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1、(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201410797817.6(22)申请日 2014.12.18H04B 7/185(2006.01)(71)申请人 中国电子科技集团公司第三十八研究所地址 230001 安徽省合肥市高新技术开发区香樟大道 199 号(72)发明人 周家喜 李景峰 刘金梅 王笃文王磊 刘磊(54) 发明名称直升机平台卫星通信终端(57) 摘要本发明公开的直升机平台卫星通信终端包括天馈系统、微波收发系统、卫星跟踪系统、综合控制系统、信号处理系统。天馈系统将来自微波收发系统的信号进行辐射，并接收空间卫星回波信号将其送到微波收发系统。微波收发系统将发射和接收信。
2、号分别变频、放大发送到天馈系统的发射天线和信号处理系统。卫星跟踪系统包括姿态测量分系统和伺服控制分系统。信号处理系统对卫星前向信号中携带的信息进行解调及基带处理，并送入综合控制系统 ；对直升机需要传送的视频数据进行处理产生数字基带信号，经 D/A 变换和正交调制形成中频信号，通过铰链送往上变频和功放模块，然后通过发射天线传输到卫星。(51)Int.Cl.(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请权利要求书2页 说明书7页 附图4页(10)申请公布号 CN 104467947 A(43)申请公布日 2015.03.25CN 104467947 A1/2 页21.直升机平台卫星通信终。
3、端，其特征在于 ：其包括天馈系统、微波收发系统、卫星跟踪系统、综合控制系统、信号处理系统 ；所述天馈系统与所述微波收发系统连接，所述天馈系统将来自所述微波收发系统的信号进行辐射，并接收空间卫星回波信号将其送到所述微波收发系统 ；所述微波收发系统将发射和接收信号分别变频、放大发送到所述天馈系统的发射天线和所述信号处理系统 ；所述卫星跟踪系统，主要由姿态测量分系统和伺服控制分系统两部分组成所述姿态测量分系统测定由于载机运动引起的天线转台的姿态角以及位置的变化，由所述伺服控制分系统控制所述天馈系统的天线伺服系统转动，天线波束扫描调整波束指向，确保天线准确对准卫星 ；所述综合控制系统用于控制系统中各个。
4、设备的工作，并将相应设备的工作状态显示出来；所述信号处理系统，对卫星前向信号中携带的信息进行解调及基带处理，并送入所述综合控制系统的综合控制计算机，对直升机需要传送的视频数据进行处理产生数字基带信号，经 D/A 变换和正交调制形成中频信号，通过铰链送往上变频和功放模块，然后通过发射天线传输到卫星。2.如权利要求 1 所述的直升机平台卫星通信终端，其特征在于 ：所述天馈系统的天线包括接收天线和发射天线，采用收发分开的方案，所述发射天线和所述接收天线分左右放置，所述发射天线实现右旋圆极化，所述接收天线实现左旋圆极化的工作方式，实现收发天线的隔离。3.如权利要求 2 所述的直升机平台卫星通信终端，其。
5、特征在于 ：所述天馈系统中的接收天线和发射天线均包括开口四脊波导、辐射矩形波导和馈电矩形波导，所述开口四脊波导为梅花状辐射缝隙，所述开口四脊波导与所述辐射矩形波导通过一字直缝耦合，所述辐射矩形波导与所述馈电矩形波导之间通过一字倾斜缝耦合。4.如权利要求 3 所述的直升机平台卫星通信终端，其特征在于 ：所述发射天线用于将来自激励源的射频信号通过发射天线背部的波导馈电网络送到发射天线阵面，通过改变发射天线阵面的梅花状的辐射缝隙把射频信号以右旋圆极化波的方式辐射出去，天线发射阵面主要由4个1/4子阵上下左右平移组成，这四块子阵单独独立馈电 ；所述接收天线接收来自空间的左旋圆极化波的信号，通过改变接收。
