孟立新，趙丁選，張立中，姜會林，李小明

（1.吉林大學(xué)機(jī)械科學(xué)與工程學(xué)院，吉林長春130012；2.長春理工大學(xué)空地激光通信國防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，吉林長春130022）

機(jī)載激光通信穩(wěn)瞄吊艙設(shè)計(jì)與跟蹤精度測試

孟立新1，2，趙丁選1，張立中2，姜會林2，李小明2

（1.吉林大學(xué)機(jī)械科學(xué)與工程學(xué)院，吉林長春130012；2.長春理工大學(xué)空地激光通信國防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，吉林長春130022）

針對飛機(jī)姿態(tài)擾動(dòng)和強(qiáng)烈震動(dòng)條件下激光通信中的光軸穩(wěn)定問題，研制了粗精復(fù)合跟蹤機(jī)構(gòu)，并對減振器安裝結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行了分析，完成了減振系統(tǒng)設(shè)計(jì)和伺服系統(tǒng)仿真。在此基礎(chǔ)上開展了飛機(jī)姿態(tài)和振動(dòng)特性測試，根據(jù)測試結(jié)果，繪制了振動(dòng)試驗(yàn)曲線。進(jìn)行室內(nèi)仿真檢測和外場飛行測試的試驗(yàn)結(jié)果表明，在大氣信道條件下，粗跟蹤吊艙跟蹤精度優(yōu)于23.97 μrad，精跟蹤精度優(yōu)于7.03 μrad.對比實(shí)驗(yàn)室和外場測試環(huán)境的差異，可知大氣干擾引起的光斑閃爍是導(dǎo)致跟蹤精度下降的主要原因，為系統(tǒng)指標(biāo)分配和吊艙跟瞄精度的提高提供了參考。

儀器儀表技術(shù)；激光通信；機(jī)載穩(wěn)瞄吊艙；跟蹤精度測試；飛行試驗(yàn)

0 引言

機(jī)載激光通信具有通信速率高、保密性好、機(jī)動(dòng)靈活等優(yōu)點(diǎn)［1］，備受各國重視。從美國國防部規(guī)劃的未來戰(zhàn)斗系統(tǒng)示意圖［2］（見圖1）和美國的國防先進(jìn)研究署（DARPA）規(guī)劃的地-空-天激光通信鏈路與組網(wǎng)示意圖［3］（見圖2）可以看出，機(jī)載激光通信鏈路是空地激光通信鏈路的重要通信節(jié)點(diǎn)，也是星地激光通信鏈路重要的中繼節(jié)點(diǎn)，還是地面間激光通信鏈路中重要的中繼通信節(jié)點(diǎn)，因此研究機(jī)載激光通信技術(shù)具有重要意義。

由于飛機(jī)飛行姿態(tài)變化快、振動(dòng)強(qiáng)烈，相對于地面靜止激光通信載體和衛(wèi)星，跟瞄機(jī)構(gòu)需要更高的跟蹤速度和更好的抗干擾能力［4-5］。

圖1 美國國防部規(guī)劃的未來戰(zhàn)斗系統(tǒng)示意圖Fig.1 Shematic diagram offuture fighting system

圖2 DARPA規(guī)劃的空間光通信網(wǎng)絡(luò)分布圖Fig.2 Free space optical networks of DARPA

1 機(jī)載激光通信跟瞄系統(tǒng)設(shè)計(jì)

對于飛機(jī)間遠(yuǎn)距離激光通信，為實(shí)現(xiàn)通信距離大于100 km，考慮激光光斑的覆蓋范圍和相對運(yùn)動(dòng)速度，通信光束散角設(shè)計(jì)為200 μrad，要實(shí)現(xiàn)突發(fā)誤碼概率小于10-8，根據(jù)誤碼率與跟蹤精度關(guān)系［6］，跟瞄系統(tǒng)跟蹤精度應(yīng)優(yōu)于10 μrad.

