中繼衛(wèi)星在軌自動跟蹤精度測試方法研究

王珊珊 余曉川 關鵬 馮海浪

(中國空間技術研究院西安分院,西安 710100)

中繼衛(wèi)星研制過程中必須攻克的關鍵技術之一是對高速運動航天器的精密捕獲跟蹤技術[1],這是實現(xiàn)天基測控通信的基礎。中繼衛(wèi)星星間鏈路天線對目標的跟蹤精度直接關系測控通信服務的質量[2],是中繼衛(wèi)星的一項關鍵指標,在軌需要測試。

中繼衛(wèi)星自動跟蹤精度地面測試是采用光學輔助的方法。即在天線上安裝瞄準望遠鏡,安裝時使望遠鏡的光軸和天線的電軸一致,目標處設置靶標,望遠鏡與跟蹤誤差顯示器相連接,當天線電軸指向目標時,靶標處于跟蹤誤差顯示器中心;當天線電軸偏離目標時,通過靶標偏離跟蹤誤差顯示器中心的位置推算天線電軸偏離目標的角度[3]。顯然該方法無法應用于在軌測試。

中繼衛(wèi)星在軌跟蹤目標過程中,采用天線實際的框架角和理論計算所得天線框架角相比較,計算得出自動跟蹤精度是一種比較直觀的方法。但由于姿態(tài)敏感器的安裝誤差、天線安裝誤差、天線電軸的指向偏離(相對機械零位)等因素,會引起天線實際指向與理論計算值不一致,同時,跟蹤過程中天線撓動引起的衛(wèi)星姿態(tài)變化,都將導致該方法引入的測試誤差較大。

目前,國內公開文獻中尚無關于單通道單脈沖角跟蹤系統(tǒng)在軌自動跟蹤精度的測試方法。國外,美國和日本均開展了中繼衛(wèi)星在軌自動跟蹤精度測試,并公開了測試結果,但沒有對測試技術和測試方案進行介紹。本文在分析角誤差信號特性的基礎上,提出一種采用天線電軸零點附近角誤差電壓靈敏度作為基準值,天線穩(wěn)定跟蹤目標時的方位角誤差電壓和俯仰角誤差電壓作為測試數(shù)據(jù),通過數(shù)據(jù)處理得出自動跟蹤精度的測試方法,應用于中繼衛(wèi)星在軌自動跟蹤精度測試,檢驗捕獲跟蹤系統(tǒng)自動跟蹤性能。

1 角跟蹤系統(tǒng)跟蹤精度定義

天線跟蹤目標就是要使天線電軸對準目標,而跟蹤誤差使天線電軸偏離目標角[4]。捕獲跟蹤系統(tǒng)跟蹤誤差是指跟蹤天線完成對目標的捕獲、鎖定后,天線電軸指向與目標方向之間殘留的偏離角度的統(tǒng)計指標。

我國中繼衛(wèi)星自動跟蹤精度指標要求優(yōu)于0.05°[5],該指標是按星間鏈路天線指向損失0.5 dB提出的,天線和波束最大值點對準目標時,指向損失為零。中繼衛(wèi)星捕獲跟蹤系統(tǒng)采用單通道單脈沖角跟蹤體制[6],跟蹤結果是使差波束零點軸(天線電軸)對準目標。理想狀態(tài)下,天線和波束最大值與差波束零點對齊,但實際會存在一定的角度偏差。所以中繼衛(wèi)星自動跟蹤精度包括兩部分:

(1)跟蹤誤差。即跟蹤狀態(tài)下,天線差波束零點軸偏離目標方向的大小。主要誤差源有熱噪聲誤差、天線控制環(huán)路控制誤差、滾動俯仰姿態(tài)耦合、天線支撐結構振動、天線兩軸交叉耦合誤差等。