6、天线阵面梅花状的缝隙，将接收到的信号送到与其相连的接收模块，实现信号的放大处理，整个接收天线主要由两个 1/2 子阵上下平移组成，通过二合一波导合成网络合成为一个端口。5.如权利要求 1 所述的直升机平台卫星通信终端，其特征在于 ：所述微波收发系统包括接收微波链路和发射微波链路，所述接收微波链路将所述天馈系统传递过来的信号进行放大下变频到中频给所述信号处理系统，所述发射微波链路将所述信号处理系统发射过来的中频信号进行激励放大上变频为发射信号后通过所述天馈系统向空间辐射出去。6.如权利要求 5 所述的直升机平台卫星通信终端，其特征在于 ：所述微波收发系统还包括上行通道和下行通道 ；所述上行通道包。
7、括变频器、功分器、4 个 5W 固态移相功放模块，所述变频器将所述信号处理系统出来的70MHz上变到Ka波段，所述功分器将所述变频器出来的 Ka 波段信号进行 1 ：4 功分，送入 4 个 5W 固态移相功放模块 ；所述 4 个 5W 固态移相功权 利 要 求 书CN 104467947 A2/2 页3放模块将来自所述功分器的信号放大到达到要求的电平后对所述天馈系统的天线进行并联馈电 ；所述下行通道包括低噪声放大器、一次下变频、二次下变频，所述低噪声放大器将接所述天馈系统接收到的信号放大，送入所述一次下变频模块，所述一次下变频模块将所述低噪放放大器出来的信号从Ka频段混频为L频段，所述二次下变。
8、频模块将所述一次下变频模块送过来的信号通过功分 / 下变频后分别送入所述卫星跟踪系统和所述信号处理系统。7.如权利要求 1 所述的直升机平台卫星通信终端，其特征在于 ：所述卫星跟踪系统包括姿态测量分系统和伺服控制分系统，所述姿态测量分系统包括 GPS 天线和惯导单元，所述 GPS 天线接收 GPS 卫星信号送入所述惯导单元，所述惯导单元计算所述 GPS 天线接收的GPS 卫星信号，输出航姿信号和位置信息给所述伺服控制分系统 ；伺服控制分系统接收角度误差信息并结合载体和天线的姿态信息，控制天线对准卫星并实施跟踪和数据传输。8.如权利要求 7 所述的直升机平台卫星通信终端，其特征在于 ：所述伺服控。
9、制分系统包括伺服控制系统和跟踪转台，所述伺服控制系统包括伺服控制器、方位驱动电机、俯仰驱动电机、方位旋转变压器、俯仰旋转变压器、陀螺仪、电机驱动电源 ；所述伺服控制器接收所述惯导单元输入的航姿信号和位置信息，计算角速度控制指令，实时采样转台角速度信号，形成全数字位置、速度、和电流三闭环控制，同时利用所述陀螺仪感知飞机运动的角速度，输入到速度环，进行前馈控制，在天线指向预定目标后，检测到卫星信号强度，然后通过卫星信号强度幅值来指导天线的运动，形成信号检测大闭环控制 ；所述方位驱动电机驱动转台转动，实现天线方位向跟踪卫星 ；所述俯仰驱动电机驱动天线系统俯仰转动，实现天线俯仰向跟踪卫星 ；所述方位旋。
10、转变压器输出方位角度信息给所述伺服控制器 ；所述俯仰旋转变压器输出俯仰角度信息给所述伺服控制器 ；所述陀螺仪用来测定天线转动时候的速度量，可以分别测试出方位向转轴和俯仰向转轴的速度 ；所述电机驱动电源提供方位和俯仰驱动电机电源。9.如权利要求 1 所述的直升机平台卫星通信终端，其特征在于 ：所述综合控制系统包括中控计算机、监控分机和显示器，所述中控计算机使嵌入式计算机与板载可编程逻辑器件，主要完成对多串口和网络的收发控制、监测及对各种状态数据的显示 ；所述监控分机用于控制所述综合控制系统中各个设备的工作，并将相应设备的工作状态等送所述中控计算机显示 ；所述显示器用来显示各系统与设备的工作状态。。
11、10.如权利要求 1 所述的直升机平台卫星通信终端，其特征在于 ：所述信号处理系统包括调制解调模块、信道编译码模块和业务信息处理模块，所述调制解调模块进行信号调制解调，所述信道编译码模块进行信号编译码，所述业务信息处理模块进行信息转换。权 利 要 求 书CN 104467947 A1/7 页4直升机平台卫星通信终端技术领域0001 本发明涉及移动卫星通信技术领域，尤其是移动卫星通信系统的移动站体系的构造，具体涉及直升机平台卫星通信终端。背景技术0002 移动业务卫星通信是指舰船、飞机、车辆等利用卫星进行通信的业务，包括舰船之间、飞机之间、或它们与固定站之间的通信。伴随卫星技术的进步，卫星移动通。
