摘 要： 介紹了一種定向數(shù)據(jù)通信天線伺服系統(tǒng)的實現(xiàn)。該天線伺服系統(tǒng)可以用于作用半徑為150 km的近程無人機地面測控天線跟蹤，其系統(tǒng)跟蹤體制采用GPS引導(dǎo)方式，具有實現(xiàn)簡單、工作穩(wěn)定、便于維護等特點。從系統(tǒng)設(shè)計原理出發(fā)，闡述了GPS引導(dǎo)跟蹤算法，說明了系統(tǒng)組成和控制原理，提出了一些關(guān)鍵性設(shè)計要點和附加功能，并根據(jù)實際使用數(shù)據(jù)進行了歸納和分析，提出了簡單可行的改進措施。
關(guān)鍵詞： 無人機; GPS; 天線伺服; 數(shù)據(jù)鏈系統(tǒng)
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隨著無人機技術(shù)的不斷發(fā)展，對高帶寬微波數(shù)據(jù)鏈路作用距離要求也隨之提高，通過提高地面或機載的發(fā)射機功率和增加接收機靈敏度的方式已經(jīng)無法滿足遠距離通信要求，而提高地面測控天線接收發(fā)射增益是一種行之有效辦法，且不會增加機載通信設(shè)備重量和尺寸。
定向通信天線因為在波束角范圍內(nèi)具有高增益而被廣泛運用于中近程無人機的測控通信,天線通過定向輻射和接收信號的方式，將能量作用在有用范圍，減少了能量耗散，提高了發(fā)射增益。但正是由于定向發(fā)射接收信號的特點，決定了該種天線必須配備一種引導(dǎo)跟蹤系統(tǒng)才能用于無人機這種動態(tài)跟蹤通信應(yīng)用上。
作為測控對象的近程無人機，因為有一定運動速度且距離較近，從而對地面測控天線伺服系統(tǒng)的跟蹤角速度和加速度都有要求。對于近程無人機系統(tǒng)，設(shè)計和制造成本都受約束，所以實現(xiàn)簡單穩(wěn)定的天線伺服系統(tǒng)是無人機的數(shù)據(jù)通信系統(tǒng)中一個重要組成部分。
目前國內(nèi)無人機測控定向天線多采用單通道單脈沖跟蹤體制，通過信號相位關(guān)系來進行方位俯仰判斷，需要一套復(fù)雜的天線伺服反饋系統(tǒng)，成本很高，維護檢修技術(shù)要求較高。此外，在實際使用中，很容易受到干擾而導(dǎo)致天線亂轉(zhuǎn)。
本系統(tǒng)利用GPS引導(dǎo)方式和無刷伺服電機控制，實現(xiàn)了對螺旋定向天線（波束角小于24°，增益15 dB）的方位角一維伺服控制。由于GPS信號具有比自跟蹤的信號更加穩(wěn)定、數(shù)字化更強、實現(xiàn)簡單的特點，可用于無人機測控應(yīng)用。經(jīng)過實際長時間的應(yīng)用驗證，該系統(tǒng)跟蹤效果可以滿足要求，并具有一定預(yù)留擴展性。
1 系統(tǒng)框架
系統(tǒng)可以進行GPS引導(dǎo)跟蹤和定角度轉(zhuǎn)動兩種作用模式，并具有日志記錄和界面顯示功能?？刂栖浖谶b控遙測計算機上運行。
在定角度轉(zhuǎn)動模式下，伺服電機控制回路根據(jù)給定的角度進行轉(zhuǎn)動；在跟蹤模式下，系統(tǒng)以一定周期(80 ms)從遙測數(shù)據(jù)得到無人機位置，并根據(jù)本地位置以及當(dāng)前天線轉(zhuǎn)角確定轉(zhuǎn)動角度，伺服電機控制回路執(zhí)行轉(zhuǎn)動。
系統(tǒng)整體框架如圖1所示，本地GPS提供當(dāng)前地面站位置和車頭方向的數(shù)據(jù)，電動機控制器、位置編碼器、伺服電機構(gòu)成了伺服回路，帶動減速器驅(qū)動轉(zhuǎn)臺旋轉(zhuǎn)，光電開關(guān)是初始化時使天線對準車頭的基準限位，并在運行過程中可以消除位置編碼器累計誤差。為實現(xiàn)轉(zhuǎn)臺任意旋轉(zhuǎn)，系統(tǒng)中選用高頻導(dǎo)電滑環(huán)進行轉(zhuǎn)臺上下兩端的信號傳輸。
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2 系統(tǒng)方案
2.1 轉(zhuǎn)動角解算[1]
在無人機(UAV)當(dāng)前經(jīng)緯度、本地經(jīng)緯度、車頭方向都已知的條件下，就可以利用圖2所示關(guān)系求得無人機與車頭方向的夾角，通過位置編碼器可知當(dāng)前天線方向，即可知天線轉(zhuǎn)動角度。
