卫星轨道模拟测试系统 技术领域：
本发明与激光通信有关，特别是一种模拟两颗卫星之间相对运动过程中的卫星轨道模拟测试系统。该系统将用在地面实验室内对卫星间激光通信系统进行有关跟瞄参数测试性能验证与评估等，也可为星间激光通信的研制提供一种分析实验结果的新技术，从技术角度来看，该系统属于大口径、精密控制的光机电装置。
技术背景：
星间激光通信技术(Inter-Orbit Satellite Laser Communications)是指利用激光束作为信息载体，实现两个应用目标之间的一种通信方式，它的重点通信范围包括低轨-低轨(LEO-LEO)、低轨-同步轨道(LEO-GEO)和同步轨道-同步轨道(GEO-GEO)，其应用空间目标包括同步轨道、中轨道、低轨道等卫星或其它航空航天飞行器的光学终端等。这里所说的各种轨道是指：低轨(500-1500公里，指离地球表面高度，下同)，中轨(3000-25000公里)和同步轨道(36000公里)等。它比起传统的射频(RF)卫星通信技术具有诸多优势及巨大的发展潜力，这已是众多专家学者的共识。由于轨道卫星数目的急剧增加，加之RF通信技术的发射和接收角相对较大，易使各条轨道中卫星通信发生串扰，因而每条轨道所能容纳的卫星数目也大为减少。星间激光通信系统以其拥有较窄的发射和接受角，较为精确地捕获、跟踪和瞄准(ATP)的功能很好地解决了这个问题。目前星间光通信系统是空间光通信技术重点发展的研究方向之一。
由于星间激光通信系统在飞行在轨测试之前，必须经过一个在地面上模拟轨道运行环境下的参数测试和验证阶段，因此在地面实验室内，必须具备的一个重要的环节是创建一个能够模拟卫星运行轨迹的装置。该装置同卫星微波通信系统中已有的装置在功能上有所不同，原因在于光束的宽度较窄，在空间实现对准、跟踪及通信等过程相对较难。因此，在目前无直接可利用产品的情况下，重点开展卫星和光学轨迹模拟的新型装置的研发工作，是非常重要的，也是非常必要的。它将用于模拟两颗卫星之间光通信中的跟踪和瞄准过程。
在已有的实现卫星轨迹模拟装置的技术方案中，在先技术[1](参见G.Planche，et al.，SILEX final ground testing and in flightperformances assessment.Proc.SPIE Vol.3615，64-77)采用由电机直接拖动卫星光学通信系统运动的方案，即卫星光学通信系统将按已设计好的空间轨迹数据来模拟实际的空间运动，用于测试和验证两颗卫星之间有关的跟瞄特征参数。该方法可以模拟卫星的一维运动状态，可以完成两个卫星光学通信系统之间的捕获及跟瞄等参数测试。由于该方案是直接由电机驱动光学通信系统运动，因此占地面积较大，机械精度要求很高，用它来模拟复杂的卫星运行轨迹比较困难。
在先技术[2](参见Optical Guide 5，Chapter 10，page 12)和在先技术[3](参见祖继峰等专利，申请号：No.03129234.8，2003年6月)提到利用旋转双棱镜装置实现激光束在特定范围内的二维扫描。其基本原理是利用两个电机分别带动两个棱镜旋转，当某一激光束沿棱镜的旋转方向入射后，经过两个棱镜折射后激光束可以在一个特定的圆锥内连续偏转，该偏转角度等效于卫星定位于空间上某一方向上的角度，利用这一原理就达到模拟一定的卫星轨迹的目的。采用控制双光楔旋转的工作方式，来模拟卫星光通信系统信标光束的扫描运动，从而代替两个卫星之间的相对运动。此方法的核心是维持两个待测试的卫星光学通信系统不运动，而使卫星光通信系统发出激光束，通过旋转双光楔产生产生偏转，以光束的偏转角度的变化来代表两个待测试的卫星光学通信系统在空间中的运动。利用这种方法，由于光楔顶角取值不能过大，所以其扫描角度范围有限，且其控制用算法相对复杂。
发明内容：
本发明要解决的技术问题是克服上述已有的技术困难，提供一种控制方式简单、技术上可行的卫星轨道模拟测试系统，从而可以解决在星间激光通信中两卫星之间的任意俯仰角和方位角的跟瞄和轨道模拟这一难题。
