机载卫星通信天线跟踪误差探索范文

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摘要：随着机载卫星通信的工作频段向着宽频带和多频段拓展，Ku/Ka双频段天线已成为目前发展的主流。双频段天线的指向跟踪方式直接影响卫星通信的性能，而天线系统各项误差可导致天线的指向精度、跟踪精度不能满足动载体快速、可靠与实时捕获卫星的需求，导致卫星链路中断，数据丢失，无法正常通信。因此，介绍了机载Ku/Ka双频段天线系统的组成和采用的跟踪方式，分析在不同的跟踪方式下指向误差和跟踪误差的产生因素，并提出改善误差的解决方式，估算跟踪精度。

关键词：机载；天线；指向误差；跟踪误差

卫星通信系统和测控系统按设备划分，可分为信道分系统和测角分系统。信道分系统是主体，测角分系统是基础。测角分系统包括天馈、跟踪接收以及天线控制等。天线的指向精度和跟踪精度是反映测角分系统性能的主要技术指标，也是决定卫星通信系统性能的重要因素。测角分系统各项误差可导致天线的指向精度和跟踪精度不能满足动载体快速、可靠与实时捕获卫星的需求，从而导致卫星链路中断，数据丢失，无法正常通信。因此，在机载测角分系统的研制中，需对各器件进行正确选型，仔细评估误差项，在设备安装调试期间认真进行误差标定，从而降低系统误差，提高系统指向精度和跟踪精度，确保通信系统的跟踪性能[1]。对于机载移动卫星通信系统来讲，测角分系统中的天馈、跟踪接收以及天线控制均集成在天线中。影响通信系统性能的主要因素是天线的指向精度和跟踪精度。本文主要介绍Ku/Ka频段卫星天线系统组成、跟踪方式以及根据不同的跟踪方式分析天线的指向误差和跟踪误差，估算跟踪精度。

1双频段机载卫星通信天线组成及跟踪方式

卫星通信天线主要由双频段天馈设备、天线控制单元、单脉冲跟踪接收机、传动系统及捷联航姿组成，如图1所示。在机载卫星通信系统中，载机处于运动状态，其姿态始终在变化。因此，机载天线必须能够快速捕获卫星，并始终跟踪对准卫星，这是系统正常工作的关键。卫通天线通常采用单脉冲自跟踪和程序引导（由机载惯导平台提供飞机姿态信息INS和定位信息GPS）来捕获卫星。为隔离姿态的变化，机载天线还装有陀螺稳定装置，其隔离度可达30dB以上。

1.1单脉冲自跟踪模式

单脉冲自跟踪模式是一种雷达精密跟踪技术，使天线的波束固定，用单个来波信号就可以同时产生方位和俯仰的角误差信号和方向，驱动天线方位轴和俯仰轴朝着减少误差信号的方向运动。当天线电轴指向目标时，差方向图的增益为零。当天线电轴偏离目标时，便产生误差信号。该误差信号和信号归一化处理并解调，解调出跟踪误差信号。天线伺服控制设备根据这个误差信号，驱动天线电轴指向误差零值方向。可见，单脉冲跟踪体制中，角误差信号是通过测量各个波束间的相对振幅和相对相位（即比幅单脉冲或比相单脉冲）得到的。这种方式从馈源得到和信号、方位误差信号和俯仰误差信号。馈源网络复杂，跟踪精度高，适合于姿态变化剧烈且跟踪速度和精度要求高的系统[1]。

1.2惯导指向程序跟踪模式

这种模式是利用惯导信息（包括载体位置信息包括经度和纬度，载体的姿态信息包括航向、横滚和纵摇），通过空间坐标系的转换，实时解算当前位置下天线的指向角度，驱动电机运转和控制波束指向卫星。这种模式的优点是天线跟踪系统组成简单，无须额外的信号解调合成处理，直接利用载体已有的高精度惯导设备就可完成跟踪。它的缺点是对载体惯导设备的精度和可靠性要求很高，且惯导自身精度随着时间漂移大的问题直接影响天线指向精度[2]。