12、信系统终端小型化、轻型化已成为可能，其中终端技术主要涉及天线和射频模块小型化技术。直升机以其垂直起降、低空飞行等特点在应急救援、救灾等方面凸显其作用，在上述情况下，往往地面通信网络中断，此时不依赖于地面网络的卫星通信业务服务可以发挥其重要作用。机载终端主要实现高精度实时跟踪卫星，将需要传输的信息进行编码、调制、变频放大等通过射频通道和天线向卫星发射出去 ；同时将接收来自天线的射频信号，进行放大变频、解调译码等解出信息，实现双向实时宽带通信功能。机载卫星通信对终端的安装条件提出了苛刻的要求，重量、体积、高度要求越低越好，特别是终端的高度，对飞机的启动性能、安全性都存在很大的影响。传统的抛物面天线。
13、存在剖面高度高，不适合于机载应用，当前国外都在大力发展基于平板阵列形式的低剖面天线技术。0003 如何降低直升机平台卫星通信终端的体积、重量、制造成本，适用于直升机平台的，可实现可靠双向宽带卫星通信的要求，解决旋翼导致的通信深衰落和高精度卫星跟踪是直升机平台卫星通信终端的关键问题，也是实际工程实现的瓶颈。发明内容0004 本发明的目的是提出一种直升机平台卫星通信终端，用以克服直升机机动性强导致动态跟踪卫星以及直升机旋翼遮挡导致的信号深衰落等问题，实现直升机平台的可靠双向宽带卫星通信终端以满足动态通信需求。0005 为了实现上述发明目的，本发明具体是这样实现的 ：直升机平台卫星通信终端，其包括天。
14、馈系统、微波收发系统、卫星跟踪系统、综合控制系统、信号处理系统 ；0006 所述天馈系统与所述微波收发系统连接，所述天馈系统将来自所述微波收发系统的信号进行辐射，并接收空间卫星回波信号将其送到所述微波收发系统 ；0007 所述微波收发系统将发射和接收信号分别变频、放大发送到所述天馈系统的发射天线和所述信号处理系统 ；0008 所述卫星跟踪系统，主要由姿态测量分系统和伺服控制分系统两部分组成，所述姿态测量分系统测定由于载机运动引起的天线转台的姿态角以及位置的变化，由所述伺服控制分系统控制所述天馈系统的天线伺服系统转动，天线波束扫描调整波束指向，确保天线准确对准卫星 ；0009 所述综合控制系统用。
15、于控制系统中各个设备的工作，并将相应设备的工作状态显示出来 ；说 明 书CN 104467947 A2/7 页50010 所述信号处理系统，对卫星前向信号中携带的信息进行解调及基带处理并送入所述综合控制系统的综合控制计算机，对直升机需要传送的视频数据进行处理产生数字基带信号，经 D/A 变换和正交调制形成中频信号，通过铰链送往上变频和功放模块，然后通过发射天线传输到卫星。0011 作为上述方案的进一步改进，所述天馈系统的天线包括接收天线和发射天线，采用收发分开的方案，所述发射天线和所述接收天线分左右放置，所述发射天线实现右旋圆极化，所述接收天线实现左旋圆极化的工作方式，实现收发天线的隔离。进一。
16、步地，所述天馈系统中的接收天线和发射天线均包括开口四脊波导、辐射矩形波导和馈电矩形波导，所述开口四脊波导为梅花状辐射缝隙，所述开口四脊波导与所述辐射矩形波导通过一字直缝耦合，所述辐射矩形波导与所述馈电矩形波导之间通过一字倾斜缝耦合。再进一步，所述发射天线用于将来自激励源的射频信号通过发射天线背部的波导馈电网络送到发射天线阵面，通过改变发射天线阵面的梅花状的辐射缝隙把射频信号以右旋圆极化波的方式辐射出去，天线发射阵面主要由 4 个 1/4 子阵上下左右平移组成，这四块子阵单独独立馈电 ；所述接收天线接收来自空间的左旋圆极化波的信号，通过改变接收天线阵面梅花状的缝隙，将接收到的信号送到与其相连的接。