1.1 跟瞄系統(tǒng)設(shè)計(jì)

高精度跟瞄機(jī)構(gòu)通常采用二級穩(wěn)定方式，即粗精復(fù)合方式實(shí)現(xiàn)［1］。粗跟蹤的目標(biāo)是實(shí)現(xiàn)大范圍跟瞄，抑制飛機(jī)擾動(dòng)，為精跟蹤提供初級工作環(huán)境，將目標(biāo)運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定在精跟蹤視場內(nèi)。精跟蹤對粗跟蹤抑制殘差進(jìn)行進(jìn)一步的抑制，實(shí)現(xiàn)高精度跟蹤。

粗跟蹤穩(wěn)瞄吊艙采用兩軸四框架結(jié)構(gòu)，如圖3所示。該結(jié)構(gòu)形式有利于伺服精度的提高，且具有較大的保精度運(yùn)動(dòng)范圍。

圖3 機(jī)載吊艙結(jié)構(gòu)圖Fig.3 The structure design of airborne pod

兩軸四框架吊艙安裝在飛機(jī)上，飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)和振動(dòng)經(jīng)過外框架后傳遞到內(nèi)框架，最終影響激光通信光軸的指向精度［7］。雖然采用內(nèi)外環(huán)跟蹤方式可對載體的運(yùn)動(dòng)進(jìn)行補(bǔ)償，但由于伺服帶寬限制，許多高頻振動(dòng)是無法完全補(bǔ)償?shù)?，此時(shí)需考慮被動(dòng)減振措施。減振器具有隔離高頻振動(dòng)的作用，但對頻率低于其固有頻率的振動(dòng)無法抑制，其作用相當(dāng)于低通濾波器。因此，將減震器與主動(dòng)伺服控制結(jié)合既可實(shí)現(xiàn)對高頻振動(dòng)抑制，又可實(shí)現(xiàn)對低頻姿態(tài)變化的補(bǔ)償，從而實(shí)現(xiàn)視軸高精度穩(wěn)定和跟蹤。

1.2 減振器解耦與減振效果分析

減振器的安裝方式有兩種：一種是整體減振方式，另一種是局部減振方式［8］。整體減振是降減振器均勻安裝在載體與吊艙安裝基礎(chǔ)面之間，如圖4所示。

圖4 整體減振示意圖Fig.4 Schematic diagram of whole vibration reduction

這種安裝方式為平面布置方式，具有結(jié)構(gòu)簡單，操作靈活、容易實(shí)現(xiàn)，減振效果較好等優(yōu)點(diǎn)。整體減振由于將被減振對象安裝在減振器平面上，使得被減震中心離減振器平面較遠(yuǎn)，當(dāng)基礎(chǔ)受到較大激勵(lì)時(shí)，載體振動(dòng)強(qiáng)烈，容易搖擺而產(chǎn)生失穩(wěn)。同時(shí)當(dāng)?shù)跖摳┭鲚S大范圍快速運(yùn)動(dòng)時(shí)易于減振器產(chǎn)生耦合，使對框架運(yùn)動(dòng)的控制變得復(fù)雜，降低系統(tǒng)整體的精度。

局部減振方式，是在內(nèi)外環(huán)之間增加減振器，為避免內(nèi)環(huán)框架重心與減振器的彈心不重合問題，將減振器安裝在內(nèi)環(huán)框架的兩側(cè)，減振器布置如圖5所示。

圖5 局部減振示意圖Fig.5 Schematic diagram of local vibration reduction

將8個(gè)3向剛度減振器對稱分布在內(nèi)環(huán)框架的兩側(cè)，每側(cè)4個(gè)。對于減振器，內(nèi)環(huán)框架可視為剛體，設(shè)其質(zhì)量為m（忽略減振器質(zhì)量），在內(nèi)環(huán)框架的質(zhì)心建立坐標(biāo)系Oxyz，其中，x軸為光軸方向，y軸為外俯仰軸方向，z軸滿足右手系。則內(nèi)環(huán)框架質(zhì)心坐標(biāo)為（0，0，0），各軸慣性矩為Ix、Iy、Iz，慣性積表示為0，8個(gè)減振器在坐標(biāo)系內(nèi)的坐標(biāo)分別為（xi，yi，zi），沿坐標(biāo)軸方向的剛度分別為（kxi，kyi，kzi），阻尼為（cxi，cyi，czi），i=1，2，…，8.

