洪 宇，吳宗清，門 濤，秦明暖，嚴亞龍

(1.宇航動力學國家重點實驗室，西安 710043；2.中國西安衛(wèi)星測控中心，西安 710043)

0 引 言

航天測控天線的準確標校是獲取在軌航天器高精度測量數據的基礎，保證大口徑測控天線跟蹤精度的重要工作是通過相位校準消除交調影響[1-2]。在航天器進出空間測控和空間操控管理任務中，測控設備按場區(qū)有無配置標校塔，可分為兩類標校方法：有塔標校和無塔標校。有塔標校[3]方式可操作性強，但受制于工程基建建設，該方法即使能夠滿足遠場條件，但一般仰角較低，易受到周邊環(huán)境干擾，造成標校誤差。無塔標校是指不利用標校塔即可完成設備標校的各類方法，如采用在天線副面架設標校設備、放標定球、指向射電星(大口徑)或衛(wèi)星[4-6]等方式。

隨著航天測控技術的發(fā)展，Ka頻段天線在測控領域已逐步應用[7-8]。Ka頻段天線波束較窄、跟蹤精度指標要求高，如何開展大口徑Ka頻段測控天線標校及低軌高動態(tài)目標捕獲跟蹤，是影響新型測控設備效能發(fā)揮的關鍵技術[9-10]。以12 m口徑天線為例，由于Ka頻段要求的遠場測試條件較高，天線遠場距離一般需25 km以上，仰角3°時對應的標校塔高度至少需1400 m；即使在1/4遠場條件下，仍然需要比天線中心位置高至少350 m的標校塔配合。在沒有相應頻段衛(wèi)星配合標校工作時，Ka頻段天線的外場指標測試和跟蹤相位校準[11-12]較難實現，需采用新的無塔標校方法。

基于以上需求，本文提出了利用無人直升機搭載測控/數傳應答載荷構造外部標校環(huán)境、開展Ka頻段天線測試標校的試驗方法，為Ka頻段測控天線研制和外場測試提供技術支持和途徑。

1 測控天線校相原理

雙通道單脈沖跟蹤接收機具有設備相對簡單、跟蹤精度高、角誤差解調性能優(yōu)良、容易實現等優(yōu)點，在測控系統(tǒng)中得到了廣泛應用。測控天線一般配置單脈沖自跟蹤接收機，解調輸出反映目標偏離天線主波束的方位電壓和俯仰電壓，驅動天線實時跟蹤目標。

但它存在和、差通道幅相不一致引起的交叉耦合以及定向靈敏度變化問題，需要進行定期校正；而且校相結果受設備組合、工作頻點、環(huán)境溫度和極化方向的影響較大，使得校相成為執(zhí)行任務前不可或缺的工作。圖1為雙通道單脈沖跟蹤接收機原理框圖。

圖1 雙通道單脈沖跟蹤接收機原理框圖Fig.1 Diagram of angle error demodulation in dual channel monopulse system

在圖1中，由饋源產生的和差信號經過各自的低噪聲放大器、下變頻器變成中頻ω1送至綜合基帶設備，和路信號經過中頻采樣后，送入FPGA的數字鎖相環(huán)提取相干載波，經過能量檢測單元得到和路的自動增益控制信號。和路的自動增益控制信號送給差路，完成差路信號的自動增益控制。差路信號經過中頻采樣后，利用和支路載波跟蹤結果對差支路信號跟蹤，經數字下變頻低通濾波，得到兩路同相正交信號，對這兩路同相正交信號進行數學計算，完成角誤差電壓的解調。

在跟蹤接收機完成角誤差解調后，當和差信道相移不一致時，將會引起交叉耦合。所以要通過相位標校解算出移相器的移相值，使和差信道的相移保持一致。

基于無人機的測控天線動態(tài)自動校相技術，其基本原理是通過在天線主波束內目標兩點的測量，獲取天線相對無人機運動前后的誤差電壓值和相對運動角度，計算出相位校正值和需設定的定向靈敏度。為了實現的方便，一般可借助天線控制單元的程序引導或數字引導功能，當目標進入天線主波束3 dB波瓣范圍后，讀取一組初始方位、俯仰誤差電壓UA0,UE0以及天線位置角度A0，E0；然后俯仰向上拉偏一個位置偏置量，再讀取一組方位、俯仰誤差電壓UA1,UE1，以及天線位置角度A1，E1；根據公式，即可計算出通道相移量和D/A板放大輸出系數，具體的相位標校原理見文獻[3]。

