孟 超，阮先麗，肖 妮

（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，西安 710089）

0 引言

衛(wèi)星通信是現(xiàn)代通信的主要方式之一，它具有不受地理?xiàng)l件限制、頻帶寬、適合高質(zhì)量的視頻圖像的實(shí)時(shí)傳輸?shù)韧怀龅膬?yōu)勢(shì)，在軍事應(yīng)用中發(fā)揮舉足輕重的作用。

為了實(shí)現(xiàn)寬頻帶多媒體的衛(wèi)星通信，使用的頻段是Ku頻段，采用的天線是高增益天線，此種天線波束很窄，一般只有2°左右或更小。機(jī)載衛(wèi)星通信設(shè)備屬于“動(dòng)中通”，跟地球站的“靜中通”不同，載機(jī)在高速運(yùn)動(dòng)中，其位置、姿態(tài)、速度在不斷迅速變化，引起其天線指向的角度迅速變化，而且其變化會(huì)大大超過(guò)天線的波束寬度，使天線增益大為下降，造成通信誤碼率增加，甚至通信中斷。

伺服系統(tǒng)的任務(wù)是快速、準(zhǔn)確、穩(wěn)定、可靠地控制天線，使天線始終對(duì)準(zhǔn)衛(wèi)星，確保通信鏈路暢通。因此伺服系統(tǒng)的跟蹤精度評(píng)估是機(jī)載衛(wèi)星通信試飛的關(guān)鍵技術(shù)之一。

衛(wèi)星通信系統(tǒng)在機(jī)載平臺(tái)上的安裝在我國(guó)處于起步階段，其伺服系統(tǒng)的跟蹤精度評(píng)估更是試飛中面臨的全新問(wèn)題。為了全面考核機(jī)載衛(wèi)星通信伺服系統(tǒng)的跟蹤精度，本文從衛(wèi)星通信伺服系統(tǒng)的組成和原理出發(fā)，分析了影響伺服系統(tǒng)跟蹤精度的主要因素，基于這些因素設(shè)計(jì)了試飛動(dòng)作，并采用電平跌落法對(duì)跟蹤精度進(jìn)行了定量檢測(cè)，達(dá)到了對(duì)機(jī)載衛(wèi)星通信伺服系統(tǒng)跟蹤精度進(jìn)行試飛評(píng)估的目的。

1 組成及基本原理

機(jī)載衛(wèi)星通信設(shè)備只是衛(wèi)星通信系統(tǒng)的一個(gè)站點(diǎn)，一個(gè)基本的衛(wèi)星通信系統(tǒng)至少包含兩個(gè)衛(wèi)通站點(diǎn)，通過(guò)衛(wèi)星資源中繼實(shí)現(xiàn)雙向鏈路 （前向鏈路和返向鏈路）的互連互通。前向鏈路指從地面站發(fā)射信號(hào)經(jīng)衛(wèi)星轉(zhuǎn)發(fā)到達(dá)機(jī)載站的信息傳輸鏈路，返向鏈路是指機(jī)載站發(fā)射信號(hào)經(jīng)衛(wèi)星轉(zhuǎn)發(fā)至地面站的信息傳輸鏈路，如圖1所示。

圖1 衛(wèi)星通信過(guò)程示意圖Fig.1 Schematic diagram of satellite communication

機(jī)載衛(wèi)星通信設(shè)備由以下幾個(gè)分系統(tǒng)組成，即天饋分系統(tǒng) （由天線座及天線饋源組成）、姿態(tài)測(cè)量分系統(tǒng)、跟蹤接收機(jī)、伺服控制分系統(tǒng)及衛(wèi)星通信信道設(shè)備，如圖2所示。從圖2中可以看出，當(dāng)天線對(duì)準(zhǔn)衛(wèi)星時(shí)，天饋分系統(tǒng)和衛(wèi)星通信信道設(shè)備 （包括收發(fā)信機(jī)、調(diào)制解調(diào)器及相應(yīng)的終端設(shè)備）實(shí)現(xiàn)了衛(wèi)星通信，但當(dāng)載體運(yùn)動(dòng)時(shí)，天線必然偏離衛(wèi)星，由跟蹤接收機(jī)和伺服控制分系統(tǒng)控制天線轉(zhuǎn)臺(tái)轉(zhuǎn)動(dòng)，確保天線準(zhǔn)確對(duì)準(zhǔn)衛(wèi)星，而姿態(tài)測(cè)量分系統(tǒng)則是用來(lái)測(cè)定由于載體運(yùn)動(dòng)引起天線轉(zhuǎn)臺(tái)的姿態(tài)角以及位置的變化，從而控制天線轉(zhuǎn)臺(tái)使天線始終保持對(duì)準(zhǔn)衛(wèi)星。

圖2 機(jī)載衛(wèi)星通信設(shè)備組成Fig.2 Composition of airborne satellite communication equipment

