洪 宇，吳宗清，門 濤，秦明暖，嚴(yán)亞龍

(1.宇航動力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710043；2.中國西安衛(wèi)星測控中心，西安 710043)

0 引 言

航天測控天線的準(zhǔn)確標(biāo)校是獲取在軌航天器高精度測量數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)，保證大口徑測控天線跟蹤精度的重要工作是通過相位校準(zhǔn)消除交調(diào)影響[1-2]。在航天器進(jìn)出空間測控和空間操控管理任務(wù)中，測控設(shè)備按場區(qū)有無配置標(biāo)校塔，可分為兩類標(biāo)校方法：有塔標(biāo)校和無塔標(biāo)校。有塔標(biāo)校[3]方式可操作性強(qiáng)，但受制于工程基建建設(shè)，該方法即使能夠滿足遠(yuǎn)場條件，但一般仰角較低，易受到周邊環(huán)境干擾，造成標(biāo)校誤差。無塔標(biāo)校是指不利用標(biāo)校塔即可完成設(shè)備標(biāo)校的各類方法，如采用在天線副面架設(shè)標(biāo)校設(shè)備、放標(biāo)定球、指向射電星(大口徑)或衛(wèi)星[4-6]等方式。

隨著航天測控技術(shù)的發(fā)展，Ka頻段天線在測控領(lǐng)域已逐步應(yīng)用[7-8]。Ka頻段天線波束較窄、跟蹤精度指標(biāo)要求高，如何開展大口徑Ka頻段測控天線標(biāo)校及低軌高動態(tài)目標(biāo)捕獲跟蹤，是影響新型測控設(shè)備效能發(fā)揮的關(guān)鍵技術(shù)[9-10]。以12 m口徑天線為例，由于Ka頻段要求的遠(yuǎn)場測試條件較高，天線遠(yuǎn)場距離一般需25 km以上，仰角3°時(shí)對應(yīng)的標(biāo)校塔高度至少需1400 m；即使在1/4遠(yuǎn)場條件下，仍然需要比天線中心位置高至少350 m的標(biāo)校塔配合。在沒有相應(yīng)頻段衛(wèi)星配合標(biāo)校工作時(shí)，Ka頻段天線的外場指標(biāo)測試和跟蹤相位校準(zhǔn)[11-12]較難實(shí)現(xiàn)，需采用新的無塔標(biāo)校方法。

基于以上需求，本文提出了利用無人直升機(jī)搭載測控/數(shù)傳應(yīng)答載荷構(gòu)造外部標(biāo)校環(huán)境、開展Ka頻段天線測試標(biāo)校的試驗(yàn)方法，為Ka頻段測控天線研制和外場測試提供技術(shù)支持和途徑。

1 測控天線校相原理

雙通道單脈沖跟蹤接收機(jī)具有設(shè)備相對簡單、跟蹤精度高、角誤差解調(diào)性能優(yōu)良、容易實(shí)現(xiàn)等優(yōu)點(diǎn)，在測控系統(tǒng)中得到了廣泛應(yīng)用。測控天線一般配置單脈沖自跟蹤接收機(jī)，解調(diào)輸出反映目標(biāo)偏離天線主波束的方位電壓和俯仰電壓，驅(qū)動天線實(shí)時(shí)跟蹤目標(biāo)。

但它存在和、差通道幅相不一致引起的交叉耦合以及定向靈敏度變化問題，需要進(jìn)行定期校正；而且校相結(jié)果受設(shè)備組合、工作頻點(diǎn)、環(huán)境溫度和極化方向的影響較大，使得校相成為執(zhí)行任務(wù)前不可或缺的工作。圖1為雙通道單脈沖跟蹤接收機(jī)原理框圖。

圖1 雙通道單脈沖跟蹤接收機(jī)原理框圖Fig.1 Diagram of angle error demodulation in dual channel monopulse system

在圖1中，由饋源產(chǎn)生的和差信號經(jīng)過各自的低噪聲放大器、下變頻器變成中頻ω1送至綜合基帶設(shè)備，和路信號經(jīng)過中頻采樣后，送入FPGA的數(shù)字鎖相環(huán)提取相干載波，經(jīng)過能量檢測單元得到和路的自動增益控制信號。和路的自動增益控制信號送給差路，完成差路信號的自動增益控制。差路信號經(jīng)過中頻采樣后，利用和支路載波跟蹤結(jié)果對差支路信號跟蹤，經(jīng)數(shù)字下變頻低通濾波，得到兩路同相正交信號，對這兩路同相正交信號進(jìn)行數(shù)學(xué)計(jì)算，完成角誤差電壓的解調(diào)。

