相控阵天线控制架构及其测试与波束控制方法与流程

本发明涉及遥测通信，更为具体地，涉及一种相控阵天线控制架构及其测试与波束控制方法。

背景技术：

1、在运载火箭天基遥测领域，天基终端是一种安装在运载火箭上，用于数据指令收发和处理的终端设备。在运载火箭的控制系统中，对于天基遥测系统来讲，主要是依靠天基终端实现对火箭进行跟踪、遥测与遥控；并通过相控阵天线对天基终端输出的已调射频信号进行功率放大，然后按控制指令控制波束指向天链中继卫星；相控阵天线具有延时低，精度高，功耗低，抗干扰能力强等优点，被广泛的应用于运载火箭的控制系统中。

2、在运载火箭的控制系统中，相控阵天线和天基终端通常会共同安装在运载火箭上用于数据指令收发和处理，在完成系统总装后，需要对相控阵天线（模组）在地面进行测试联调，一般包括暗室天线性能测试和外场对星试验等。在现有技术中，通常通过串口或网口的通信方式单独对相控阵天线进行测试，例如：专利cn116506031a提供了一种相控阵天线测试及控制设备、系统和方法；该专利通过串口或网口通信方式，实现与相控阵天线建立通信链路，对相控阵天线工作参数进行控制，对控制结果和相控阵天线上报的状态进行解析并进行界面实时显示，从而实现相控阵天线的控制和状态检测，不依赖基带单元，即可使操作人员能够快速便捷的对工作参数进行调整和记录，并能够对异常状态进行及时响应，保障相控阵天线工作的稳定性和可靠性。

3、然而，相控阵天线在安装在运载火箭上时，往往不是独立工作而是作为整个系统的一部分，而是作为整个系统的一部分受天基终端控制；在完成系统总装后，需要对相控阵天线进行调试测试，若使用现有的串口或网口的通信方式单独对相控阵天线进行测试（如上述现有技术所述），基于相控阵天线受控于天基终端控的原因，则无法满足当前的需求，这时，还需要根据整个系统重新设计测试方法，导致调试方式难以统一且过程繁杂，测试效率低下。

4、基于上述技术需求，亟需一种能够适用于相控阵天线受控于天基终端控环境的相控阵天线测试方案。

技术实现思路

1、鉴于上述问题，本发明的目的是提供一种相控阵天线控制架构，以解决现有的相控阵天线调试测试方法无法适用于相控阵天线受控于天基终端的问题。

2、本发明提供的相控阵天线控制架构，包括双向通信的天基终端模块和相控阵天线模块；所述天基终端模块包括程控单元；

3、所述程控单元用于接收外部的飞机控发送的飞行控制信号，并基于所述飞行控制信号向所述相控阵天线模块发送控制数据信息；

4、所述相控阵天线模块基于所述天基终端模块发送的控制数据信息实现火箭发射前的综合调试测试以及火箭发射过程中的波束控制。

5、此外，优选的方案是，所述程控单元还用于接收外部的以太网图像信息、pcm数据流信息以及所述相控阵天线模块发送的实时的天线状态信息，并对接收的三类数据信息进行统一pcm编帧生成pcm编帧数据信息；并且，

6、所述天基终端模块还包括调制单元，所述调制单元用于接收所述pcm编帧数据信息并进行调制，以生成频域数据信息；

7、所述相控阵天线模块还用于接收所述频域数据信息并发送至外部的卫星。

8、此外，优选的方案是，所述相控阵天线模块包括数据接口单元和数据处理单元；其中，

9、所述数据接口单元用于接收所述程控单元发送的控制数据信息，并向所述程控单元发送实时的所述指向状态信息；其中，所述指向状态信息包括阵元状态信息和阵元工作温度信息；

10、所述数据处理单元用于对所述控制数据信息进行解析，并基于解析后的控制数据信息以实现火箭发射前的综合调试测试以及火箭发射过程中的波束控制。

11、此外，优选的方案是，所述数据处理单元包括状态检测子单元，所述状态检测子单元用于检测实时的所述指向状态信息，并将实时的所述指向状态信息发送至所述数据接口单元。