根據(jù)系統(tǒng)彈性力學(xué)方程［9］

式中：M、C、K分別為質(zhì)量陣、剛度陣和阻尼陣；F為基礎(chǔ)激勵(lì)；X=［xyzθxθyθz］T為內(nèi)框架絕對位移；

阻尼器與彈簧并聯(lián)，阻尼矩陣C與剛度矩陣K結(jié)構(gòu)形式相同，也為對稱陣。

從質(zhì)量陣、剛度陣和阻尼陣的結(jié)構(gòu)形式上可以看出，當(dāng)內(nèi)框架的質(zhì)心與8個(gè)減振器安裝對稱面的中點(diǎn)重合時(shí)，即減振器支點(diǎn)相對質(zhì)心對稱分布時(shí)，，，實(shí)現(xiàn)6個(gè)自由度完全解耦。

此時(shí)，減振器對振動(dòng)源激勵(lì)振幅衰減系數(shù)為

式中：k為減振器動(dòng)剛度；m0為減振器額定承載質(zhì)量。在機(jī)載激光通信粗跟蹤吊艙中，減振器選擇3向等剛度減振器，型號為JPD-2-2.0.減振器動(dòng)剛度為10.6 kg/cm，額定承載質(zhì)量為2.0 kg，額定承載質(zhì)量下的諧振頻率為11.5 Hz，阻尼比為0.12.

由于采用8只減振器并聯(lián)結(jié)構(gòu)形式，系統(tǒng)的額定總承載質(zhì)量為16 kg，總剛度84.8 kg/cm，由于機(jī)械系統(tǒng)的剛度遠(yuǎn)大于減振器的剛度，內(nèi)框架質(zhì)量約為15 kg，因此引起的系統(tǒng)諧振頻率改變不大，系統(tǒng)諧振頻率約為11.8 Hz.圖6為振動(dòng)增益隨頻率變化關(guān)系。

圖6 振動(dòng)增益隨頻率變化關(guān)系Fig.6 Vibration reduction rate vs.frequency

從圖6中可以看出，減振器在低頻會對振動(dòng)有放大作用，在10 Hz處，振動(dòng)放大最大為輸入幅值的1.6倍。對于振動(dòng)源的激勵(lì)在20～100 Hz的振動(dòng)，振幅衰減系數(shù)μ為0.63～0.08，可以看出該減振器可以很好地隔離高頻振動(dòng)。

1.3 伺服系統(tǒng)設(shè)計(jì)與仿真

粗跟蹤伺服系統(tǒng)采用直流力矩電機(jī)直接驅(qū)動(dòng)，角度傳感器采用32極對數(shù)的雙通道旋轉(zhuǎn)變壓器?？刂葡到y(tǒng)采用電流環(huán)、速度環(huán)和位置環(huán)3環(huán)控制策略，系統(tǒng)控制框圖如圖7所示，根據(jù)仿真分析（見圖8），系統(tǒng)跟蹤精度為±50 μrad優(yōu)于精跟蹤視場的1/4（精跟蹤視場為320 μrad），從而實(shí)現(xiàn)粗精對接。

圖7 粗跟蹤控制系統(tǒng)框圖Fig.7 Block diagram of coarse tracking control system

圖8 粗跟蹤系統(tǒng)精度仿真結(jié)果Fig.8 The accuracy simulation result of coarse tracking system

精跟蹤控制采用美國PI公司的壓電陶瓷振鏡驅(qū)動(dòng)，其帶載頻率為1 000 Hz，反饋元件采用高幀頻相機(jī)，并對相機(jī)進(jìn)行開窗口設(shè)計(jì)，窗口像素80×80，采樣頻率2 000 Hz，實(shí)現(xiàn)帶寬為300 Hz的跟蹤回路，抑制粗跟蹤殘差。

2 飛機(jī)運(yùn)動(dòng)特性測量

2.1 設(shè)備布局與安裝位置

試驗(yàn)飛機(jī)采用某型號固定翼飛機(jī)，巡航速度250 km/h，最大飛行高度6 000 m，光端機(jī)采用座椅安裝槽固定于飛機(jī)內(nèi)部。通信窗口采用飛機(jī)原有窗口改裝，最大限度減小飛機(jī)改裝程度。光端機(jī)安裝與窗口改裝如圖9和圖10所示。