在跟蹤接收機(jī)完成角誤差解調(diào)后，當(dāng)和差信道相移不一致時(shí)，將會引起交叉耦合。所以要通過相位標(biāo)校解算出移相器的移相值，使和差信道的相移保持一致。

基于無人機(jī)的測控天線動態(tài)自動校相技術(shù)，其基本原理是通過在天線主波束內(nèi)目標(biāo)兩點(diǎn)的測量，獲取天線相對無人機(jī)運(yùn)動前后的誤差電壓值和相對運(yùn)動角度，計(jì)算出相位校正值和需設(shè)定的定向靈敏度。為了實(shí)現(xiàn)的方便，一般可借助天線控制單元的程序引導(dǎo)或數(shù)字引導(dǎo)功能，當(dāng)目標(biāo)進(jìn)入天線主波束3 dB波瓣范圍后，讀取一組初始方位、俯仰誤差電壓UA0,UE0以及天線位置角度A0，E0；然后俯仰向上拉偏一個(gè)位置偏置量，再讀取一組方位、俯仰誤差電壓UA1,UE1，以及天線位置角度A1，E1；根據(jù)公式，即可計(jì)算出通道相移量和D/A板放大輸出系數(shù)，具體的相位標(biāo)校原理見文獻(xiàn)[3]。

最終，對左旋圓極化波，校相后移相器值為：

Δφ1=

(1)

對右旋圓極化波，校相后移相器值為：

Δφ1=

(2)

定向靈敏度計(jì)算公式為：

(3)

其中，需要注意的是，當(dāng)UA1-UA0=0時(shí)，代表天線進(jìn)行一次拉偏后其誤差電壓沒有變化，導(dǎo)致校相失敗。Δφ0為移相器的初始相移量，C0為信號通道初始增益因子，Ce為天線額定定向靈敏度，θ為天線偏置角。此種情況可能會在跟蹤接收機(jī)上增益系數(shù)配置為0時(shí)出現(xiàn)，屬于配置錯(cuò)誤的異常情況，此時(shí)應(yīng)重新調(diào)整跟蹤接收機(jī)上的增益系數(shù)，然后再次進(jìn)行校相。

2 無人機(jī)平臺試驗(yàn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

2.1 系統(tǒng)組成與工作模式設(shè)計(jì)

無人機(jī)載試驗(yàn)系統(tǒng)包括無人機(jī)平臺分系統(tǒng)、地面飛行控制分系統(tǒng)、地面數(shù)據(jù)處理中心分系統(tǒng)等，有效載荷可根據(jù)試驗(yàn)需要靈活加載至無人直升機(jī)。

為高效開展測控天線校相工作，本文使用載重量大、續(xù)航時(shí)間長的無人直升機(jī)。并根據(jù)試驗(yàn)場景需求，設(shè)計(jì)了輕量化測控載荷組合模式，可同時(shí)掛載1臺S頻段應(yīng)答機(jī)、2臺C/X/Ka頻段應(yīng)答機(jī)等載荷，總體布局如圖2所示。該設(shè)計(jì)方案可使飛機(jī)避免頻繁起降、延長了飛行和懸停時(shí)間，利于較長時(shí)間開展Ka頻段天線的捕獲跟蹤工作。

圖2 無人機(jī)搭載載荷組合工作模式示意圖Fig.2 Loading figure of combined working mode based on unmanned aerial vehicle

2.2 精度分析

角度精度由RTK定位平面精度和高程精度、差分基站位置平面精度和高程精度、測控天線坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換誤差、無人機(jī)到測控天線坐標(biāo)原點(diǎn)基線長度值構(gòu)成。角度精度可按下式[13]計(jì)算：

(4)

式中:σangle為測控天線坐標(biāo)原點(diǎn)到無人機(jī)之間角度精度，σ1、σ2、σ3、σ4、σ5分別為RTK平面精度取±25 mm+1×10-6(10～20 km基線，小于10 km精度更高)，RTK高程精度取±50 mm+1×10-6(10～20 km基線精度，小于10 km精度更高)、差分基站平面精度取±2.5 mm+0.5×10-6，差分基站高程精度取±5 mm+0.5×10-6，天線坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換到84坐標(biāo)系誤差取±4 mm，L為無人機(jī)到測控天線坐標(biāo)原點(diǎn)基線。計(jì)算可得角度精度分別為±11.56″、±2.3″、±1.16″。

