)射信號，地面天線多次反復拉偏后自跟蹤可測試跟蹤精度，同時可搭載多頻段標校設備進行S/Ka以及X/Ka等跟蹤引導試驗。

無人機測試標校系統(tǒng)可三個頻段同時使用，也可獨立使用，通過地面終端遠程控制。地面終端通過對標校源電源控制和旋切開關來實現(xiàn)不同頻段組合和天線極化控制，以滿足不同的需求。通過遠控標校源的電源和極化選擇器來實現(xiàn)頻率和極化選擇，輸出不同的頻率的極化信號，標校源可實現(xiàn)不同頻率的不同極化的組合，進一步實現(xiàn)不同方式標校引導。圖2為無人機測試標校系統(tǒng)的典型應用。

圖2 無人機測試標校系統(tǒng)應用框圖

2 系統(tǒng)重要指標分析設計

2.1 無人機測試標校發(fā)射功率設計

針對天線方向圖測試需要保證信標源與測試天線之間距離具備各頻段所需遠場條件，以S/X/Ka三頻段系統(tǒng)為例，根據(jù)天線標校的遠區(qū)場條件，信標天線應位于被測天線的弗朗荷費區(qū)域[6]，對標校塔要求如下：

1)被測距離R>=2D2/λ；(式中，D為被測天線直徑，λ為測試信號波長)；

2)被測天線的仰角為半功率波束寬度的3～5倍。

按照工程經(jīng)驗，塔距大于遠場條件1/4時，可以形成正常的天線方向圖，否則和、差波束畸變，無法采用標校塔法進行標校、測試。因此各頻段對標校塔的要求如表2所示。

表2 各頻段對無人機的遠場要求

通過以上分析可知，Ka頻段方向圖測試所需最小距離為6.6 km，存在較大的空間鏈路傳輸損耗，故需要對無人機測試標校設備天線發(fā)射功率進行分析。

自由空間傳輸損耗公式為：

PL(dB)=32.45+20logR(km)+20logf(MHz)

EIRP =標校源輸出-線纜損耗+天線增益，S頻段標校源到天線線纜損耗為0.2 dB，X頻段為0.3 dB，Ka頻段為0.5 dB，EIRP計算如下：

S頻段：

EIRPS=-5-0.2+5=-0.2(dBm)

X頻段：

EIRPX=5-0.3+5=9.7(dBm)

Ka頻段：

EIRPKa=10-0.5+12=21.5(dBm)

根據(jù)上式計算到LNA入口電平的結(jié)果如表3所示，滿足使用需求。

當S/X/Ka頻段標校天線輸出最大如表3所示，LNA入口電平小于-50 dBm，可保障后端設備使用安全，即各頻段發(fā)射EIRP設計最大值。

表3 LNA入口電平核算表

因標校距離相對實際收星較近，同時考慮實際標校環(huán)境，此處不對發(fā)射EIRP最小值進行論述，即標校設備EIRP設計符合系統(tǒng)要求。

2.2 懸停精度對標校的影響

無人機測試標校系統(tǒng)在使用時，無人機的懸停精度影響最大的是方向圖的測試，本節(jié)以懸停精度(無風)：≤±0.5 m為條件進行計算。

如圖3，當無人機偏移最大懸停精度要求時(即相對地面天線平移1 m距離時)，對應方向角度的偏移β=2α=2*arcsin(0.5/R)，據(jù)此得出表4結(jié)果。

圖3 懸停精度分析圖

表4 懸停精度對指向影響分析表

由表4可知偏移角度由于天線的指向精度要求，對天線方向測試不會造成畸變。標校源安裝在穩(wěn)定平臺上，穩(wěn)定平臺按照相機正常攝像工作為標準，參照國內(nèi)類似標校系統(tǒng)的調(diào)試過程，本系統(tǒng)裝配之后將在不同高度、風速環(huán)境下進行預調(diào)試和數(shù)據(jù)采集，最終形成系統(tǒng)工作操作規(guī)程，以滿足天線標校工程需要。