本发明的基本原理
在模拟同步轨道卫星和低轨卫星光学通信系统之间的跟瞄和通信过程中，由于两颗卫星沿其自身运动轨道上运行，使同步卫星与低轨卫星之间的连线和同步卫星与地心连线的夹角也在变化，这个夹角可以分解为同步卫星与低轨卫星的俯仰角θ和方位角。卫星轨道间的跟瞄及模拟过程实际上就等效于两颗卫星之间俯仰角θ(t)和方位角(t)的跟瞄和模拟过程，此处忽略两卫星之间的空间距离r(t)变化，因为星间激光通信中的距离效应对系统的影响可通过改变信标和通信用光束的功率模拟，故这一参数可以不予考虑。利用已知通信卫星轨道的俯仰角θ(t)和方位角(t)经过角度变换成地面某万向转台的水平转角β1(t)和垂直转角β2(t)来模拟两卫星间的相对位置运动。
θ(t)、(t)与β1(t)、β2(t)关系可表示为：
cosθ(t)＝cosβ1(t)cosβ2(t)
由上两式计算得到β1(θ，)和β2(θ，)的函数表达式。如果输入一个指定时刻的方位数据对[θ(t)，(t)]，经过上式计算就能得到一个对应的万向转台的水平转角和垂直转角数据对[β(t)1，β2(t)]。[β(t)1，β2(t)]的输出结果就等效了在先技术[2]中旋转双光楔的作用，它可以模拟一颗卫星对于另一颗卫星的相对运动。固定于万向转台上的被测激光通信终端将负责模拟对于这一相对运动的跟瞄，它将随着万向转台的转动而调整他的姿态，即调整其水平轴和垂直轴的转角[β′1(t)，β′2(t)]，使它始终跟踪到来自由模拟光学终端出射的激光束。
本发明的具体技术方案如下：
一种卫星轨道模拟测试系统，包括模拟光学终端、主控计算机、被测激光通信终端，其特征在于还有：
测控驱动系统，该测控驱动系统包括角度转换电路，该角度转换电路的输入端接主控计算机，其输出分两路，一路经垂直轴电机控制电路和放大驱动电路接垂直轴力矩电机，垂直轴角位移传感器安装在垂直轴的万向转架旋转结构的垂直轴上，该垂直轴角位移传感器的输出接垂直轴电机控制电路；另一路经水平轴电机控制电路和放大驱动电路接水平轴力矩电机，水平轴角位移传感器安装在水平轴万向转架旋转结构的水平轴上，其输出接水平轴电机控制电路；
万向转台，由带垂直轴的万向转架旋转结构和带水平轴的万向转架旋转结构构成，该带水平轴的万向转架旋转结构通过其水平轴安装在带垂直轴的万向转架旋转结构之内，万向转架旋转结构的垂直轴端设有垂直轴力矩电机，水平轴的万向转架旋转结构的水平轴端设有水平轴力矩电机；
所述的被测激光通信终端的垂直轴和水平轴的交点与万向转台的机械结构垂直轴和水平轴的交点相重合，而且模拟光学终端的发射/接受光轴穿过该交点；
所述的主控计算机内设有被模拟卫星的俯仰角和方位角数据对的数据库。
所述的模拟光学终端包括通信激光器模块和信标激光器模块。
所述的通信激光器模块和信标激光器模块是带有准直的输出波长为λ＝800～1550nm的半导体激光器。
所述的主控计算机还有将被测模拟卫星的俯仰角和方位角数据对θ(t)、(t)转换成万向转台垂直轴和水平轴转角数据对β1(t)、β2(t)的软件，而所述的测控驱动系统不再设置角度转换电路。
本发明的技术效果：
本发明与在先技术[1]，在先技术[2]、[3]的不同之处在于，本发明是直接通过驱动万向转台高精度的转动，以产生模拟卫星轨道的等效俯仰角和方位角。其优点在于，它能在俯仰角-60°＜θ＜60°和方位角0°＜＜360°的一个很大的范围内模拟不同轨道高度之间的卫星间的激光通信过程，比在先技术[2]所能模拟等效模拟俯仰角-15°＜θ＜15°，方位角0°＜＜360°范围大了许多，更能适合模拟实际卫星轨道的任务，并且随着输入轨道数据的不同，可以灵活的模拟从高轨到中规以至低轨的一系列轨道。由此可见，本发明具有适用性广、实用性强、结构简单、控制链和传动链短、控制精度高、占地面积小等特点。
附图说明：
图1为本发明卫星轨道模拟测试系统的结构原理和控制示意图。