17、收模块，实现信号的放大处理，整个接收天线主要由两个1/2 子阵上下平移组成，通过二合一波导合成网络合成为一个端口。0012 作为上述方案的进一步改进，所述微波收发系统包括接收微波链路和发射微波链路，所述接收微波链路将所述天馈系统传递过来的信号进行放大下变频到中频给所述信号处理系统，所述发射微波链路将所述信号处理系统发射过来的中频信号进行激励放大上变频为发射信号后通过所述天馈系统向空间辐射出去。进一步地，所述微波收发系统还包括上行通道和下行通道 ；所述上行通道包括变频器、功分器、4 个 5W 固态移相功放模块，所述变频器将所述信号处理系统出来的70MHz上变到Ka波段，所述功分器将所述变频器出来。
18、的Ka波段信号进行1 ：4功分，送入4个5W固态移相功放模块 ；所述4个5W固态移相功放模块将来自所述功分器的信号放大到达到要求的电平后对所述天馈系统的天线进行并联馈电 ；所述下行通道包括低噪声放大器、一次下变频、二次下变频，所述低噪声放大器将接所述天馈系统接收到的信号放大，送入所述一次下变频模块，所述一次下变频模块将所述低噪放放大器出来的信号从Ka频段混频为L频段，所述二次下变频模块将所述一次下变频模块送过来的信号通过功分 / 下变频后分别送入所述卫星跟踪系统和所述信号处理系统。0013 作为上述方案的进一步改进，所述卫星跟踪系统包括姿态测量分系统和伺服控制分系统，所述姿态测量分系统包括 G。
19、PS 天线和惯导单元，所述 GPS 天线接收 GPS 卫星信号送入所述惯导单元，所述惯导单元计算所述 GPS 天线接收的 GPS 卫星信号，输出航姿信号和位置信息给所述伺服控制分系统 ；伺服控制分系统接收角度误差信息并结合载体和天线的姿态信息，控制天线对准卫星并实施跟踪和数据传输。进一步地，所述伺服控制分系统包括伺服控制系统和跟踪转台，所述伺服控制系统包括伺服控制器、方位驱动电机、俯仰驱动电机、方位旋转变压器、俯仰旋转变压器、陀螺仪、电机驱动电源 ；所述伺服控制器接收所述惯导单元输入的航姿信号和位置信息，计算角速度控制指令，实时采样转台角速度信号，形成全数字位置、速度、和电流三闭环控制，同时利。
20、用所述陀螺仪感知飞机运动的角速度，输入到速度环，进行前馈控制，在天线指向预定目标后，检测到卫星信号强度，然后通过卫星信号强度幅值来指导天线的运动，形成信号检测大闭环控制 ；所述方位驱动电机驱动转台转说 明 书CN 104467947 A3/7 页6动，实现天线方位向跟踪卫星 ；所述俯仰驱动电机驱动天线系统俯仰转动，实现天线俯仰向跟踪卫星 ；所述方位旋转变压器输出方位角度信息给所述伺服控制器 ；所述俯仰旋转变压器输出俯仰角度信息给所述伺服控制器 ；所述陀螺仪用来测定天线转动时候的速度量，可以分别测试出方位向转轴和俯仰向转轴的速度 ；所述电机驱动电源提供方位和俯仰驱动电机电源。0014 作为上述方。
21、案的进一步改进，所述综合控制系统包括中控计算机、监控分机和显示器，所述中控计算机使嵌入式计算机与板载可编程逻辑器件主要完成对多串口和网络的收发控制、监测及对各种状态数据的显示 ；所述监控分机用于控制所述综合控制系统中各个设备的工作，并将相应设备的工作状态等送所述中控计算机显示 ；所述显示器用来显示各系统与设备的工作状态。0015 作为上述方案的进一步改进，所述信号处理系统包括调制解调模块、信道编译码模块和业务信息处理模块，所述调制解调模块进行信号调制解调，所述信道编译码模块进行信号编译码，所述业务信息处理模块进行信息转换。0016 综上所述，本发明采用先进的低剖面圆极化波导裂缝驻波阵列天线，高。
22、效的分布式馈电空间能量合成，以及高精度的卫星跟踪和高效缝隙处理技术，实现大动态高效双向宽带卫星通信，并充分利用系统可提供的资源以及规模生产技术，提高系统集成度和利用率，最大限度地减少终端的体积，重量并降低制造成本，满足大批量生产和调试的要求，进一步促进直升机平台卫星通信终端的实际应用，提高竞争力。附图说明0017 图 1 为直升平台卫星通信终端组成框图 ；0018 图 2 为天馈系统实物图 ；0019 图 3 为天馈系统的结构框图 ；0020 图 4 为微波收发系统组成框图 ；0021 图 5 为高精度卫星跟踪系统组成框图 ；0022 图 6 为综合控制系统组成框图 ；0023 图 7 为信号。