對于測控天線波束寬度(3 dB)為0.1°情況，單脈沖測角體制測角精度按1/10波束寬度計(jì)算，測控站測角精度為±0.01°，再按被鑒定標(biāo)準(zhǔn)與標(biāo)準(zhǔn)比對取1/3，需要作為標(biāo)準(zhǔn)比對的角度測量精度小于±12″，當(dāng)無人機(jī)到測控天線坐標(biāo)原點(diǎn)基線長度為1 km時(shí)角度精度為±11.56″，就可滿足測角精度鑒定要求，更長的基線則角度精度更高。

采用無人機(jī)搭載測控載荷進(jìn)行天線標(biāo)校的方法主要誤差來源于無人機(jī)自身定位精度，高精度GPS接收機(jī)實(shí)時(shí)動態(tài)差分定位的精度可達(dá)2 cm[14]。其次，還應(yīng)考慮飛行姿態(tài)變化和機(jī)載載荷天線與北斗差分天線位置不一致引起的誤差[15]。本項(xiàng)目數(shù)據(jù)處理過程中對無人機(jī)系統(tǒng)裝載的差分天線與載荷天線、質(zhì)心慣導(dǎo)位置誤差進(jìn)行了標(biāo)定，在數(shù)據(jù)處理過程中扣除該距離引起的誤差。試驗(yàn)過程中為減少無人機(jī)姿態(tài)變化引入的誤差，測控天線跟蹤并采集數(shù)據(jù)的航路設(shè)計(jì)為長距離直線航路，測控天線在無人機(jī)爬升與轉(zhuǎn)彎等狀態(tài)下不跟蹤載荷、僅在平飛或懸停狀態(tài)下進(jìn)行試驗(yàn)。

2.3 天線口徑分析

地球軌道衛(wèi)星地面站測控設(shè)備大多采用拋物面天線，天線口徑從4.5～12 m不等，常用的有直徑4.5 m、5.5 m、7.3 m、9 m及12 m等多種規(guī)格。天線口徑大小很大程度上決定了系統(tǒng)的最大功率增益與噪聲溫度比(gain and noise temperature, G/T值)、等效全向輻射功率(equivalent isotropically radiated power, EIRP)等主要性能指標(biāo)?？趶皆酱?，G/T值和EIRP也越高，接收、發(fā)射信號能力強(qiáng)，作用距離就越遠(yuǎn)?？紤]到本文旨在使用無人機(jī)進(jìn)行地面測控天線的相位標(biāo)校，所以需對不同天線口徑下的相位校準(zhǔn)鏈路余量進(jìn)行分析。

2.1節(jié)已提到，要實(shí)現(xiàn)Ka頻段信號的準(zhǔn)確相位校準(zhǔn)，需在S校相完成并自動跟蹤的基礎(chǔ)上進(jìn)行Ka頻段信號的校相工作，所以需綜合考慮無人機(jī)S及Ka頻段機(jī)載天線增益。另外，還需考慮地面測控天線G/T值及空間損耗等因素，地面測控天線的G/T值又和天線口徑等因素相關(guān)，式(5)給出了地面測控天線接收信號功率與噪聲譜密度比的計(jì)算公式[3]。

(C/N0)r=P1+G1-Lsp-Lr+G/T-k

(5)

式中:P1為無人機(jī)S/Ka應(yīng)答機(jī)發(fā)射功率，G1為無人機(jī)機(jī)載S/Ka頻段天線增益，Lr為無人機(jī)上電纜損耗，G/T為地面接收系統(tǒng)增益噪聲溫度比(品質(zhì)因數(shù)，dB/K)，k為波爾茲曼常數(shù)(-228.6 dBW/Hz·K)，Lsp為下行空間損耗，空間損耗的計(jì)算方法為：

Lsp=32.44+20lgf+20lgR

(6)

式中:f為天線的工作頻率(MHz)，R為無人機(jī)信標(biāo)至地面測控天線的距離(km)。

2.1節(jié)介紹的無人機(jī)試驗(yàn)系統(tǒng)中，S及Ka頻段應(yīng)答機(jī)的發(fā)射功率分別為20 dBm及10 dBm，機(jī)載天線增益分別為6 dB及10 dB，無人機(jī)上電纜損耗為3 dB，假設(shè)無人機(jī)與地面測控天線的距離為24 km(12 m口徑天線工作于25 GHz頻率時(shí)的遠(yuǎn)場距離)，S頻段的天線工作頻率為2250 MHz，Ka頻段天線的工作頻率為25 GHz，4.5 m、5.5 m、7.3 m、9 m及12 m口徑天線的在S/Ka頻段G/T值一般為13/32(dB/K)、15/34(dB/K)、18/37(dB/K)、20/38(dB/K)、22/41(dB/K)?；谝陨蠗l件，分別計(jì)算出不同口徑地面測控天線在S及Ka頻段校相時(shí)的鏈路余量如表1所示。

