一种动中通寻星时天线方位轴的扫描控制方法，该方法首先在天线跟踪载体运动的基础上，通过加速过程驱动天线方位轴进行整圈扫描，记录卫星信号；然后利用卫星信号的两次法模糊检索机制，确定卫星信号有效范围，启动天线减速过程进行减速；最后当天线减速到预定速率后，设置天线反向转动过程，控制天线反向转动到卫星信号最强点，完成天线方位轴寻星时的扫描驱动控制。该方法解决了天线急起急停瞬间导致的系统不稳定问题，并通过实施有效地卫星最大信号判断机制，实现了天线方位轴寻星时的扫描控制。
1.一种动中通寻星时天线方位轴的扫描控制方法，其特征在于步骤如下：(1)设置动中通天线的方位轴角度fYaw、驱动角速率fStep和控制周期T，初值均为零；
(2)控制周期T开始计时，当到达预设控制周期时，进入步骤(3)；
(3)判断天线的当前控制状态，若为加速状态，则执行步骤(4)，若为减速状态则执行步骤(6)，若为反转状态则执行步骤(7)；
(4)控制驱动角速率fStep加速，同时限制驱动角速率fStep的上限值；发送驱动角速率fStep给天线控制系统驱动天线方位轴转动；读取卫星信号值，之后进入步骤(5)；
(5)令控制周期T清零；根据步骤(4)读取的卫星信号值，判断天线是否完成了卫星信号最大值的扫描，如果完成了卫星信号最大值的扫描，则将天线的控制状态设置为减速状态，同时将减速计数器icnt清零，之后返回步骤(2)；如果未完成卫星信号最大值的扫描，则直接返回步骤(2)；
(5.1)天线方位轴角度fYaw＝fYaw+fStep，判断当前天线方位轴角度fYaw是否大于等于一周，即fYaw≥360°是否成立，若成立，则进入步骤(3.2)，否则未完成卫星信号最大值的扫描；
(5.2)读取当前周期卫星信号fSatV，判断fSatV≥K0·fSatV_Max是否成立，其中fSatV_Max为卫星信号最大值，K0为控制系数，若成立，则已经再次检测到卫星信号最大值，从而完成卫星信号最大值的扫描，否则未完成卫星信号最大值的扫描；
(6)令控制周期T清零，减速计数器icnt加1；控制驱动角速率fStep减速，并发送驱动角速率fStep给天线控制系统驱动天线方位轴转动；判断天线是否减速到零速，若已减速到零速，则将天线的控制状态设置为反转状态，之后返回步骤(2)，若未减速到零速，则直接返回步骤(2)；
(7)令控制周期T清零；控制驱动角速率fStep反转，发送驱动角速率fStep给天线控制系统驱动天线方位轴反向转动，并判断是否反转到所述卫星信号最大值处，若满足条件则进入步骤(8)，否则，返回步骤(2)；
(8)令驱动角速率fStep清零，停止天线方位轴转动，完成寻星时天线方位轴的驱动控制。
2.根据权利要求1所述的一种动中通寻星时天线方位轴的扫描控制方法，其特征在于：步骤(4)中驱动角速率fStep加速，并限制驱动角速率的上限值具体为：令天线的驱动角速率fStep加速，即设置驱动角速率fStep为：fStep＝fStep+FSLOPE，其中，FSLOPE为天线加减速增量值；判断fStep≥FVMAX是否成立，若成立，则设置驱动角速率fStep为：fStep＝FVMAX，其中，FVMAX为天线驱动最大角速率。
3.根据权利要求1所述的一种动中通寻星时天线方位轴的扫描控制方法，其特征在于：控制系数K0的取值范围为0.85≤K0≤1.0。
4.根据权利要求1所述的一种动中通寻星时天线方位轴的扫描控制方法，其特征在于：步骤(6)中驱动角速率fStep减速的方法为：
5.根据权利要求1所述的一种动中通寻星时天线方位轴的扫描控制方法，其特征在于：步骤(7)中控制驱动角速率fStep反转具体为：
