一種航天器單脈沖差模角跟蹤系統(tǒng)的標(biāo)定及測(cè)試方法

楊顯強(qiáng) 侯芬 陳小群 苗常青

（中國空間技術(shù)研究院通信衛(wèi)星事業(yè)部，北京 100094）

一種航天器單脈沖差模角跟蹤系統(tǒng)的標(biāo)定及測(cè)試方法

楊顯強(qiáng) 侯芬 陳小群 苗常青

（中國空間技術(shù)研究院通信衛(wèi)星事業(yè)部，北京 100094）

介紹了航天器單脈沖差模角跟蹤系統(tǒng)的組成和基本原理；針對(duì)捕獲跟蹤系統(tǒng)性能與射頻通道相位特性的相關(guān)性，提出了在無線狀態(tài)下通過用戶目標(biāo)在一定范圍內(nèi)按一定軌跡運(yùn)動(dòng)進(jìn)行射頻通道相位標(biāo)定及跟蹤性能測(cè)試的方法；在此基礎(chǔ)上進(jìn)一步提出了利用信號(hào)源模擬用戶目標(biāo)在角跟蹤系統(tǒng)天線坐標(biāo)系下不同位置時(shí)天線輸出的射頻信號(hào)，進(jìn)行有線狀態(tài)下射頻通道性能的測(cè)試方法。標(biāo)定及測(cè)試方法通過地面試驗(yàn)驗(yàn)證了可行性和有效性，可用于航天器單脈沖差模角跟蹤系統(tǒng)在地面的通道相位標(biāo)定、跟蹤性能測(cè)試和射頻通道性能測(cè)試，以實(shí)現(xiàn)角跟蹤系統(tǒng)對(duì)用戶目標(biāo)高精度、穩(wěn)定的跟蹤。

航天器；單脈沖差模角跟蹤系統(tǒng)測(cè)試；相位標(biāo)定；射頻通道

1 引言

捕獲跟蹤系統(tǒng)是具有星間高速數(shù)據(jù)傳輸能力的航天器重要組成部分，其主要功能是控制星間鏈路天線指向并跟蹤用戶目標(biāo)，其性能直接影響星間鏈路的數(shù)據(jù)傳輸能力。受平臺(tái)能力限制，國際上大部分具有自跟蹤功能的航天器的捕獲跟蹤系統(tǒng)均采用單脈沖、單通道差模角跟蹤技術(shù)體制［1-2］（即單脈沖差模角跟蹤系統(tǒng)，以下簡(jiǎn)稱角跟蹤系統(tǒng)）。角跟蹤系統(tǒng)工作時(shí)，星間鏈路天線接收用戶目標(biāo)發(fā)來的射頻信號(hào)，在饋源內(nèi)激勵(lì)起和信號(hào)的同時(shí)，還激勵(lì)起與用戶目標(biāo)位置相關(guān)的星間天線指向誤差信號(hào)。角跟蹤系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)誤差信號(hào)的獲取與分離，驅(qū)動(dòng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)按照角跟蹤系統(tǒng)輸出的誤差信號(hào)完成天線指向控制，實(shí)現(xiàn)用戶目標(biāo)捕獲及持續(xù)自跟蹤。

由于航天器自身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及系統(tǒng)布局的原因，天線及射頻通道設(shè)備連接組成角跟蹤系統(tǒng)后，和、差通道路徑電長度不一致，從而導(dǎo)致和、差通道間設(shè)備存在相位不一致性，此時(shí)和、差通道的相位相對(duì)關(guān)系是未知的。為此，要采用無線狀態(tài)進(jìn)行相位標(biāo)定，調(diào)整角跟蹤系統(tǒng)設(shè)備的設(shè)計(jì)參數(shù)，使誤差特性的斜率、極性、交叉耦合等指標(biāo)達(dá)到預(yù)期的要求，并能在有線狀態(tài)下測(cè)量和、差通道的指標(biāo)和性能穩(wěn)定性，以保證對(duì)用戶目標(biāo)的捕獲跟蹤［3-4］。

