一种阵列馈源反射面卫星天线电性能星地一体补偿方法

技术领域

本发明涉及带大口径高指向和型面精度要求的阵列馈源阵反射面卫星天线在轨电性能补偿问题，属于通信卫星总体设计领域，用于解决高通量或甚高通量通信卫星、多波束微波遥感卫星等高指向和型面精度要求的卫星天线天地一体闭环的补偿问题。

背景技术

确保带大型柔性天线卫星天线在轨精准指向和型面精度是高通量、甚高通量等数据服务通信卫星用户终端通信品质的关键。为了提高这类卫星通信容量和品质，这类卫星多采用高精度、轻质网面天线作为卫星主载荷。然而，大口径柔性卫星天线使整星呈现出质心偏心严重，基频低、易受扰动和空间热环境影响特点，造成卫星天线指向、型面及其与馈源间相对位置随时间发生明显变化，进而严重影响卫星用户终端通信速率。为了提高卫星通信容量、改善卫星通信品质，这类卫星需要采用天线指向主动补偿和型面补偿技术。

随着高通量卫星的通信容量从十几Gbps上升至上千Gbps，天线口径从2米左右增长到20米以上，对天线指向要求从0.1度提高到0.02～0.05度，对天线型面均方根误差保持在0.3～0.5mm，导致基于波束标校的通信卫星指向控制方法不能适应新的通信卫星研制需求。当前通信卫星总体设计中，天线的电性能补偿尚处于天线指向精度标校补偿阶段，尚未考虑天线型面变形超差补偿问题。如图1所示，杨清龙，李殷乔，尹伟臻等的发明专利CN110323571 A发明了一种适用于高通量卫星的多波束指向在轨标校方法，利用地面站发信号、星载在轨标校系统接收信号的方式，采用单脉冲跟踪的闭环自动跟踪方法，通过对天线波束指向进行闭环自动校正，实现对多口径多波束天线指向进行校准，满足系统对波束无缝覆盖以及其覆盖区增益的要求。由于地面站数量限制，这类方法一般仅能够对天线指向的滚动和俯仰方向进行标校。随着天线口径的急剧增长，天线在轨受到推力器喷气卸载、位保喷气等操作和空间冷热环境影响，天线型面极易超出0.4mm～0.5mm允许范围，仅仅依靠几个地面站进行波束标校已经不能满足这类卫星指向精度和型面精度控制要求，迫切需要一种考虑天线在轨型面误差的电性能补偿方法。

图2为天线变形引起相邻波束用户资源变化示意图。可以看出，天线变形后天线波束将与原波束位置形成位置差，在原有波束位置分配的资源(频率、功率)状态将会发生改变。使用这些资源的用户实际位于误差偏离后波束的扩展区域，这些扩展区域天线波束增益下降，将最终导致系统链路中EIRP、G/T值的下降，影响原波束区域和现在波束区域通信终端通信速率。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，通过一种，解决卫星柔性反射面天线指向和型面引起的电性能下降补偿问题。

本发明的技术方案是：一种阵列馈源反射面天线电性能天地一体补偿方法，包括：

步骤一、将一个平太阳日24h划分为若干份，每份时长记为H，将测量起始时间置0，记临时变量S＝1，S为正整数；

步骤二、通过卫星标校分系统获得(S-1)*H～S*H期间卫星天线指向俯仰、滚动和偏航角误差时间历程，并对上述得到的卫星天线三轴姿态数据进行时域分析，获得卫星天线指向误差的常值项、漂移项和随机项；

步骤三、根据获得的天线指向误差的常值项和漂移项，采用整星姿态常值偏置和漂移率补偿方法，补偿卫星天线指向误差的常值项和漂移项；

步骤四、利用N个卫星用户通信终端以及M个卫星地面运控站获得(S-1)*H～S*H期间卫星多波束天线增益电平和位置数据，并结合遥测驱动天线整星动力学模型，对考虑天线和馈源变形的整星动力学模型进行修正，使整星动力学模型仿真获得的天线电性能参数与地面用户终端电性能参数相对误差误差小于EPS；所述EPS为设定误差界限；

步骤五、利用修正得到的整星动力学模型，数值积分一步，并计算Tn＝S*H+ΔT时刻离散后天线和馈源各离散点变形值，Tn表示当前积分时刻；ΔT表示积分时间步长，介于0～H之间；