23、处理系统信号处理流程图。具体实施方式0024 本发明所述的直升机平台卫星通信终端，作为卫星应用的通信系统，通过各系统配合可实现直升机在飞行中，高精度跟踪卫星，大动态下双向高效宽带通信。下面结合附图和具体实施例对本发明所述直升机平台卫星通信终端进行详细说明。0025 如图 1 所示，本发明的直升机平台卫星通信终端包括天馈系统、微波收发系统、卫星跟踪系统、综合控制系统、信号处理系统。0026 所述天馈系统与所述微波收发系统连接，所述天馈系统将来自所述微波收发系统的信号进行辐射，并接收空间卫星回波信号将其送到所述微波收发系统。具体地，0027 如图 2 及图 3 所示，所述天馈系统主要通过高效率 K。
24、a 频段圆极化平板阵列天线和多通道并行分布式馈电方式实现。天馈系统直接与微波收发系统相连接，将接收的微波信号进行放大送给微波系统，同时将微波系统激励源的信号向空间辐射。所述天馈系统主要说 明 书CN 104467947 A4/7 页7由发射天线阵和接收天线阵组成。发射天线阵采用波导驻波缝隙天线阵实现右旋圆极化的工作方式，整个阵面由 4 个 1/4 子阵上下左右平移组成，这四块子阵单独独立馈电，经一分四的功分网络合成一个波束。接收天线阵同样采用波导驻波缝隙天线阵实现左旋圆极化的工作方式，整个接收天线由两个 1/2 子阵上下平移组成，通过二合一的波导合成网络合成为一个端口。0028 该圆极化天线主。
25、要由开口波导1、矩形辐射波导2、矩形馈电波导3构成，开口波导1与辐射波导2通过矩形辐射波导2宽边纵向一字缝隙耦合，辐射波导2与馈电波导3通过矩形馈电波导 3 宽边纵向一字倾斜缝隙耦合。开口波导 1 为对称的四脊波导，通过改变开口波导的高度，可以调整耦合激励的两个模式传输到开口面的相位，实现 90的相位差，从而实现圆极化，调整脊的高度，可以实现左旋或右旋圆极化。0029 在天线阵设计中采用波导耦合馈电的方式使天线和馈线形成一体，实现天线和馈线一体化，最大程度地降低天线的高度。发射天线阵由 4 块 1/4 子阵组成，每块子阵由 10根线阵组成，俯仰面通过耦合馈电，利用一根矩形波导便实现的对 10 。
26、根线阵的馈电。0030 发射天线由于分成 4 块，分别采用 4 个发射组件进行单独馈电，因此为了保证 4 个发射组件的幅度、相位的一致性，在发射天线背部安装了 4 个用于校正的同轴连接器。0031 所述天馈系统主要功能是将来自激励源的信号进行辐射，并接收空间回波信号将其送回到接收机。发射时，将来自激励源的射频信号通过发射天线背部的波导馈电网络送到发射天线阵面，通过改变发射天线阵面的梅花状的辐射缝隙把射频信号以右旋圆极化波的方式辐射出去。接收时，接收天线阵面接收来自空间的左旋圆极化波的信号，通过改变接收天线阵面梅花状的缝隙，将接收到的信号送到与其相连的微波收发系统，实现信号的放大处理。所述天馈系。
27、统主要通过高效率 Ka 频段圆极化平板阵列天线和多通道并行分布式馈电方式实现。0032 所述微波收发系统包括接收和发射两个微波链路，一端与天馈系同相连，另一端与信号处理系统相连。接收链路将天馈系统传递过来的信号进行放大下变频到中频给信号处理系统，发射链路经信号处理系统发射过来的中频信号进行激励放大上变频为发射信号通过天馈系统向空间辐射出去。0033 接收链路中天线接收卫星的信号，经过低噪声放大器和下变频器后变频为 L 波段中频信号，再通过双路铰链送往舱内的二次下变频器，最终输出一路 L 波段的信号、两路互为备份的 140MHz 中频信息信号和分别对应两路中频信号的信号强度指示信号。发射链路接收。