地面應(yīng)用的角跟蹤系統(tǒng)進(jìn)行相位標(biāo)定和跟蹤性能測(cè)試時(shí)，一般是建設(shè)專用的標(biāo)校塔，在塔上安裝標(biāo)校信號(hào)發(fā)射裝置，使跟蹤天線的指向偏離標(biāo)校塔一定角度來接收標(biāo)校信號(hào)，以標(biāo)定角跟蹤系統(tǒng)的相位［3］；通過角跟蹤系統(tǒng)在運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下對(duì)標(biāo)校信號(hào)的跟蹤，實(shí)現(xiàn)對(duì)用戶目標(biāo)跟蹤性能的測(cè)試。航天器在軌工作時(shí)處于零重力環(huán)境，因此在地面試驗(yàn)時(shí)需要復(fù)雜的二維卸載裝置克服重力對(duì)角跟蹤系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)特性的影響，同時(shí)，航天器對(duì)試驗(yàn)環(huán)境條件有嚴(yán)格的要求。因此，在地面標(biāo)定航天器角跟蹤系統(tǒng)對(duì)用戶目標(biāo)的跟蹤性能時(shí)，要求模擬用戶目標(biāo)（以下簡(jiǎn)稱為用戶目標(biāo)）具有按一定軌道運(yùn)動(dòng)的能力，以仿真角跟蹤系統(tǒng)與用戶目標(biāo)間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)。

目前，國內(nèi)外針對(duì)航天器角跟蹤系統(tǒng)地面無線相位標(biāo)定和有線通道測(cè)試方法的文獻(xiàn)還比較少。本文在分析航天器角跟蹤系統(tǒng)基本工作原理的基礎(chǔ)上，提出了地面無線相位標(biāo)定和有線通道性能測(cè)試的方法，可實(shí)現(xiàn)無線狀態(tài)下和、差通道相位標(biāo)定和系統(tǒng)自跟蹤性能測(cè)試，以及有線狀態(tài)下射頻通道的輸入輸出特性及角誤差信號(hào)特性的測(cè)試，檢驗(yàn)角跟蹤系統(tǒng)設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)對(duì)用戶目標(biāo)的高精度、穩(wěn)定跟蹤。

2 角跟蹤系統(tǒng)的組成及原理

傳統(tǒng)的角跟蹤系統(tǒng)包括射頻敏感器和驅(qū)動(dòng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)兩部分，見圖1［5-6］。典型的射頻敏感器包括天線，和、差通道低噪聲放大器（LNA），單通道調(diào)制器，下變頻器和跟蹤接收機(jī)；驅(qū)動(dòng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)包括天線指向控制器和驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)。

圖1 典型角跟蹤系統(tǒng)組成Eig.1 Composition of a typical angular tracking system

角跟蹤系統(tǒng)是利用差模電場(chǎng)方向圖在天線軸向?yàn)榱阒?、在偏軸角度上有極性的特點(diǎn)實(shí)現(xiàn)自跟蹤［7-8］。當(dāng)天線指向正對(duì)用戶目標(biāo)時(shí)，天線輸出的和信號(hào)最大，誤差信號(hào)為零；當(dāng)天線指向偏離用戶目標(biāo)時(shí)，天線輸出的和信號(hào)下降，誤差信號(hào)不再為零，誤差信號(hào)的幅度和相位與在天線坐標(biāo)系下用戶目標(biāo)的位置相關(guān)。天線輸出的和、差信號(hào)經(jīng)低噪聲放大后，在單通道調(diào)制器內(nèi)按接收機(jī)指定時(shí)序合成為一路信號(hào)，變頻后送入跟蹤接收機(jī)檢波得到方位誤差、俯仰誤差與和信號(hào)；天線指向控制器根據(jù)收到的誤差信號(hào)控制驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)調(diào)整天線指向，使天線對(duì)準(zhǔn)用戶目標(biāo)，實(shí)現(xiàn)自跟蹤。在一定的天線指向偏差角范圍內(nèi)，跟蹤接收機(jī)輸出的方位誤差電壓ΔAz和俯仰誤差電壓ΔEl分別為［8-9］

