田捷力，仇鈺清，顧田航

（1.中國電子科技集團(tuán)公司第三十九研究所，陜西 西安 710065；2.陜西省天線與控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710065；3.西北工業(yè)大學(xué)，陜西 西安 710072；4.西安郵電大學(xué)，陜西 西安 710121）

0 引 言

機(jī)載天線處于高空多變的情形下，必須考慮隔離載體移動、姿態(tài)變化帶來的擾動，才可以實(shí)時穩(wěn)定對準(zhǔn)目標(biāo)，完成對目標(biāo)的捕獲及跟蹤，保證穩(wěn)定的通信信道。影響機(jī)載天線瞄準(zhǔn)精度的因素很多，如控制系統(tǒng)的影響、編碼精度、結(jié)構(gòu)的熱變形、跟蹤接收機(jī)精度、機(jī)械平臺的擾動以及隨機(jī)擾動（如氣流振動）影響等。其中，隨機(jī)擾動已成為影響控制系統(tǒng)性能的一個較大因素。高空中，風(fēng)是飛機(jī)的重要隨機(jī)干擾源。為了實(shí)現(xiàn)隨機(jī)擾動下的機(jī)載天線精確隨動控制，隨機(jī)擾動和天線系統(tǒng)的建模分析至關(guān)重要。采用合適的控制策略，可提高系統(tǒng)的瞄準(zhǔn)精度[1]。

1 飛機(jī)陣風(fēng)干擾模型

飛機(jī)在飛行過程中會受到陣風(fēng)、湍流等外界因素的干擾，雖然飛行控制系統(tǒng)會抑制干擾引起的振蕩，但仍會引起飛機(jī)的姿態(tài)角在平衡狀態(tài)發(fā)生抖動，降低了固連于飛機(jī)的機(jī)載天線的瞄準(zhǔn)精度[2]。為了能夠有效抑制飛機(jī)由于風(fēng)擾給機(jī)載天線帶來的姿態(tài)擾動，需要研究陣風(fēng)作用于飛機(jī)上時，在飛行控制器的作用下所產(chǎn)生的姿態(tài)響應(yīng)[3]，為天線提供干擾輸入源。

風(fēng)是飛機(jī)干擾的主要來源，作用于飛機(jī)引起機(jī)體振動。陣風(fēng)作用可看作對飛機(jī)速度的擾動，因此可建立風(fēng)速模型。風(fēng)速模型的計(jì)算流程如圖1所示，應(yīng)用單位標(biāo)準(zhǔn)差的高斯白噪聲輸入Davenport濾波器，經(jīng)過濾波后輸出擁有脈動風(fēng)功率譜的信號，再經(jīng)過一個比例增益系數(shù)為K的環(huán)節(jié)與濾波器F后，轉(zhuǎn)換為等效速度輸入信號。建立陣風(fēng)干擾模型后，需要利用該風(fēng)速模型生成干擾風(fēng)速作用到飛機(jī)的速度通道，以模擬陣風(fēng)對飛機(jī)運(yùn)動的干擾，從而得到飛機(jī)受擾后姿態(tài)角的運(yùn)動規(guī)律。利用Simulink以及陣風(fēng)模型對飛機(jī)陣風(fēng)擾動進(jìn)行仿真，可知對于擾動風(fēng)速的大小可通過改變白噪聲功率來實(shí)現(xiàn)。當(dāng)白噪聲參數(shù)為10時，擾動風(fēng)速超過15 m/s，無人機(jī)迎角擾動值達(dá)到1.7°，即天線俯仰角的擾動達(dá)到1.7°。仿真圖如圖2和圖3所示[4]。

