法律状态公告日
法律状态信息
法律状态
2016-11-09
未缴年费专利权终止 IPC(主分类):G01C1/00 授权公告日:20150520 终止日期:20150927 申请日:20130927
专利权的终止
2015-05-20
授权
授权
2014-01-22
实质审查的生效 IPC(主分类):G01C1/00 申请日:20130927
实质审查的生效
2013-12-25
公开
公开
技术领域
本发明涉及分布式相控阵天线领域,具体涉及机载卫星通信中分 布式相控阵天线的子阵波束指向角度校正方法。
技术背景
在机载卫星通信中,为了提高天线的增益,相控阵天线的阵元数 量有时会相当庞大,甚至达到上千个阵元。如果所有阵元位于同一个 平面阵面上,则相控阵天线由于尺寸过大而安装非常困难。采用分布 式相控阵天线是解决上述问题的方法。分布式相控阵天线由多个子阵 构成,每个子阵都是独立的相控阵天线,子阵的阵元数量和尺寸相对 较小,易于安装在飞机机翼上。子阵通常采用均匀矩形平面阵列,其 加权矢量决定于卫星信号相对于该阵面的入射角度,即俯仰角和方位 角,该角度就是相控阵天线的波束指向角度。在矩形平面相控阵天线 理论中,波束指向角度的定义是建立在阵面所在坐标系基础上的,这 个坐标系通常是XY平面与阵面平面重合,阵面几何中心为原点,Z轴 垂直阵面。对于机载航空电子系统,其只能提供卫星相对于机身坐标 系的俯仰角和方位角,由于机翼在飞机飞行过程中,存在显著的随机 变形,所以,航电系统提供的卫星角度,与卫星相对于每个子阵的角 度相比,差别很大。为了获得每个子阵的波束指向角度,必须对航电 系统提供的卫星角度进行校正。已有解决方法是在机翼上密集分布应 力传感器,从而测量出机翼的变形,再分析子阵的指向角度。但由于 机翼面积大,传感器数量多,工程实现非常困难,误差也大。
发明内容
解决上述机载卫星通信中分布式相控阵天线面临的技术问题的 方法,是一种分布式相控阵天线的子阵波束指向角度校正方法。该方 法实现步骤为:
第一步,机载卫星通信中飞机机翼上方分布着N个相同的相控阵 天线子阵,每个子阵为均匀矩形平面阵列,N为大于1的整数,而每 个子阵上都安装有一个三维电子罗盘,三维电子罗盘可以测得该电子 罗盘所在子阵阵面平面相对于地面的姿态参数,即航向角,俯仰角和 横滚角。
第二步,建立三个直角坐标系统:第一个直角坐标系为飞机机身 坐标系X′Y′Z′,X′Y′平面为飞机机身平面,X′为从机尾指向机头的方 向,Y′为俯视时从右侧机翼指向左侧机翼的方向,Z′垂直机身平面 指向天空,这个坐标系为飞机航空电子系统中控制系统采用的坐标 系;第二个直角坐标系是以地球为参考的直角坐标系XYZ,该坐标 系的原点与机身坐标系X′Y′Z′原点重合,XY平面与水平面平行,X 轴为纬度方向,指向北方,Y轴为经度方向,指向西方,Z轴为垂直 水平面方向,指向天空;第三个直角坐标为子阵阵面坐标系X′′Y′′Z′′, 该坐标系的X′′Y′′平面为子阵阵面平面,X′′轴和Y′′轴分别平行于矩形 平面阵列的长和宽,原点在阵面几何中心,Z′′轴垂直该平面指向天 空。
第三步,航空电子系统中的控制系统在机身坐标系X′Y′Z′中,测 量得到飞机姿态的航向角α,俯仰角β和横滚角γ,以及卫星相对于 飞机的俯仰角θ和方位角φ;根据卫星角度θ和φ,计算卫星在机身 坐标系X'Y'Z'中的坐标(x′,y′,z′),计算方法为
第五步,对于任意一个子阵,安装在该子阵阵面位置的三维电子 罗盘测量得到子阵阵面在阵面坐标系X′′Y′′Z′′中的姿态参数,对应的 航向角为δ,俯仰角为η,横滚角为μ。
第六步,把卫星在地球坐标系中坐标(x,y,z)转换到子阵阵面坐 标系X′′Y′′Z′′中的坐标(x",y",z"):首先,根据阵面坐标系X"Y"Z"中的 姿态参数求得坐标转换矩阵G,这里的G=GμGηGδ,其中