28、来自信号处理系统的 70MHz 中频信号，经过双路铰链上传至上变频器，变频到 Ka 频段后在经过 1 ：4 功分器分别传输至 5W 固态移相功放模块，信号放大后经天线发射至中继卫星，4 个 5W 固态移相功放模块自身带有移相器，具备调相功能，以保证经过功分器后的四个通道之间相位一致性。0034 所述微波收发系统分为上行通道和下行通道两部分，上行通道对信号处理系统来的中频信号进行变频激励放大，下行通道对信号进行低噪声放大然后送入信号处理系统。如图 4 所示，所述微波收发系统包括上行链路与下行链路，上行链路中包括功放 ( 含移相器 )、功分器和上变频 ；下行链路中包括 LNA、下变频 1 和下变频。
29、 2。以上行链路为例说明微波收发系统工作流程，首先信号处理系统传过来的中频信号给上变频模块，通过此模块使信号转换到天线辐射的频率，然后信号进入功分器，将信号进行 1 ：4 功分后给 5W 固态移相说 明 书CN 104467947 A5/7 页8功放模块，电信号经过移相末级放大后进入馈线，通过天线向空间辐射出去。下行链路与上行链路过程相反，首先天线接收的信号通过馈线进入低噪放模块 (LNA) 进行低噪声放大，然后进行下变频 1 模块进行一次下变频，再经过下变频 2 变为中频给信号处理系统。0035 所述卫星跟踪系统完成载机姿态改变下的卫星跟踪，确保机载终端准确对星。所述卫星跟踪系统由姿态测量和。
30、伺服控制两部分组成。姿态测量系统负责测定由于载机运动引起的天线转台的姿态角 ( 方位角、俯仰角及横滚角 ) 以及位置 ( 经度、纬度及高度 ) 的变化，将测量信息传给伺服控制系统的伺服控制分机，由伺服控制分系统控制天线伺服系统转动，天线波束扫描调整波束指向，确保天线准确对准卫星。伺服控制分系统接收信号处理分机送来的角度误差信息，结合载体和天线的姿态信息，控制天线对准卫星并实施跟踪和数据传输。上述两个分系统配合实现终端对卫星的跟踪，确保终端天线波束准确指向卫星。0036 如图 5 所示，所述卫星跟踪系统包括姿态测量系统和伺服控制系统两部分组成。姿态测量系统主要由 GPS 天线和惯导单元组成，伺服。
31、控制系统主要由伺服控制器、控制系统电源、转台、方位驱动电机、俯仰驱动电机、陀螺仪、电机驱动电源组成。GPS 天线接收 GPS卫星信号送入惯导单元输出航姿信号和位置信息经过伺服控制器坐标转换后，命令天线指向目标，同时接收安装在转台上的陀螺实时测量载机的运动姿态进行指向修正，以隔离载机运动带来航姿影响。0037 所述伺服控制器接收陀螺仪、惯性组合导航系统输出的载机航向、姿态等信号。根据天线波速指向指令，经过软件运算完成隔离载机角运动补偿功能。控制器计算角速度控制指令，实时采样转台角速度信号，形成全数字位置、速度、和电流三闭环控制。同时，利用惯导角速率陀螺敏感飞机运动的角速度，输入到速度环，进行前馈。
32、控制，起到了隔离载体运动、减小动态角度误差的作用，在天线指向预定目标后，检测到卫星信号强度，然后通过卫星信号强度幅值来指导天线的运动，形成信号检测大闭环控制。0038 所述驱动器采用 ELMO HOR10/60R 无刷电机驱动器，该驱动器可以独立工作在位置控制，速度控制和电流控制几种工作模式下面，我们在本系统中让驱动器工作在速度控制模式下，驱动器作用是将控制器发过来的转动命令进行放大驱动电机运动的功率放大器件，其方位电机和俯仰电机分别各配备一台电机驱动器 ；驱动器与控制器通过 RS232 通讯口进行数据交换，接收控制器的指令。0039 所述陀螺仪用来测定天线转动时候的速度量，两轴陀螺可以分别测。
33、试出方位向转轴和俯仰向转轴的速度，利用陀螺测试出来的速度进行载体的运动补偿速度环控制。陀螺采用 +5VDC 供电，通过 RS422 通讯接口将测出的速度传递给控制器。0040 所述导航系统采用高精度姿态方位组合导航系统，该系统使用两个高精度高动态的 GPS 接收机作为卫星信号传感器，利用载波相位差分技术，精确计算出运动载体的方位角 ；加以高精度光纤惯性测量单元辅助测姿导航 ；当 GPS 信号受到干扰后，通过光纤惯性测量单元的保持，在一定时间内，仍然可以输出高精度数据。0041 所述综合控制系统，对整个系统进行综合控制处理，其主要功能包括 ：接收来自伺服控制系统的各类状态信息并显示 ；接收信号处。