最終，對左旋圓極化波，校相后移相器值為：

Δφ1=

(1)

對右旋圓極化波，校相后移相器值為：

Δφ1=

(2)

定向靈敏度計算公式為：

(3)

其中，需要注意的是，當UA1-UA0=0時，代表天線進行一次拉偏后其誤差電壓沒有變化，導致校相失敗。Δφ0為移相器的初始相移量，C0為信號通道初始增益因子，Ce為天線額定定向靈敏度，θ為天線偏置角。此種情況可能會在跟蹤接收機上增益系數配置為0時出現，屬于配置錯誤的異常情況，此時應重新調整跟蹤接收機上的增益系數，然后再次進行校相。

2 無人機平臺試驗系統(tǒng)設計

2.1 系統(tǒng)組成與工作模式設計

無人機載試驗系統(tǒng)包括無人機平臺分系統(tǒng)、地面飛行控制分系統(tǒng)、地面數據處理中心分系統(tǒng)等，有效載荷可根據試驗需要靈活加載至無人直升機。

為高效開展測控天線校相工作，本文使用載重量大、續(xù)航時間長的無人直升機。并根據試驗場景需求，設計了輕量化測控載荷組合模式，可同時掛載1臺S頻段應答機、2臺C/X/Ka頻段應答機等載荷，總體布局如圖2所示。該設計方案可使飛機避免頻繁起降、延長了飛行和懸停時間，利于較長時間開展Ka頻段天線的捕獲跟蹤工作。

圖2 無人機搭載載荷組合工作模式示意圖Fig.2 Loading figure of combined working mode based on unmanned aerial vehicle

2.2 精度分析

角度精度由RTK定位平面精度和高程精度、差分基站位置平面精度和高程精度、測控天線坐標系轉換誤差、無人機到測控天線坐標原點基線長度值構成。角度精度可按下式[13]計算：

(4)

式中:σangle為測控天線坐標原點到無人機之間角度精度，σ1、σ2、σ3、σ4、σ5分別為RTK平面精度取±25 mm+1×10-6(10～20 km基線，小于10 km精度更高)，RTK高程精度取±50 mm+1×10-6(10～20 km基線精度，小于10 km精度更高)、差分基站平面精度取±2.5 mm+0.5×10-6，差分基站高程精度取±5 mm+0.5×10-6，天線坐標系轉換到84坐標系誤差取±4 mm，L為無人機到測控天線坐標原點基線。計算可得角度精度分別為±11.56″、±2.3″、±1.16″。

對于測控天線波束寬度(3 dB)為0.1°情況，單脈沖測角體制測角精度按1/10波束寬度計算，測控站測角精度為±0.01°，再按被鑒定標準與標準比對取1/3，需要作為標準比對的角度測量精度小于±12″，當無人機到測控天線坐標原點基線長度為1 km時角度精度為±11.56″，就可滿足測角精度鑒定要求，更長的基線則角度精度更高。

采用無人機搭載測控載荷進行天線標校的方法主要誤差來源于無人機自身定位精度，高精度GPS接收機實時動態(tài)差分定位的精度可達2 cm[14]。其次，還應考慮飛行姿態(tài)變化和機載載荷天線與北斗差分天線位置不一致引起的誤差[15]。本項目數據處理過程中對無人機系統(tǒng)裝載的差分天線與載荷天線、質心慣導位置誤差進行了標定，在數據處理過程中扣除該距離引起的誤差。試驗過程中為減少無人機姿態(tài)變化引入的誤差，測控天線跟蹤并采集數據的航路設計為長距離直線航路，測控天線在無人機爬升與轉彎等狀態(tài)下不跟蹤載荷、僅在平飛或懸停狀態(tài)下進行試驗。

2.3 天線口徑分析

地球軌道衛(wèi)星地面站測控設備大多采用拋物面天線，天線口徑從4.5～12 m不等，常用的有直徑4.5 m、5.5 m、7.3 m、9 m及12 m等多種規(guī)格。天線口徑大小很大程度上決定了系統(tǒng)的最大功率增益與噪聲溫度比(gain and noise temperature, G/T值)、等效全向輻射功率(equivalent isotropically radiated power, EIRP)等主要性能指標?？趶皆酱螅珿/T值和EIRP也越高，接收、發(fā)射信號能力強，作用距離就越遠?？紤]到本文旨在使用無人機進行地面測控天線的相位標校，所以需對不同天線口徑下的相位校準鏈路余量進行分析。