2.3 無人機測試標校續(xù)航時間

無人機測試標校設備續(xù)航時間受到無人機載重影響，單次續(xù)航時間包含了無人機測試標校設備的起飛時間、降落時間、標校天線對準時間以及校相、測試時間。無人機采用電池供電，電池在供無人機飛行的同時，向標校源供電以發(fā)射無線信號和向機載測控通信模塊供電以完成與地面通信，機上核準電池容量需滿足單次至少20 min飛行耗電和信號發(fā)射耗電，通過更換電池，實現(xiàn)總續(xù)航時間120 min以上。單次續(xù)航時間內(nèi)標校任務規(guī)劃包含相位標校和方向圖測試。

2.3.1 相位標校

1)無人機(含終端確認)、跟蹤變頻器頻點切換時間：3 s；

2)無人機旋向切換時間：3 s；

3)天線自動標校流程時間(工程經(jīng)驗)：20 s；

4)無人機上升時間(100 m)：100 m/5 m/s=20 s；

5)無人機下降時間(100 m)：100 m/3 m/s≈34 s；

按照無人機電池單次續(xù)航時間20 min即1 200 s計算，扣除上升、下降約60 s的時間，因此在不考慮切換旋向的前提下，單次可完成1 140 s/23 s≈49個頻點校相任務。

2.3.2 方向圖測試

1)無人機(含終端確認)、跟蹤變頻器頻點切換時間：3 s；

2)無人機旋向切換時間：3 s；

3)天線方向圖單次測試掃描時間(工程經(jīng)驗)：

4)俯仰掃描范圍以對準角度為基準-3°～3°；

5)方位掃描范圍以對準角度為基準-5°～5°；

6)俯仰、方位掃描速度為恒速：0.5°/s；

7)頻譜儀設置時間：26 s；

8)頻譜儀存圖時間：30 s；

因此單頻點方向圖(方位和俯仰)掃描時間約為(需考慮偏置再回零共2個偏置范圍)：24 s+40 s+56 s=120 s；

無人機上升時間(100 m)：100 m/5 m/s=20 s；

無人機下降時間(100 m)：100 m/3 m/s≈34 s；

按照無人機電池單次續(xù)航時間20 min即1 200 s計算，扣除上升、下降約60 s的時間，因此在不考慮切換旋向的前提下，單次可完成1 140 s/120 s≈9個頻點方向圖掃描任務。

3 系統(tǒng)總體設計

3.1 無人機平臺

無人機選用大疆Matrice200V2無人機，采用DJI領先的飛控系統(tǒng)，具備雙冗余IMU和氣壓計提升安全性。配合智能電機驅(qū)動器，提供了敏捷、穩(wěn)定、安全的飛行性能。返航功能可使飛行器自動飛回返航點并自動降落。除了可實現(xiàn)穩(wěn)定飛行和懸停以外，多方位的視覺及紅外感知系統(tǒng)使飛行器可及時探測并自主躲避障礙物，進一步提升安全性。

圖4 Matrice200V2多旋翼無人機整機圖

Matrice200V2無人機起飛重量包括機身重量、動力電池重量、載荷重量，詳細重量如表5所示，載重符合Ⅱ類無人機。

M200V2的飛控系統(tǒng)支持飛行模式包括P模式(定位)、S模式(運動)、A模式(姿態(tài))。

表5 無人機起飛重量表

M200V2無人機具備自動返航的能力。M200V2無人機為操控者提供三種返航方式，分別為智能返航，智能低電量返航以及失控返航。在無人機起飛前已記錄返航點，并且具備良好的GPS信號，當遙控器與無人機失聯(lián)時，無人機也能夠自動返回返航點并平穩(wěn)降落，以防發(fā)生危險。

3.2 標校源模塊

標校源設計為S/X/Ka頻段標校源為同一個模塊，集成了標校源遠控模塊。

機載產(chǎn)品對于重量和功耗，都有嚴格的要求，體積小、重量輕、功耗低等特點，考慮到要實現(xiàn)三個不同頻段，因此標校源采用分頻段方案進行設計，將標校源做成標準化模塊。

標校源是給標校設備提供激勵信號，用來對天線進行標校，其組成原理框圖如圖5所示。晶振模塊給標校源模塊提供參考信號，標校源模塊通過鎖相環(huán)電路輸出一個頻率信號給天線模塊，天線模塊用來滿足激勵信號的定向輻射[7]。電源單元用來給整個標校分系統(tǒng)提供需要的電壓。