其中，FVSLOW为预设的天线低速角速率，FVSLOW的取值范围为3°/s～6°/s。
6.根据权利要求1所述的一种动中通寻星时天线方位轴的扫描控制方法，其特征在于：步骤(7)中判断是否反转到最大信号处的方法为：减速计数器icnt减1，判断icnt≤0是否成立，若成立，则已反转动最大信号处，否则，未反转到最大信号处。
7.根据权利要求1所述的一种动中通寻星时天线方位轴的扫描控制方法，其特征在于：所述天线的控制状态包括加速状态、减速状态和反转状态，加速状态是指天线从零速开始达到最大角速率的加速过程；减速状态是指天线从最大角速率开始逐渐减速到零速状态的过程，反转状态是指天线从减速到零速状态开始，反转加速到预定角速率的过程。
一种动中通寻星时天线方位轴的扫描控制方法
技术领域
[0001] 本发明提供了一种动中通寻星时天线方位轴的扫描控制方法，适用于要求动中通寻星时天线方位轴快速平稳扫描到卫星信号最大值的场合，属于卫星通讯技术领域。
背景技术
[0002] 基于惯导方案的动中通天线系统寻星时，惯导系统利用初始对准方法解算出载体当前的俯仰角P、滚动角R和航向角Y信息，再通过坐标转换引导天线指向目标卫星。由于算法误差、计算误差等原因，惯导系统在载体大动态下的初始对准也存在误差，导致由惯导系统引导天线指向卫星的精度必然会有所降低。尤其在大动态下，惯导系统初始方位角误差会较大，这导致由其引导的天线系统方位轴偏离指向卫星的真实方位，造成初始寻星精度降低。因此，在大动态下，单纯依赖惯导系统自身精度来确保高精度的初始寻星具有较大的困难。
[0003] 目前，较多的方法是在初始寻星时，先根据惯导系统姿态转换结果驱动天线指向卫星，然后再单独对天线方位轴进行卫星信号最大值的扫描。一般方法是先预设一个卫星信号门限电压值，当扫描过程中检测到了当前电压大于门限电压值时，即检测到有效卫星信号，天线方位轴立即停止转动，完成方位轴的初始寻星过程。
[0004] 但刚方法存在误扫描的风险，即当天线周围存在较强的信号反射或者信号旁瓣电压较强时，会存在搜索到旁瓣而非最强主瓣信号即停止扫描的情况，导致了初始寻星偏离的情况。另外，为了能尽量缩短初始寻星的时间，一般将天线方位轴的驱动角速率设置为电机的最大输出角速率。但是若天线转动惯量较大，天线的瞬间启动和瞬间停止的动作会对系统稳定性造成影响，长时间运行会降低天线系统的可靠性，从而导致天线初始寻星精度的降低。
[0005] 因此，如何在载体大动态情况下，避免天线急起急停动作引起天线系统的不稳定问题，解决天线系统方位轴的误扫描问题，是动中通寻星时实现天线精确对准卫星的一个难点。
发明内容
[0006] 本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供了一种动中通寻星时天线方位轴的扫描控制方法，避免天线急起急停动作引起天线系统的不稳定问题，解决天线系统方位轴的误扫描问题，实现了动中通天线方位轴最大卫星信号的快速扫描。
[0007] 本发明的技术解决方案：
[0008] 一种动中通寻星时天线方位轴的扫描控制方法，步骤如下：
[0009] (1)设置动中通天线的方位轴角度fYaw、驱动角速率fStep和控制周期T，初值均为零；设置天线的控制状态为加速搜索状态；
[0010] (2)控制周期T开始计时，当到达预设控制周期时，进入步骤(3)；
[0011] (3)判断天线的当前控制状态，若为加速状态，则执行步骤(4)，若为减速状态则执行步骤(6)，若为反转状态则执行步骤(7)；
[0012] (4)控制驱动角速率fStep加速，同时限制驱动角速率fStep的上限值；发送驱动角速率fStep给天线控制系统驱动天线方位轴转动；读取卫星信号值，之后进入步骤(5)；