式中：μ為自跟蹤天線的近軸差斜率，為常數(shù)；θ為天線指向用戶目標(biāo)的偏離角；μθ為差通道信號(hào)與和通道信號(hào)的幅度差，其值代表天線波束的指向誤差角的大??；Φ為和通道信號(hào)與差通道信號(hào)的相位差，其值代表波束指向的方位角；β為和、差通道不一致性引入的相位差。

3 無線狀態(tài)系統(tǒng)相位標(biāo)定及測(cè)試方法

建立用戶目標(biāo)到角跟蹤系統(tǒng)間的無線鏈路，通過調(diào)整用戶目標(biāo)在角跟蹤系統(tǒng)天線坐標(biāo)系下的位置獲得誤差電壓；調(diào)整角跟蹤系統(tǒng)的相位補(bǔ)償值，使誤差電壓的極性、幅值與用戶目標(biāo)位置關(guān)系按預(yù)期對(duì)應(yīng)起來；角跟蹤系統(tǒng)跟蹤按一定軌跡運(yùn)動(dòng)的用戶目標(biāo)，測(cè)試角跟蹤系統(tǒng)的自跟蹤性能。

3.1 標(biāo)定試驗(yàn)場(chǎng)地及工作原理

由于航天器實(shí)際在軌工作時(shí)處于零重力環(huán)境，因此地面試驗(yàn)時(shí)，天線及驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)要采用特定的卸載裝置進(jìn)行重力卸載，以抵消重力的影響，模擬在軌工作時(shí)天線的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。同時(shí)，用戶目標(biāo)要具有按一定軌道運(yùn)動(dòng)的能力，以實(shí)現(xiàn)角跟蹤系統(tǒng)與用戶目標(biāo)間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)。因此，試驗(yàn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)主要考慮角跟蹤系統(tǒng)與用戶目標(biāo)間的距離、掃描塔架尺寸、角跟蹤系統(tǒng)電磁環(huán)境等因素。

3.1.1 角跟蹤系統(tǒng)與用戶目標(biāo)間的距離要求

在進(jìn)行相位標(biāo)定及跟蹤性能測(cè)試時(shí)，理論上要求用戶目標(biāo)位于角跟蹤天線輻射遠(yuǎn)場(chǎng)區(qū)，對(duì)于電大口徑的星間鏈路天線，滿足遠(yuǎn)場(chǎng)條件的最小距離為

式中：D為角跟蹤天線直徑；λ為工作波長。

研究表明，與角跟蹤天線的距離從R0減小到R0/4的過程中，天線主瓣3 dB波束寬度、10 dB波束寬度以及方向性均與遠(yuǎn)場(chǎng)接近，且隨距離的變化不明顯［10］。在距離R0/4處，增益比遠(yuǎn)場(chǎng)區(qū)下降約0.8 d B，自跟蹤性能測(cè)試時(shí)，可通過加大用戶目標(biāo)發(fā)射功率的方法，補(bǔ)償天線增益降低對(duì)捕獲靈敏度及動(dòng)態(tài)范圍測(cè)試的影響；差信號(hào)的相位較和信號(hào)相位滯后21°～22°，該相位可由角跟蹤系統(tǒng)進(jìn)行補(bǔ)償，不會(huì)對(duì)跟蹤性能產(chǎn)生影響。在3 d B波束寬度范圍內(nèi)，天線指向偏離不同角度時(shí)，和、差信號(hào)相位差變化約為1°，該相位差導(dǎo)致的交叉耦合測(cè)試誤差小于1%。由此可見，通過采用加大用戶目標(biāo)發(fā)射功率及角跟蹤系統(tǒng)進(jìn)行相位補(bǔ)償?shù)姆椒ǎ梢圆捎迷诰嚯x天線R0/4～R0間放置用戶目標(biāo)的近距離標(biāo)校方案，標(biāo)定角跟蹤系統(tǒng)的相位及跟蹤性能。