步骤六、利用步骤五算出的天线和馈源各离散点变形值，采用几何光学方法得到Tn时刻各阵列馈源处的光程差，进而计算得到各阵列馈源处需要发射电流的激励补偿系数和相位补偿值；并利用卫星柔性多体动力学模型和几何光学方法计算得到补偿后卫星天线地面用户终端电平预测值；

步骤七、根据步骤六各阵列馈源处需要的电流激励补偿系数和相位补偿值，计算得到卫星天线各阵列馈源处的实际发射电流；

步骤八、从地面通信终端测得Tn时刻的各地面通信终端电平值，计算Tn时刻的各地面通信终端电平测量值与步骤六得到的用户终端电平预测值间的相对误差，并对相对误差的绝对值求平均值，作为平均相对误差；如果平均相对误差小于相对误差槛值Errtol，则进入下一个时间步，即Tn＝Tn+ΔT，并进入步骤九；如果大于等于相对误差槛值Errtol，则进入下一个时间步，即Tn＝Tn+ΔT，回到步骤四；

步骤九、如果Tn大于等于(S+1)*H，将S加1重新赋值给S，并返回步骤2，重新对常值和漂移误差进行标定和补偿；否则，进入步骤五，直至卫星寿命终止。

所述通过卫星标校分系统获得(S-1)*H～S*H期间卫星天线指向俯仰、滚动和偏航角误差时间历程，并对上述得到的卫星天线三轴姿态数据进行时域分析，获得卫星天线指向误差的常值项、漂移项和随机项，包括：

通过多个地面站测量得到天线的滚动

对得到的卫星天线三轴姿态数据进行时域分析，获得卫星天线指向误差的滚动、俯仰和偏航方向姿态角

θ(t)＝θ

ψ(t)＝ψ

式中，

根据步骤二获得的天线指向误差的常值项和漂移项，采用整星姿态常值偏置和漂移偏置，补偿卫星天线指向的常值项和漂移项，包括：

将天线指向误差常值项

将天线指向误差漂移项

所述对考虑天线和馈源变形的整星动力学模型进行修正，包括：

步骤4.1利用N个卫星用户通信终端以及M个卫星地面运控站获得(S-1)*H～S*H期间卫星多波束天线增益电平和位置数据，回转地面站；

步骤4.2建立带大口径、阵列馈源反射面天线的卫星柔性多体动力学模型，利用(S-1)*H～S*H期间获得卫星遥测下传的卫星推力器、动量轮转速、天线及其伸展臂温度数据，计算得到(S-1)*H～S*H期间天线反射面变形、伸展臂变形和馈源变形；

步骤4.3根据计算的得到天线反射面变形、伸展臂变形和馈源变形，利用物理光学方法计算得出T0～T0+ΔT期间地面N+M个测点电平，并进行归一化处理；

步骤4.4根据步骤4.1测量和步骤4.3计算得到卫星通信终端的多波束天线增益电平，对天线卫星柔性动力学模型进行模型修正；

所述对天线卫星柔性动力学模型进行模型修正，包括：将卫星柔性多体动力学模型中的反射面天线和伸展臂的基频、伸展臂与星体连接处铰链刚度作为可调整参数，通过穷举算法，执行步骤4.2和步骤4.3，找到反射面天线和伸展臂的基频及伸展臂与星体连接处铰链刚度最优值，使得Tn时刻步骤六计算得到的N+M个测点电平和步骤四获得的电平误差最小。

所述通过穷举算法，执行步骤4.2和步骤4.3，找到反射面天线和伸展臂的基频及伸展臂与星体连接处铰链刚度最优值，包括：

步骤4.4.1选取(S-1)*H、(S-1)*H+0.5*H和S*H三个时刻作为比较时刻；

步骤4.4.2按从小到大顺序选择反射面天线和伸展臂的基频及伸展臂与星体连接处铰链刚度，作为第I组参数，其中I为正整数，表示参数组序号；

步骤4.4.3选择步骤4.4.2中参数，利用整星动力学模型和相应遥测参数，计算得到(S-1)*H、(S-1)*H+0.5*H和S*H三个时刻N+M个地面通信终端和地面站的电平；