圖9 光端機(jī)布局圖Fig.9 Layout of optical transmitter and receiver

圖10 窗口設(shè)計(jì)與改裝圖Fig.10 Design and modification of window

2.2 飛機(jī)運(yùn)動(dòng)特性測量

對飛機(jī)低頻姿態(tài)變化，采用慣性導(dǎo)航系統(tǒng)（INS）對飛機(jī)姿態(tài)變化進(jìn)行測試，對飛機(jī)的高頻振動(dòng)，采用振動(dòng)測試儀進(jìn)行測量。巡航時(shí)，飛機(jī)姿態(tài)變化測試結(jié)果如圖11所示。

從圖11中可以看出，飛機(jī)最大橫滾角速度為5°/s，最大偏航角速度為6°/s，要求跟瞄吊艙具備較高的執(zhí)行速度。振動(dòng)測試結(jié)果如圖12所示。

從圖12中可以看出：試驗(yàn)用飛機(jī)振動(dòng)主振動(dòng)點(diǎn)為90 Hz左右，振動(dòng)頻率范圍從10 Hz一直延伸到1 000 Hz左右；振動(dòng)最大加速度為x方向3.8 m/s2（飛行方向），y方向最大值為5.7 m/s2（窗口視軸方向），z方向最大值為5.7 m/s2（上下方向），飛機(jī)整體振動(dòng)較為強(qiáng)烈。

圖11 飛機(jī)姿態(tài)變化測試圖Fig.11 The test chart of airplane attitude

3 跟蹤精度室內(nèi)檢測

首先在室內(nèi)搭建跟蹤精度檢測系統(tǒng)（見圖13），采用大口徑平行光管模擬無窮遠(yuǎn)目標(biāo)，采用振動(dòng)臺模擬飛機(jī)的振動(dòng)特性，振動(dòng)量值根據(jù)飛機(jī)實(shí)測值和GJB150—86確定，振動(dòng)輸入曲線如圖14所示，隨機(jī)振動(dòng)頻率5～2 000 Hz，考慮螺旋槳飛機(jī)固有頻率，增加100 Hz定頻振動(dòng)。

采用機(jī)載激光通信系統(tǒng)的脫靶量評價(jià)系統(tǒng)的跟蹤精度［10］，粗跟蹤一個(gè)相元對應(yīng)的空間分辨率為15 μrad，精跟蹤相機(jī)一個(gè)相元對應(yīng)的空間分辨率為4 μrad，對精跟蹤脫靶量進(jìn)行40倍細(xì)分，最終精跟蹤相機(jī)測量分辨率為0.1 μrad.圖15為粗跟蹤視軸振動(dòng)抑制殘差和粗精復(fù)合后視軸振動(dòng)抑制殘差仿真結(jié)果。只開啟粗跟蹤時(shí)，視軸振動(dòng)抑制殘差為17.3 μrad（1σ），粗跟蹤與精跟蹤均開啟后，視軸振動(dòng)抑制殘差為0.78 μrad（1σ），滿足激光通信視軸指向精度要求。

4 飛行試驗(yàn)結(jié)果與討論

兩架飛機(jī)相對飛行，相互跟蹤，在兩架飛機(jī)相距20 km時(shí)，測得的機(jī)載激光通信樣機(jī)跟蹤精度如圖16、圖17所示。

從圖17可知：粗跟蹤誤差（1σ）為方位16.19 μrad，俯仰17.68 μrad；精跟蹤誤差（1σ）為方位5.5 μrad，俯仰4.4 μrad.兩軸誤差合成后，合成后粗跟蹤誤差為23.97（1σ），合成后精跟蹤誤差為7.03 μrad＜10 μrad，滿足通信對跟瞄精度的要求。