(2)差波束零點軸與和波束接收信號最大值軸之差Δφ。Δφ是常值項,可以在地面測試獲得。

因此,中繼衛(wèi)星捕獲跟蹤系統(tǒng)自動跟蹤精度在軌測試主要是跟蹤誤差測試。

2 自動跟蹤精度在軌測試方法及實施

2.1 跟蹤誤差在軌測試方法工作原理

中繼衛(wèi)星捕獲跟蹤系統(tǒng)由天線、伺服控制器、捕跟接收機等設備組成。捕跟接收機負責解調出方位角誤差電壓ΔV A和俯仰角誤差電壓ΔV E。方位角誤差電壓ΔV A大小正比于目標偏離天線電軸方位向的大小,極性代表目標偏離天線電軸方位向的方向;俯仰角誤差電壓ΔV E大小正比于目標偏離天線電軸俯仰向的大小,極性代表目標偏離天線電軸俯仰向的方向。角誤差電壓一路送至伺服控制器,驅動天線向角誤差電壓減小的方向運動,實現(xiàn)天線對目標的跟蹤;一路作為遙測信息通過測控鏈路下傳到地面站。角誤差信號示意見圖1。

圖1中:OO′為天線電軸指向;OT為目標方向;θT為OO′與OT的夾角,即天線電軸偏離目標的空間角;O′AE為垂直于天線電軸的目標所在平面,A為天線電軸方位正向,E為天線電軸俯仰正向;ΔθA為天線電軸方位向偏離目標的角度,即方位角誤差;ΔθE為天線電軸俯仰向偏離目標的角度,即俯仰角誤差;φ為方位角誤差信號與俯仰角誤差信號合成矢量O′T與天線電軸方位正向O′A的夾角。

θT在一定的范圍內時,捕跟接收機解調輸出的方位角誤差電壓ΔV A和俯仰角誤差電壓ΔV E表達式為[7]

式中:K為差通道增益系數(shù);μ為差歸一化斜率;Δα為單通道合成前和、差信號通道相位不一致的相位差。

中繼衛(wèi)星在軌測試前,先對和、差通道相位進行校準和補償,使Δα值盡可能接近0,對輸出角誤差電壓的影響可以忽略,則

當目標只有方位偏時(φ＝0):

當目標只有俯仰偏時(φ＝90°)

從式(3)可見,當φ＝0時,方位角誤差電壓ΔV A正比于目標偏離電軸的空間角θT,在式(3)兩邊對θ取導數(shù),可得方位角誤差電壓靈敏度為

從式(5)可見,方位角誤差電壓靈敏度μA正比于波束指向角誤差靈敏度

從式(4)可見,當φ＝90°時,俯仰角誤差電壓ΔV E正比于目標偏離電軸的空間角θT,在式(4)兩邊對θ取導數(shù),可得俯仰角誤差電壓靈敏度為

從式(6)可見,俯仰角誤差電壓靈敏度μE正比于波束指向角誤差靈敏度

因此可見,跟蹤誤差可以通過測試角誤差電壓計算得出。選取方位角誤差電壓靈敏度μA、俯仰角誤差電壓靈敏度μE作為基準值,測得中繼衛(wèi)星自動跟蹤目標過程中的方位角誤差電壓和俯仰角誤差電壓,則可以計算得到跟蹤誤差。

2.2 跟蹤誤差在軌測試系統(tǒng)組成

中繼衛(wèi)星在軌跟蹤誤差測試系統(tǒng)包括中繼衛(wèi)星設備、用戶星和地面設備3部分。測試系統(tǒng)原理框圖如圖2所示。

圖2 中繼衛(wèi)星自動跟蹤誤差在軌測試系統(tǒng)Fig.2 Data relay satellite in-orbit auto-tracking error test system

中繼衛(wèi)星設備包括衛(wèi)星星體、控制與推進系統(tǒng)、捕獲跟蹤系統(tǒng)(包括星間鏈路天線、捕跟接收機、捕獲跟蹤控制器等)和測控系統(tǒng)(包括遙測遙控數(shù)據(jù)處理器、應答機和測控天線)。

用戶星主要指用戶星中繼終端設備,在自動跟蹤誤差測試過程中,用戶星在軌相對中繼衛(wèi)星按一定軌道作高速運動,用戶星天線保持指向中繼衛(wèi)星,并向中繼衛(wèi)星發(fā)射信號。

地面設備包括地面終端站、衛(wèi)星操作管理中心和標校站。衛(wèi)星操作管理中心通過地面終端站向中繼衛(wèi)星發(fā)送遙控指令,確保星上配置及工作狀態(tài)正確;接收中繼衛(wèi)星下傳的遙測數(shù)據(jù),并進行判斷。標校站向中繼衛(wèi)星發(fā)射信號。