3.1.2 掃描塔架尺寸設(shè)計(jì)

掃描塔架的尺寸取決于用戶目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)速度、運(yùn)行時(shí)間，以及角跟蹤系統(tǒng)與用戶目標(biāo)間的距離。用戶目標(biāo)的二維運(yùn)動(dòng)是通過立柱沿掃描塔架水平運(yùn)動(dòng)，同時(shí)吊艙沿著立柱上下運(yùn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)?？紤]到兩維運(yùn)動(dòng)速度控制精度高，系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，預(yù)留一定的勻加速和勻減速距離，保證立柱運(yùn)行的平穩(wěn)；同時(shí)，為保證安全，掃描塔架兩端設(shè)計(jì)有限位機(jī)構(gòu)，以避免立柱撞擊到掃描塔架。

3.1.3 角跟蹤系統(tǒng)電磁環(huán)境

為消除地面反射及空間電磁環(huán)境影響，角跟蹤系統(tǒng)放置于半開口吸波室內(nèi)，角跟蹤系統(tǒng)天線的架設(shè)高度h應(yīng)滿足式（3），以減少多徑效應(yīng)對(duì)試驗(yàn)的影響。

式中：R為角跟蹤系統(tǒng)天線到用戶目標(biāo)的距離；d為用戶目標(biāo)的天線在豎直方向的直徑。

3.2 標(biāo)定項(xiàng)目及試驗(yàn)方法

角跟蹤系統(tǒng)的主要標(biāo)定項(xiàng)目包括和、差通道相位的一致性標(biāo)定和自跟蹤性能測(cè)試。圖2給出了和、差通道相位一致性標(biāo)定的典型流程。

圖2 和、差通道相位一致性標(biāo)定流程Eig.2 Calibration flow of sum and difference channel phase coherence

具體試驗(yàn)過程如下：

（1）進(jìn)行模式設(shè)置，設(shè)置系統(tǒng)禁止轉(zhuǎn)入自跟蹤模式，避免天線誤動(dòng)作造成損傷；調(diào)整天線指向，使其對(duì)準(zhǔn)用戶目標(biāo)，并將該指向定義為零位，再進(jìn)行天線指向的方位正向拉偏，拉偏角度為天線的半功率波束寬度；通過角跟蹤系統(tǒng)的相位補(bǔ)償功能，補(bǔ)償和、差通道相位差β，使其方位誤差電壓為負(fù)最小值，俯仰誤差電壓為零，得到方位正向相位補(bǔ)償值β1。

（2）天線回到零位，與上述標(biāo)定步驟類似，完成方位負(fù)向的拉偏，通過角跟蹤系統(tǒng)的相位補(bǔ)償功能，補(bǔ)償和、差通道相位差β，使方位誤差電壓為正最大值，俯仰誤差電壓為零，得到方位負(fù)向相位補(bǔ)償值β2。

（3）同樣，按照上述（1）、（2）完成俯仰正、負(fù)方向的拉偏，并獲得相位補(bǔ)償值β3和β4。

（4）根據(jù)方位與俯仰標(biāo)定的相位補(bǔ)償結(jié)果進(jìn)行綜合，常用的綜合方法是將方位與俯仰相位補(bǔ)償因子求算術(shù)平均值，得到系統(tǒng)的相位補(bǔ)償因子。