2 影響伺服系統(tǒng)跟蹤精度的因素分析

2.1 天線安裝誤差及角度傳感器誤差

伺服系統(tǒng)跟蹤誤差由系統(tǒng)誤差和隨機(jī)誤差組成，天線的安裝誤差會(huì)引起系統(tǒng)誤差增大，從而導(dǎo)致伺服系統(tǒng)跟蹤誤差增大，最終可能導(dǎo)致天線無(wú)法正常對(duì)星，衛(wèi)星通信中斷。試飛中應(yīng)關(guān)注天線安裝的誤差，應(yīng)在試飛前對(duì)天線的安裝角進(jìn)行標(biāo)校。

角度傳感器用于測(cè)定天線的指向角度，由于其自身的誤差，會(huì)影響衛(wèi)星天線對(duì)星的準(zhǔn)確性，該部分誤差是伺服系統(tǒng)跟蹤誤差的隨機(jī)分量。其誤差大小由角度傳感器的設(shè)備性能決定，是無(wú)法消除的。試飛中，通過(guò)地面靜態(tài)測(cè)試的方法，對(duì)其精度進(jìn)行測(cè)定，確保其在一定的誤差范圍內(nèi)，具體指標(biāo)由用戶(hù)提出。

2.2 慣導(dǎo)不同組合狀態(tài)引起指向誤差

在衛(wèi)星通信伺服跟蹤系統(tǒng)中，慣導(dǎo)為其提供載機(jī)的實(shí)時(shí)位置 （經(jīng)度、緯度及高度）和實(shí)時(shí)姿態(tài) （方位、俯仰及橫滾）等參數(shù)，用于解算天線座的轉(zhuǎn)動(dòng)角度，控制天線的指向。所以，慣導(dǎo)的精度及響應(yīng)速度對(duì)整個(gè)天線系統(tǒng)指向精度的影響至關(guān)重要。而慣導(dǎo)在不同的組合狀態(tài)以及純慣性狀態(tài)下的精度是存在較大差異的，因此，必須在不同的慣導(dǎo)狀態(tài)下進(jìn)行衛(wèi)星通信功能的試飛。

試飛中，將慣導(dǎo)設(shè)置為不同狀態(tài)，包括:全組合、INS+GPS、INS+多普勒和純慣，地面通過(guò)記錄信號(hào)載噪比、話音、數(shù)據(jù)和圖像，驗(yàn)證在慣導(dǎo)不同組合狀態(tài)下的衛(wèi)星通信質(zhì)量。試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表1，不同慣導(dǎo)狀態(tài)下的圖像見(jiàn)圖3～圖6，可以看出，隨著慣導(dǎo)精度的下降，天線指向精度下降，載噪比逐漸降低，話音和數(shù)據(jù)尚能正常通信，圖像質(zhì)量下降明顯。

試飛結(jié)果表明，慣導(dǎo)的精度直接影響天線系統(tǒng)的指向精度，影響衛(wèi)星通信的質(zhì)量。

表1 慣導(dǎo)不同狀態(tài)下衛(wèi)星通信效果對(duì)比Tab.1 Satellite communication effects based on different Inertial navigation status

圖3 慣導(dǎo)全組合狀態(tài)時(shí)傳輸?shù)膱D像Fig.3 Image of INS full composite state

圖4 慣導(dǎo)GPS組合狀態(tài)時(shí)傳輸?shù)膱D像Fig.4 Image of INS+GPS state

圖5 多普勒組合狀態(tài)時(shí)傳輸?shù)膱D像Fig.5 Image of INS+Doppler state

圖6 純慣20min后傳輸?shù)膱D像Fig.6 Image of INS state after 20 minutes

2.3 載機(jī)運(yùn)動(dòng)引起的指向精度誤差

載機(jī)運(yùn)動(dòng)和姿態(tài)也是引起指向精度誤差的一個(gè)重要因素，載機(jī)的高速運(yùn)動(dòng)、大姿態(tài)機(jī)動(dòng)都會(huì)引起天線的指向產(chǎn)生誤差。試飛中，通過(guò)試飛動(dòng)作的詳細(xì)設(shè)計(jì)，達(dá)到充分驗(yàn)證的目的。

圖7 飛行動(dòng)作設(shè)計(jì)Fig.7 Flight movements design

試飛動(dòng)作設(shè)計(jì)應(yīng)包括以下要素:爬升、穩(wěn)定平飛、直線加/減速飛行、不同坡度盤(pán)旋、躍升、俯沖、下降等，具體見(jiàn)圖7。在平臺(tái)的飛行包線范圍內(nèi)，檢查最大速度、加/減速、最大橫滾角、最大俯仰角、360°方位覆蓋等條件下，衛(wèi)星通信設(shè)備的語(yǔ)音、數(shù)據(jù)、圖像等業(yè)務(wù)傳輸是否流暢、可靠，來(lái)表征指向誤差是否滿(mǎn)足使用要求。