第七步,根据卫星在子阵阵面坐标系X′′Y′′Z′′中的坐标(x′′,y′′,z′′), 计算卫星相对于该子阵阵面的俯仰角ξ和方位角ζ,用于相控阵天线 子阵的波束指向控制,即求解方程
本发明的效果是利用三维电子罗盘的测量参数和矩阵变换,可以 准确计算卫星相对于每个子阵的角度,从而确定子阵的波束指向角 度。而且,该方法中,每个子阵只需要一个电子罗盘,易于工程实现。
附图说明
图1本发明方法流程图
图2分布式相控天线子阵分布图
图3机身坐标系X'Y'平面俯视图
图4地球坐标系示意图
图5子阵阵面坐标系示意图
图6机身坐标系及卫星位置示意图
具体实施方法
机载卫星通信中的分布式相控阵天线,由N个位于机翼上的子阵 构成,子阵波束指向角度,依靠航空电子系统提供的飞机姿态参数和 卫星参数,以及安装在每个子阵上的三维电子罗盘测量参数,通过一 定变换获得。分布式相控阵天线的子阵波束指向角度校正方法流程如 图1所示,具体实现步骤为:
第一步,如图2所示,机载卫星通信中飞机机翼上方分布着N个 相同的相控阵天线子阵,每个子阵为均匀矩形平面阵列,N为大于1 的整数,而每个子阵上都安装有一个三维电子罗盘,三维电子罗盘可 以测得该电子罗盘所在子阵阵面平面相对于地面的姿态参数,即航向 角,俯仰角和横滚角。
第二步,建立三个直角坐标系统:第一个直角坐标系为飞机机身 坐标系X′Y′Z′,X′Y′平面为飞机机身平面,X′为从机尾指向机头的方 向,Y′为俯视时从右侧机翼指向左侧机翼的方向,如图3所示;Z′垂 直机身平面指向天空。这个坐标系为航空电子系统控制系统定义,也 是控制系统传递给相控阵天线参数所采用的坐标系统。第二个直角坐 标系是以地球为参考的直角坐标系XYZ,如图4所示。该坐标系的 原点与机身坐标系X′Y′Z′原点重合,XY平面与水平面平行,X轴为 纬度方向,指向北方,Y轴为经度方向,指向西方,Z轴为垂直水平 面方向,指向天空。第三个直角坐标为子阵阵面坐标系X′′Y′′Z′′,如 图5所示。该坐标系的X′′Y′′平面为子阵阵面平面,X′′轴和Y′′轴分别 平行于矩形平面阵列的长和宽,原点在阵面几何中心,Z′′轴垂直该 平面指向天空。虽然阵面坐标系原点与其他坐标系原点不重合,但由 于仅仅计算角度,所以这并不会对校正结果产生影响。
第三步,卫星在机身坐标系中的位置如图6所示,通过俯仰角θ 和方位角φ定义卫星在该坐标系下的位置。航空电子系统中的控制系 统在机身坐标系X′Y′Z′中,测量得到飞机姿态的航向角α,俯仰角β和 横滚角γ,以及卫星相对于飞机的俯仰角θ和方位角φ。根据卫星角 度θ和φ,计算卫星在机身坐标系X'Y'Z'中的坐标(x′,y′,z′),计算方 法为
第四步,把卫星在机身坐标系X'Y'Z'中的坐标(x′,y′,z′),转换为 卫星在地球坐标系XYZ中的坐标(x,y,z):首先,根据飞机三个姿态 参数计算坐标变换矩阵R=RγRβRα,其中
第五步,对于任意一个子阵,安装在该子阵阵面位置的三维电子 罗盘测量得到子阵阵面在阵面坐标系X′′Y′′Z′′中的姿态参数,对应的 航向角为δ,俯仰角为η,横滚角为μ。
第六步,把卫星在地球坐标系中坐标(x,y,z)转换到子阵阵面坐 标系X′′Y′′Z′′中的坐标(x",y",z"):首先,根据阵面坐标系X"Y"Z"中的 姿态参数求得坐标转换矩阵G,这里的G=GμGηGδ,其中
第七步,根据卫星在子阵阵面坐标系X′′Y′′Z′′中的坐标(x′′,y′′,z′′), 计算卫星相对于该子阵阵面的俯仰角ξ和方位角ζ,用于相控阵天线 子阵的波束指向控制,即求解方程
本发明针对机载卫星通信中的分布式相控阵天线应用领域,能够 准确确定每个子阵的波束指向角度,相对于已有的应力传感器网络的 校正方法,所需传感器数量少,工程实现简单。
机译: 校正雷达波束指向角误差的机载雷达信号处理方法及相应装置
机译: 校正雷达波束指向角误差的机载雷达信号处理方法及装置
机译: 航天器天线波束指向校正的方法和装置