34、理系统的各类信息并显示 ；接收业务接入终端的各类信息并显示 ；提供用户接口，实现对伺服控制系统、调制解调器、业务接入系统的人工干预。所述综合控制系统提供人机接口，实现伺服控制板、调制解调器、业务系统的各类信息显示和通过中控计算机完成对伺服控制板、调制解调器、业务系统的人工干预。说 明 书CN 104467947 A6/7 页90042 如图 6 所示，所述综合控制分系统包括中控计算机、监控分机和显示器。计算机根据系统所担负的任务，提供相应的显示界面。监控分机用于控制系统中各个设备的工作，并将相应设备的工作状态等送计算机显示。0043 所述中控计算机使用数字逻辑公司的 ADLS15PC168-E。
35、48PC/104 嵌入式计算机，与板载可编程逻辑器件配合组成。运行 Windows XP 操作系统，主要完成对多串口和网络的收发控制、监测及对各种状态数据的显示。通过 RS232 串口监测和控制伺服系统对星的角度和工作状态，通过两个 RS422 串口监测和控制调制解调模块的工作状态，通过网络或串口完成对业务系统的监测与控制。经过对各系统与重要设备的监测与控制，实时的将各系统与设备的工作状态显示到界面上，可以及时发现各系统及设备存在的问题，并对故障单元进行报警。0044 所述信号处理系统根据任务要求，对卫星信号中携带的信息进行解调，并送综合控制计算机 ；对直升机需要传送的视频数据进行处理产生数字。
36、基带信号，经 D/A 变换和正交调制形成中频信号，通过铰链送往上变频和功放模块，然后通过发射天线传输到卫星。0045 所述信号处理系统进行信号的调制解调以及信息处理工作，将微波收发系统发送过来的中频信号进行解调以及信息基带处理，将业务信息进行基带处理后调制到中频转发给微波系统进行上变频后通过天线向卫星发射出去。0046 如图 7 所示，所述信号处理分系统，包括调制解调模块、信道编译码模块和业务信息处理模块。调制解调模块对接收信号进行解调然后送入信道编译码模块解码，然后通过业务信息处理模块获得业务信息，发射信号过程与上述接收信号过程反过来。由于直升机旋翼的遮挡，接收信号会被周期性地深衰落，发射信。
37、号则需控制在旋翼的缝隙内进行。旋翼检测算法是实现对发射信号实时控制的必须手段，检测的作用是获取前向分集合并的控制信息，并为反向传输提供突发时间和帧长的参考。检测模块根据接收信号的功率大小，检测出能量上升沿和下降沿的位置，从而确定衰落周期和占空比，给出接收信号的有效使能。检测方法采用了基于 LMS 的预测估计和能量检测相结合的方式，可以有效检测到周期性的遮挡。由于前向信号被旋翼遮挡出现的周期性地衰落，会造成数据的损失，为在收端恢复出信号，前向采用时间分集机制。0047 本发明所述的直升机平台卫星通信终端适用于 Ka 频段的卫星通信，适合载体对终端要求中等剖面的情况，以下是本发明所述的直升机平台卫。
38、星通信终端主要技术指标如下：0048 工作频率 ：Ka0049 信息速率 ：前向 ：512kbps0050 返向 ：1.024Mbps/2.048Mbps/3.096Mbps 三档可调0051 跟踪范围 ：方位 ：360无限0052 俯仰 ：0 900053 跟踪速度 ：角速度 ： 60 /s0054 角加速度 ： 80 /s20055 跟踪精度 ： 1/10 波束宽度。0056 综上所述，本发明采用先进的低剖面圆极化波导裂缝驻波阵列天线，高效的分布式馈电空间能量合成，以及高精度的卫星跟踪和高效缝隙处理技术，实现大动态高效双向说 明 书CN 104467947 A7/7 页10宽带卫星通信，并充分利用系统可提供的资源以及规模生产技术，提高系统集成度和利用率，最大限度地减少终端的体积，重量并降低制造成本，满足大批量生产和调试的要求，进一步促进直升机平台卫星通信终端的实际应用，提高竞争力。说 明 书CN 104467947 A。