喻 曉，熊建林，劉 斌，肖 磊

(1.北京遙測技術(shù)研究所 電子工程部，北京100076;2.西安電子科技大學(xué) 理學(xué)院，陜西 西安710071)

目前，我國已成功應(yīng)用中繼衛(wèi)星系統(tǒng)S頻段鏈路實現(xiàn)運載火箭遙測信息的實時回傳。為實現(xiàn)高碼率的遙測信息傳輸，使用中繼衛(wèi)星系統(tǒng)Ka頻段鏈路。由于箭載中繼終端Ka頻段相控陣天線波束寬度較窄、開環(huán)指向計算誤差、箭體姿態(tài)測量誤差、安裝誤差等影響無法避免，而且，上述誤差會對箭載中繼終端Ka頻段波束指向精度帶來一定影響［1］。針對這一問題，提出一種多信息輔助自動角跟蹤技術(shù)，該技術(shù)利用天線陣列實時接收的中繼衛(wèi)星前向信號，輔助火箭飛行位置、姿態(tài)等信息，計算箭星間指向角度，達到簡化接收天線陣列、實現(xiàn)了有限空間條件下天線波束閉環(huán)跟蹤，提高了天線指向精度。

1 箭載中繼用戶終端自動角跟蹤系統(tǒng)

Ka頻段箭載中繼用戶終端自動角跟蹤系統(tǒng)，是利用接收S頻段信標(biāo)信號解算獲取指向角信息以引導(dǎo)Ka天線發(fā)射，是由S頻段有源接收天線陣、Ka頻段測控終端以及Ka頻段相控陣發(fā)射天線陣組成，其原理連接如圖1所示。

圖1 Ka頻段箭載中繼用戶終端自動角跟蹤系統(tǒng)組成框圖

S頻段有源天線陣接收測量信號為偽隨機碼調(diào)制的BPSK擴頻信號，測控終端首先完成對該測量信號進行快捕、精確捕獲跟蹤等工作，隨即提取其載波瞬時相位值，并利用火箭飛行位置、姿態(tài)等輔助信息進行數(shù)字信號處理獲得精確指向角度值，最后將該角度值發(fā)送至波控器，以控制Ka箭載相控陣發(fā)射天線發(fā)射角度。

2 多信息輔助測向技術(shù)

2.1 天線陣布局

干涉儀測向?qū)嵸|(zhì)為根據(jù)兩個天線陣元接收信號間相位差獲取目標(biāo)偏離天線軸線角度信息，箭載中繼用戶終端需要同時測量來波到達方位角、俯仰角，文中設(shè)計了一種三元天線陣，如圖2所示。

圖2 天線陣布局原理圖

設(shè)來波波長為λ;基線長為D;轉(zhuǎn)換為箭載坐標(biāo)系下的測向公式為

其中，Φ1是K0K1基線求得的相位差;Φ2是K0K2基線求得的相位差;角α為坐標(biāo)原點到空間點矢徑在垂直O(jiān)X軸平面上的投影與箭體坐標(biāo)系OY軸的夾角即方位角，逆時針方向為正;角β為坐標(biāo)原點到空間點的矢徑與箭體坐標(biāo)系OX軸的夾角;角θ為角β余角即俯仰角。

2.2 多信息輔助解模糊技術(shù)

干涉儀測向體制具有靈敏度高、精度高、速度快等特點，但當(dāng)其基線長度D＞0.5λ時，一個入射角度將對應(yīng)多個不同測量角度，因而產(chǎn)生“鏡像模糊［2］”。故需要采用解相位差模糊技術(shù)解決干涉儀測向系統(tǒng)存在的最大無模糊視角范圍與測向精度對天線間距要求的矛盾。

Ka頻段箭載中繼用戶終端具有前向接收信號頻段高、信噪比低，對設(shè)備小型化要求高等特點。對傳統(tǒng)的干涉儀解模糊技術(shù)進行分析可知，長短基線法在高頻測向中由于短基線的物理實現(xiàn)的限制無法利用，參差基線法和虛擬基線法在天線底盤面積受限時影響測向精度，而無模糊長基線無模糊測角法解模糊需要較高信噪比作為保證［3］，相關(guān)干涉儀雖可不必進行解模糊工作，卻存在天線陣元多、計算量較大等問題。為在有限空間條件下實現(xiàn)天線波束閉環(huán)控制，本文基于傳統(tǒng)的長短基線解模糊技術(shù)，提出了一種多信息輔助解模糊技術(shù)，即以單基線干涉儀測量角誤差保證測角精度，而利用已有的火箭飛行位置、姿態(tài)等輔助信息來完成干涉儀測向解模糊工作的技術(shù)。

利用火箭飛行位置及姿態(tài)信息計算指向角原理如圖3所示，其中，αr、βr分別為計算所得的對應(yīng)箭載坐標(biāo)系中方位角、俯仰角余角角度值［4］，精度為±3°［5］。

