摘 要： 介紹了一種定向數據通信天線伺服系統的實現。該天線伺服系統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，其系統跟蹤體制采用GPS引導方式，具有實現簡單、工作穩定、便于維護等特點。從系統設計原理出發，闡述了GPS引導跟蹤算法，說明了系統組成和控制原理，提出了一些關鍵性設計要點和附加功能，并根據實際使用數據進行了歸納和分析，提出了簡單可行的改進措施。
關鍵詞： 無人機; GPS; 天線伺服; 數據鏈系統
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隨著無人機技術的不斷發展，對高帶寬微波數據鏈路作用距離要求也隨之提高，通過提高地面或機載的發射機功率和增加接收機靈敏度的方式已經無法滿足遠距離通信要求，而提高地面測控天線接收發射增益是一種行之有效辦法，且不會增加機載通信設備重量和尺寸。
定向通信天線因為在波束角范圍內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，提高了發射增益。但正是由于定向發射接收信號的特點，決定了該種天線必須配備一種引導跟蹤系統才能用于無人機這種動態跟蹤通信應用上。
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的跟蹤角速度和加速度都有要求。對于近程無人機系統，設計和制造成本都受約束，所以實現簡單穩定的天線伺服系統是無人機的數據通信系統中一個重要組成部分。
目前國內無人機測控定向天線多采用單通道單脈沖跟蹤體制，通過信號相位關系來進行方位俯仰判斷，需要一套復雜的天線伺服反饋系統，成本很高，維護檢修技術要求較高。此外，在實際使用中，很容易受到干擾而導致天線亂轉。
本系統利用GPS引導方式和無刷伺服電機控制，實現了對螺旋定向天線（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定、數字化更強、實現簡單的特點，可用于無人機測控應用。經過實際長時間的應用驗證，該系統跟蹤效果可以滿足要求，并具有一定預留擴展性。
1 系統框架
系統可以進行GPS引導跟蹤和定角度轉動兩種作用模式，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。
在定角度轉動模式下，伺服電機控制回路根據給定的角度進行轉動；在跟蹤模式下，系統以一定周期(80 ms)從遙測數據得到無人機位置，并根據本地位置以及當前天線轉角確定轉動角度，伺服電機控制回路執行轉動。
系統整體框架如圖1所示，本地GPS提供當前地面站位置和車頭方向的數據，電動機控制器、位置編碼器、伺服電機構成了伺服回路，帶動減速器驅動轉臺旋轉，光電開關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。為實現轉臺任意旋轉，系統中選用高頻導電滑環進行轉臺上下兩端的信號傳輸。
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2 系統方案
2.1 轉動角解算[1]
在無人機(UAV)當前經緯度、本地經緯度、車頭方向都已知的條件下，就可以利用圖2所示關系求得無人機與車頭方向的夾角，通過位置編碼器可知當前天線方向，即可知天線轉動角度。
圖2所示的跟蹤指向角Az推導過程如下：
(1) 先將無人機經緯度轉換到地心坐標系。
(2) 再轉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]
該天線轉臺伺服是一種位置伺服控制，系統結構如圖3所示。為保證轉動力矩平穩，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、轉速、轉角隨時間變化如圖4所示。此外，對于控制器PID參數可以參考表1規律，進行最終使位置伺服達到“穩、快、準”。
伺服電機的選用也是該伺服天線設計內容，電動機的額定功率可用下列公式進行估算。
當伺服系統選用較大的功率和力矩時，可以使伺服參數容易調整，但會使體積和成本增加。所以一般余量不應該太大。
本伺服系統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，但伺服系統還是能在-10 ℃低溫環境下進行長時間儲存和工作。
2.3 跟蹤軟件設計
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，兼顧一定系統故障診斷功能，并具有日志記錄功能，該系統記錄時間為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，當無人機GPS位置出現異常跳動時，系統不采取動作。當丟失目標時，遙測遙控軟件根據航跡將下一個航點傳遞給跟蹤軟件，預置天線轉角等待無人機。
3 系統分析
3.1 設計要點
天線跟蹤系統屬于采樣開環控制系統。在系統控制構成中，輸入是無人機位置信息，由無人機機載GPS采樣，通過信道設備(延時環節)進行傳輸，地面系統(延時環節)解算出定向天線轉角，驅動電機伺服系統轉動。因此，跟蹤具有一定滯后時間，其滯后時間等于無人機GPS位置數據更新間隔、通信鏈路延遲、計算機解算延遲等之和。本系統每200 ms進行一次解算驅動，滯后時間經工程實踐可認為是200 ms。
根據圖5所示跟蹤速率關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，延長機構壽命，在伺服控制上進行限制，當待轉角度小于0.5°時，伺服不動作，當積累到0.5°以上，伺服才動作。
在實際使用過程中，根據跟蹤動態效果可以將使用分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，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。該系統已經進行了長達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。該系統進行了12 h使用考核，跟蹤效果主要依賴信道質量，但跟蹤效果依然良好。
(3)過頂跟蹤：由于該伺服系統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。
3.2 數據分析
根據系統的日志記錄，以上述3種不同情況的跟蹤模式進行數據分析。日志主要是記錄無人機和地面站的經緯度、兩者的相對距離和方位角、天線當前指向等信息。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的跟蹤品質。
(1) 起飛數據分析，選取一次滑跑數據進行分析，可得跟蹤誤差角或有超調或滯后，但總體上穩定在波束角范圍內，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。對飛行數據進行分析，該飛行段為14 800 s(4 h)，作用距離約2 km以上。統計滯后角分布，得到滯后角平均值0.255°，標準差0.157°，此結果非常理想。滯后角度的分布如圖7所示，滯后角度為負數代表超前值。可以發現0.5°的滯后角所占比例較大，這與設計要點一節所提到的0.5°積累角度有關。
(3) 過頂跟蹤。選擇70 s左右的樣本數據，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，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據分析，盡管該螺旋天線通信鏈路不會發生失鎖現象，但是滯后角度依然較大，這主要是由于GPS數據更新間隔造成的，與電動機伺服系統動態特性無關。但單純提高GPS更新間隔會占用系統運行開銷和硬件投入。
通過在原有解算方位角Az的基礎上疊加前置角,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節。
天線轉動前置角計算如圖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，減去天線當前指向得到轉動角，驅動伺服系統；下一時刻，系統重新計算前置角和方位角，并根據天線指向進行伺服驅動，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的近距高速跟蹤品質。經過初步應用該方法可發現，雖會出現一定超前但基本能控制在1°以內。
該天線伺服系統目前具有很好的使用效果，已經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方位角伺服，但當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，俯仰角El可在公式(4)中獲得，即可以實現二維伺服。此外，通過選擇具有一定動態性能的GPS組合（含指北功能），還可以實現將天線伺服放入移動地面站中，實現移動中通信，提高測控系統的適用范圍。
參考文獻
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