趙春標(biāo)，沈桂鵬，楊凡宇，張 毅

（南京熊貓漢達科技有限公司，南京 210000）

0 引言

目前，通用的機載跟蹤系統(tǒng)往往基于成本等因素綜合考量后，選擇機載慣導(dǎo)作為姿態(tài)輸入，伺服控制系統(tǒng)的性能較大的以來于機載慣導(dǎo)的輸出精度以及系統(tǒng)轉(zhuǎn)發(fā)延遲，對于寬體載機飛行速度慢，盤旋角度與加速度等較低情況可以保證穩(wěn)定平臺系統(tǒng)指向的準(zhǔn)確性；但輕型載機速度與加速度較大時數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)延遲等因素嚴(yán)重制約著設(shè)備的跟蹤精度，在無法要求載機提高機載航姿設(shè)備提高輸出頻率以及降低系統(tǒng)轉(zhuǎn)發(fā)延遲的情況下需要基于新的載體信息輸入等手段提高系統(tǒng)響應(yīng)。

1 天線基于機載慣導(dǎo)的控制模式

經(jīng)過對飛行試驗數(shù)據(jù)的分析與仿真，結(jié)合衛(wèi)通天線的伺服控制機理與目標(biāo)跟蹤算法，初步定位為機載慣導(dǎo)的數(shù)據(jù)誤差或數(shù)據(jù)傳輸?shù)难訒r影響了天線的跟蹤性能。下面為具體分析：

衛(wèi)通天線加電初始化完成后，等待慣導(dǎo)精校準(zhǔn)后，衛(wèi)通信道傳來對星數(shù)據(jù)指令，按照飛機加載卡中的同步衛(wèi)星的參數(shù)，以及慣導(dǎo)提供的載體經(jīng)緯度坐標(biāo)等，通過如下公式天線伺服控制系統(tǒng)計算出衛(wèi)通天線理論俯仰角、理論方位角以及理論極化角：

式中，為當(dāng)?shù)亟?jīng)度與衛(wèi)星經(jīng)度之差；θ為當(dāng)?shù)鼐暥?；E為天線理論仰角；A為天線理論方位角；P為理論極化角。

當(dāng)衛(wèi)通天線自動對星之后，飛機運動時，天線是依靠于伺服跟蹤系統(tǒng)中機載慣導(dǎo)模型來跟蹤衛(wèi)星的。慣導(dǎo)模型的建立主要思想如下：

兩坐標(biāo)系任何復(fù)雜的角位置關(guān)系都可以看成有限次基本旋轉(zhuǎn)的復(fù)合，變換矩陣等于基本旋轉(zhuǎn)確定的變換矩陣的連乘，連乘順序依基本旋轉(zhuǎn)的先后次序由右向左排列。例如衛(wèi)通天線的空間姿態(tài)可看做依次繞航向軸、俯仰軸、橫滾軸做基本旋轉(zhuǎn)后的復(fù)合結(jié)果，如圖1所示。圖中，n坐標(biāo)系為地理坐標(biāo)系，Xn指東、Yn指北、Zn指天，b坐標(biāo)系為地理坐標(biāo)系，Xb指右、Yb指前、Zb指上。衛(wèi)通天線的空間角位置由下述依次基本旋轉(zhuǎn)確定：

各次基本旋轉(zhuǎn)對應(yīng)的變換矩陣為：

所以姿態(tài)矩陣為

式中，Cbn與旋轉(zhuǎn)次序有關(guān)，即當(dāng)旋轉(zhuǎn)角φ、θ、γ不都為小角時，對應(yīng)于不同的旋轉(zhuǎn)次序，坐標(biāo)系b的最終空間位置是不同的，這就是常說的有限轉(zhuǎn)到的不可交換性。

圖1 飛機坐標(biāo)系旋轉(zhuǎn)示意圖

因此，慣導(dǎo)數(shù)據(jù)的不精確、數(shù)據(jù)傳輸?shù)臏?，都將影響天線的跟蹤精度。

2 基于機載慣導(dǎo)的模型分析

首先分析慣導(dǎo)精度對天線跟蹤的影響：假設(shè)將天線的跟蹤精度控制在為0.5 dB，該型天線方位角方向圖和俯仰角方向圖如圖2、3所示，由圖2和圖3可以得到中心點信號下降0.5 dB的轉(zhuǎn)角位置。

分析圖2，可知天線在不同的頻段0.5 dB衰減對應(yīng)的方位角波束寬度基本一致，大致為1.2°，根據(jù)項目的技術(shù)指標(biāo)要求，可以限定天線角度偏差ε≤0.6°。

圖2 Z-X型天線方位角方向圖

圖3 Z-X型天線俯仰角方向圖

分析圖3，可知天線在不同的頻段0.5 dB衰減對應(yīng)的俯仰角波束寬度亦基本一致，大致為1.3°，根據(jù)項目的技術(shù)指標(biāo)要求，可以限定天線角度偏差ε≤0.65°。

當(dāng)慣導(dǎo)精度產(chǎn)生誤差時，會影響天線的轉(zhuǎn)角。一般來說，由于慣導(dǎo)工作原理的限制，慣導(dǎo)的航向誤差比俯仰誤差和橫滾誤差要大得多，因此只對慣導(dǎo)的航向誤差帶來的影響進行分析。假設(shè)飛機的橫滾角分別為0°、35°，當(dāng)慣導(dǎo)的航向誤差為0°～10°時，利用公式（1）、（2）、（3）與坐標(biāo)系余弦矩陣轉(zhuǎn)換進行仿真運算可以得到圖4所示的結(jié)果（仿真曲線以哈爾濱的位置信息計算，且假設(shè)飛機俯仰角為0°）。圖4（a）、（b）分別對應(yīng)橫滾角0°、35°的情況，橫坐標(biāo)代表慣導(dǎo)的航向誤差，步進0.1°，范圍為0°～10°，縱坐標(biāo)表示慣導(dǎo)航向誤差帶來的轉(zhuǎn)角誤差。

