一种具有高辐射效率的小型S波段无源相控阵天线

摘要

一种具有高辐射效率的小型S波段无源相控阵天线，包括电源模块、4W功放模块、滤波器模块、波束控制模块、移相器模块、天线阵列；电源模块为4W功放模块、波束控制模块、移相器模块提供电源，4W功放模块将射频信号放大，滤波器模块用于抑制带外干扰及杂波，波束控制模块负责根据用户星的GPS位置信息和姿态信息计算相控阵天线波束指向，移相器模块控制输出信号的相位，天线阵列将信号传送输出。本发明可实现一种具有大扫描范围、波束可控、高增益、低功耗、小型化的相控阵天线，通过波束控制模块控制天线波束的指向。

说明书

技术领域

本发明涉及一种具有高辐射效率的小型S波段无源相控阵天线，适用于 小卫星S频段信号发射。

背景技术

“十二五”期间，我国航天领域大力发展二代导航和中继卫星，星间测 控和中继测控作为不可或缺的系统也得到了快速的发展。传统的由两副半空 间辐射天线组阵形成准全空间辐射的天线因增益低，已经不能满足深空探 测、中继测控的要求。而相控阵天线通过发射天线组阵，增强了发射信号强 度，并通过控制每个单元天线的幅相参数来改变天线波束的指向，用于中继 卫星测控系统能够降低系统功耗、增加用户星的中继测控弧段，具有广泛的 应用需求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种具有高辐 射效率的小型S波段无源相控阵天线，解决小卫星中继测控发射天线增益不 高，导致中继终端发射机功耗过大、体积难以减小的问题。

本发明的技术解决方案是：

一种具有高辐射效率的小型S波段无源相控阵天线，包括：电源模块、 功放模块、滤波器模块、波束控制模块、移相器模块和天线阵列；一种S 波段相控阵中继发射天线的波束控制方法

电源模块为功放模块、波束控制模块和移相器模块提供电源，功放模块 将输入的S波段射频信号放大，之后送入滤波器模块进行滤波，抑制放大后 的射频信号的带外干扰及杂波，滤波之后的射频信号送入移相器模块；

波束控制模块根据CAN总线发送过来的GPS定位信息和卫星姿态信息 计算相控阵天线的波束指向，得到方位角和俯仰角，并根据方位角和俯仰角 选择出满足当前指向角度的天线波束，输出该天线波束的射频开关片选信号 至移相器模块，所述天线波束共有29种；移相器模块将所述S波段射频信 号进行功率等分，再根据输入的所述射频开关片选信号，输出具有不同相位 信息的4路射频信号给天线阵列，天线阵列将信号传送输出。

所述移相器模块包括1个一分四的功分器与4个时延网络；

功分器将所述S波段射频信号等分成四路送至四个时延网络，时延网络 根据波束控制模块传输过来的所述射频开关片选信号，选择某一时延通路输 出射频信号至天线阵列；

时延网络包括1个单刀四掷开关和4个微带时延线，每个微带时延线的 端口输出具有不同的时延，单刀四掷开关根据所述射频开关片选信号，通过 选择不同的端口输出实现不同的相移，所述4个微带时延线的时延依次为0 °、100°、140°和200°；

所述波束控制模块根据CAN总线发送过来的GPS定位信息和用户星姿 态信息计算相控阵天线的波束指向，得到方位角和俯仰角具体为：

（1）将CAN总线发送过来的GPS定位信息转换为J2000.0惯性坐标 系下的定位信息，J2000.0惯性坐标系下的定位信息包括用户星位置信息矢 量和用户星速度信息矢量为

（2）根据用户星位置信息矢量和中继星位置信息矢量根据公式 求出J2000.0惯性系下用户星到中继星的矢量

（3）根据公式计算用户星轨道坐标系下的指向矢量 ${\overrightarrow{r}}_{\mathrm{yh}}={(x_{\mathrm{yh}},y_{\mathrm{yh}},z_{\mathrm{yh}})}^T,$其中，$R_{\mathrm{YH}}={(\hat{x},\hat{y},\hat{z})}^T$为转换矩阵，且有