將系統(tǒng)相位補(bǔ)償因子注入角跟蹤系統(tǒng)，設(shè)置系統(tǒng)允許轉(zhuǎn)入自跟蹤模式，并跟蹤按一定軌跡運(yùn)動(dòng)的用戶目標(biāo)，記錄捕獲時(shí)間、自跟蹤精度。

4 有線狀態(tài)射頻通道性能測(cè)試方法

有線狀態(tài)通道性能測(cè)試是利用信號(hào)源模擬用戶目標(biāo)在角跟蹤系統(tǒng)天線坐標(biāo)系下不同位置時(shí)天線輸出的射頻和、差信號(hào)，通過有線方式輸出到被測(cè)通道，兩路信號(hào)的幅度、相位狀態(tài)可以根據(jù)實(shí)驗(yàn)需要進(jìn)行設(shè)置，實(shí)現(xiàn)角跟蹤系統(tǒng)通道性能的有線測(cè)試。

4.1 測(cè)試系統(tǒng)組成及工作原理

圖3給出了測(cè)試系統(tǒng)組成和連接關(guān)系框圖，測(cè)試系統(tǒng)包括信號(hào)產(chǎn)生模塊、模擬誤差信號(hào)生成模塊和控制與數(shù)據(jù)讀取模塊。信號(hào)產(chǎn)生模塊用于產(chǎn)生模擬用戶目標(biāo)的返向數(shù)傳信號(hào)，信號(hào)的碼速率、調(diào)制方式由控制與數(shù)據(jù)讀取模塊設(shè)定；模擬誤差信號(hào)生成模塊接收信號(hào)產(chǎn)生模塊傳來的數(shù)傳信號(hào)，并將信號(hào)分為兩路，在控制與數(shù)據(jù)讀取模塊的控制下模擬用戶目標(biāo)在星間鏈路天線坐標(biāo)系下不同位置時(shí)天線輸出的射頻和、差信號(hào)，并將其輸送給角跟蹤系統(tǒng)；控制與數(shù)據(jù)讀取模塊將角跟蹤系統(tǒng)的輸出與模擬誤差信號(hào)生成模塊的輸出進(jìn)行比較，判定角跟蹤系統(tǒng)的通道傳輸性能。

圖3 有線測(cè)試系統(tǒng)與待測(cè)通道Eig.3 Diagram of wireless system with channel under test

4.2 主要測(cè)試項(xiàng)目及方法

有線狀態(tài)下射頻通道性能測(cè)試主要包括和通道輸入輸出特性測(cè)試和角誤差特性測(cè)試。

4.2.1 和通道輸入輸出特性測(cè)試

在測(cè)試和通道輸入輸出特性時(shí)，設(shè)置模擬和、差通道數(shù)控衰減器為固定衰減值，調(diào)節(jié)信號(hào)源輸出，使被測(cè)通道輸出的和電壓為捕獲靈敏度對(duì)應(yīng)的電壓值；設(shè)置信號(hào)源，使模擬和輸出電平在規(guī)定的動(dòng)態(tài)范圍內(nèi)按規(guī)定步長增大；根據(jù)模擬和輸出電平與被測(cè)通道輸出的和電壓，即可獲得被測(cè)和通道的輸入輸出特性曲線。

4.2.2 角誤差特性測(cè)試

在測(cè)試角誤差特性時(shí)，調(diào)節(jié)信號(hào)源輸出及模擬和通道數(shù)控衰減器，使被測(cè)通道輸出的和電壓為要求值；按給定的角度-增益數(shù)據(jù)，設(shè)置模擬和通道數(shù)控衰減器為某一角度對(duì)應(yīng)的歸一化和方向圖增益值，差通道數(shù)控衰減器為相同角度對(duì)應(yīng)的以和方向圖為基準(zhǔn)的歸一化差方向圖增益值；設(shè)置數(shù)控移相器補(bǔ)償衰減器引入的附加相移；根據(jù)和信號(hào)、方位差信號(hào)、俯仰差信號(hào)，得到某一角度的誤差特性。在規(guī)定的角度范圍內(nèi)，按規(guī)定步長測(cè)試各角度的誤差特性，即可獲得被測(cè)通道在規(guī)定角度范圍內(nèi)的角誤差特性曲線。