圖5 S/X/Ka頻段標校源原理框圖

標校源輸出的信號步進為100 kHz(S/X/Ka頻段)，考慮的小型化、輕量化和低功耗，標校源模塊采用集成的鎖相芯片。標校源單元分別輸出2.0～2.3 GHz，7.0～9.0 GHz，25.0～27.5 GHz的頻率信號，鑒相雜散為100 kHz，輸出信號的鑒相雜散抑制50 dBc。

寬帶頻率發(fā)生器原理框圖如圖6所示。標校源通過加入兩級數(shù)控衰減器實現(xiàn)-50～10 dB的增益調(diào)整，步進為1 dB，輸出信號功率最大為0 dBm，滿足輸出功率調(diào)整范圍-50～-5 dBm(S)可調(diào)、-50～5 dBm(X)可調(diào)、-50～10 dBm(Ka)可調(diào)和1 dB衰減精度的技術需求。

標校源采用的是無人機電池供電，因此盡量選取小電流低功耗的器件。頻率源采用100 MHz溫補晶振作為參考時鐘，該晶振電流小于6 mA，相位噪聲優(yōu)于-148 dBc/Hz@10 kHz。鑒相器的鑒相頻率為100 MHz，采用小數(shù)N分頻模式，鎖相輸出本振頻率。鎖相環(huán)電路采用集成鎖相芯片HMC830LP6G，該芯片具有高集成度、低相位噪聲、寬頻帶、低功耗等特點，輸出頻率覆蓋25～3 000 MHz，在100 kHz處相位噪聲可達到-115 dBc/Hz。

一般情況下，輸出頻率越高，分頻比越大，相位噪聲惡化越大，因此只計算最大頻點處相位噪聲。S頻段標校源輸出最大頻率為2 300 MHz，根據(jù)鎖相環(huán)理論可知，環(huán)路帶寬內(nèi)的相位噪聲是由晶振和分頻比決定，因此可計算出最大頻點處相位噪聲惡化20 log(2 300/100)=27 dB，可計算出晶振經(jīng)過惡化后的相位噪聲指標為：

-126 dBc/Hz@1 kHz；

-133 dBc/Hz@10 kHz；

-128 dBc/Hz@100 kHz；

-128 dBc/Hz@1 MHz。

環(huán)路帶寬以外的相位噪聲由VCO的相位噪聲決定，VCO的相位噪聲指標為：

-115 dBc/Hz@100 kHz；

-135 dBc/Hz@1 MHz。

晶振相位噪聲曲線與VCO相位噪聲曲線的交點在400 kHz處，即最佳環(huán)路帶寬選擇為400 kHz。環(huán)路帶寬內(nèi)相位噪聲公式：

PN=PNtot+10logfpd+20logN

PN=-227+10×log(100×106)+20×log(2300/100)=

-120 dBc/Hz@10 kHz

實際工程應用中電路對相位噪聲的惡化約5 dB，那么最終輸出本振信號的相噪可以達到-115 dBc/Hz@10 kHz，-117 dBc/Hz@100 kHz。1 MHz處于環(huán)路帶寬之外，由VCO在1 MHz處的相位噪聲減去惡化值，約為-130 dBc/Hz@1 MHz。

圖6 寬帶頻率發(fā)生原理框圖

3.3 雙圓極化天線模塊

天線模塊用來實現(xiàn)激勵信號的定向輻射，來對被測天線進行標校，天線采用LHCP(左旋圓極化)、RHCP(右旋圓極化)兩種極化方式。

S頻段和X頻段天線均采用微帶貼片天線，通過后端微帶電橋?qū)崿F(xiàn)其雙圓極化功能，采用隔片圓極化器形成左右旋圓極化。

圖7 S/X微帶天線圖

Ka頻段雙圓極化天線采用喇叭形式采用隔片圓極化形成左右旋圓極化[8]。

圖8 Ka喇叭天線圖

3.4 結(jié)構設計實現(xiàn)

本次無人機采用取消設備云臺相機，利用其安裝結(jié)構進行增加結(jié)構件適配器來安裝標校源模塊、雙圓極化天線。利用無人機原有三軸穩(wěn)定安裝孔位，進行增加適配器。采取利用無人機攝像云臺結(jié)構接口，根據(jù)此結(jié)構使標校分系統(tǒng)與之匹配，從而將標校分系統(tǒng)安裝在無人機上。根據(jù)無人機負載需求盡量減輕無人機負載，使用重量輕、硬質(zhì)的材料。