$R_{\mathrm{YH}}=\left(\begin{array}{c}\hat{x}\\ \hat{y}\\ \hat{z}\end{array}\right)=\left(\begin{array}{c}\hat{y}\times \hat{z}\\ \frac{{\overrightarrow{v}}_s\times {\overrightarrow{r}}_s}{|{\overrightarrow{v}}_s\times {\overrightarrow{r}}_s|}\\ -\frac{{\overrightarrow{r}}_s}{\left|{\overrightarrow{r}}_s\right|}\end{array}\right)=\begin{array}{c}\left(\begin{array}{ccc}\frac{z_s^2{\stackrel{·}{x}}_s-x_s{z}_s{\stackrel{·}{z}}_s-x_s{y}_s{\stackrel{·}{y}}_s+y_s^2{\stackrel{·}{x}}_s}{\left|{\overrightarrow{r}}_s\right||{\overrightarrow{v}}_s\times {\overrightarrow{r}}_s|}& \frac{x_s^2{\stackrel{·}{y}}_s-x_s{y}_s{\stackrel{·}{x}}_s-y_s{z}_s{\stackrel{·}{z}}_s+z_s^2{\stackrel{·}{y}}_s}{\left|{\overrightarrow{r}}_s\right||{\overrightarrow{v}}_s\times {\overrightarrow{r}}_s|}& \frac{y_s^2{\stackrel{·}{z}}_s-z_s{y}_s{\stackrel{·}{y}}_s-z_s{y}_s{\stackrel{·}{y}}_s+x_s^2{\stackrel{·}{z}}_s}{\left|{\overrightarrow{r}}_s\right||{\overrightarrow{v}}_s\times {\overrightarrow{r}}_s|}\\ \frac{z_s{\stackrel{·}{y}}_s-y_s{\stackrel{·}{z}}_s}{|{\overrightarrow{v}}_s\times {\overrightarrow{r}}_s|}& \frac{x_s{\stackrel{·}{z}}_s-z_s{\stackrel{·}{x}}_s}{|{\overrightarrow{v}}_s\times {\overrightarrow{r}}_s|}& \frac{y_s{\stackrel{·}{x}}_s-x_s{\stackrel{·}{y}}_s}{|{\overrightarrow{v}}_s\times {\overrightarrow{r}}_s|}\\ -\frac{x_s}{\left|{\overrightarrow{r}}_s\right|}& -\frac{y_s}{\left|{\overrightarrow{r}}_s\right|}& -\frac{z_s}{\left|{\overrightarrow{r}}_s\right|}\end{array}\right)\end{array}\begin{array}{c}\pounds \neg \end{array}$

为用户星在J2000.0惯性系下速度矢量，$|{\overrightarrow{v}}_s\times {\overrightarrow{r}}_s|=\sqrt{{({\stackrel{·}{y}}_s{z}_s-{\stackrel{·}{z}}_s{y}_s)}^2+{({\stackrel{·}{z}}_s{x}_s-{\stackrel{·}{x}}_s{z}_s)}^2+{({\stackrel{·}{x}}_s{y}_s-{\stackrel{·}{y}}_s{x}_s)}^2},$x_s,y_s,z_s为用户星在J2000.0 惯性系下位置矢量；分别为用户星在J2000.0惯性系下三个方向上的 速度单位向量，分别由x_s,y_s,z_s对时间求导得到；

（4）根据用户星姿态信息和公式计算在用户 星本体坐标系下用户星到中继卫星的指向矢量

其中，R_Zs（ψ）表示绕Z_s轴旋转ψ、R_Xs（φ）表示绕X_s轴旋转φ、R_Ys（θ）表示 绕Y_s轴旋转θ；ψ、φ、θ分别表示用户星偏航角、滚动角、俯仰角；

（5）根据公式计算在天线阵列本体坐标系下用户 星到中继卫星的指向矢量即绕X轴旋转180D，绕Z轴旋转180D度；

（6）根据公式计算在天线阵列本体坐标系下 用户星到中继卫星指向矢量的指向角度，即俯仰角和方位角λ，其中x_a、 y_a、z_a分别为在天线阵列本体坐标系下用户星到中继卫星的指向矢量在三 个方向上的单位向量。

所述天线阵列采用2×2天线组阵，相邻两个天线单元的间距为65mm， 单元天线为四臂螺旋天线。

所述根据俯仰角和方位角λ选择出满足当前指向角度的天线波束，具 体通过下表进行：

所述输出该天线波束的射频开关片选信号通过下表进行：

所述移相器模块根据输入的所述射频开关片选信号，输出具有不同相位 信息的4路射频信号给天线阵列，所述射频开关片选信号二进制00表示0 °相移量，01表示100°相移量，10表示140°相移量，11表示200°相 移量，具体通过下表进行：