5 地面試驗(yàn)驗(yàn)證

地面試驗(yàn)驗(yàn)證包括無線狀態(tài)相位標(biāo)定和自跟蹤性能測(cè)試驗(yàn)證，以及有線狀態(tài)通道性能測(cè)試驗(yàn)證。

5.1 無線狀態(tài)試驗(yàn)

根據(jù)上文提出的無線狀態(tài)相位標(biāo)定，設(shè)計(jì)了一個(gè)工作于26 GHz、天線口徑為4 m的角跟蹤系統(tǒng)進(jìn)行無線狀態(tài)相位標(biāo)定及跟蹤性能測(cè)試試驗(yàn)。如圖4所示，角跟蹤系統(tǒng)天線與用戶目標(biāo)距離為1000 m（約為R0/3）；半開口吸波室距離地面高度為15 m；被跟蹤的用戶目標(biāo)安裝在吊艙上，吊艙可以沿著立柱上下運(yùn)動(dòng)，運(yùn)動(dòng)距離45 m，立柱可以在掃描塔架內(nèi)水平運(yùn)動(dòng)，運(yùn)動(dòng)距離56 m，對(duì)應(yīng)角跟蹤系統(tǒng)天線的轉(zhuǎn)角分別為方位方向2.5°，俯仰方向3.2°。

圖4 相位標(biāo)定及跟蹤性能試驗(yàn)系統(tǒng)Eig.4 Phase calibration and tracking performance test system

5.1.1 相位標(biāo)定

根據(jù)上述試驗(yàn)狀態(tài)設(shè)置，進(jìn)行無線狀態(tài)下的系統(tǒng)相位標(biāo)定，標(biāo)定結(jié)果如表1所示。下面給出的角跟蹤性能測(cè)試和角誤差特性測(cè)試，均在這一標(biāo)定結(jié)果的基礎(chǔ)上進(jìn)行。

按照方位、俯仰的正、反向順序進(jìn)行標(biāo)定，根據(jù)天線設(shè)計(jì)的半功率波束寬度，拉偏角度設(shè)置為0.1°，得到4組相位補(bǔ)償值，并記錄下方位差信號(hào)與俯仰差信號(hào)的電壓值，然后進(jìn)行相位綜合，取算術(shù)平均值，得到相位補(bǔ)償因子。將相位補(bǔ)償因子注入角跟蹤系統(tǒng)，進(jìn)行角度拉偏驗(yàn)證，測(cè)試相位補(bǔ)償后的方位差信號(hào)、俯仰差信號(hào)，得到的交叉耦合值最大為4.2%，測(cè)試結(jié)果與角跟蹤系統(tǒng)小于5%的交叉耦合仿真設(shè)計(jì)結(jié)果一致。航天器發(fā)射入軌后，測(cè)試的角跟蹤系統(tǒng)交叉耦合為4%，證明了上述方法的有效性和可行性。

表1 無線狀態(tài)系統(tǒng)相位標(biāo)定結(jié)果Table 1 System phase calibration results in wireless situation

5.1.2 自跟蹤性能測(cè)試

通過對(duì)用戶目標(biāo)的搜索、自跟蹤，測(cè)試自跟蹤精度。測(cè)試過程如下：設(shè)置用戶目標(biāo)和角跟蹤系統(tǒng)天線相同的運(yùn)動(dòng)軌跡；用戶目標(biāo)置于軌跡起點(diǎn)，將角跟蹤系統(tǒng)天線指向拉偏到一定角度，設(shè)置角跟蹤系統(tǒng)工作于搜索狀態(tài)并允許轉(zhuǎn)到自跟蹤模式；同時(shí)啟動(dòng)用戶目標(biāo)和角跟蹤系統(tǒng)天線，記錄跟蹤精度。進(jìn)行自跟蹤精度測(cè)試時(shí)，先通過鏈路預(yù)算計(jì)算和信號(hào)的大小，再根據(jù)計(jì)算結(jié)果設(shè)置合適的捕獲閾值，以避免閾值過高不能捕獲目標(biāo)，也要避免閾值過低而鎖定在用戶目標(biāo)的副瓣上。