[0013] (5)令控制周期T清零；根据步骤(4)读取的卫星信号值，判断天线是否完成了卫星信号最大值的扫描，如果完成了卫星信号最大值的扫描，则将天线的控制状态设置为减速状态，同时将减速计数器icnt清零，之后返回步骤(2)；如果未完成卫星信号最大值的扫描，则直接返回步骤(2)；
[0014] (6)令控制周期T清零，减速计数器icnt加1；控制驱动角速率fStep减速，并发送驱动角速率fStep给天线控制系统驱动天线方位轴转动；判断天线是否减速到零速，若已减速到零速，则将天线的控制状态设置为反转状态，之后返回步骤(2)，若未减速到零速，则直接返回步骤(2)；
[0015] (7)令控制周期T清零；控制驱动角速率fStep反转，发送驱动角速率fStep给天线控制系统驱动天线方位轴反向转动，并判断是否反转到所述卫星信号最大值处，若满足条件则进入步骤(8)，否则，返回步骤(2)；
[0016] (8)令驱动角速率fStep清零，停止天线方位轴转动，完成寻星时天线方位轴的驱动控制。
[0017] 步骤(4)中驱动角速率fStep加速，并限制驱动角速率的上限值具体为：令天线的驱动角速率fStep加速，即设置驱动角速率fStep为：
[0018] fStep＝fStep+FSLOPE，其中，FSLOPE为天线加减速增量值；判断fStep≥FVMAX是否成立，若成立，则设置驱动角速率fStep为：fStep＝FVMAX，其中，FVMAX为天线驱动最大角速率。
[0019] 步骤(5)中判断天线是否完成了卫星信号最大值的扫描具体为：
[0020] (3.1)天线方位轴角度fYaw＝fYaw+fStep，判断当前天线方位轴角度fYaw是否大于等于一周，即fYaw≥360°是否成立，若成立，则进入步骤(3.2)，否则未完成卫星信号最大值的扫描；
[0021] (3.2)读取当前周期卫星信号fSatV，判断fSatV≥K0·fSatV_Max是否成立，其中fSatV_Max为卫星信号最大值，K0为控制系数，若成立，则已经再次检测到卫星信号最大值，从而完成卫星信号最大值的扫描，否则未完成卫星信号最大值的扫描。
[0022] 控制系数K0的取值范围为0.85≤K0≤1.0。
[0023] 步骤(6)中驱动角速率fStep减速的方法为：
[0024] fStep＝fStep-FSLOPE。
[0025] 步骤(7)中控制驱动角速率fStep反转具体为：
[0026] 令驱动角速率fStep＝-FVSLOW，
[0027] 其中，FVSLOW为预设的天线低速角速率，FVSLOW的取值范围为3°/s～6°/s。
[0028] 步骤(7)中判断是否反转到最大信号处的方法为：减速计数器icnt减1，判断[0029] icnt≤0是否成立，
[0030] 若成立，则已反转动最大信号处，否则，未反转到最大信号处。
[0031] 所述天线的控制状态包括加速状态、减速状态和反转状态，加速状态是指天线从零速开始达到最大角速率的加速过程；减速状态是指天线从最大角速率开始逐渐减速到零速状态的过程，反转状态是指天线从减速到零速状态开始，反转加速到预定角速率的过程。
[0032] 本发明与现有技术相比的优点如下：
[0033] (1)本发明改变了现有技术将天线驱动角速率预设为一个固定常值的简单方法，采用了加减速的天线驱动方式，解决了天线急起急停的大动态操作；设计了天线方位轴最大卫星信号的扫描判断机制，即在整圈连续扫描基础上，利用两次法确定卫星最大信号，使天线方位轴能精确地获取卫星位置；又设计了天线反转驱动方法，采用精确的计数法驱动天线转动到卫星信号最大处，确保了天线快速精确地对准卫星。本发明采用加减速天线平滑驱动控制方法，确保了天线驱动角速率能平滑的增加到最大角速率和减小到零速，避免了天线的急起急停。同时利用精确的低速反转方法实现了天线精确的回到卫星信号最大处，确保了卫星指向精度。