表1 不同口徑地面測控天線S/Ka頻段校相鏈路余量計(jì)算表Table 1 Link margin calculation sheet of S/Ka phase calibration in different diameters ground TT&C antennas

通過上表可以看出，在現(xiàn)有試驗(yàn)條件下，無人機(jī)與不同典型口徑的地面測控天線之間的鏈路余量在S及Ka頻段均滿足校相需求，但若地面測控天線的口徑繼續(xù)減小，在進(jìn)行Ka頻段相位標(biāo)校時(shí)的鏈路余量可能不能滿足地面測控天線的G/T值指標(biāo)。

3 基于無人機(jī)平臺的測控天線校相方法

3.1 試驗(yàn)方法設(shè)計(jì)

無人機(jī)飛升高度根據(jù)遠(yuǎn)場條件公式L≥2D2/λ和地面天線仰角進(jìn)行計(jì)算，L為待測天線點(diǎn)位與無人機(jī)在地面投影點(diǎn)位的直線距離，D為天線口徑直徑，λ為波長。

本節(jié)試驗(yàn)基于12 m口徑地面測控天線工作于26.9 GHz頻率的條件下進(jìn)行，計(jì)算得出Ka頻段遠(yuǎn)場距離與無人機(jī)飛行高度的對應(yīng)關(guān)系如表2所示。

表2 Ka頻段遠(yuǎn)場距離和無人機(jī)飛行高度對應(yīng)關(guān)系Table 2 Correspondence between Ka-band far-field distance and UAV flight altitude

為滿足Ka頻段天線的遠(yuǎn)場條件及3°以上跟蹤仰角，任務(wù)前需要對無人機(jī)的飛行航跡進(jìn)行合理設(shè)計(jì)[16]，并設(shè)定3個(gè)以上懸停點(diǎn)，用于Ka頻段天線的捕獲。圖3給出了規(guī)劃后的無人直升機(jī)典型任務(wù)剖面。無人直升機(jī)從海拔500 m高度起飛，前出13 km，爬升至相對高度1100 m，飛行至距待測天線10 km的任務(wù)區(qū)域執(zhí)行任務(wù)，跟蹤仰角6.3°，執(zhí)行任務(wù)期間飛行速度不超過25 m/s，任務(wù)時(shí)間2 h，任務(wù)完成后返航。

圖3 無人機(jī)典型任務(wù)剖面圖Fig.3 Typical mission profile of unmanned aerial vehicle

3.2 試驗(yàn)步驟

進(jìn)行Ka頻段測控天線快速校相時(shí)，測控天線需在S頻段自跟蹤條件下疊加偏置進(jìn)行；同時(shí)，無人機(jī)下傳至地面測控設(shè)備的信號電平應(yīng)滿足設(shè)備載波捕獲跟蹤的靈敏度門限要求，且無人機(jī)與測控天線間應(yīng)無遮擋。Ka頻段自動校相測試流程如圖4所示。

圖4 無人機(jī)懸停測試Ka頻段自動校相流程圖Fig.4 Diagram of Ka-band automatic phase calibration test

試驗(yàn)過程如下：

1)預(yù)先完成S頻段天線(2300 MHz)跟蹤相位的校準(zhǔn)；

2)無人機(jī)升空至航路設(shè)置的預(yù)定懸停位置，控制信標(biāo)源開啟，發(fā)射S/Ka頻段待測頻點(diǎn)單載波信號；

3)調(diào)整天線指向，信標(biāo)進(jìn)入S頻段天線波束后，啟動S頻段天線自跟蹤；

4)待跟蹤穩(wěn)定后，微調(diào)無人機(jī)飛行高度使天線俯仰角度為6°；

5)退出S頻段天線自動跟蹤模式，天線控制單元啟動S+Ka頻段天線自動校相流程，完成S+Ka頻段天線自動校相；

6)完成自動校相流程后，開啟Ka頻段天線自跟蹤；

7)待Ka頻段天線跟蹤穩(wěn)定后，保持俯仰自跟蹤，控制方位軸分別拉偏±0.005°、±0.01°、±0.015°、±0.02°、±0.025°、±0.03°，記錄天線方位和俯仰誤差電壓；