圖2所示的跟蹤指向角Az推導(dǎo)過程如下：
(1) 先將無人機經(jīng)緯度轉(zhuǎn)換到地心坐標系。
(2) 再轉(zhuǎn)換到以地面站為原點、東向為X軸方向、北向為Y軸、垂直地面為Z軸的坐標系上。
(4) 通過式(3)即可得到方位角Az，其中r為無人機與地面站距離。
2.2?伺服電機控制[2-4]
該天線轉(zhuǎn)臺伺服是一種位置伺服控制，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖3所示。為保證轉(zhuǎn)動力矩平穩(wěn)，無刷電機的線圈電流采用比例-積分PI反饋控制，PI控制就能保證很好的力矩控制特性。而位置控制則采用比例-積分-微分(PID)反饋控制，加入積分可以消除位置誤差。
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為保證位置伺服的平穩(wěn)運行，避免急動急停給天線帶來沖擊，故伺服過程中加速度、轉(zhuǎn)速、轉(zhuǎn)角隨時間變化如圖4所示。此外，對于控制器PID參數(shù)可以參考表1規(guī)律，進行最終使位置伺服達到“穩(wěn)、快、準”。
伺服電機的選用也是該伺服天線設(shè)計內(nèi)容，電動機的額定功率可用下列公式進行估算。
當(dāng)伺服系統(tǒng)選用較大的功率和力矩時，可以使伺服參數(shù)容易調(diào)整，但會使體積和成本增加。所以一般余量不應(yīng)該太大。
本伺服系統(tǒng)為滿足多種螺旋天線的跟蹤需要，采用Maxon公司的EC-max40系列的40 W無刷電動機，并選用減速比約246:1的陶瓷行星減速器GP32C，外加了減速比約2.7:1的二級減速器，總減速比為668.71:1，采用EPOS24/5位置伺服控制器，位置伺服采用了光電編碼器HDEL55。雖然采用光電編碼器，但伺服系統(tǒng)還是能在-10 ℃低溫環(huán)境下進行長時間儲存和工作。
2.3 跟蹤軟件設(shè)計
跟蹤軟件主要完成目標方位角解算和控制界面顯示、模式切換等功能，兼顧一定系統(tǒng)故障診斷功能，并具有日志記錄功能，該系統(tǒng)記錄時間為1 s一次。
在軟件中還增加了天線指向車頭方向的操作指令，可以在系統(tǒng)長時間運行帶來編碼累計誤差時，將天線重新校準至車頭方向。此外，還具有簡單異常點剔除功能，當(dāng)無人機GPS位置出現(xiàn)異常跳動時，系統(tǒng)不采取動作。當(dāng)丟失目標時，遙測遙控軟件根據(jù)航跡將下一個航點傳遞給跟蹤軟件，預(yù)置天線轉(zhuǎn)角等待無人機。
3 系統(tǒng)分析
3.1 設(shè)計要點
天線跟蹤系統(tǒng)屬于采樣開環(huán)控制系統(tǒng)。在系統(tǒng)控制構(gòu)成中，輸入是無人機位置信息，由無人機機載GPS采樣，通過信道設(shè)備(延時環(huán)節(jié))進行傳輸，地面系統(tǒng)(延時環(huán)節(jié))解算出定向天線轉(zhuǎn)角，驅(qū)動電機伺服系統(tǒng)轉(zhuǎn)動。因此，跟蹤具有一定滯后時間，其滯后時間等于無人機GPS位置數(shù)據(jù)更新間隔、通信鏈路延遲、計算機解算延遲等之和。本系統(tǒng)每200 ms進行一次解算驅(qū)動，滯后時間經(jīng)工程實踐可認為是200 ms。
根據(jù)圖5所示跟蹤速率關(guān)系即可以求出滯后角度，可進行跟蹤角度的最壞情況分析。
為減少電動機及齒輪的動作次數(shù)，延長機構(gòu)壽命，在伺服控制上進行限制，當(dāng)待轉(zhuǎn)角度小于0.5°時，伺服不動作，當(dāng)積累到0.5°以上，伺服才動作。
在實際使用過程中，根據(jù)跟蹤動態(tài)效果可以將使用分3種情況進行考慮：
(1) 起飛跟蹤：該近程無人機為滑跑起降，所以需要進行長時間的滑跑試驗。對于天線伺服系統(tǒng)，無人機離地面站距離在100 ～2 000 m不等，最大速度能達到50 m/s,而且由于地面遮蔽，通信屬于半通視傳輸，其跟蹤情況相對比較惡劣。該系統(tǒng)已經(jīng)進行了長達130 h使用考核，跟蹤從未丟失過目標。