1.3Ku/Ka双频段卫星通天线跟踪方式

对于机载Ku/Ka双频段卫星通系统来说，飞机在高空高速飞行时姿态变化大、飞机振动强，而且机载卫星天线的波束较窄。特别是Ka频段，天线方向图波束宽度仅有1.2°[3]。采用何种天线跟踪方式，直接影响系统的指向精度和跟踪精度。选取捕获速度快的单通道单脉冲闭环跟踪体制与采用光纤捷联航姿设备开环引导方式相结合的跟踪方式，可以快速捕获卫星目标并进行精确跟踪。在载机初始对准卫星时，利用捷联航姿的实时姿态信息进行初始程序引导。在载机飞行过程中，为了确保在运动颠簸状态下对卫星的准确跟踪，在Ku频段和Ka频段工作时都可进行闭环单脉冲自跟踪，并增加了速率陀螺补偿，隔离载体扰动。两种跟踪方式可以相互切换。当系统启动后，天线控制单元将飞机经度、纬度和卫星方位角传给捷联航姿单元，使捷联航姿完成初始标定。标定结束后，捷联航姿进入导航状态，开始解算载体的实时姿态角和经纬度。此时，机体运动带来的姿态变化和位置变化被姿态稳定单元跟随检测。当天线自跟踪正常工作时，捷联航姿输出的经纬度与从天线控制单元的经纬度进行比较，用比较差值法估算捷联航姿漂移并修正其输出的姿态角，使输出姿态角和经纬度均保持在较高精度，再根据天线控制单元当前的卫星方位角、卫星高低角、卫星极化角及跟踪时方位码盘值、跟踪时高低码盘值，按固定的计算公式计算出机体天线正确跟踪卫星需要的方位、高低以及极化角度码盘值。天线控制单元接收到此信息后就可以驱动电机带动天线旋转到对应码盘值，达到隔离机体运动的目的，进而使卫通天线完全锁定卫星。

2指向跟踪误差分析

跟踪精度是指天线电轴对准目标的准确度，由跟踪误差来衡量的。跟踪误差包括随机误差和系统误差。系统误差是相对不变或有一定的变化规律，可以用函数关系来描述的一类误差。对于机载移动天线，结构轴系误差、载体形变误差、天线罩瞄准线误差以及伺服动态滞后误差等，可以通过测量、标效的方法进行修正减小。随机误差是一种不可预测、变化没有规律的误差，可以用统计学的方法进行计算和分析，通过平滑滤波进行抑制。它与馈源的移相误差、通道耦合误差、接收机的热噪声和性能误差、机械结构的轴系误差、阵风误差以及伺服系统的性能等因素相关。天线系统的指向精度定义为天线波束轴方向与指令方向之间的空间角误差，由信息源精度、伺服环路以及结构误差等组成。

2.1动态滞后误差

通常，动态滞后误差是较大的误差项。在自跟踪模式下，当飞机飞行时天线的电轴会跟不上目标，电轴滞后目标一个角度，称为动态滞后误差。动态滞后的误差主要由天线运动的加速度分量引起，采用提高天线伺服控制频率、提高采样率、跟踪接收机的误差电压满足一定的定向灵敏度、天馈系统的差方向图要满足一定的差斜率等方法，可以减小动态滞后误差。工程设计经验和动态实测数据显示，天线方位和俯仰轴上的动态滞后误差约为0.2°。对于机载设备，动态滞后误差可通过实时动态滞后修正并平滑处理后再进行坐标变换上报的方法来动态修正。

2.2天线罩瞄准线误差

在载机运动中，天线与卫星目标的相对变化可引起天线与天线罩的相对位置的改变，从而导致天线辐射场透过天线罩罩壁的入射角发生改变。天线罩罩壁对电磁波的相位插入和折射造成天线波束偏移，直接影响天线的跟踪误差。根据对天线罩瞄准线误差原理的分析，可以通过对天线带罩状态和不带罩状态的电性能测量，比较差方向图零深位置的变化，经过计算分析可以得到天线罩的瞄准线误差。根据测量，天线主波束指向折射的偏差大约0.15°，采用分段二阶线性拟合的方法得到天线罩瞄准线误差补偿模型进行修正[3]。