12、此外，优选的方案是，所述数据处理单元包括参数装订子单元，所述相控阵天线模块的工作模式包括参数装订模式；其中，

13、所述参数装订模式用于通过所述参数装订子单元将调试测试过程中经过修正后的初相参数和器件id信息写入板载存储器中，供程序启动后调用。

14、此外，优选的方案是，所述相控阵天线模块的工作模式还包括小功率工作模式，所述小功率工作模式用于基于所述控制数据信息实现火箭发射前的综合调试测试。

15、此外，优选的方案是，所述数据处理单元还包括数据运算传递子单元，所述相控阵天线模块的工作模式还包括大功率工作模式；其中，

16、所述大功率工作模式用于基于所述控制数据信息通过所述数据运算传递子单元实现火箭发射过程中的波束控制。

17、另一方面，本发明还提供一种相控阵天线测试方法，所述测试方法基于前述的相控阵天线控制架构实现，所述测试方法包括：

18、所述天基终端模块基于于外部的飞机控发送的飞行控制信号向所述相控阵天线模块发送控制数据信息；

19、所述相控阵天线模块在小功率工作模式下，基于所述控制数据信息实现火箭发射前的综合调试测试。

20、另一方面，本发明还提供一种相控阵天线波束控制方法，所述波束控制方法基于前述相控阵天线控制架构实现，所述波束控制方法包括：

21、所述相控阵天线模块在大功率工作模式下，通过数据运算传递子单元基于所述控制数据信息实现火箭发射过程中的波束控制。

22、此外，优选的方案是，所述控制数据信息包括角度控制参数，所述角度控制参数包括方向角和仰视角；并且，所述相控阵天线模块通过所述数据运算传递子单元实现火箭发射过程中的波束控制的过程包括：

23、基于所述角度控制参数计算各阵元的指向方向对应x轴方向和z轴方向的单位波程差，计算公式如下：

24、，；其中，φ为方位角，θ为俯仰角，dx为x方向坐标轴距离，dz为z方向坐标轴距离，dx、dz均为已知数据，δdx为对应x轴方向的单位波程差，dz为对应z轴方向的单位波程差；

25、通过所述指向方向对应x轴方向和z轴方向的单位波程差，计算各阵元对应轴向的计算移相值，计算公式如下：

26、；

27、其中，λ为波长，为已知数据；δβ为计算移相值；

28、基于所述计算移相值，计算各阵元的移相理论设置值，计算公式如下：

29、，

30、其中，5.6为预设的一分度，δβspi为移相理论设置值；

31、基于各阵元的移相理论设置值通过查询移相控制真值表，确定各阵元的实际设定的阵元移相spi指令值；

32、通过各阵元的阵元移相spi指令值实现火箭发射过程中的波束控制。

33、和现有技术相比，上述根据本发明的相控阵天线控制架构及其测试方法和控制方法，有如下有益效果：

34、本发明提供的相控阵天线控制架构及其测试与波束控制方法，设置双向通信的天基终端模块和相控阵天线模块，并基于外部的飞机控发送的飞行控制信号，向相控阵天线模块发送控制数据信息；相控阵天线模块基于天基终端模块发送的控制数据信息实现火箭发射前的综合调试测试以及火箭发射过程中的波束控制。本发明提供的方案能够通过天基终端程控模块进行各阵元模块的功能、性能、工作状态的检查测试工作；并在火箭发射过程中进行波束控制，使波束指向天链中继卫星。相控阵天线测试和波束控制都是通过天基终端的程控单元进行控制的，能够解决现有相控阵天线只能单独进行测试，缺少系统级测试的问题，能够通过天基终端程控模块实现对相控阵天线测试，和工作的统一控制，简化了调试流程，提高了测试效率。

35、为了实现上述以及相关目的，本发明的一个或多个方面包括后面将详细说明并在权利要求中特别指出的特征。下面的说明以及附图详细说明了本发明的某些示例性方面。然而，这些方面指示的仅仅是可使用本发明的原理的各种方式中的一些方式。此外，本发明旨在包括所有这些方面以及它们的等同物。