[發(fā)明專利]一種航天器可移波束天線指向動態(tài)跟蹤的試驗系統(tǒng)及方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201710169597.6
• 申請日: 2017-03-21
• 公開（公告）號: CN107131864B
• 公開（公告）日: 2019-08-23
• 發(fā)明（設(shè)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(quán)）人: 北京空間飛行器總體設(shè)計部
• 主分類號: G01C1/00
• 分類號: G01C1/00
• 代理公司: 北京理工大學(xué)專利中心 11120
• 代理人: 李微微;仇蕾安

本發(fā)明公開了一種航天器可移波束天線指向動態(tài)跟蹤的試驗系統(tǒng)及方法，以目標(biāo)方向視為不變量，航天器將進行疊加姿態(tài)運動，而天線運動為真實的航天器動力學(xué)計算機輸出的天線跟蹤目標(biāo)的運動，因此，目標(biāo)方向已變成一個測試場地中的固定指向，因此在三軸轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動過程中，安裝于三軸轉(zhuǎn)臺上的天線指向保持為目標(biāo)方向，因此，本發(fā)明無需外場或緊縮場條件，對場地要求低，具有測試精度高、測試效率高等優(yōu)點；三軸轉(zhuǎn)臺由航天器動力學(xué)計算機產(chǎn)生的數(shù)據(jù)驅(qū)動、天線指向由三軸轉(zhuǎn)臺實測轉(zhuǎn)角產(chǎn)生的數(shù)據(jù)驅(qū)動，與航天器采用實測姿態(tài)角度計算天線指向的算法一致，因而指向動態(tài)跟蹤的驗證是真實的，同時，可降低對場地要求。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于天線與微波技術(shù)領(lǐng)域，涉及航天飛行器天線技術(shù)，具體地，涉及一種航天器可移波束天線指向動態(tài)跟蹤的試驗系統(tǒng)及方法。

背景技術(shù)

航天器可移波束天線(以下簡稱天線)一般用于保持對目標(biāo)的指向跟蹤，由于航天器自身姿態(tài)的變化、航天器與目標(biāo)的相對運動，目標(biāo)的視運動軌跡復(fù)雜，天線指向的算法及控制、天線指向?qū)δ繕?biāo)保持跟蹤的功能實現(xiàn)都需要在動態(tài)條件下進行系統(tǒng)仿真驗證。

進行這樣的仿真驗證，主要面臨兩個問題：一是目標(biāo)視運動的模擬，二是天線指向誤差的指示。通常的方法是采用射頻測試的方法，用轉(zhuǎn)臺來模擬航天器的姿態(tài)變化，用目標(biāo)的位移模擬航天器與目標(biāo)的相對運動，用射頻信號來指示天線指向誤差。由于射頻測試對場地的要求更嚴(yán)格，例如要求在緊縮場微波暗室中或外場進行，需求空間大、距離遠，所以限制因素更多，不利于系統(tǒng)仿真驗證的開展。

發(fā)明內(nèi)容

為了解決航天器可移波束天線現(xiàn)有的指向動態(tài)跟蹤試驗依賴于射頻測試的問題，本發(fā)明提出了一種航天器可移波束天線指向動態(tài)跟蹤的試驗系統(tǒng)及方法，無需外場或緊縮場條件，對場地要求低，具有測試精度高、測試效率高等優(yōu)點。

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

所述目標(biāo)視運動仿真子系統(tǒng)(1)包括固定安裝在測試場地(12)的三軸轉(zhuǎn)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(zhuǎn)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(tǒng)(3)輸入的航天器自身的運動信息與目標(biāo)星運動進行疊加，并換算為航天器實際運動的三軸姿態(tài)角度，轉(zhuǎn)化為三軸轉(zhuǎn)臺(4)的轉(zhuǎn)動角度，然后把實測的三軸轉(zhuǎn)臺(4)各軸到位角度換算為航天器三軸姿態(tài)角度實測值，并輸出至航天器天線指向控制子系統(tǒng)(3)；三軸轉(zhuǎn)臺(4)根據(jù)接收的所述轉(zhuǎn)動角度進行運動；

所述航天器天線指向控制子系統(tǒng)(3)包括航天器動力學(xué)計算機(11)和天線指向計算模塊(10)；所述航天器動力學(xué)計算機(11)用于對航天器的軌道、姿態(tài)，以及目標(biāo)星的運動進行模擬，并向視運動仿真子系統(tǒng)(1)輸出航天器自身的運動與目標(biāo)星運動信息；再把視運動仿真子系統(tǒng)(1)輸出的航天器三軸姿態(tài)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(jù)航天器三軸姿態(tài)角度實測值、航天器星歷以及目標(biāo)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(zhuǎn)動角度，并發(fā)出航天器可移波束天線(9)轉(zhuǎn)動指令；

所述指向誤差指示子系統(tǒng)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(shè)置在激光器(7)出光口周向的激光屏(20)；激光器(7)發(fā)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。