彈載相控陣衛星跟蹤系統設計與測角研究

李朝海，姜雯獻，王國龍，董 濤

(1.電子科技大學電子工程學院， 成都611731; 2.航天恒星科技有限公司， 北京100086)

0 引言

在各類衛星通信系統中，由于載體在運動過程中，姿態和地理位置發生變化，會使天線的指向偏離衛星，造成通信中斷。為了能達到最佳通信效果，必須對載體的這些變化進行隔離，使天線始終對準衛星。

自跟蹤接收系統將天線饋源處接收到的射頻微弱信號放大、變頻、濾波及角誤差(包括方位誤差和俯仰誤差)檢測，并把角誤差信號傳入跟蹤濾波器，通過穩健的跟蹤濾波算法實現對衛星目標位置的準確預測，控制天線波束對準目標信號［1］，實現對目標信號的自動跟蹤，最終使雙向微波綜合信道達到最佳的通信效果。

1 系統方案

如圖1所示，天線波束自跟蹤系統架構設計，采用單脈沖跟蹤方式［2］，利用接收陣列接收到的信號完成對通信衛星的連續跟蹤，并控制發射波束自動指向衛星方向。圖中(φ，θ，φ)分別代表載體方位角、俯仰角和橫滾角。

圖1 天線波束自跟蹤系統架構圖

為實現基于相位比較的單脈沖跟蹤，需將接收陣列劃分成若干個子陣，這里按最小子陣數設計，劃分成4個2×4的子陣。各天線單元的信號合成4個子陣，進行4路模數(A/D)變換，得到的基帶數字信號在接收信號處理部分形成和波束，得到的和波束接收信號通過信號輸出端，送給解調、解碼分系統。同時，在圖1中的接收信號處理部分采用比相法提取出角度誤差信息，送入數字波束定向系統進行跟蹤濾波運算，得到波束指向控制的跟蹤濾波結果，處理過程中將利用運動平臺主機送達的平臺姿態角信息，完成單脈沖閉環跟蹤處理，實時調整收發陣列波束指向，確保收發天線波束一直對準衛星方向。

2 相控陣衛星自跟蹤系統關鍵技術

2.1 角度搜索/捕獲過程

運動平臺設備獲得的衛星位置預報信息和平臺姿態的測量結果難免存在一定的誤差，它使得自跟蹤系統不能直接轉入閉環跟蹤狀態，而需經過搜索/捕獲階段。

搜索/捕獲的方案設計如圖2所示。數字天線波束自定位(DAPS)系統根據衛星在慣性空間的初始位置信息，給出波束在慣性空間的搜索方向指向(實際中為慣性空間方向余弦參數)，利用平臺姿態數據將波束指向信息轉換為平臺和天線坐標系下的波束指向，實現對搜索波束的指向控制。

對每一個駐留波位，DAPS系統首先進行4通道接收，利用子陣間的信號互相關進行信號檢測，若超過檢測門限，則利用下面介紹的順序多波位方法實現方向捕獲，來波方向經捕獲過程確定后，在來波方向形成接收和波束，對信號進行解擴、解調等，以確認接收的信號是期望的協作通信信號，然后轉入跟蹤模式;否則進入下一個波位重新搜索。

根據要求，DAPS系統能采用程序跟蹤和自跟蹤的方式捕獲并穩定跟蹤中繼衛星，二者之間的主要差別是搜索的角度范圍不一樣。

8個陣元的半波長均勻等間隔線性陣列的波束寬度約為13°，如果極限情況下平臺姿態測量誤差的均方根為5°，則其4倍的方差為20°，其范圍已經遠大于單個波束的寬度。此時，需要根據不同的情況設計不同的捕獲方式。

姿態測量精度比較高的時候，將采用程序跟蹤方式，可以確定目標位于預測的波位范圍之內。為保險起見，使用圖3所示排列的順序多個波位完成衛星信號的方向捕獲。

圖3 截獲狀態1波位排列

比較4個波位內輸出信號的幅度，判斷目標更靠近哪一個波位的中心，并用類單脈沖方法處理，以最終確保波位5的中心逐步對準信源方向，滿足轉入單波位比相跟蹤的條件。如果姿態測量精度較差，則用更大的截獲波位矩陣或者補充搜索實施對衛星信號的捕獲(如圖4中的狀態2截獲邏輯)。

綜合考慮，捕獲過程整體的處理邏輯如圖4所示。

圖4 跟蹤系統角度捕獲過程

無論是搜索狀態還是截獲2狀態，只要任意一個波位檢測出可信的通信信號，則截獲過程直接轉入截獲狀態1的順序多波位類單脈沖捕獲轉跟蹤過程。

捕獲/確認過程的SNR和時間估算:

設波束在一個波位的駐留時間為5 ms(即跟蹤時的更新周期)，由于符號速率為3 kb/s，32陣元接收解擴后的Eb/N0為25 dB，5 ms內有15個符號，搜索時左右子陣(或上下子陣)陣元數為16個，兩子陣信號的互相關SNR(近似)為

式中:25 dB為一個符號解擴后的Eb/N0;+3 dB是考慮匹配濾波后SNR=2Eb/N0;10lg(15)為15個符號積累;第一個-3 dB為子陣陣元數為32個(即64陣元的一半)，第二個-3 dB為3 dB波束寬度。

SNR=33.7 dB，信號正確檢測的概率大于99%。

搜索/捕獲/確認過程的時間為

式中:SBP為1個搜索波位時間;SCP為1個順序捕獲波位時間;DCT為解擴解調確認時間。

式中的4倍，是考慮由于接收波束較寬，通常4個波位能完成搜索捕獲過程，惡劣情況下可能適當增加。

2.2 角度跟蹤過程

跟蹤狀態下，各模塊之間控制與連接的邏輯關系如圖5所示。圖中εφ和εθ分別表示方位角誤差和俯仰角誤差。

圖5 波束跟蹤狀態軟硬件實現邏輯關系

接收陣列接收得到的信號經過A/D采樣變成數字信號，經數字下變頻、濾波、抽取過程，變成適宜于實時處理的數字信號，再經相關處理剔除噪聲的影響，保留子陣之間的相位差信息。這些相位信息中包含了入射信源相對于接收陣列的角度信息，利用單脈沖比相方法就可以提取這些角度信息。

利用運動平臺慣性設備傳遞過來的平臺姿態數據，可以將陣面坐標系下的角度信息轉化成慣性坐標下的角度信息。跟蹤濾波器完成慣性坐標系下的角度跟蹤，再將預測角信息轉換到陣面坐標系下，用于控制接收陣列的波束指向，最終完成對入射信源的角度跟蹤。

此時，角度預測信息還送至發射陣列，用于控制其波束對準衛星方向。

角跟蹤系統還必須考慮姿態變化導致的信號閃爍甚至跟蹤丟失問題，其處理流程如圖6所示。

正常情況下，跟蹤系統利用接收到的角誤差信號完成跟蹤濾波處理，利用角度預測信息控制收、發天線波束的指向。

如果接收到的信號出現閃爍現象或跟蹤丟失，則跟蹤系統利用回路的記憶功能外推若干周期，繼續接收并跟蹤預測方向的信號。外推超過限定的周期數時，可能跟蹤回路已經失鎖，此時應中斷當前跟蹤，重新轉入搜索捕獲邏輯［3］。

圖6 角度跟蹤/記憶處理邏輯

為實現上述處理邏輯，信號處理回送的信息中不僅只有角跟蹤殘差信息，還包括接收信號幅度等內容，據此可以判別當前周期采集信號是否正常。

2.3 接收工作過程時序設計

對波束自跟蹤系統而言，接收信號處理、捕獲與跟蹤處理、波束控制這三個方面的工作屬于相對獨立的任務模塊，三個任務之間又存在數據傳遞的需求關系，為此需要設計專門的協作時序［4］。

計算機或DSP系統多數按調度周期工作，考慮到數據采集和角度誤差提取對信噪比的需求，選擇5 ms～10 ms作為基本的調度和信號采集、處理周期。

與項目較為類似的雷達系統中，由于不同硬件或任務之間的數據信息傳遞制約關系，跟蹤濾波器的采樣周期一般只能取3個或3個以上的調度周期。

如圖7所示，第n-1周期采集的信息在第n周期被處理后，在第n周期末(或第n+1周期初)就可以作出響應，實現對波束的指向控制。從圖7看出，可以將跟蹤濾波器的采樣周期設置為調度周期的2倍。

圖7 系統工作協調性設計

3 相控陣二維測角實驗驗證及仿真

3.1 測試坐標系定義

接收天線陣面及坐標示意圖如圖8所示，Z軸的垂直紙面向外。測試角度示意圖如圖9所示，俯仰角θ為來波方向與Z軸夾角，方位角φ為來波方向在XOY平面內投影與X軸的夾角，接收陣列安裝在XOY平面內。

圖8 接收天線陣面及坐標示意圖

圖9 測試角度坐標示意圖

3.2 測試方案設計

在箱形微波暗室中進行實際測試驗證，由于對測角精度進行精確的測試比較困難，通過差分方式進行測試，即對轉臺轉動前后的角度差進行測試［5］。測試系統連接圖如圖10所示。