在運(yùn)動(dòng)特性基本相同的條件下，飛行試驗(yàn)得到的穩(wěn)瞄吊艙跟蹤精度大于實(shí)驗(yàn)室內(nèi)仿真系統(tǒng)測試結(jié)果，其主要原因是飛行試驗(yàn)中，激光通過了大氣層。由于大氣湍流和附面層效應(yīng)影響，使得到達(dá)接收端的光束波前相位發(fā)生畸變，低頻變化造成光斑中心產(chǎn)生光漂移現(xiàn)象，高頻變化產(chǎn)生光斑擴(kuò)散現(xiàn)象，對于較強(qiáng)湍流條件，甚至產(chǎn)生光斑破碎和光斑空洞現(xiàn)象，降低光學(xué)天線與探測器耦合效率，對小靶面探測器影響更加明顯，從而影響跟蹤精度［11-13］。光經(jīng)過大氣前后接收端光斑形狀如圖18所示。

圖12 飛機(jī)振動(dòng)情況測試結(jié)果Fig.12 The test result of airplane vibration

圖13 跟蹤精度檢測試驗(yàn)Fig.13 The test of tracking accuracy

圖14 振動(dòng)臺輸入曲線圖Fig.14 Vibration curve of vibration table

圖15 振動(dòng)抑制效果圖Fig.15 Effect diagram of vibration suppression

圖16 粗跟蹤吊艙跟蹤精度實(shí)測圖Fig.16 The tracking accuracy testing chart of coarse tracking system

圖17 精跟蹤系統(tǒng)跟蹤精度實(shí)測圖Fig.17 The tracking accuracy testing chart of fine tracking system

室內(nèi)仿真實(shí)驗(yàn)通常只考慮運(yùn)動(dòng)和振動(dòng)對跟瞄精度的影響，對大氣等因素模擬較困難，導(dǎo)致室內(nèi)仿真結(jié)果較實(shí)際飛行試驗(yàn)結(jié)果還是有較大差距，在跟蹤指標(biāo)設(shè)計(jì)過程中需要預(yù)留足夠的安全預(yù)量。

5 結(jié)論

通過對飛機(jī)姿態(tài)變化和振動(dòng)測量分析可知，飛機(jī)的姿態(tài)變化和振動(dòng)均較強(qiáng)烈。系統(tǒng)采用粗精復(fù)合跟蹤方式，通過優(yōu)化設(shè)計(jì)被動(dòng)減振器和伺服系統(tǒng)帶寬，實(shí)現(xiàn)粗跟蹤精度優(yōu)于23.97 μrad，精跟蹤精度優(yōu)于7.03 μrad，滿足激光通信對視軸指向精度的要求，為實(shí)現(xiàn)高速率、遠(yuǎn)距離激光通信提供了支撐。

圖18 大氣湍流引起的散斑效應(yīng)Fig.18 Speckle effect due to atmospheric turbulence

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The Test of Tracking Accuracy and Design of Airborne Laser Communication Stabilized Pod

MENG Li-xin1，2，ZHAO Ding-xuan1，ZHANG Li-zhong2，JIANG Hui-lin2，LI Xiao-ming2
（1.School of Mechanical Engineering，Jilin University，Changchun 130012，Jilin，China；2.Fundamental Science on Space-Ground Laser Communication Technology Laboratory，Changchun University of Science and Technology，Changchun 130022，Jilin，China）

For the optical axis stability problem of airborne laser communication，a coarse and fine tracking system is proposed.The installation structure of the shock absorber is analyzed.Avibration reduction system is designed，and the servo system is simulated.On this basis，the vibration and movement characteristics of the aircraft are measured.The measured results meet the laboratory simulation input.The simulation tests and the field tests of tracking accuracy are carried out.The reults show that，under the condition of atmospheric channel，the tracking accuracy of coarse tracking system is better than 23.97 μrad，and the tracking accuracy of fine tracking system is better than 7.03 μrad.The results are greater than the laboratory simulation test results，which provide a reference for the system index allocation and the improvement of pod accuracy.

apparatus and intruments technology；laser communication；airborne stabilized pod；tracking accuracy test；flight test

TN209

A

1000-1093（2015）10-1916-08

10.3969/j.issn.1000-1093.2015.10.013

2014-11-18

國家“863”計(jì)劃項(xiàng)目（2012AA0042）

孟立新（1981—），男，博士研究生。E-mail：mengcust@163.com；趙丁選（1965—），男，教授，博士生導(dǎo)師。E-mail：zhaodx@jlu.edu.cn