波束序号 天线1 天线2 天线3 天线4 1 0° 0° 0° 0° 2 100° 0° 0° 100° 3 140° 0° 0° 140° 4 200° 100° 0° 100° 5 100° 100° 0° 0° 6 140° 140° 0° 0° 7 100° 200° 100° 0° 8 0° 100° 100° 0° 9 0° 140° 140° 0° 10 0° 100° 200° 100° 11 0° 0° 100° 100° 12 0° 0° 140° 140° 13 100° 0° 100° 200° 14 200° 0° 0° 140° 15 200° 140° 0° 0° 16 140° 200° 0° 0° 17 0° 200° 140° 0° 18 0° 140° 200° 0° 19 0° 0° 200° 140° 20 0° 0° 140° 200° 21 140° 0° 0° 200° 22 200° 100° 0° 140° 23 200° 140° 0° 100° 24 140° 200° 100° 0° 25 100° 200° 140° 0° 26 0° 140° 200° 100° 27 0° 100° 200° 140°

28 100° 0° 140° 200° 29 140° 0° 100° 200°

本发明与现有技术相比的有益效果是：

（1）极大地降低了系统功耗：传统的测控天线60°位置增益在0dB 左右，中继测控需要的EIRP值约为41dBm，天线的输入功率约为13W， 功放效率以30%算，功放的功耗在40W以上；相控阵在60°范围内天线增 益在6dB以上，自身功耗约1W，天线输入功率约为3.2W，功放效率以30% 算，功放的功耗在11W以下；整个功耗降低了70%以上；

（2）功放功耗的大大降低可以使得功放一直开机，增加卫星的可视弧 段；

（3）本发明中使用时延网络代替传统的移相器，时延网络的损耗约 1dB，而移相器的损耗在5dB以上，从而减小了链路损耗，提高了辐射效率；

（4）采用具有赋形波束的双臂螺旋天线作为天线阵元，在波束扫描到 最边沿的时候天线增益几乎没有下降，减少了阵元数量，缩减了相控阵天线 的体积；

（5）本发明相控阵天线3dB波束宽度达到54°以上，与传统相控阵天 线24°相比，链路链接更可靠，波束保持时间更长。

附图说明

图1为本发明无源相控阵天线系统的组成框图；

图2为本发明波束控制模块工作流程图；

图3为本发明用户星轨道坐标系下中继卫星指向矢量计算模型示意图；

图4为本发明移相器模块原理示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。

本文提出的具有高辐射效率的小型S波段无源相控阵天线即是用于中 继测控发射端的天线，该天线的设计符合小型化、成熟度高，在满足天线增 益指标的同时，降低了无源相控阵天线系统的设计复杂度及重量。

本发明提供了一种具有高辐射效率的小型S波段无源相控阵天线，如图 1所示，包括：电源模块、功放模块、滤波器模块、波束控制模块、移相器 模块和天线阵列；

电源模块为功放模块、波束控制模块和移相器模块提供电源，功放模块 将输入的S波段射频信号放大，之后送入滤波器模块进行滤波，抑制放大后 的射频信号的带外干扰及杂波，滤波之后的射频信号送入移相器模块；

波束控制模块根据CAN总线发送过来的GPS定位信息和卫星姿态信息 计算相控阵天线的波束指向，得到方位角和俯仰角，并根据方位角和俯仰角 选择出满足当前指向角度的天线波束，输出该天线波束的射频开关片选信号 至移相器模块，所述天线波束共有29种；移相器模块将所述S波段射频信 号进行功率等分，再根据输入的所述射频开关片选信号，输出具有不同相位 信息的4路射频信号给天线阵列，天线阵列将信号传送输出。

如图4所示，移相器模块包括1个一分四的功分器与4个时延网络；

功分器采用威尔金森形式一分四功分器，将所述S波段射频信号等分成 四路送至四个时延网络，时延网络根据波束控制模块传输过来的所述射频开 关片选信号，选择某一时延通路输出射频信号至天线阵列；

每个时延网络包括2个单刀四掷开关和4个微带时延线，每个微带时延 线的端口输出具有不同的时延，单刀四掷开关根据所述射频开关片选信号， 通过选择不同的端口输出实现不同的相移，所述4个微带时延线的时延依次 为0°、100°、140°和200°；

如图2所示，波束控制模块根据CAN总线发送过来的GPS定位信息和 用户星姿态信息计算相控阵天线的波束指向，得到方位角和俯仰角具体为：

（1）将CAN总线发送过来的GPS定位信息转换为J2000.0惯性坐标 系下的定位信息，J2000.0惯性坐标系下的定位信息包括用户星位置信息矢 量和用户星速度信息矢量为

（2）根据用户星位置信息矢量和中继星位置信息矢量由公式 求出J2000.0惯性系下用户星到中继星的矢量

（3）根据公式计算用户星轨道坐标系下的指向矢量 ${\overrightarrow{r}}_{\mathrm{yh}}={(x_{\mathrm{yh}},y_{\mathrm{yh}},z_{\mathrm{yh}})}^T,$其中，$R_{\mathrm{YH}}={(\hat{x},\hat{y},\hat{z})}^T$为转换矩阵，且有