2.3机体变形误差

卫星通信天线与捷联航姿设备安装在载机的不同位置，尽管要求在同一平面，但载机任务飞行时，机体弹性变形仍会引起这两种设备的基准工作水平面发生扭动。经过多次任务试验测定，两基准面变动对天线指向产生的误差均方根值为0.2°，这部分误差可以通过伺服算法进行修正[3]。

2.4隔离残差

对于机载Ku/Ka频段卫星天线，半功率波束宽度较窄，Ka频段约为1.2°，Ku频段约为2.6°，使得天线伺服控制系统必须具备很强的抗扰性。目前，一般采用在天线上加装陀螺的方法提高系统的隔离度。经过试验，隔离残差约为0.19°，在飞机颠簸和转弯条件下，目标不丢失。

2.5轴角编码器编码误差和零位标定误差

编码器是用于测定天线的指向角度。由于它自身的误差，可导致天线不能准确指向卫星。这个误差由角度传感器性能决定，无法消除，需对其精度进行测定，确保其在一定的误差范围内。编码零值标校实质是对测量系方位、俯仰以及极化轴角度零值进行标定。天线系统自跟踪稳定正常后，利用信标对天线各轴进行精确的角度标定，装机后还应根据载机的位置利用同步卫星对方位轴、俯仰轴和极化轴的零位再次进行标定。此误差可经过标定减少误差[4]。

2.6结构安装误差

对于移动机载天线，结构设计存在很高的难度，要求其具备刚度好、动态变形小、轴系精度高、谐振频率高等特点，同时要满足体积小、重量轻和结构紧凑。因此，在安装装机时必须尽力减小安装误差。天线的安装误差主要包括方位俯仰轴不正交产生的误差、机械轴和电轴偏差以及大盘不水平引起的误差等。此误差可经过标定减少误差。

2.7惯导误差

惯导为机载天线提供载机的实时位置（经度、纬度及高度）和实时姿态（方位、俯仰及横滚）等参数，因此惯导的精度和响应速度对整个天线系统指向精度的影响至关重要[5]。本系统捷联航姿的姿态和位置精度小于0.12°（均方根值）。

2.8总误差分析

天线系统在Ku频段和Ka频段均可采用单脉冲自跟踪方式和基于捷联惯导的指向跟踪方式工作。对于系统误差，在系统标定时已进行修正减小，修正后的误差约为0.15°，其他误差均属随机误差。由于Ka频段波束较窄，这里只分析Ka频段跟踪误差和指向误差。当采用单脉冲自跟踪方式时，误差源在假定外界扰动为±15°/s的条件下，当跟踪隔离度为34dB时，Ka频段跟踪误差的主要误差源及其贡献如表1所示[1]。Ka频段的波束宽度为1.2°，跟踪误差估算均方根值为0.21°，满足误差不大于1/5的波束宽度需求。实际在摇摆状态下采用误差电压测试法跟踪卫星进行测试，测试均方根值为0.15°，验证了估算的准确性。当采用基于姿态稳定单元的指向跟踪方式工作时，指向误差主要由捷联航姿的精度、伺服环路以及结构误差等因素组成。其中，编码精度各个误差项包括旋变误差0.05°、编码误差0.04°、旋变安装误差0.02°，总计0.07°（均方根值）；惯性导航飞机姿态和位置误差取0.12°（均方根值），指向误差预计如表2所示，满足指向精度为1/5波束宽度的需求。实际在摇摆状态下测试，测试值为0.2°，验证了估算的准确性[1]。

3结语

本文介绍了机载Ku/Ka双频段卫星通信天线系统组成和跟踪方式，分析了影响机载天线指向误差和跟踪误差的主要因素，给出了估算值和实测数据，验证了估算的准确性。可知，提高跟踪接收机、伺服控制的跟踪性能可以有效提高系统跟踪精度，而惯导的精度是影响指向精度的主要因素。

作者：田捷力 李麒 邓军 顾田航 顾新 单位：中国电子科技集团公司第三十九研究所 陕西省天线与控制技术重点实验室 解放军93216部队 西安邮电大学 西安电子科技大学