8)保持方位軸自跟蹤，控制俯仰軸拉偏±0.005°、±0.01°、±0.015°、±0.02°、±0.025°、±0.03°，記錄天線方位和俯仰誤差電壓；

9)由第1節(jié)中的式(1)或(2)即可求出本次校相的方位和俯仰所需移相值；

10)由第1節(jié)中的式(3)即可求出本次校相的定向靈敏度；

11)每次進(jìn)行天線拉偏時(shí)，可通過觀察方位/俯仰角發(fā)生變化時(shí)引起俯仰/方位誤差信號的變化量，從而求出本次校相的交叉耦合。一般天線控制單元可自動完成校相交叉耦合結(jié)果的計(jì)算及顯示。

3.3 校相試驗(yàn)驗(yàn)證

使用無人直升機(jī)標(biāo)校系統(tǒng)在聯(lián)試場與12 m口徑測控設(shè)備進(jìn)行了校相試驗(yàn)，由于無人直升機(jī)懸停時(shí)間長、懸停位置精度高，每次懸停時(shí)長可達(dá)1 h以上。在第一個(gè)懸停點(diǎn)，即俯仰6.3°時(shí)采用S(波束寬度0.38°)自跟蹤基礎(chǔ)上疊加適量偏置，即可使目標(biāo)落在Ka頻段波束寬度(0.06°)內(nèi)且趨近波束零點(diǎn)。經(jīng)過多個(gè)架次飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，Ka頻段可實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定自跟蹤、且校相成功，同時(shí)進(jìn)行了S、Ka頻段電軸一致性測試，測試結(jié)果如圖5所示，具體結(jié)果如表3所示。

圖5 無人機(jī)測試Ka頻段自動校相結(jié)果示意圖Fig.5 Schematic diagram of Ka-band automatic phase calibration results

通過表3可以看出，采用文中提出的無人機(jī)平臺、校相算法及測試方案，可以成功完成地面測控天線Ka頻段的相位標(biāo)校工作。每次相位標(biāo)校得出的交叉耦合和靈敏度系數(shù)指標(biāo)均滿足天線對無人機(jī)信標(biāo)的閉環(huán)自跟蹤要求，用時(shí)基本在1 min之內(nèi)，能夠做到快速校相。

表3 對無人機(jī)的校相結(jié)果統(tǒng)計(jì)表Table 3 Statistical table of the calibration results of UAV

試驗(yàn)結(jié)果滿足設(shè)備指標(biāo)測試及任務(wù)自檢要求，表明了直升機(jī)掛載載荷進(jìn)行Ka頻段天線標(biāo)校的可行性，可作為大口徑測控天線的標(biāo)校手段。

4 結(jié) 論

本文提出了基于無人直升機(jī)的Ka頻段測控天線校相方法，對比了新方法與傳統(tǒng)標(biāo)校塔方法的優(yōu)缺點(diǎn)，分析了無人機(jī)平臺的系統(tǒng)組成、載荷組合模式及數(shù)據(jù)精度。通過分析天線校相原理，設(shè)計(jì)了飛行航路及試驗(yàn)方法，多個(gè)架次的飛行試驗(yàn)結(jié)果表明無人直升機(jī)載重量大、懸停時(shí)間長，可實(shí)現(xiàn)Ka頻段測控天線穩(wěn)定自跟蹤和相位校準(zhǔn)。

該方法為高頻段大口徑測控天線測試和標(biāo)校提供了新思路，無人機(jī)直升機(jī)平臺作為移動的標(biāo)校塔，可靈活構(gòu)造外部試驗(yàn)環(huán)境、不受地理?xiàng)l件限制，測控設(shè)備天線仰角較標(biāo)校塔仰角更高，測控頻段和工作模式可以根據(jù)任務(wù)需要實(shí)時(shí)遙控配置，方位、俯仰、距離通過無人機(jī)航路設(shè)計(jì)保證，有利于提高標(biāo)校精度，能夠取得理想的標(biāo)校結(jié)果。缺點(diǎn)是無人直升機(jī)飛行過程中姿態(tài)變化、載荷與差分天線位置不一致引入了新的誤差，但可通過精確標(biāo)定和數(shù)據(jù)處理方法消除姿態(tài)及位置誤差。

綜上所述，本文提出的無人機(jī)校相方法在深空測控、天線組陣、大口徑高頻段測控?cái)?shù)傳天線等新型航天測控裝備的標(biāo)校測試領(lǐng)域具有工程應(yīng)用前景，可作為主用校相方法確保完成重要測控任務(wù)。