$R_{\mathrm{YH}}=\left(\begin{array}{c}\hat{x}\\ \hat{y}\\ \hat{z}\end{array}\right)=\left(\begin{array}{c}\hat{y}\times \hat{z}\\ \frac{{\overrightarrow{v}}_s\times {\overrightarrow{r}}_s}{|{\overrightarrow{v}}_s\times {\overrightarrow{r}}_s|}\\ -\frac{{\overrightarrow{r}}_s}{\left|{\overrightarrow{r}}_s\right|}\end{array}\right)=\begin{array}{c}\left(\begin{array}{ccc}\frac{z_s^2{\stackrel{·}{x}}_s-x_s{z}_s{\stackrel{·}{z}}_s-x_s{y}_s{\stackrel{·}{y}}_s+y_s^2{\stackrel{·}{x}}_s}{\left|{\overrightarrow{r}}_s\right||{\overrightarrow{v}}_s\times {\overrightarrow{r}}_s|}& \frac{x_s^2{\stackrel{·}{y}}_s-x_s{y}_s{\stackrel{·}{x}}_s-y_s{z}_s{\stackrel{·}{z}}_s+z_s^2{\stackrel{·}{y}}_s}{\left|{\overrightarrow{r}}_s\right||{\overrightarrow{v}}_s\times {\overrightarrow{r}}_s|}& \frac{y_s^2{\stackrel{·}{z}}_s-z_s{y}_s{\stackrel{·}{y}}_s-z_s{y}_s{\stackrel{·}{y}}_s+x_s^2{\stackrel{·}{z}}_s}{\left|{\overrightarrow{r}}_s\right||{\overrightarrow{v}}_s\times {\overrightarrow{r}}_s|}\\ \frac{z_s{\stackrel{·}{y}}_s-y_s{\stackrel{·}{z}}_s}{|{\overrightarrow{v}}_s\times {\overrightarrow{r}}_s|}& \frac{x_s{\stackrel{·}{z}}_s-z_s{\stackrel{·}{x}}_s}{|{\overrightarrow{v}}_s\times {\overrightarrow{r}}_s|}& \frac{y_s{\stackrel{·}{x}}_s-x_s{\stackrel{·}{y}}_s}{|{\overrightarrow{v}}_s\times {\overrightarrow{r}}_s|}\\ -\frac{x_s}{\left|{\overrightarrow{r}}_s\right|}& -\frac{y_s}{\left|{\overrightarrow{r}}_s\right|}& -\frac{z_s}{\left|{\overrightarrow{r}}_s\right|}\end{array}\right)\end{array}\begin{array}{c}\pounds \neg \end{array}$

为用户星在J2000.0惯性系下速度矢量，$|{\overrightarrow{v}}_s\times {\overrightarrow{r}}_s|=\sqrt{{({\stackrel{·}{y}}_s{z}_s-{\stackrel{·}{z}}_s{y}_s)}^2+{({\stackrel{·}{z}}_s{x}_s-{\stackrel{·}{x}}_s{z}_s)}^2+{({\stackrel{·}{x}}_s{y}_s-{\stackrel{·}{y}}_s{x}_s)}^2},$x_s,y_s,z_s为用户星在J2000.0 惯性系下位置矢量；分别为用户星在J2000.0惯性系下三个方向上的 速度单位向量，分别由x_s,y_s,z_s对时间求导得到；

用户星轨道坐标系下中继卫星指向矢量计算模型示意图如图3所示，图 中X_o-O_o-Y_o-Z_o构成的坐标系即为J2000.0惯性坐标系，O_o为地球质心位置， X_o方向为从地球质心指向春分点的方向，X_oY_o平面取为与赤道面重合，Z_o方向取为与X_oY_o平面垂直而指向北极的方向，Y_o方向取为形成右手坐标系 的方向；图中X_s-O_s-Y_s-Z_s构成的坐标系即为用户星本体坐标系，原点Os 在用户星质心位置，Zs方向为当卫星姿态角为0°时指向地心的方向，X_s方向指向用户星在轨运行的前方，并与Y_s方向轴垂直，Y_s与X_s、Z_s成右手 坐标系；

（4）根据用户星姿态信息和公式计算在用户 星本体坐标系下用户星到中继卫星的指向矢量

其中，R_Zs（ψ）表示绕Z_s轴旋转ψ、R_Xs（φ）表示绕X_s轴旋转φ、R_Ys（θ）表示 绕Y_s轴旋转θ；ψ、φ、θ分别表示用户星偏航角、滚动角、俯仰角；