2.1節(jié)已提到，要實現Ka頻段信號的準確相位校準，需在S校相完成并自動跟蹤的基礎上進行Ka頻段信號的校相工作，所以需綜合考慮無人機S及Ka頻段機載天線增益。另外，還需考慮地面測控天線G/T值及空間損耗等因素，地面測控天線的G/T值又和天線口徑等因素相關，式(5)給出了地面測控天線接收信號功率與噪聲譜密度比的計算公式[3]。

(C/N0)r=P1+G1-Lsp-Lr+G/T-k

(5)

式中:P1為無人機S/Ka應答機發(fā)射功率，G1為無人機機載S/Ka頻段天線增益，Lr為無人機上電纜損耗，G/T為地面接收系統(tǒng)增益噪聲溫度比(品質因數，dB/K)，k為波爾茲曼常數(-228.6 dBW/Hz·K)，Lsp為下行空間損耗，空間損耗的計算方法為：

Lsp=32.44+20lgf+20lgR

(6)

式中:f為天線的工作頻率(MHz)，R為無人機信標至地面測控天線的距離(km)。

2.1節(jié)介紹的無人機試驗系統(tǒng)中，S及Ka頻段應答機的發(fā)射功率分別為20 dBm及10 dBm，機載天線增益分別為6 dB及10 dB，無人機上電纜損耗為3 dB，假設無人機與地面測控天線的距離為24 km(12 m口徑天線工作于25 GHz頻率時的遠場距離)，S頻段的天線工作頻率為2250 MHz，Ka頻段天線的工作頻率為25 GHz，4.5 m、5.5 m、7.3 m、9 m及12 m口徑天線的在S/Ka頻段G/T值一般為13/32(dB/K)、15/34(dB/K)、18/37(dB/K)、20/38(dB/K)、22/41(dB/K)。基于以上條件，分別計算出不同口徑地面測控天線在S及Ka頻段校相時的鏈路余量如表1所示。

表1 不同口徑地面測控天線S/Ka頻段校相鏈路余量計算表Table 1 Link margin calculation sheet of S/Ka phase calibration in different diameters ground TT&C antennas

通過上表可以看出，在現有試驗條件下，無人機與不同典型口徑的地面測控天線之間的鏈路余量在S及Ka頻段均滿足校相需求，但若地面測控天線的口徑繼續(xù)減小，在進行Ka頻段相位標校時的鏈路余量可能不能滿足地面測控天線的G/T值指標。

3 基于無人機平臺的測控天線校相方法

3.1 試驗方法設計

無人機飛升高度根據遠場條件公式L≥2D2/λ和地面天線仰角進行計算，L為待測天線點位與無人機在地面投影點位的直線距離，D為天線口徑直徑，λ為波長。

本節(jié)試驗基于12 m口徑地面測控天線工作于26.9 GHz頻率的條件下進行，計算得出Ka頻段遠場距離與無人機飛行高度的對應關系如表2所示。

表2 Ka頻段遠場距離和無人機飛行高度對應關系Table 2 Correspondence between Ka-band far-field distance and UAV flight altitude

為滿足Ka頻段天線的遠場條件及3°以上跟蹤仰角，任務前需要對無人機的飛行航跡進行合理設計[16]，并設定3個以上懸停點，用于Ka頻段天線的捕獲。圖3給出了規(guī)劃后的無人直升機典型任務剖面。無人直升機從海拔500 m高度起飛，前出13 km，爬升至相對高度1100 m，飛行至距待測天線10 km的任務區(qū)域執(zhí)行任務，跟蹤仰角6.3°，執(zhí)行任務期間飛行速度不超過25 m/s，任務時間2 h，任務完成后返航。

圖3 無人機典型任務剖面圖Fig.3 Typical mission profile of unmanned aerial vehicle

3.2 試驗步驟

進行Ka頻段測控天線快速校相時，測控天線需在S頻段自跟蹤條件下疊加偏置進行；同時，無人機下傳至地面測控設備的信號電平應滿足設備載波捕獲跟蹤的靈敏度門限要求，且無人機與測控天線間應無遮擋。Ka頻段自動校相測試流程如圖4所示。

