本發(fā)明涉及機(jī)載衛(wèi)星通信天線跟蹤領(lǐng)域，特別適用小口徑機(jī)載衛(wèi)星通信天線的跟蹤。

背景技術(shù)：

對于小口徑機(jī)載衛(wèi)星通信天線，目前一般采用圓錐掃描或單脈沖跟蹤，這固然是一種容易實現(xiàn)的跟蹤方式，但設(shè)備系統(tǒng)結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，成本較高。根據(jù)外部提供的飛機(jī)姿態(tài)信息，采用引導(dǎo)跟蹤方式，可實現(xiàn)對衛(wèi)星的跟蹤，且系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單，避免了網(wǎng)絡(luò)復(fù)雜、相位變化等方面的問題。但單一的引導(dǎo)跟蹤因標(biāo)校誤差、慣導(dǎo)漂移等原因，很難長時間的達(dá)到跟蹤精度的要求，需要一種復(fù)合跟蹤算法，提高天線的跟蹤精度。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明要解決的技術(shù)問題在于提供一種基于機(jī)載衛(wèi)星通信天線的復(fù)合跟蹤算法，在引導(dǎo)跟蹤的基礎(chǔ)上疊加步進(jìn)控制，對于能提供飛機(jī)姿態(tài)信息的系統(tǒng)，可以滿足天線跟蹤精度要求。

本發(fā)明的目的是這樣實現(xiàn)的：

一種機(jī)載衛(wèi)星通信天線的復(fù)合跟蹤方法，包括以下步驟：

(1)伺服跟蹤系統(tǒng)根據(jù)外部提供的GPS和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)，計算出對準(zhǔn)目標(biāo)的當(dāng)前理論角度，將當(dāng)前理論角度發(fā)送至天線；

(2)天線指向當(dāng)前理論角度，并將在當(dāng)前理論角度接收到的信號發(fā)送給伺服跟蹤系統(tǒng)；

(3)伺服跟蹤系統(tǒng)采集接收到的信號強度，并判斷接收到的信號強度是否大于設(shè)定值，若是，則進(jìn)行鎖定并執(zhí)行步驟(4)，否則執(zhí)行步驟(2)；

(4)天線的方位和俯仰分別一一對應(yīng)向預(yù)設(shè)方位方向和預(yù)設(shè)俯仰方向偏開設(shè)定角度，并將偏開前后兩個方位位置和偏開前后兩個俯仰位置接收到的信號發(fā)送給伺服跟蹤系統(tǒng)；

(5)伺服跟蹤系統(tǒng)分別采集方位偏開前后兩個方位位置的信號強度，對兩個方位位置的信號強度求差，得出方位需要糾正的方向和方位角度偏差，將方位需要糾正的方向作為預(yù)設(shè)方位方向；分別采集俯仰偏開前后兩個俯仰位置的信號強度，對兩個俯仰位置的信號強度求差，得出俯仰需要糾正的方向和俯仰角度偏差，將俯仰需要糾正的方向作為預(yù)設(shè)俯仰方向；

(6)伺服跟蹤系統(tǒng)將方位角度偏差、俯仰角度偏差與當(dāng)前理論角度進(jìn)行疊加，將疊加結(jié)果作為當(dāng)前理論角度，將當(dāng)前理論角度發(fā)送至天線，返回步驟(2)。

其中，步驟(5)具體為：

伺服跟蹤系統(tǒng)分別實時采集設(shè)定時間內(nèi)方位偏開前后兩個方位位置的信號強度，取設(shè)定時間內(nèi)信號強度的平均值，得到方位偏開前后兩個方位位置的實際信號強度，比較兩個方位位置的實際信號強度，得出方位需要糾正的方向和方位角度偏差，將方位需要糾正的方向作為預(yù)設(shè)方位方向；

伺服跟蹤系統(tǒng)分別實時采集設(shè)定時間內(nèi)俯仰偏開前后兩個俯仰位置的信號強度，取設(shè)定時間內(nèi)信號強度的平均值，得到俯仰偏開前后兩個俯仰位置的實際信號強度，比較兩個俯仰位置的實際信號強度，得出俯仰需要糾正的方向和俯仰角度偏差，將俯仰需要糾正的方向作為預(yù)設(shè)俯仰方向。

本發(fā)明相比背景技術(shù)有如下優(yōu)點：

(1)本發(fā)明實現(xiàn)簡單，有效降低了設(shè)備成本；

(2)本發(fā)明簡化了天線系統(tǒng)設(shè)備組成，避免了網(wǎng)絡(luò)復(fù)雜、相位變化等方面的問題，提高了設(shè)備的可靠性和穩(wěn)定性。

(3)本發(fā)明實時追蹤信號強度的最大值，保證天線能夠跟蹤到信號的最大點，避免了單一的數(shù)字引導(dǎo)跟蹤會因慣導(dǎo)漂移、標(biāo)校誤差等原因造成天線無法跟到信號最大點的問題，從而提高伺服的跟蹤精度，保證通信鏈路的穩(wěn)定。