圖4 慣導(dǎo)航向誤差與天線姿態(tài)誤差趨勢圖

觀察圖4，通過分析，發(fā)現(xiàn)橫滾角越小，因慣導(dǎo)航向誤差帶來的方位角轉(zhuǎn)角誤差越大，造成的俯仰角誤差反之越小。當(dāng)橫滾角為0°時，若慣導(dǎo)航向誤差為0.7，則會導(dǎo)致天線的方位轉(zhuǎn)角產(chǎn)生0.64°的誤差，俯仰的誤差基本為0。

當(dāng)橫滾角變大時，慣導(dǎo)航向誤差會造成方位和俯仰兩個角度同時偏差，若慣導(dǎo)航向誤差為0.7，則會導(dǎo)致天線的方位轉(zhuǎn)角產(chǎn)生0.41°的誤差，俯仰角產(chǎn)生0.31°的誤差，兩者誤差的綜合影響比橫滾角0°時的單軸向影響大得多，這也是飛機盤旋角度越大，天線跟蹤性能越差的原因所在。

綜上分析，由于直-X載機慣導(dǎo)的航向誤差較大（多次測試結(jié)果表明慣導(dǎo)航向誤差在1°左右），提供給天線不精確的載體姿態(tài)會使天線產(chǎn)生嚴(yán)重的指向偏差，從而致使整個衛(wèi)通系統(tǒng)功能癱瘓。

3 仿真及跟蹤精度影響

考慮到直升機對天線體積與重量的限制，同時綜合成本、性能等多方面因素，建議在天線上加裝精度較高MEMS慣導(dǎo)。

經(jīng)過對國內(nèi)外多種型號MEMS慣導(dǎo)的性能摸底，發(fā)現(xiàn)目前大多數(shù)中高精度的MEMS慣導(dǎo)方位歐拉角隨機漂移普遍在1°/h至360°/h之間。因此，天線在指向衛(wèi)星的過程中必須結(jié)合信號跟蹤來彌補慣導(dǎo)的隨機漂移。即在利用慣導(dǎo)解算姿態(tài)變化的同時，依靠信標(biāo)值（AGC）的大小變化進行適當(dāng)?shù)恼{(diào)整。實現(xiàn)天線跟蹤的過程如圖5所示。

圖5 天線跟蹤原理示意圖

其中，慣導(dǎo)用來采集載體姿態(tài)變化數(shù)據(jù)，編碼器則實時反饋天線的當(dāng)前姿態(tài)。理論上來說，利用慣導(dǎo)矩陣解算與天線編碼器反饋可以保證天線一直準(zhǔn)確指向衛(wèi)星，但是隨機漂移會導(dǎo)致慣導(dǎo)刻畫載體姿態(tài)失準(zhǔn)。通過對信標(biāo)處理單元AGC值的分析與計算，可以實現(xiàn)天線的自動信號跟蹤。

在該推導(dǎo)結(jié)論的基礎(chǔ)上，結(jié)合快速傅立葉變換（FFT）數(shù)字信號處理技術(shù)提取信標(biāo)信號的頻域特征，可以充分濾除干擾信號，極大地彌補信標(biāo)在時域處理時產(chǎn)生的誤差和抖動缺陷。采用該跟蹤方法的機載衛(wèi)通平板天線在某型旋轉(zhuǎn)翼飛機平臺上升降、懸停、大角度盤旋、爬升俯沖等機動飛行中跟蹤效果良好。在某次飛行跟隨試驗中，以2 Hz的采樣頻率采集天線的AGC值，并通過界面人為設(shè)置跟蹤模式的開啟與關(guān)閉，得到圖6所示的飛行數(shù)據(jù)圖。數(shù)據(jù)表明，未加跟蹤時，天線隨著飛機平臺姿態(tài)的變化AGC值抖動劇烈，指向誤差較大；加入跟蹤后，天線跟蹤能夠很快收斂，很好地抑制了飛行姿態(tài)變化引起的信號跌落。

圖6 飛行試驗數(shù)據(jù)圖

為了驗證跟蹤的收斂性，在方位指向偏離2° 后（此時信標(biāo)信號跌落約4 dB），通過自動跟蹤算法可以在3個掃描周期（3 s左右）恢復(fù)最大信標(biāo)，因此，完全可以彌補中高精度MEMS慣導(dǎo)的隨機漂移。因此，通過信號的自動跟蹤補償MEMS慣導(dǎo)隨機漂移的方案是一種優(yōu)化方案。

4 結(jié)束語

基于自身慣導(dǎo)的模型可以有效的彌補機載天線慣導(dǎo)轉(zhuǎn)發(fā)延遲，并借助機載慣導(dǎo)的歐拉角長期穩(wěn)定的特點進行修復(fù)，同時依據(jù)衛(wèi)星信標(biāo)值進行漂移修正。極大地提高了天線的指向精度。保證設(shè)備衛(wèi)星指向，同時保障通信穩(wěn)定，具有較高的工程價值。