模塊搭載方式采用利用原無人機負載搭載結(jié)構，增加部分結(jié)構件，來達到包括標校源模塊、雙圓極化天線的搭載，主要采用上下對接方式。

圖9 標校源、天線安裝結(jié)構示意圖

3.5 系統(tǒng)遠控設計

1)標校源遠控終端(地面)[9]:

無人機遠控終端可對無人機發(fā)送頻率、極化、功率參數(shù)，并可以查詢當前參數(shù)。纖薄機身，靈巧便攜，采用高清電容觸摸屏，點擊一觸即達，使用方便。持久續(xù)航，4 500 mAh大電池設計，待機300個小時，正常使用8小時；IP65防護設計，防塵防水，滿足苛刻環(huán)境使用需求。

2)機載標校源遠控通信模塊[10]:

機載標校源遠控通信模塊采用透明傳輸?shù)陌腚p工的無線擴頻通信體制，采用單片機設計，功耗小，性能高。通信模塊采用兩種工作頻段：433 MHz和490 MHz，每個頻段各有8個信道，配備有專業(yè)的設置軟件，模塊通信距離可達5 km。

表6 機載標校源遠控通信模塊指標

為減輕無人機負載重量，機載標校源遠控通信模塊集成在信標源模塊內(nèi)。遠控通信模塊與信標模塊連接，實現(xiàn)遙控命令的接收下發(fā)和數(shù)據(jù)傳輸。如圖10所示。

圖10 遠控通信與標校信號發(fā)生器模塊連接關系

注意：模塊的SLE腳懸空或高電平時，模塊處于休眠狀態(tài)。SLE腳是低電平，模塊處于正常工作狀態(tài)。

3)遠控軟件接口需求:

發(fā)送命令格式：幀頭(AC55)+終端地址(00～0F)+頻率+功率(最高位表示符號)+極化(左旋/右旋)+信道(00～0F);

接收數(shù)據(jù)格式：幀頭(AC55)+終端地址(00～0F)+頻率+功率(最高位表示符號)+極化(左旋/右旋)+信道(00～0F)+溫度(最高位表示符號)。

4 載重與續(xù)航分析

無人機測試標校載荷包括標校源模塊、雙圓極化天線，結(jié)構件等主要部件。將影響無人機飛行性能的指標進行論證，包括載荷功耗和載荷重量。

表7 無人機測試標校載荷重量與功耗

無人機機身重量為4.69 kg，載荷重量為1.03 kg，起飛重量則約為5.72 kg，符合無人機“建議起飛重量：≤6.14 kg”的要求，同時也符合II類無人機起飛重量要求。

由于載荷采用無人機電池供電，在無人機第三方接口供電，在模塊內(nèi)進行變壓處理，影響無人機續(xù)航的主要因素為載荷重量.標校源功耗約為19 W,在單個TB55電池能量為174.6 Wh，2個電池情況下174.6*2=349.2 Wh，根據(jù)標校源一小時消耗的能量為19 Wh,349.2:19≈18.38:1,在飛行時間內(nèi)標校源消耗電池能量不足6%所以可忽略不計。從圖11無人機負載&時間曲線來看，載荷1 030 g續(xù)航時間約24 min。在滿足標校源和機載標校源測控通信模塊供電情況下，結(jié)合載荷實際重量小于設計重量，滿足實際續(xù)航時間可實現(xiàn)單次飛行時間(包含起飛、降落)大于20 min。

圖11 無人機負載續(xù)航時間分析圖

5 結(jié)束語

文中與現(xiàn)有標校塔設備相比的優(yōu)點在于提高系統(tǒng)的機動性和靈活性，降低成本，較以往標校系統(tǒng)能夠滿足Ka頻段的標校遠場距離和高度。本文以Ⅱ類無人機為平臺，搭載各頻段標校源、標校天線、遠控通訊模塊，在滿足無人機無證照管理的各項規(guī)定的前提下，最大利用其載重來進行S/X/Ka三頻地面站天線的標校。經(jīng)過試驗驗證，證明該設計是可行的，本方法已經(jīng)成功應用于實際工程中，目前運行良好。