圖10 測試系統連接圖

測試系統主要分為4個部分:發射天線、接收射頻部分、數據采集系統［6］、測角上位機。

由于發射天線位置固定，無法改變實際的來波方向。在實際的測量過程中，轉臺控制上位機完成對方位轉臺水平旋轉的控制，將接收陣列垂直于轉臺平面放置。通過旋轉水平轉臺，帶動4個接收子陣進行旋轉。接收陣列相對于來波方向的夾角發生變化，將接收陣列的旋轉等效于來波方向的變化，完成對方位角和俯仰角的改變。由于實驗條件受限，方位轉臺只能完成水平方向旋轉，無法進行垂直方向旋轉，所以在接收陣列安裝時，需要注意陣面的安裝方式，只有通過特定的安裝方式才能實現方位角或俯仰角的變化。

接收陣面的安裝方式分為兩種:

(1)陣面X軸、Z軸與轉臺平面平行，Y軸與轉臺平面垂直

在此情況下，如圖8和圖9所示，使方位角φ=0°，來波方向控制在XOZ平面，通過旋轉方位轉臺，就可以實現對俯仰角θ的改變。

(2)陣面Y軸、Z軸與轉臺平面平行，X軸與轉臺平面垂直

在此情況下，如圖8和圖9所示，使方位角 φ=90°，來波方向控制在YOZ平面，通過旋轉方位轉臺，同樣可以實現對俯仰角θ的改變。

通過波控上位機可以完成對接收陣列波束指向的控制。4個接收子陣對來波信號進行接收，通過下變頻處理，將信號從射頻搬移到中頻，中頻信號經過A/D完成采樣，FPGA對A/D采樣數據進行存儲。測角上位機對實測數據進行讀取，并保存在上位機，方便以后對實測數據的處理。

二維測角實驗需要完成對實測數據的后期處理，對A/D采樣之后的數字中頻信號進行數字下變頻處理，并進行相位信息的提取。經過數字下變頻處理得到的4路復基帶信號作為4個子天線陣接收到的信號分別記為 y1(n)、y2(n)、y3(n)和 y4(n)。

由圖9可知，來波方向在3個坐標軸的方向余弦為=

一般來說，上式中的噪聲功率可忽略，此時分別求出 Aφ3和 Aφ2的相位，需注意，此時 Aφ3和 Aφ2的相位Δφ3與Δφ2之間的關系為

把Δφ2和Δφ3分別代入式(7)、式(8)，即可實現測角。vφ3和vφ2為輸出噪聲。理論上，只要積分時間足夠長，可以得到較高精度的角度測量。

3.3 仿真結果及分析

(1)理想情況下測向精度隨SNR變化情況

假設信號從(θ，φ)為(30°，50°)方向入射進來，陣元間距為半波長。其中，測向時的加權處理指向的是(θ+0.1θB，φ+0.1φB)，約為(33°，52°)。信號的信噪比從-20 dB變化到40 dB。仿真中采用的快拍數是10 000。仿真結果是基于500次獨立實驗。其中

圖11 測向RMSE隨SNR變化曲線圖

由仿真結果可以看出，測向的RMSE隨著SNR增大而減小。而當信號功率大于0 dB以后，俯仰角的測向精度和方位角估計精度的測向精度變化基本保持不變。

(2)理想情況下測向精度隨快拍數變化情況

假設信號依舊從(θ，φ)=(30°，50°)方向入射進來，信號的SNR設為-20 dB。仿真中采用的快拍數是從100變化到20 000，其他與(1)中的條件相同。仿真結果見圖12，由仿真結果可以看出，測向的RMSE隨著快拍數增大而減小。

(3)理想情況下測向精度隨入射角變化情況

假設信號的SNR設為-20 dB，仿真中快拍數為50 000，俯仰角和方位角分別從-60°以2°間隔變化到60°時。仿真結果是基于200次獨立實驗。仿真圖如圖13、圖14所示。

圖14 方位角在不同入射方向上的RMSE

從仿真圖中可以看出，俯仰角的測向精度要高于方位角上的精度。俯仰角相同，方位角不同時，俯仰角的測向精度對方位角的改變不敏感，而此時方位角精度是隨方位角原理法線方向而降低。方位角相同，俯仰角不同時，俯仰角的測向精度和方位角的測向精度都隨俯仰角偏離法線方向而降低。

4 結束語

本文主要針對高速運動平臺條件下，相控陣衛星自跟蹤系統方案設計:以雙工通信為應用背景，建立衛星自跟蹤系統大閉環跟蹤模型，確定各模塊功能和主要技術指標、工作過程、坐標變換與收發波束指向控制。結合陣天線結構與接收通道特點，設計出空域搜索方案，研究比相測角方法在本項目中的具體特點，確定測角方案，針對平臺運動特性和衛星運動特點，研究和發展穩健高效的類Kalman濾波理論和實用算法是實現高速運動平臺的相控陣衛星自跟蹤系統的關鍵。本文的討論對工程實踐具有一定的指導意義。

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