[發明專利]星載雷達對航天器平臺擾動實時補償解耦方法及補償解耦系統

有效

• 申請號: 201410396571.1
• 申請日: 2014-08-13
• 公開（公告）號: CN104201458B
• 公開（公告）日: 2017-04-05
• 發明（設計）人: 李雁斌;吉峰;黃勇;蔡昆;鄒波;江利中
• 申請（專利權）人: 上海無線電設備研究所
• 主分類號: H01Q1/18
• 分類號: H01Q1/18
• 代理公司: 上海信好專利代理事務所(普通合伙)31249
• 代理人: 張靜潔,張妍

1.一種星載雷達對航天器平臺擾動實時補償解耦方法，其特征在于，該方法包含：

在星載雷達進行搜索過程中，三軸穩定速率陀螺實時檢測并輸出航天器平臺姿態角的變化量和變化方向；

航天器平臺姿態角的變化量和變化方向通過坐標變換得出星載雷達姿態角的變化量和變化方向；

當星載雷達姿態角的變化量超過預設的閾值，星載雷達設定搜索補償角；搜索補償角的值為星載雷達姿態角的變化量；搜索補償角的補償方向與星載雷達的搜索方向垂直，并與星載雷達姿態角的變化方向相反；

星載雷達的伺服機構根據搜索補償角對星載雷達的姿態角進行實時補償控制。

2.如權利要求1所述的星載雷達對航天器平臺擾動實時補償解耦方法，其特征在于，所述三軸穩定速率陀螺實時檢測航天器平臺姿態角的變化量包含：

三軸穩定速率陀螺以周期T檢測航天器平臺姿態的方位角速率ω_α和高低角速率ω_β；

在周期T的時間內，航天器平臺的方位角的變化量為Δα=ω_αT，高低角的變化量為Δβ=ω_βT。

3.如權利要求1所述的星載雷達對航天器平臺擾動實時補償解耦方法，其特征在于，所述航天器平臺坐標系與星載雷達坐標系坐標變換的坐標轉換矩陣R為：

（1）

其中，θ₁為星載雷達坐標系與航天器平臺坐標系之間沿X軸的旋轉角度，其歐拉旋轉矩陣R_x（θ₁）如式（2）：

（2）

θ₂為星載雷達坐標系與航天器平臺坐標系之間沿Y軸的旋轉角度，其歐拉旋轉矩陣R_y（θ₂）如式（3）：

（3）

θ₃為星載雷達坐標系與航天器平臺坐標系之間沿Z軸的旋轉角度，其歐拉旋轉矩陣R_z（θ₃）如式（4）：

（4）。

4.如權利要求1所述的星載雷達對航天器平臺擾動實時補償解耦方法，其特征在于，所述航天器平臺坐標系與星載雷達坐標系坐標變換后，姿態角的變化方向不變。

5.如權利要求1所述的星載雷達對航天器平臺擾動實時補償解耦方法，其特征在于，若星載雷達姿態角的變化量未超過預設的閾值，則星載雷達的伺服機構不對星載雷達的姿態角進行補償控制。

6.如權利要求1所述的星載雷達對航天器平臺擾動實時補償解耦方法，其特征在于，所述搜索補償角的補償方向與星載雷達的搜索方向垂直具體為：

當星載雷達天線沿方位維進行目標搜索掃描時，在高低維進行搜索角度的實時補償；當星載雷達天線沿高低維進行目標搜索掃描時，在方位維進行搜索角度的實時補償。

7.一種如權利要求1至6中任意一項權利要求所述星載雷達對航天器平臺擾動實時補償解耦方法適用的補償解耦系統，其特征在于，該系統包含：

姿態角檢測模塊，其實時檢測航天器平臺姿態角的變化量和變化方向；

坐標系轉換模塊，其通信連接姿態角檢測模塊的輸出端，接收航天器平臺姿態角的變化量和變化方向，通過坐標轉換得到星載雷達姿態角的變化量和變化方向；

補償模塊，其通信連接坐標系轉換模塊的輸出端，根據星載雷達姿態角的變化量和變化方向輸出包含搜索補償角及其補償方向的補償控制指令；

伺服機構，其通信連接補償模塊的輸出端，根據補償控制指令補償星載雷達的姿態。

8.如權利要求7所述的補償解耦系統，其特征在于，所述姿態角檢測模塊采用航天器平臺自帶的三軸穩定速率陀螺。

9.如權利要求7所述的補償解耦系統，其特征在于，所述伺服機構采用星載雷達用于搜索控制的二維伺服機構，該二維伺服機構輸入端接收補償控制指令和星載雷達的搜索控制指令。

10.如權利要求7或9所述的補償解耦系統，其特征在于，所述伺服機構輸出端通信連接星載雷達的雷達天線。