圖3 程控跟蹤指向角計算原理圖

以俯仰角為例，解模糊公式如下

其中，Φ2是基線K0K2實測相位差;θr=90°－βr，Φ2r為根據(jù)程控跟蹤指向角與基線K0K2長度計算所得相位差。解模糊過程如下:(1)得到長基線實測相位值Φ2。(2)根據(jù)箭載用戶終端實時提供飛行器軌道及姿態(tài)信息，計算得到的火箭與中繼衛(wèi)星的指向角度θr，再根據(jù)此角度計算得到相位差值Φ2r。(3)改變k值，找出最接近Φ2r的唯一精確值Φ2。方位角的相位差解模糊過程即為將αr、θr帶入式(1)，再進行與俯仰角解模糊過程類似操作。

2.3 測向數(shù)據(jù)的優(yōu)化

實際應(yīng)用時，相位受到的擾動較大，在干涉儀測向過程中，可能會出現(xiàn)測向值大幅度突變的情況，為改善這種情況，可以對鑒相結(jié)果進行矢量平均以實現(xiàn)測向數(shù)據(jù)的優(yōu)化。若鑒相方差為σ2，可利用在正態(tài)分布條件下，N點平均后方差變?yōu)棣?/N，利用這一點可以改善測向質(zhì)量，提高測向精度。

相位差測量值的平均算法應(yīng)采用矢量均值濾波的方法，即將對標(biāo)量的均值濾波變?yōu)閷κ噶康木禐V波問題，由此解決相位差測量值模2π“周跳現(xiàn)象”帶來的影響。

若標(biāo)量相位差主值為Δφi(i=1，…，N)，先構(gòu)造復(fù)數(shù)序列exp(Δφi)，對exp(jΔφi)求矢量平均得

反推標(biāo)量相位差主值Δφ的平均值為

為獲得連續(xù)的測角結(jié)果，應(yīng)采用滑窗平均的方式進行數(shù)據(jù)處理。

3 仿真驗證

考慮箭載環(huán)境對安裝天線口徑的容忍度，取D=400 mm，天線相位中心抖動誤差±5 mm，信號歸一化信噪比9.6 dB，多普勒頻移率1.5 kHz/s，利用由火箭自身飛行姿態(tài)、位置等信息計算得到的指向角度進行相位差解模糊，以俯仰角為例，計算機仿真結(jié)果如圖4所示。

圖4 多信息輔助解模糊法計算機仿真結(jié)果圖

由仿真結(jié)果可知，多信息輔助解模糊法可完成箭載中繼終端無模糊測向，若取單值做測向運算，測向精度為0.893 33° RMS，而利用矢量平均算法對相位差主值序列的質(zhì)量具有較大改善作用，可大幅改善測向數(shù)據(jù)的質(zhì)量，將測向精度提高至0.414° RMS。

仿真條件不變，圖5為根據(jù)測向式(1)和式(2)，利用多信息輔助解模糊進行的二維測角精度的計算機仿真結(jié)果，方位角測角精度為0.594° RMS，俯仰角測角精度為0.419° RMS。

圖5 二維測向測角精度計算機仿真圖

針對箭載中繼終端自跟蹤測向方案充分利用已有的箭體數(shù)據(jù)信息，僅需要3個天線陣元即可完成無模糊測向工作，且測向過程中利用矢量平均算法對測向數(shù)據(jù)進行優(yōu)化，有效提高了測向精度。與傳統(tǒng)的長短基線法解模糊相比，減少了接收天線陣元數(shù)目，且克服了短基線的物理應(yīng)用的瓶頸問題;與相關(guān)干涉儀相比，不需要預(yù)先存儲原始樣本，且天線陣體積更小，利用輔助信息進行解模糊的測向算法工程實現(xiàn)上僅需簡單的比較和加減法即可完成，計算量大幅減小。

4 結(jié)束語

根據(jù)箭載中繼用戶終端技術(shù)要求，對箭載中繼用戶終端實現(xiàn)自跟蹤系統(tǒng)提出了一種測向方案設(shè)計，即利用多信息輔助解模糊的干涉儀相位測角法。由仿真結(jié)果可知，該方法可在滿足箭載設(shè)備尺寸限制的條件下，與已有程控跟蹤方式相比，有效提高了發(fā)射天線指向角的精度，滿足成功建立箭星間Ka頻段通信鏈路對于發(fā)射天線指向精度≤0.8° RMS的要求，也放松了測控平臺對系統(tǒng)輸入的要求，可作為Ka頻段箭載中繼用戶終端工程設(shè)計的參考。

［1］ 司偉健，初萍.干涉儀測向解模糊方法［J］.應(yīng)用科技，2007，34(9):54－57.

［2］ 騫堯.中繼終端自動角跟蹤接收機建模與仿真［J］.現(xiàn)代電子技術(shù)，2010(19):39－42.

［3］JACOBS E，RALSTON E W.Ambiguity resolution in interferometry［J］.IEEE Transcactions on Aerospace and Electronic Systems，1981(17):66－780.

［4］ 張勁松，劉靖，高祥武.基于運載火箭的遙測傳輸技術(shù)［J］.導(dǎo)彈與航天運載技術(shù)，2009(6):11－15.

［5］ 劉靖，宋岳鵬.運載火箭天基測控天線覆蓋性能分析［J］.遙測遙控，2012(9):51－55.

［6］ 騫堯.中繼終端自動角跟蹤接收機建模與仿真［J］.西安郵電學(xué)院學(xué)報，2010，15(3):55－59.