步骤4.4.4将步骤4.1中测得的N+M个地面通信终端和地面站的电平和步骤4.4.3计算得到的相应位置和相应时间的电平做差，并计算得到三个时刻N+M个地面通信终端和地面站电平的相对误差，然后对这些相对误差的绝对值进行算术相加，得到该组参数下系统相对误差，将参数组序号加+1；

步骤4.4.5重复执行步骤4.4.2和步骤4.4.4，得到不同反射面天线、伸展臂的基频及伸展臂与星体连接处铰链刚度参数下不同相对误差，从中选出相对误差值最小对应的参数值，作为卫星柔性多体动力学模型中的最佳输入参数值。

所述计算Tn＝S*H+ΔT时刻离散后天线和馈源各离散点变形值，包括：

步骤5.1接收卫星下传的卫星动力学模型输入数据，包括卫星姿态、伸展臂和天线温度，轨道和推力器点火时刻和时长；

步骤5.2结合卫星柔性动力学模型，建立考虑温度场和结构柔性的卫星动力学模型；

步骤5.3将卫星动力学模型输入数据，装订进入建立的卫星动力学模型，开展数值仿真，获得Tn时刻离散后天线和馈源各离散点变形值。

本发明与现有技术相比的优点在于：与以往方法相比，本发明提出的星地一体补偿方法从造成多波束天线电性能下降的源头出发，提出将天线指向和天线变形剥离，先开展卫星天线指向补偿，再进行天线型面电性能补偿的技术方案，同时解决了卫星大口径多波束阵列馈源反射面天线指向偏差和型面变化造成的整星电性能下降问题，可有效提高带大口径柔性网面多波束阵列馈源的高通量、甚高通量通信卫星通信容量和性能。

附图说明

图1为两个地面标校站的卫星天线波束标校方法；

图2为卫星指向发生变化时天线波束服务区变化影响示意图。

图3为带多波束大型天线的高通量卫星；

图4为本发明技术方案的流程图；

图5为卫星姿态常值补偿和姿态漂移补偿示意图。

具体实施方式

下面结合附图4对本发明技术方案中的一些细节做进一步说明，其实施包括如下步骤：

步骤一、将1个平太阳日24h划分为N份，每份时长记为H，H＝24/N，一般取1，3，4，6，8，12等整数，将测量起始时间赋值0时，记临时变量S＝1，S为正整数；

步骤二、利用星上天线向地面发射标校波束，通过3个以上不共线的地面信标站，测量得到卫星天线的滚动θ(t)、俯仰

步骤2.1通过3个以上信标站测量得到天线的滚动

步骤2.2对卫星三轴姿态数据进行时域分析，获得相应的常值项、漂移项和随机项，如卫星三轴姿态的常值项，漂移项和抖动项可以采用如下形式描述，

θ(t)＝θ

ψ(t)＝ψ

式中，

步骤三、采用卫星整星姿态偏置方法消除大型天线指向误差的常值项和漂移项；根据步骤二获得的天线指向误差的常值项和漂移项，采用整星姿态常值偏置和漂移率偏置方法，补偿卫星天线指向误差的常值项和漂移项，操作示意图如图5所示；

步骤四、利用N个卫星用户通信终端以及M个卫星地面运控站获得Temp～Temp+H期间卫星大型多波束天线增益电平和位置数据，并结合遥测驱动天线整星动力学模型，对考虑大型天线和馈源变形的整星动力学模型进行修正，整星动力学模型仿真获得天线电性能参数与地面用户终端电性能参数相对误差误差小于EPS，EPS为设定误差界限，例如这里可以取10％；

步骤4.1利用N个卫星用户通信终端以及M个卫星地面运控站获得(S-1)*H～S*H期间卫星多波束天线增益电平和位置数据，回转地面站；

步骤4.2建立带大口径、阵列馈源反射面天线的卫星柔性多体动力学模型，利用(S-1)*H～S*H期间获得卫星遥测下传的卫星推力器、动量轮转速、天线及其伸展臂温度数据，计算得到(S-1)*H～S*H期间天线反射面变形、伸展臂变形和馈源变形；