2 機(jī)載天線控制器模型建立

在衛(wèi)星天線的實(shí)際應(yīng)用中，天線伺服系統(tǒng)是一個多回路反饋控制系統(tǒng)。伺服控制器主要是針對位置環(huán)進(jìn)行設(shè)計(jì)，伺服系統(tǒng)的指向精度和跟蹤性能很大程度上取決于位置環(huán)控制算法的設(shè)計(jì)。傳統(tǒng)的PID控制器雖然具有結(jié)構(gòu)簡單、參數(shù)易于調(diào)整等優(yōu)點(diǎn)，但為了達(dá)到抗擾動的性能，只能提高PI增益，會減小系統(tǒng)穩(wěn)定裕度，無法抑制天線諧振。PID控制方法在復(fù)雜干擾條件下難以達(dá)到穩(wěn)定滿意的跟蹤控制效果，因此采用PI+LQG算法設(shè)計(jì)天線的伺服控制器，以增強(qiáng)天線抗擾性能，提高天線系統(tǒng)伺服帶寬。以天線俯仰運(yùn)動為例，設(shè)計(jì)控制結(jié)構(gòu)如圖4所示。采用經(jīng)典兩閉環(huán)控制策略，其中測速信號構(gòu)成速度環(huán)，角度傳感器構(gòu)成位置環(huán)。PI+LQG天線控制是基于PI+LQG的天線控制器，驅(qū)動電機(jī)帶有電機(jī)控制器[5]。

3 仿真驗(yàn)證

根據(jù)分析得到系統(tǒng)模型，在Simulink中搭建設(shè)計(jì)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)，然后加載階躍等信號對其性能進(jìn)行仿真驗(yàn)證。

3.1 干擾抑制度

考慮由于飛機(jī)受陣風(fēng)擾動后的迎角偏差對天線控制精度的影響，在測量噪聲的基礎(chǔ)上，引入機(jī)體迎角擾動進(jìn)行仿真。仿真過程中，飛機(jī)所受陣風(fēng)擾動的風(fēng)速曲線如圖5所示，飛機(jī)受陣風(fēng)擾動后的迎角響應(yīng)曲線如圖6所示。

對于天線系統(tǒng)，不施加控制指令，在仿真過程中加入過程噪聲機(jī)體擾動信號與量測噪聲信號后，仿真結(jié)果如圖7所示，響應(yīng)曲線1為加入過程噪聲與量測噪聲后未經(jīng)LQG控制器濾波的天線位置輸出信號，最大幅值θ為4.8°；響應(yīng)曲線2為經(jīng)過LQG控制器Kalman濾波之后的天線位置輸出信號，其最大幅值θ為0.7°。根據(jù)仿真結(jié)果可明顯看出，LQG控制器對量測噪聲與機(jī)體干擾噪聲可以有效濾波，實(shí)現(xiàn)了較好的估計(jì)。它的干擾抑制度為：

3.2 動態(tài)性能仿真

動態(tài)性能仿真即對系統(tǒng)動態(tài)誤差的仿真驗(yàn)證，主要驗(yàn)證正弦坡輸入下系統(tǒng)的動態(tài)誤差是否符合要求。系統(tǒng)加載幅度為12°、頻率為0.2 Hz的正弦指令，不考慮機(jī)體擾動與量測噪聲，仿真時間設(shè)為10 s，正弦信號輸入下天線位置輸出曲線仿真結(jié)果如圖8所示，天線跟蹤誤差曲線如圖9所示。根據(jù)仿真結(jié)果可以看出，天線伺服控制系統(tǒng)能夠很好地跟蹤斜坡信號，位置動態(tài)誤差小于0.2°

4 結(jié) 語

LQG控制器抑制隨機(jī)白噪聲陣風(fēng)具有良好的效果且工程容易實(shí)現(xiàn)。文中對天線受風(fēng)阻影響進(jìn)行了仿真，表明LQG控制器能有效抑制噪聲，降低了影響，拓展了速度環(huán)路的帶寬，可以充分保留位置環(huán)路的高動態(tài)性能優(yōu)勢，降低了高空陣風(fēng)擾動對飛機(jī)天線瞄準(zhǔn)精度的影響。