附圖說明

圖1是本發(fā)明復(fù)合跟蹤方法流程圖。

圖2是本發(fā)明方位的步進(jìn)控制流程圖。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖和具體實施方式進(jìn)一步描述本發(fā)明。

該發(fā)明要完成的功能為在飛機(jī)飛行狀態(tài)下，實現(xiàn)天線對衛(wèi)星的實時跟蹤。

本發(fā)明一種機(jī)載衛(wèi)星通信天線的復(fù)合跟蹤方法，如圖1所述包括以下步驟：

(1)伺服跟蹤系統(tǒng)根據(jù)外部提供的GPS和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)，計算出對準(zhǔn)目標(biāo)的當(dāng)前理論角度，將當(dāng)前理論角度發(fā)送至天線；

(2)天線指向當(dāng)前理論角度，并將接收到的信號發(fā)送給伺服跟蹤系統(tǒng)；一般天線的指向在10dB波束寬度到3dB波束寬度之間，伺服跟蹤系統(tǒng)可以鎖定此范圍內(nèi)的信號；

(3)伺服跟蹤系統(tǒng)采集接收到的信號強度，并判斷接收到的信號強度是否大于設(shè)定值，若是，則進(jìn)行鎖定并執(zhí)行步驟(4)，否則執(zhí)行步驟(2)；

(4)天線的方位和俯仰分別一一對應(yīng)向預(yù)設(shè)方位方向和預(yù)設(shè)俯仰方向偏開設(shè)定角度，并將偏開前后兩個方位位置和偏開前后兩個俯仰位置接收到的信號發(fā)送給伺服跟蹤系統(tǒng)；

(5)伺服跟蹤系統(tǒng)分別采集方位偏開前后兩個方位位置的信號強度，對兩個方位位置的信號強度求差，得出方位需要糾正的方向和方位角度偏差，將方位需要糾正的方向作為預(yù)設(shè)方位方向；分別采集俯仰偏開前后兩個俯仰位置的信號強度，對兩個俯仰位置的信號強度求差，得出俯仰需要糾正的方向和俯仰角度偏差，將俯仰需要糾正的方向作為預(yù)設(shè)俯仰方向；

(6)伺服跟蹤系統(tǒng)將方位角度偏差、俯仰角度偏差與當(dāng)前理論角度進(jìn)行疊加，將疊加結(jié)果作為當(dāng)前理論角度，將當(dāng)前理論角度發(fā)送至天線，返回步驟(2)。

步驟(4)和步驟(5)為步進(jìn)控制，實施例為方位首次的步進(jìn)控制步驟，具體如圖2，天線的方位先向左偏開設(shè)定角度，并將偏開后方位位置接收到的信號發(fā)送給伺服跟蹤系統(tǒng)；伺服跟蹤系統(tǒng)實時采集設(shè)定時間內(nèi)偏開后方位位置的信號強度，取設(shè)定時間內(nèi)信號強度的平均值，得到偏開后方位位置的實際信號強度；天線的方位偏回原來的方位，將接收到的信號發(fā)送給伺服跟蹤系統(tǒng)，伺服跟蹤系統(tǒng)實時采集設(shè)定時間內(nèi)的信號強度，取設(shè)定時間內(nèi)信號強度的平均值，得到方位原始位置的實際信號強度；比較兩個方位位置的實際信號強度，得出方位需要糾正的方向和方位角度偏差，將方位需要糾正的方向作為預(yù)設(shè)方位方向；

天線的俯仰先向左偏開設(shè)定角度，再偏回原來的位置，按上述方位的計算方法計算出兩個俯仰位置的實際信號強度，得出俯仰需要糾正的方向和俯仰角度偏差，將俯仰需要糾正的方向作為預(yù)設(shè)俯仰方向。

第二次及以上步進(jìn)控制，天線的方位和俯仰分別一一對應(yīng)向預(yù)設(shè)方位方向和預(yù)設(shè)俯仰方向偏開設(shè)定角度，且不需偏回原來的位置。具體為：伺服跟蹤系統(tǒng)分別實時采集設(shè)定時間內(nèi)方位偏開前后兩個方位位置的信號強度，取設(shè)定時間內(nèi)信號強度的平均值，得到方位偏開前后兩個方位位置的實際信號強度，比較兩個方位位置的實際信號強度，得出方位需要糾正的方向和方位角度偏差，將方位需要糾正的方向作為預(yù)設(shè)方位方向；

伺服跟蹤系統(tǒng)分別實時采集設(shè)定時間內(nèi)俯仰偏開前后兩個俯仰位置的信號強度，取設(shè)定時間內(nèi)信號強度的平均值，得到俯仰偏開前后兩個俯仰位置的實際信號強度，比較兩個俯仰位置的實際信號強度，得出俯仰需要糾正的方向和俯仰角度偏差，將俯仰需要糾正的方向作為預(yù)設(shè)俯仰方向。

采用本發(fā)明方法，某0.6米Ku機(jī)載衛(wèi)星通信天線跟蹤指標(biāo)為0.56°，實測跟蹤精度見表1。

表1 天線跟蹤精度測試結(jié)果