2.3 自動跟蹤精度在軌測試實施

中繼衛(wèi)星在軌跟蹤誤差測試包括靜態(tài)自動跟蹤誤差測試和動態(tài)自動跟蹤誤差測試。靜態(tài)跟蹤誤差測試數(shù)據(jù)為天線穩(wěn)定跟蹤標校站時的角誤差電壓值。動態(tài)跟蹤誤差測試數(shù)據(jù)為天線穩(wěn)定跟蹤用戶星或者中繼衛(wèi)星姿態(tài)變化時天線穩(wěn)定跟蹤標校站的角誤差電壓值[8]。中繼衛(wèi)星在軌自動跟蹤誤差測試流程如圖3所示。

圖3 中繼衛(wèi)星自動跟蹤誤差在軌測試流程Fig.3 Flow of data relay satellite in-orbit auto-tracking error test

2.3.1 靜態(tài)自動跟蹤精度在軌測試實施

靜態(tài)自動跟蹤精度測試是通過中繼衛(wèi)星星間鏈路天線自動跟蹤地面標校站來進行測試的,測試流程如圖3(a)所示,具體步驟如下。

(1)標校站天線對準中繼衛(wèi)星并發(fā)射規(guī)定信號(應設定好電平、數(shù)據(jù)速率和調制方式等參數(shù))。

(2)調整中繼衛(wèi)星星上設備狀態(tài),檢測捕獲跟蹤系統(tǒng)的角誤差特性,包括角誤差電壓極性、交叉耦合等,保證角誤差特性正確[9]。

(3)建立測角誤差基準值。標校站天線對準中繼衛(wèi)星,中繼衛(wèi)星星間鏈路天線精確對準標校站,記錄此時的方位角θA0、俯仰角θE0。星間鏈路天線俯仰軸保持θE0位置不動,方位軸從當前位置θA0偏開＋θ角度(θ不小于θ0.5/5,θ0.5為中繼衛(wèi)星星間鏈路天線的半功率點波束寬度),并在方位向由＋θ向－θ勻速運行,記錄運動過程中的方位角θAi、俯仰角θEi及方位、俯仰角誤差電壓值ΔV Ai、ΔV Ei,求得方位角誤差電壓靈敏度μA;星間鏈路天線回到精度對準標校站位置,方位軸保持不動,俯仰軸從當前位置θE0偏開＋θ角度,并在俯仰向由＋θ向－θ勻速運行,記錄運動過程中的方位角θAi、俯仰角θEi及方位、俯仰角誤差電壓值ΔV Ai、ΔV Ei,求得俯仰角誤差電壓靈敏度μE。

(4)測試數(shù)據(jù)獲取。標校站天線對準中繼衛(wèi)星不動,中繼衛(wèi)星星間鏈路天線以對準標校站開始,分別在方位向、俯仰向拉偏θ0.5,然后自動跟蹤標校站,穩(wěn)定跟蹤后,實時記錄方位角誤差電壓ΔV Ai、俯仰角誤差電壓ΔV Ei。

2.3.2 動態(tài)自動跟蹤精度在軌測試實施

動態(tài)自動跟蹤精度測試是通過中繼衛(wèi)星星間鏈路天線實時自動跟蹤用戶星,或者中繼衛(wèi)星星體姿態(tài)變化的同時星間鏈路天線自動跟蹤標校站來實現(xiàn)的。測試流程如圖3(b)所示,具體步驟如下。

(1)～(3)同靜態(tài)自動跟蹤精度測試。

(4)測試數(shù)據(jù)獲取。動態(tài)自動跟蹤精度測試數(shù)據(jù)獲取有兩種方法:①用戶星天線跟蹤中繼衛(wèi)星,中繼衛(wèi)星星間鏈路天線程序指向用戶星,兩者建立穩(wěn)定的跟蹤鏈路,在中繼衛(wèi)星星間鏈路天線轉入自動跟蹤且穩(wěn)定跟蹤用戶星后,實時記錄方位角誤差電壓ΔV Ai、俯仰角誤差電壓ΔV Ei;②轉動中繼衛(wèi)星本體的滾動軸和俯仰軸,模擬用戶星相對中繼衛(wèi)星的運動,中繼衛(wèi)星星體姿態(tài)變化過程中保持星間鏈路天線自動跟蹤標校站,實時記錄方位角誤差電壓ΔV Aj、俯仰角誤差電壓ΔV Ej。