3 伺服系統(tǒng)跟蹤精度的定量檢測(cè)方法

由于機(jī)載衛(wèi)星通信設(shè)備天線系統(tǒng)處于不斷地快速運(yùn)動(dòng)中，沒(méi)有一個(gè)定量的、準(zhǔn)確的測(cè)量方法，對(duì)衛(wèi)星跟蹤能力和跟蹤精度的檢測(cè)一直是一個(gè)問(wèn)題。常規(guī)的檢測(cè)方法是用眼睛觀察傳輸圖像質(zhì)量的好壞 （是否出現(xiàn)“馬賽克”）來(lái)判斷。但這種方法的主觀性太強(qiáng)，并且存在一定的局限。當(dāng)接收機(jī)信號(hào)載噪比遠(yuǎn)大于門(mén)限電平時(shí)，圖像質(zhì)量變化不大，當(dāng)載噪比低于門(mén)限電平時(shí)，圖像消失，數(shù)據(jù)和話音對(duì)跟蹤精度的變化不敏感，難以準(zhǔn)確判斷跟蹤精度的好壞。

基于跟蹤精度與天線增益的相關(guān)性，本文提出了采用電平跌落法對(duì)伺服系統(tǒng)的跟蹤精度進(jìn)行定量檢測(cè)的方法。天線的增益與其偏離最大方向角度存在如式（1）的關(guān)系，因此，可以通過(guò)測(cè)量天線的增益來(lái)獲得天線的跟蹤精度。

式中，2θ0.5表示天線半功率波束寬度，Δθ表示天線跟蹤誤差角，G（θ0）為天線對(duì)準(zhǔn)衛(wèi)星時(shí)的增益值。

具體的測(cè)量方法如圖8所示，在天線輸入端加裝信號(hào)電平采樣記錄裝置，記錄天線準(zhǔn)確對(duì)準(zhǔn)衛(wèi)星所得到的最大信號(hào)電平 （電壓）Umax，記錄載機(jī)運(yùn)動(dòng)、天線進(jìn)入自動(dòng)跟蹤狀態(tài)接收到的信號(hào)電平Ui，計(jì)算歸一化電平值Ei=Ui/Umax，天線的跟蹤誤差如式 （2）所示。

圖8 信號(hào)場(chǎng)強(qiáng)采集記錄裝置示意圖Fig.8 Schematic diagram of collecting and recording device

試驗(yàn)中常采用頻譜分析儀作為信號(hào)電平指示裝置，它的指示和輸出均表示dBm。這時(shí)，上述精度計(jì)算公式需進(jìn)行適當(dāng)?shù)恼{(diào)整。假定最大信號(hào)電平為Pmax，變化的信號(hào)電平為Pi，則信號(hào)電平跌落值ΔPi=Pi－Pmax，此時(shí)，天線跟蹤精度的計(jì)算可表示為式 （3）

每50ms采樣一次，分別在穩(wěn)定平飛和大姿態(tài)飛行兩種飛行剖面下進(jìn)行，每種狀態(tài)記錄3組數(shù)據(jù)，每組記錄5min，取其平均值作為天線的跟蹤精度。

由于電平跌落的變化是一個(gè)隨機(jī)變量，僅用平均值表示跟蹤精度往往是不夠的，需要統(tǒng)計(jì)出均方根值σ，計(jì)算其跟蹤誤差的均方根

某次試飛中，穩(wěn)定平飛時(shí)的信號(hào)電平見(jiàn)圖9，大姿態(tài)飛行時(shí)的信號(hào)電平見(jiàn)圖10，穩(wěn)定平飛時(shí)的跟蹤精度要優(yōu)于大姿態(tài)飛行時(shí)的跟蹤精度。建議在使用電平跌落法對(duì)跟蹤精度進(jìn)行定量評(píng)估時(shí)，關(guān)注載機(jī)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，最好能給出載機(jī)在不同機(jī)動(dòng)條件下的跟蹤精度。

圖9 穩(wěn)定平飛的信號(hào)電平Fig.9 Signal of steady flight

圖10 大姿態(tài)飛行時(shí)的信號(hào)電平Fig.10 Signal of maneuvering flight

4 結(jié)束語(yǔ)

本文總結(jié)了實(shí)際型號(hào)試飛的經(jīng)驗(yàn)，給出了天線安裝誤差、角度傳感器誤差、慣導(dǎo)不同組合狀態(tài)誤差、載機(jī)機(jī)動(dòng)引起的誤差等試飛中應(yīng)關(guān)注的問(wèn)題，并參考公安安全行業(yè)標(biāo)準(zhǔn)，提出了采用電平跌落法對(duì)伺服系統(tǒng)的跟蹤精度進(jìn)行定量檢測(cè)。該試飛方法在試飛工程實(shí)踐中得到了較好的應(yīng)用，對(duì)后續(xù)衛(wèi)星通信系統(tǒng)試飛具有很好的參考價(jià)值。

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［4］GA/T528－2005，公安車(chē)載應(yīng)急通信系統(tǒng)技術(shù)規(guī)范［S］．北京:中國(guó)標(biāo)準(zhǔn)出版社，2005.4．