圖4 無人機懸停測試Ka頻段自動校相流程圖Fig.4 Diagram of Ka-band automatic phase calibration test

試驗過程如下：

1)預先完成S頻段天線(2300 MHz)跟蹤相位的校準；

2)無人機升空至航路設置的預定懸停位置，控制信標源開啟，發(fā)射S/Ka頻段待測頻點單載波信號；

3)調整天線指向，信標進入S頻段天線波束后，啟動S頻段天線自跟蹤；

4)待跟蹤穩(wěn)定后，微調無人機飛行高度使天線俯仰角度為6°；

5)退出S頻段天線自動跟蹤模式，天線控制單元啟動S+Ka頻段天線自動校相流程，完成S+Ka頻段天線自動校相；

6)完成自動校相流程后，開啟Ka頻段天線自跟蹤；

7)待Ka頻段天線跟蹤穩(wěn)定后，保持俯仰自跟蹤，控制方位軸分別拉偏±0.005°、±0.01°、±0.015°、±0.02°、±0.025°、±0.03°，記錄天線方位和俯仰誤差電壓；

8)保持方位軸自跟蹤，控制俯仰軸拉偏±0.005°、±0.01°、±0.015°、±0.02°、±0.025°、±0.03°，記錄天線方位和俯仰誤差電壓；

9)由第1節(jié)中的式(1)或(2)即可求出本次校相的方位和俯仰所需移相值；

10)由第1節(jié)中的式(3)即可求出本次校相的定向靈敏度；

11)每次進行天線拉偏時，可通過觀察方位/俯仰角發(fā)生變化時引起俯仰/方位誤差信號的變化量，從而求出本次校相的交叉耦合。一般天線控制單元可自動完成校相交叉耦合結果的計算及顯示。

3.3 校相試驗驗證

使用無人直升機標校系統(tǒng)在聯試場與12 m口徑測控設備進行了校相試驗，由于無人直升機懸停時間長、懸停位置精度高，每次懸停時長可達1 h以上。在第一個懸停點，即俯仰6.3°時采用S(波束寬度0.38°)自跟蹤基礎上疊加適量偏置，即可使目標落在Ka頻段波束寬度(0.06°)內且趨近波束零點。經過多個架次飛行試驗驗證，Ka頻段可實現穩(wěn)定自跟蹤、且校相成功，同時進行了S、Ka頻段電軸一致性測試，測試結果如圖5所示，具體結果如表3所示。

圖5 無人機測試Ka頻段自動校相結果示意圖Fig.5 Schematic diagram of Ka-band automatic phase calibration results

通過表3可以看出，采用文中提出的無人機平臺、校相算法及測試方案，可以成功完成地面測控天線Ka頻段的相位標校工作。每次相位標校得出的交叉耦合和靈敏度系數指標均滿足天線對無人機信標的閉環(huán)自跟蹤要求，用時基本在1 min之內，能夠做到快速校相。

表3 對無人機的校相結果統(tǒng)計表Table 3 Statistical table of the calibration results of UAV

試驗結果滿足設備指標測試及任務自檢要求，表明了直升機掛載載荷進行Ka頻段天線標校的可行性，可作為大口徑測控天線的標校手段。

4 結 論

本文提出了基于無人直升機的Ka頻段測控天線校相方法，對比了新方法與傳統(tǒng)標校塔方法的優(yōu)缺點，分析了無人機平臺的系統(tǒng)組成、載荷組合模式及數據精度。通過分析天線校相原理，設計了飛行航路及試驗方法，多個架次的飛行試驗結果表明無人直升機載重量大、懸停時間長，可實現Ka頻段測控天線穩(wěn)定自跟蹤和相位校準。

該方法為高頻段大口徑測控天線測試和標校提供了新思路，無人機直升機平臺作為移動的標校塔，可靈活構造外部試驗環(huán)境、不受地理條件限制，測控設備天線仰角較標校塔仰角更高，測控頻段和工作模式可以根據任務需要實時遙控配置，方位、俯仰、距離通過無人機航路設計保證，有利于提高標校精度，能夠取得理想的標校結果。缺點是無人直升機飛行過程中姿態(tài)變化、載荷與差分天線位置不一致引入了新的誤差，但可通過精確標定和數據處理方法消除姿態(tài)及位置誤差。

綜上所述，本文提出的無人機校相方法在深空測控、天線組陣、大口徑高頻段測控數傳天線等新型航天測控裝備的標校測試領域具有工程應用前景，可作為主用校相方法確保完成重要測控任務。