(5)動態(tài)自動跟蹤精度計算。同靜態(tài)自動跟蹤精度計算方法。

3 在軌試驗驗證及結果分析

3.1 在軌測試結果

中繼衛(wèi)星在軌開展了靜態(tài)自動跟蹤精度測試和動態(tài)自動跟蹤精度測試,動態(tài)自動跟蹤精度采用本文提及的兩種測試數(shù)據(jù)獲取方法都進行了測試。下面以動態(tài)自動跟蹤精度在軌測試為例對該測試方法的實施情況進行說明。

(1)中繼衛(wèi)星在軌跟蹤神舟飛船測試動態(tài)自動跟蹤精度。

中繼衛(wèi)星星間鏈路天線指準標校站,定義當前位置為星間鏈路天線零點。標校站對準中繼衛(wèi)星,并發(fā)射模擬神舟飛船信號特性的標校信號,中繼衛(wèi)星星間鏈路天線從零點位置分別在方位向、俯仰向拉偏±0.1°,同時記錄方位角誤差電壓值和俯仰角誤差電壓值,得到中繼衛(wèi)星角誤差電壓特性曲線如圖4所示。

圖4 角誤差電壓特性曲線Fig.4 Error signal voltage characteristic curves

計算得到μA＝40 V/(°),μE＝38 V/(°)。

中繼衛(wèi)星星間鏈路天線跟蹤神舟飛船,并實時記錄中繼衛(wèi)星方位角誤差電壓值和俯仰角誤差電壓值。選取中繼衛(wèi)星穩(wěn)定自動跟蹤神舟飛船一個弧段共36 min,采集方位角誤差電壓和俯仰角誤差電壓各3500個樣本數(shù)據(jù),曲線如圖5所示。

計算得到方位角誤差電壓ΔV A＝0.275 V,方位動態(tài)跟蹤角誤差ΔθA＝0.007°;俯仰角誤差電壓ΔV E＝0.273 V,俯仰動 態(tài)跟蹤角誤差 ΔθE＝0.007°;最終求得動態(tài)自動跟蹤誤差 Δθ＝0.010°,與差波束零點軸與和波束接收信號最大值軸之差0.010°相加,得到自動跟蹤精度值0.020°。

圖5 中繼衛(wèi)星穩(wěn)定跟蹤時角誤差電壓曲線Fig.5 Error signal voltage curve in stable tracking of data relay satellite

(2)中繼衛(wèi)星星體姿態(tài)偏置模擬神舟飛船相對運動跟蹤標校站測試動態(tài)自動跟蹤精度。

標校站對準中繼衛(wèi)星,并發(fā)射模擬神舟飛船信號特性的信號,中繼衛(wèi)星星體俯仰和滾動姿態(tài)連續(xù)偏置,角速度不小于0.015(°)/s,模擬神舟飛船相對中繼星運動,中繼衛(wèi)星星間鏈路天線自動跟蹤標校站,記錄穩(wěn)定跟蹤時的方位角誤差電壓值和俯仰角誤差電壓。計算得出動態(tài)自動跟蹤誤差Δθ＝0.034°,與差波束零點軸與和波束接收信號最大值軸之差0.010°相加,得到自動跟蹤精度值0.044°。

3.2 結果分析

中繼衛(wèi)星在軌自動跟蹤神舟飛船測試動態(tài)自動跟蹤誤差0.010°,與地面相同工況下采用光學輔助方法測得的動態(tài)自動跟蹤誤差0.014°相當,而中繼衛(wèi)星星體姿態(tài)偏置模擬神舟飛船相對運動測試動態(tài)自動跟蹤誤差0.034°結果偏大。主要原因如下。