（5）根据公式计算在天线阵列本体坐标系下 用户星到中继卫星的指向矢量本发明中，天线阵列本体坐标系 Z_a轴指向用户星本体坐标系的-Z_s轴方向，天线阵列本体坐标系X_a轴指向用 户星本体坐标系的-X_s轴方向，天线阵列本体坐标系Y_a轴指向用户星本体坐 标系的Y_s轴方向，则有用户星到中继卫星的指向矢量在天线阵列本体坐标 系下即绕X_s轴旋转180°，绕Z_s轴旋转180°，绕 Y_s轴旋转0°。

（6）根据公式计算在天线阵列本体坐标系下 用户星到中继卫星指向矢量的指向角度，即俯仰角和方位角λ，其中x_a、 y_a、z_a分别为在天线阵列本体坐标系下用户星到中继卫星的指向矢量在三 个方向上的单位向量。

本发明中天线阵列采用2×2天线组阵，相邻两个天线单元的间距为 65mm，单元天线为四臂螺旋天线，通过4个单元天线将移相器模块传输过 来的等幅度且具有不同相位差的4路射频信号辐射至空间，并在空间中合成 波束，指向中继卫星，完成用户星遥测信号的发射。

本发明中根据俯仰角和方位角λ选择出满足当前指向角度的天线波 束，具体通过下面表1进行：

表1：

所述输出该天线波束的射频开关片选信号通过下表2进行：

表2

所述移相器模块根据输入的所述射频开关片选信号，输出具有不同相位 信息的4路射频信号给天线阵列，所述射频开关片选信号二进制00表示0 °相移量，01表示100°相移量，10表示140°相移量，11表示200°相 移量，具体通过下表进行：

表3

波束序号 天线1 天线2 天线3 天线4 1 0° 0° 0° 0° 2 100° 0° 0° 100° 3 140° 0° 0° 140° 4 200° 100° 0° 100° 5 100° 100° 0° 0° 6 140° 140° 0° 0° 7 100° 200° 100° 0° 8 0° 100° 100° 0° 9 0° 140° 140° 0° 10 0° 100° 200° 100° 11 0° 0° 100° 100° 12 0° 0° 140° 140° 13 100° 0° 100° 200° 14 200° 0° 0° 140° 15 200° 140° 0° 0° 16 140° 200° 0° 0° 17 0° 200° 140° 0° 18 0° 140° 200° 0° 19 0° 0° 200° 140° 20 0° 0° 140° 200° 21 140° 0° 0° 200° 22 200° 100° 0° 140° 23 200° 140° 0° 100° 24 140° 200° 100° 0° 25 100° 200° 140° 0° 26 0° 140° 200° 100° 27 0° 100° 200° 140° 28 100° 0° 140° 200° 29 140° 0° 100° 200°

例如：

例1：经过计算得到俯仰角为10°，方位角λ为45°时，根据表1，选 择波束1，根据表2输出该天线波束的射频开关片选信号为：00000000， 根据表3可得，天线阵列各天线单元的相移量分别为：天线1为0°，天线2 为0°。天线3为0°，天线4为0°。

例2：经过计算得到俯仰角为30°，方位角λ为120°时，根据表1， 选择波束24，根据表2输出该天线波束的射频开关片选信号为：10110100， 根据表3可得，天线阵列各天线单元的相移量分别为：天线1为140°，天 线2为200°。天线3为100°，天线4为0°。

本发明天线工作原理：

采用电源模块、4W功放模块、滤波器模块、波束控制模块、移相器模 块及天线阵列，组成高辐射效率无源相控阵天线。波束控制模块根据用户星 的GPS定位信息和用户星的姿态信息，实时计算天线阵列本体坐标系下用 户星与中继卫星之间的指向角度，并根据该指向角度确定满足当前指向角度 的天线波束，输出该波束的射频开关片选信号至移相馈电网络实现天线阵列 的精确指向，不同波束指向覆盖俯仰0～60°，方位360°的空间。该设计将 原有设计的10W功放降低到4W，系统功耗降低了60%，使功放可以长期 开机，增加了用户星的可视弧段；设计中新型时延网络代替了传统的移相器， 将移相器损耗由传统的5dB降低到1dB，减小了链路损耗，提高了辐射效 率；采用具有赋形波束的双臂螺旋天线作为天线阵元，阵元数量少，缩小了 天线体积；该设计天线3dB波束宽度达到54°，与传统相控阵天线24°相 比，波束覆盖时间更长。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。