步骤4.3根据计算的得到天线反射面变形、伸展臂变形和馈源变形，利用物理光学方法计算得出T0～T0+ΔT期间地面N+M个测点电平，并进行归一化处理；

步骤4.4根据步骤4.1测量和步骤4.3计算得到卫星通信终端的多波束天线增益电平，对天线卫星柔性动力学模型进行模型修正。具体做法为将卫星柔性多体动力学模型中的反射面天线和伸展臂的基频、伸展臂与星体连接处铰链刚度作为可调整参数，通过穷举算法，执行步骤4.2和步骤4.3，找到反射面天线和伸展臂的基频及伸展臂与星体连接处铰链刚度最优值，使得Tn时刻步骤六计算得到的N+M个测点电平和步骤四获得的电平误差最小；

步骤4.4.1选取(S-1)*H、(S-1)*H+0.5*H和S*H等3个时刻作为比较时刻；

步骤4.4.2按从小到大顺序选择反射面天线和伸展臂的基频及伸展臂与星体连接处铰链刚度，作为第I组参数，其中I为正整数，表示参数组序号，当前I＝1；

步骤4.4.3选择步骤4.4.2中参数，利用整星动力学模型和相应遥测参数，计算得到(S-1)*H、(S-1)*H+0.5*H和S*H等3个时刻N+M个地面通信终端和地面站的电平；

步骤4.4.4将步骤4.1中测得的N+M个地面通信终端和地面站的电平和步骤4.4.3计算得到的相应位置和相应时间的电平做差，并计算得到3个时刻N+M个地面通信终端和地面站电平的相对误差，然后对这些相对误差的绝对值进行算术相加，得到该组参数下系统相对误差，将组序列号加+1；

步骤4.4.5重复执行步骤4.4.2和步骤4.4.4，得到不同反射面天线、伸展臂的基频及伸展臂与星体连接处铰链刚度等参数下不同相对误差，从中选出相对误差值最小对应的参数值，作为卫星柔性多体动力学模型中的最佳输入参数值。

步骤五、利用修正得到的整星动力学模型，数值积分一步，并计算Tn＝S*H+ΔT时刻离散后天线和馈源各离散点变形值，Tn表示当前积分时刻；ΔT表示积分时间步长，大小介于0～H之间；

步骤5.1接收卫星下传的卫星动力学模型输入数据，包括卫星姿态、伸展臂和天线温度，轨道和推力器点火时刻和时长；

步骤5.2结合卫星柔性动力学模型，建立考虑温度场和结构柔性的卫星动力学模型；

步骤5.3将卫星动力学模型输入数据，装订进入建立的卫星动力学模型，开展数值仿真，计算得到Tn时刻离散后天线和馈源各离散点变形值。

步骤六、利用步骤五算出的天线和馈源各离散点变形值，采用几何光学方法算出Tn时刻各阵列馈源处的光程差，进而算出各阵列馈源处需要发射电流的激励补偿系数和相位补偿值；并利用卫星柔性多体动力学模型和几何光学方法计算得到补偿后卫星天线地面用户终端电平预测值；

步骤6.1利用步骤五算出的天线和馈源各离散点变形值，采用几何光学方法算出各个阵列馈源阵各处的光程差，进而算出各馈源处需要的激励补偿系数和相位补偿值；

步骤6.2利用步骤五算出的天线和馈源各离散点变形值和各馈源处需要的激励补偿系数和相位补偿值，计算得到补偿后卫星天线地面用户终端电平值。

步骤七、根据步骤六各阵列馈源处需要的电流激励补偿系数和相位补偿值，计算得到卫星天线各阵列馈源处的实际发射电流；

步骤八、从地面通信终端测得Tn时刻的各地面通信终端电平值，计算Tn时刻的各地面通信终端电平测量值与步骤六预测值间相对误差，然后对这些相对误差的绝对值求平均值，作为平均相对误差。如果平均相对误差小于相对误差槛值Errtol(Errtol一般取25％)，则进入下一个时间步，Tn＝Tn+ΔT，进入步骤九；如果大于等于Errtol，则进入下一个时间步，Tn＝Tn+ΔT，回到步骤四；

可以采用下式计算卫星N个地面通信终端的电平与地面实测值差异的平均相对误差；

式中，ΔE

步骤九、如果Tn大于等于(S+1)*H，然后将S加1重新赋给S，进入步骤2，重新对常值和漂移误差进行标定和补偿；否则，进入步骤五，直至卫星寿命终止。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。