如圖5所示，測(cè)試過程中用戶目標(biāo)按照測(cè)試系統(tǒng)預(yù)定的軌跡運(yùn)動(dòng)，天線從預(yù)設(shè)0.35°的拉偏角度開始進(jìn)行螺旋掃描，根據(jù)設(shè)定的掃描螺距和速度，系統(tǒng)在30 s內(nèi)完成對(duì)用戶目標(biāo)的捕獲并成功轉(zhuǎn)入自跟蹤模式，直至用戶目標(biāo)設(shè)定運(yùn)動(dòng)軌跡結(jié)束。在跟蹤弧度內(nèi)，天線掃描軌跡與用戶目標(biāo)運(yùn)動(dòng)軌跡重合，自跟蹤誤差優(yōu)于0.02°，跟蹤性能良好。

圖5 自跟蹤測(cè)試結(jié)果Eig.5 Auto-tracking test results

5.2 有線狀態(tài)通道測(cè)試

在射頻通道有線測(cè)試試驗(yàn)中，角跟蹤系統(tǒng)工作于25.8～26.2 GHz，輸入信號(hào)動(dòng)態(tài)范圍為-90～-50 dBm；測(cè)試系統(tǒng)輸出信號(hào)的頻率為25～27.5 GHz，功率動(dòng)態(tài)范圍大于50 d B，模擬和、差通道相位差為0～360°且可調(diào)（步進(jìn)2°），測(cè)試結(jié)果可以自動(dòng)處理。

5.2.1 輸入輸出特性測(cè)試

和通道輸入輸出特性測(cè)試是測(cè)量射頻敏感器和通道的射頻輸入與直流電壓輸出間的對(duì)應(yīng)關(guān)系。有線測(cè)試時(shí)，要在和通道的低噪放入口加入與通道工作頻率對(duì)應(yīng)的一定碼速率和調(diào)制方式的射頻信號(hào)，測(cè)量通道動(dòng)態(tài)范圍內(nèi)接收機(jī)輸出電壓與所加功率的對(duì)應(yīng)關(guān)系。設(shè)置信號(hào)源產(chǎn)生模塊輸出的頻率為被測(cè)試和通道的中心頻率26 GHz，信號(hào)源碼速率為2 Mbit/s，調(diào)制方式為QPSK；設(shè)置信號(hào)源模塊的輸出功率，使其到達(dá)待測(cè)通道輸入口處的電平-70 dBm，作為輸入電平的起點(diǎn)，按照1 dB步長進(jìn)行輸出功率的調(diào)整，直到被測(cè)通道輸入口處電平為—20 dBm，信號(hào)源的功率輸出精度優(yōu)于0.1 dB，得到50 dB電平范圍內(nèi)的輸出電壓特性；依次記錄不同輸入功率對(duì)應(yīng)的接收機(jī)輸出和電壓，即可獲得被測(cè)和通道的輸入輸出特性曲線（如圖6所示）?？梢姡凇?0～—20 dBm約40 dB的動(dòng)態(tài)范圍內(nèi)，輸入輸出特性的實(shí)測(cè)結(jié)果與設(shè)計(jì)結(jié)果吻合。