[0034] (2)利用控制系数K0，实现卫星最大信号的两次法模糊检索机制。该方法采用模糊检测方法，将卫星有效信号确定为某个信号区间范围，相比现有技术中设置的单一常值门限值，可以极大地提高检索成功率；另外该检测机制还可以根据用户指标要求灵活配置控制系数K0，当K0接近于1.0时，检索条件较严苛，适用于对信号强度要求非常苛刻的场合。当K0较小时，检索条件较宽松，适用于对信号强度要求较低的场合。相比现有技术更加灵活方便，可用于各种不同指标的应用领域。
[0035] (3)本发明中的多个常值速率的设定，如低速角速率FVSLOW、天线驱动最大角速率FVMAX以及天线加减速增量值FSLOPE等，可以根据不同天线伺服系统的参数进行设置，方法灵活、实用。
附图说明
[0036] 图1为本发明的方法流程图；
[0037] 图2为本发明的驱动控制图。
[0038] 图3为本发明的驱动控制与一般控制方法启动1s时间内的比较图。
具体实施方式
[0039] 动中通(SOTM,Satcom On The Move)是“移动中的卫星地面站通信系统”的简称，其利用地球同步静止卫星作为通信信号的中转平台，实现其覆盖区域内的点到点、点到多点、多点到多点的实时通信。主要特点为：卫星覆盖区域大，不受地域、距离等因素限制，专用传输信道，传输带宽大，传输速率高；可实现远程视频图像、伴音、电话以及数据传输。所述动中通包括天线、天线控制系统、惯导系统。
[0040] 本发明提供了一种动中通寻星时天线方位轴的扫描控制方法，该方法首先在天线跟踪载体运动的基础上，通过加速过程驱动天线方位轴进行整圈扫描，并记录卫星信号最强点；然后当再次扫描到卫星信号最强点时，启动天线减速过程进行减速；最后当天线减速到预定速率后，设置天线反向转动过程，控制天线反向转动到卫星信号最强点，完成天线方位轴寻星时的扫描驱动控制。该方法解决了天线急起急停瞬间导致的系统不稳定问题，并通过实施有效地卫星最大信号的判断机制，实现了天线方位轴寻星时的扫描控制。
[0041] 如图1所示，本发明方法步骤如下：
[0042] (1)设置天线方位轴角度fYaw、驱动角速率fStep和控制周期T，初值均为零；设置控制状态为加速搜索状态；
[0043] 天线的控制状态包括加速状态、减速状态和反转状态，加速状态是指天线从零速开始达到最大角速率的加速过程；减速状态是指天线从最大角速率开始逐渐减速到零速状态的过程，反转状态是指天线从减速到零速状态开始，反转加速到预定角速率的过程。
[0044] (2)控制周期T开始计时，当到达预设控制周期时，进入步骤(3)；
[0045] (3)判断控制状态，若为加速状态，则执行步骤(4)，若为减速状态则执行步骤(6)，若为反转状态则执行步骤(7)；
[0046] (4)驱动角速率fStep加速，并限制驱动角速率的上限值，发送驱动角速率fStep给天线控制系统驱动天线方位轴转动；读取卫星信号值，之后进入步骤(5)；
[0047] 驱动角速率fStep加速，并限制驱动角速率的上限值具体为：令天线的驱动角速率fStep加速，即设置驱动角速率fStep为：fStep＝fStep+FSLOPE，其中，FSLOPE为天线加减速增量值；判断fStep≥FVMAX是否成立，若成立，则设置驱动角速率fStep为：fStep＝FVMAX，其中，FVMAX为天线驱动最大角速率。FVMAX为常值。
