[發明專利]一種航天器可移波束天線指向動態跟蹤的試驗系統及方法

有效

• 申請號: 201710169597.6
• 申請日: 2017-03-21
• 公開（公告）號: CN107131864B
• 公開（公告）日: 2019-08-23
• 發明（設計）人: 莊建樓;宋錚;康成斌;王子玉;武向軍;王金剛;鄭晉軍;王平
• 申請（專利權）人: 北京空間飛行器總體設計部
• 主分類號: G01C1/00
• 分類號: G01C1/00
• 代理公司: 北京理工大學專利中心 11120
• 代理人: 李微微;仇蕾安

1.一種航天器可移波束天線指向動態跟蹤的試驗系統，其特征在于，包括目標視運動仿真子系統(1)、指向誤差指示子系統(2)以及航天器天線指向控制子系統(3)；

所述目標視運動仿真子系統(1)包括固定安裝在測試場地(12)的三軸轉臺(4)和角度換算模塊(5)；所述航天器可移波束天線(9)安裝在所述三軸轉臺(4)上；角度換算模塊(5)用于把所述航天器天線指向控制子系統(3)輸入的航天器自身的運動信息與目標星運動進行疊加，并換算為航天器實際運動的三軸姿態角度，轉化為三軸轉臺(4)的轉動角度，然后把實測的三軸轉臺(4)各軸到位角度換算為航天器三軸姿態角度實測值，并輸出至航天器天線指向控制子系統(3)；三軸轉臺(4)根據接收的所述轉動角度進行運動；

所述航天器天線指向控制子系統(3)包括航天器動力學計算機(11)和天線指向計算模塊(10)；所述航天器動力學計算機(11)用于對航天器的軌道、姿態，以及目標星的運動進行模擬，并向視運動仿真子系統(1)輸出航天器自身的運動與目標星運動信息；再把視運動仿真子系統(1)輸出的航天器三軸姿態角度實測值傳遞給天線指向計算模塊(10)；所述天線指向計算模塊(10)根據航天器三軸姿態角度實測值、航天器星歷以及目標星星歷，得到航天器可移波束天線(9)運動信息，并進行解算得到航天器可移波束天線(9)的三軸轉動角度，并發出航天器可移波束天線(9)轉動指令；

所述指向誤差指示子系統包括固定安裝在測試場地(12)的平面反射鏡(6)，安裝在航天器可移波束天線(9)上的激光器(7)以及設置在激光器(7)出光口周向的激光屏(20)；激光器(7)發出的激光(8)的指向與航天器可移波束天線(9)的波束指向一致，平面反射鏡(6)與所述航天器可移波束天線(9)的波束指向垂直。

2.如權利要求1所述的一種航天器可移波束天線指向動態跟蹤的試驗系統，其特征在于，采用激光器夾具固定航天器可移波束天線(9)，所述激光器夾具包括激光器夾具本體(15)和激光器夾具壓片(16)；激光器夾具本體(15)的一側固定所述激光屏(20)，另一側設置有條狀凸起，凸起中部設置弧形凹槽；激光器夾具壓片(16)與條狀凸起對接面上同樣設置有弧形凹槽，兩個凹槽位置對應，形成激光器安裝孔(17)；激光器夾具本體(15)上與條狀凸起同側的側面上設置有用于與所述航天器可移波束天線(9)連接的激光器夾具機械安裝孔(19)。

3.一種基于權利要求1所述的試驗系統的試驗方法，其特征在于，所述角度換算模塊(5)計算航天器運動的三軸姿態角度的方法為：

步驟1、以平面反射鏡(6)為基準建立測試全局坐標系，其三軸單位矢量為以三軸轉臺(4)位于零位時各軸為基準建立轉臺坐標系，其三軸單位矢量為并標定測試全局坐標系與轉臺坐標系的關系，[G']^T＝[G'/G][G]^T；

步驟2、航天器動力學計算機(11)仿真得出航天器在當前自身的三軸姿態下目標星方向(13)，并表示為(θ,φ)；設航天器坐標系三軸單位矢量為在(θ,φ)方向上建立天線波束坐標系，天線波束坐標系的三軸單位矢量為[a]，有以下關系：

按照視運動仿真子系統(1)的設計原則，天線波束坐標系和測試全局坐標系相同，即[G]^T＝[a]^T；同時，把所述航天器實際運動的三軸姿態角度轉換到轉臺坐標系，有：

[A]^T＝[a/A]^-1[G'/G]^-1[G']^T＝[T][G']^T (2)

其中，變換矩陣[T]表征在三軸轉臺(4)上模擬航天器的疊加姿態運動；

考慮到轉臺坐標系三軸與天線波束坐標系三軸的對應關系，設轉臺坐標系的方位軸、俯仰軸、極化軸轉角分別為Az、El、Pl，有：

其中T_mn是矩陣[T]的第m行第n列的元素，t是用于定義函數S(t)的自變量符號；

步驟3、當三軸轉臺(4)轉動到位后，航天器三軸姿態角度實測值分別設為方位軸、俯仰軸、極化軸實測轉角， 分別為Az'、El′、Pl′，則該狀態下航天器坐標系與轉臺坐標系的關系為：

設[A']^T＝[T'][A₀]^T，[A₀]代表航天器各軸姿態角均為0時的坐標系，設航天器滾動角、俯仰角、偏航角分別為Φ'、Θ'、Ψ'，有：

上述的矩陣[T']，根據航天器動力學計算機(11)仿真得出的航天器滾動角Φ、俯仰角Θ、偏航角Ψ確定：