5.2.2 角誤差特性測(cè)試

根據(jù)上文提出的有線狀態(tài)射頻通道性能測(cè)試方法，按照?qǐng)D3的系統(tǒng)連接形式對(duì)待測(cè)通道進(jìn)行角誤差特性測(cè)試，根據(jù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的工作頻率及帶寬，設(shè)置信號(hào)源模塊輸出的頻率為被測(cè)試和通道的中心頻率26 GHz，設(shè)置信號(hào)源碼速率為300 Mbit/s，調(diào)制方式為8PSK；調(diào)節(jié)信號(hào)源模塊的輸出功率，使其到達(dá)待測(cè)通道輸入口處的電平—50 dBm，然后設(shè)置方位軸從—0.5°～+0.5°進(jìn)行拉偏掃描，掃描速度為0.005（°）/s，可以得到方位軸—0.5°～+0.5°不同角度的俯仰和方位誤差電壓，如圖7所示，即為待測(cè)通道的角誤差特性曲線。

表2為角誤差特性測(cè)試結(jié)果。通過通道角誤差特性測(cè)試，可以獲得±0.1°線性范圍內(nèi)方位軸跟蹤斜率為-49.8；零點(diǎn)漂移電壓為0.012 V，交叉耦合為4.4%，測(cè)試結(jié)果與角跟蹤系統(tǒng)的設(shè)計(jì)仿真結(jié)果一致，交叉耦合測(cè)試結(jié)果與無線狀態(tài)標(biāo)定結(jié)果一致，驗(yàn)證了測(cè)試系統(tǒng)的有效性。

圖7 實(shí)測(cè)角誤差特性曲線Eig.7 Curve of angular error characteristics

表2 角誤差特性測(cè)試結(jié)果Table 2 Test results of angular error characteristics

6 結(jié)束語

本文介紹了航天器角跟蹤系統(tǒng)地面無線標(biāo)定和有線狀態(tài)射頻通道性能測(cè)試方法，該方法已成功應(yīng)用于航天器的研制。角跟蹤系統(tǒng)的地面無線標(biāo)定為航天器地面試驗(yàn)、測(cè)試提供了相位基準(zhǔn)，同時(shí)為在軌相位標(biāo)定提供了參考；射頻通道有線性能測(cè)試獲得的基礎(chǔ)數(shù)據(jù)為角跟蹤系統(tǒng)在軌測(cè)試提供了基礎(chǔ)，對(duì)于采用單脈沖差模角跟蹤技術(shù)的航天器，均可采用本文提出的無線狀態(tài)的相位標(biāo)定方法和有線狀態(tài)的射頻通道測(cè)試方法，通過在地面進(jìn)行標(biāo)定和測(cè)試，使角跟蹤系統(tǒng)具備高精度跟蹤用戶目標(biāo)的能力。

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（編輯：夏光）

Calibration and Test Method for Spacecraft Monopulse Difference Mode Angular Tracking System

YANG Xianqiang HOU Een CHEN Xiaoqun MIAO Changqing
（Institute of Telecommunication Satellite，China Academy of Space Technology，Beijing 100094，China）

The composition and fundamental theory for spacecraft monopulse difference mode angular tracking system is introduced.According to the correlation between system performance and RE channel phase，a kind of wireless RE（radio frequency）channel phase calibration and tracking function test method is proposed.And this method is realized through user's moving along a scheduled track in a certain range.Based on the method for wireless RE channel，a wired RE channel test method for angular tracking system is put forward.Wired RE channel test method is realized by using signal source to simulate the RE output of antenna with target user being at different position.These methods are validated for their feasibility and validity，which can be applied to the calibration and test for spacecraft monopulse difference mode angular tracking system on the ground to achieve high-precision and stable tracking of angular tracking system to target user.

spacecraft；monopulse difference mode angular tracking system test；phase calibration；radio frequencychannel

V416

A DOI：10.3969/j.issn.1673-8748.2015.03.021

2014-04-08；

2015-01-31

國家重大航天工程

楊顯強(qiáng)，男，碩士，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)楹教炱骺傮w設(shè)計(jì)。Email：yangxq5142@126.com。