(2) 飛行跟蹤：當(dāng)飛機遠離地面站時，由于距離較遠，其跟蹤情況相對比較寬松。該系統(tǒng)進行了12 h使用考核，跟蹤效果主要依賴信道質(zhì)量，但跟蹤效果依然良好。
(3)過頂跟蹤：由于該伺服系統(tǒng)不能控制天線俯仰角，定向天線只能通過上旁瓣進行通信，此時飛機通場高度在1 000 m左右，且過頂時飛機速度較快，這種跟蹤情況最為惡劣，所以單獨作為一種情況進行分析，經(jīng)過了若干次過頂跟蹤考核，跟蹤也從未丟失目標，且無需人工干預(yù)。
3.2 數(shù)據(jù)分析
根據(jù)系統(tǒng)的日志記錄，以上述3種不同情況的跟蹤模式進行數(shù)據(jù)分析。日志主要是記錄無人機和地面站的經(jīng)緯度、兩者的相對距離和方位角、天線當(dāng)前指向等信息。通過分析方位角和天線指向的差值即滯后角度來評價該天線伺服系統(tǒng)的跟蹤品質(zhì)。
(1) 起飛數(shù)據(jù)分析，選取一次滑跑數(shù)據(jù)進行分析，可得跟蹤誤差角或有超調(diào)或滯后，但總體上穩(wěn)定在波束角范圍內(nèi)，完全滿足要求。圖6為起飛跟蹤情況，左坐標軸代表滯后角度的刻度，右坐標軸為機站距離刻度。
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(2) 飛行跟蹤分析。對飛行數(shù)據(jù)進行分析，該飛行段為14 800 s(4 h)，作用距離約2 km以上。統(tǒng)計滯后角分布，得到滯后角平均值0.255°，標準差0.157°，此結(jié)果非常理想。滯后角度的分布如圖7所示，滯后角度為負數(shù)代表超前值?？梢园l(fā)現(xiàn)0.5°的滯后角所占比例較大，這與設(shè)計要點一節(jié)所提到的0.5°積累角度有關(guān)。
(3) 過頂跟蹤。選擇70 s左右的樣本數(shù)據(jù)，研究通場過頂情況下的滯后角度，滯后角控制在15°范圍以內(nèi)，滯后角在5°以上小于10 s，此時機站的通視距離很近(小于1.5 km、且無遮蔽物)，實際情況下使用了定向信號不會間斷。圖8為過頂跟蹤情況，左坐標軸代表滯后角度的刻度，右坐標軸為機站距離刻度。
3.3 改進措施
通過對起飛跟蹤和過頂跟蹤的數(shù)據(jù)分析，盡管該螺旋天線通信鏈路不會發(fā)生失鎖現(xiàn)象，但是滯后角度依然較大，這主要是由于GPS數(shù)據(jù)更新間隔造成的，與電動機伺服系統(tǒng)動態(tài)特性無關(guān)。但單純提高GPS更新間隔會占用系統(tǒng)運行開銷和硬件投入。
通過在原有解算方位角Az的基礎(chǔ)上疊加前置角,可以大大減小滯后角度，這只需在軟件算法上進行改進，在整個跟蹤控制上，可以理解為引進了微分校正環(huán)節(jié)。
天線轉(zhuǎn)動前置角計算如圖9所示，某一時刻通過無人機機載GPS可以知道無人機速度和速度方向的信息。通過將速度在機站之間矢徑的切線方向投影速度，估算跟蹤方位角速率，通過滯后時間Δt，計算出前置角度ε，疊加到解算出的方位角上，減去天線當(dāng)前指向得到轉(zhuǎn)動角，驅(qū)動伺服系統(tǒng)；下一時刻，系統(tǒng)重新計算前置角和方位角，并根據(jù)天線指向進行伺服驅(qū)動，這并不會使誤差累計傳遞到下一時刻。
通過該前置角可以在不提高GPS更新速度的條件下，提高整個天線跟蹤系統(tǒng)的近距高速跟蹤品質(zhì)。經(jīng)過初步應(yīng)用該方法可發(fā)現(xiàn)，雖會出現(xiàn)一定超前但基本能控制在1°以內(nèi)。
該天線伺服系統(tǒng)目前具有很好的使用效果，已經(jīng)可靠地運用在無人機地面站中，并在多個機場條件下得到實際驗證，具有成本低廉、使用簡潔、維護方便的特點。
雖然目前僅需要實現(xiàn)方位角伺服，但當(dāng)與波束角更小的天線進行配合時，僅需另加入新的一套位置伺服系統(tǒng)，俯仰角El可在公式(4)中獲得，即可以實現(xiàn)二維伺服。此外，通過選擇具有一定動態(tài)性能的GPS組合（含指北功能），還可以實現(xiàn)將天線伺服放入移動地面站中，實現(xiàn)移動中通信，提高測控系統(tǒng)的適用范圍。
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