(1)滾動俯仰姿態(tài)耦合影響。中繼衛(wèi)星在軌跟蹤神舟飛船過程中存在滾動俯仰姿態(tài)耦合,但根據(jù)遙測數(shù)據(jù)可知,姿態(tài)變化幅度和速度都很小,不超過天線控制環(huán)路的調整速度,因此,滾動俯仰姿態(tài)耦合對自動跟蹤誤差幾乎沒有影響;用中繼衛(wèi)星星體姿態(tài)偏置模擬用戶星相對運動測試動態(tài)自動跟蹤誤差時,每段模擬運動軌跡的過程中,連續(xù)輸入若干個姿態(tài)偏置階躍信號,姿態(tài)控制環(huán)路控制過程中產生一系列超調衰減振蕩,這些相對都是高頻的變化,天線控制環(huán)路無法及時減小對其跟蹤的滯后誤差,使自動跟蹤誤差有所增加,所以測試結果較大。

(2)地面測試系統(tǒng)影響。中繼衛(wèi)星地面測試動態(tài)自動跟蹤誤差時,天線需要重力卸載,會帶來自動跟蹤動態(tài)滯后;中繼衛(wèi)星在軌跟蹤神舟飛船,星間鏈路天線處于零重力狀態(tài),不存在地面卸載設備帶來的滯后誤差。同時,地面跟蹤誤差測試場地為近似遠場,這都會導致地面測得的自動跟蹤誤差值偏大。

通過上述分析知,中繼衛(wèi)星星體姿態(tài)偏置模擬用戶星相對運動測試動態(tài)自動跟蹤誤差,滾動俯仰姿態(tài)耦合會導致自動跟蹤誤差增加,但測得自動跟蹤精度結果仍然小于指標0.05°,因此,在沒有在軌用戶航天器可供中繼衛(wèi)星自動跟蹤時,該方法可以用于中繼衛(wèi)星捕獲跟蹤系統(tǒng)性能測試,但其自動跟蹤精度測試結果只能作為參考。

中繼衛(wèi)星在軌自動跟蹤神舟飛船測試動態(tài)自動跟蹤精度結果為0.02°,與地面測試結果相當,表明該測試方法有效、可行。采用該方法,完成了中繼衛(wèi)星在軌自動跟蹤精度測試,測得結果優(yōu)于中繼衛(wèi)星自動跟蹤精度指標要求的0.05°。星間鏈路天線進入自動跟蹤模式后,中繼衛(wèi)星能夠連續(xù)高質量的傳回圖像信號,鏈路性能與指標預算相符。

該測試方法主要誤差源是角誤差信號斜率的非線性和不對稱性。在測試角誤差電壓靈敏度建立基準值時,選擇與跟蹤目標信號特性(信號電平、碼速率及調制方式)一致的標校信號,并選取星間鏈路天線電軸零點附近角誤差信號的斜率作為基準,可以減小引入的測試誤差。

4 結束語

本文提出了采用角誤差電壓靈敏度作為基準值,天線穩(wěn)定跟蹤目標時的方位角誤差電壓和俯仰角誤差電壓作為測試數(shù)據(jù)的自動跟蹤精度測試方法,用于中繼衛(wèi)星在軌靜態(tài)自動跟蹤精度測試和動態(tài)自動跟蹤精度測試。其中,通過中繼衛(wèi)星星體姿態(tài)偏置模擬用戶星相對運動獲取測試數(shù)據(jù)進行動態(tài)自動跟蹤精度測試,因星體姿態(tài)變化會帶來滾動俯仰姿態(tài)耦合,導致系統(tǒng)跟蹤誤差增大,測試結果不能反映系統(tǒng)真正性能,但在沒有目標航天器可供中繼衛(wèi)星自動跟蹤時,這種方法仍然可以作為中繼星在軌動態(tài)捕獲跟蹤性能的測試方法。通過中繼衛(wèi)星穩(wěn)定跟蹤標校站或用戶星獲取測試數(shù)據(jù)進行自動跟蹤精度測試,所測得結果不受姿態(tài)敏感器的安裝誤差、天線安裝誤差、天線電軸的指向偏離(相對機械零位)、衛(wèi)星姿態(tài)等因素影響,而且測試難度低,測試方案便于實施,可以廣泛應用于星載單脈沖單通道角跟蹤系統(tǒng)在軌自動跟蹤精度測試和程序跟蹤精度測試,并可以推廣至地面天線程序跟蹤以及自動跟蹤精度測試。