[0048] (5)令控制周期T清零；判断是否已完成卫星信号最大值扫描，具体方法为：
[0049] (a)首先判断天线方位轴角度fYaw是否大于等于一周，即天线方位轴角度fYaw＝fYaw+fStep，判断fYaw≥360°，若满足条件，则天线方位轴转动角度大于一周，否则转动角度未大于一周；
[0050] (b)然后判断是否再次检测到卫星信号最大值的方法为：读取当前周期卫星信号fSatV，判断fSatV≥K0·fSatV_Max，其中fSatV_Max为卫星信号最大值，K0为控制系数(0.85≤K0≤1.0)；若满足条件，则已经再次检测到卫星信号最大值，否则未再次检测到卫星信号最大值；
[0051] (c)最后判断是否同时满足(a)和(b)的检测条件，若满足条件，则已经完成卫星信号最大值扫描，否则未完成卫星信号最大值扫描。
[0052] 若完成扫描，则设置控制状态为减速状态，减速计数器icnt清零，之后返回步骤(2)；否则，直接返回步骤(2)；
[0053] (6)令控制周期T清零，减速计数器icnt加1；驱动角速率fStep减速，具体方法为：
[0054] fStep＝fStep-FSLOPE；
[0055] 并发送驱动角速率fStep给天线控制系统驱动天线方位轴转动，之后返回步骤(2)；判断天线是否减速到零速，具体方法为：
[0056] 判断fStep≤FVMIN，其中，FVMIN为预定零速；若满足条件，则已减速到零速，否则，未减速到零速。
[0057] 若已减速到零速，则设置控制状态为反转状态，之后返回步骤(2)，否则直接返回步骤(2)；
[0058] (7)令控制周期T清零；设置驱动角速率fStep低速反转，具体方法为：
[0059] fStep＝-FVSLOW，
[0060] 其中，FVSLOW为预设的天线低速角速率(FVSLOW为常值，FVSLOW的取值范围为3°/s～6°/s)。
[0061] 发送驱动角速率fStep给天线控制系统驱动天线方位轴反向转动，并判断是否反转到最大信号处，具体方法为：
[0062] 减速计数器icnt减1，判断
[0063] icnt≤0，
[0064] 若满足条件，则进入步骤(8)，否则，返回步骤(2)；
[0065] (8)令驱动角速率fStep清零，停止天线方位轴转动，完成寻星时天线方位轴的驱动控制。
[0066] 实施例：
[0067] 预设加减速增量FSLOPE＝0.0005°、低速角速率FVSLOW＝6°/s、最大角速率FVMAX＝40°/s，控制周期T＝0.005s，则本发明实现的驱动控制图为图2所示。图2中1段为加速状态段，2段为加速到最大角速率后的转动段，3段为找到信号最大点后的减速状态段，4段为最后的反转状态段。从图2可以看出，整个天线系统方位轴扫描过程很平滑，不存在急起急停的大动作情况。而且当检测到卫星信号最大值时，天线系统也在平滑减速。当转动角速度减速到零速时，由于反转角速率设置的范围合适，不会造成天线系统的不平稳现象。而且由于反转角度较小，反转时间只有几秒，只增加了几秒钟的天线系统初始寻星时间，一般可以忽略不计。
[0068] 为进一步说明本发明驱动控制方法能确保天线系统平稳，图3给出了本发明的驱动控制方法与一般控制方法在天线系统启动1s时间内的比较图。从图中可以看出，一般控制方法直接将角速率设置为40°/s，导致天线系统方位轴在1s时间内就从0°转到了40°，而本发明的驱动控制方法，初始角速率从零速开始到1s才加速到20°/s，而角度只完成了10.5°的转动，很好地实现了天线方位轴初始寻星时平稳控制。