图2为本发明卫星轨道模拟测试系统的万向转台4的机械结构示意图。
具体实施方式：
首先请参阅图1和图2，图1为本发明卫星轨道模拟测试系统实施例的结构原理和控制示意图。由图可见，本发明卫星轨道模拟测试系统，由五大部分组成：
1、模拟光学终端1
模拟光学终端1中包括通信激光器11和信标激光器12
2、主控计算机2；
3、测控驱动系统3，包括角度转换电路31，垂直轴电机控制电路32和放大驱动电路33，垂直轴角位移传感器34，水平轴电机控制电路35和放大驱动电路36，水平轴角位移传感器37。
4、万向转台4，包括垂直轴力矩电机41，水平轴力矩电机42，带垂直轴的万向转架旋转结构43、带水平轴的万向转架旋转结构44，该带水平轴的万向转架旋转结构44通过其水平轴安装在带垂直轴的万向转架旋转结构43之内。
5、被测激光通信终端5
上述各部分的功能如下：
一、模拟光学终端1
模拟光学终端1的用途是发射达到星间激光通信要求的接近平面波的模拟远场激光光束。通信激光器模块11和信标激光器模块12以特定的波长输出光束。通信激光模块11和信标激光模块12可选用带有准直的输出波长为λ＝800～1550nm的半导体激光器(LD)，为使输出功率达到星间激光通信功能要求，可使半导体激光器组成阵列经过光纤耦合方式输出。在模拟光学终端1中经由发射透镜的激光束的发射口径为φ350mm。
二、主控计算机2
主控计算机2协调整个系统的功能模拟过程，它主要负责控制模拟光学终端1中的通信激光器模块11、信标激光模块12按照星间激光通信的要求发射激光束。此外，它还必须向控制驱动系统3提供相对俯仰角和方位角等控制参数。一方面将卫星间轨道参数，控制时间信息、轨道模拟范围等模拟过程所必须的初始数据能够输入主控计算机的存储器；另一方面，它也能通过其输出界面向外界显示卫星轨道模拟仿真的结果，诸如模拟精度、实际模拟范围以及其它一些轨道模拟和跟瞄的指标参数。
三、控制驱动系统3
控制驱动系统3根据主控计算机2提供的的俯仰角θ(t)和方位角(t)的数据对经角度变换电路31转变成万向转台4的垂直轴和水平轴转角数据对[β1(t)，β2(t)]，通过控制垂直轴控制电路32、垂直轴放大驱动电路33和水平轴控制电路35、水平轴放大驱动电路36产生相应的驱动万向转台4的水平轴力矩电机42和垂直轴41的电压信号，使他们按照等效于两卫星作相互运动时相应的垂直轴和水平轴转角位置信息[β1(t)，β2(t)]进行二维空间转动。另外，角位移传感器34、37分别感测万向转台4垂直轴和水平轴的实际角位移大小[β′1(t)，β′2(t)]，向控制电路输出负反馈信号，构成闭环控制回路。
四、万向转台4
万向转台4由垂直轴力矩电机41、水平轴力矩电机42、带垂直轴的万向转架旋转结构43、带水平轴的万向转架旋转结构44组成。它是模拟两卫星间相对俯仰角和方位角的主要机构。其机械结构简图参见附图2。
五、被测激光通信终端5
被测激光通信终端5为一能够二维转动经纬仪结构，该被测激光通信终端5负责模拟对两个通信卫星之间相对角度变化的跟瞄，它将随着万向转台4的转动调整它的姿态，即调整其水平轴和垂直轴的转角[β′1(t)，β′2(t)]，使它的光学口径内始终能够接收到来自模拟光学终端出射的激光束，即能够始终跟踪因为万向转台4的二维转动所模拟的卫星间轨道方位角的变化。
被测激光通信终端5不是本发明要求保护的对象，在此不详细描述，但该被测激光通信终端5的垂直轴和水平轴的交点必须作到与万向转台4的机械结构垂直轴和水平轴的交点相重合，且模拟光学终端1的发射/接受光轴穿过该交点。
本发明卫星轨道模拟测试系统，整个轨道模拟系统的各个部分通过主控计算机2组成一个精密的轨道模拟、跟瞄系统，它能在地面上完成星间激光通信中卫星间的轨道模拟和跟瞄的过程。
本发明通过精密驱动垂直轴转角β1(t)和水平轴转角β2(t)的万向转台带动被测光学通信终端5来模拟高轨卫星与低轨卫星之间的俯仰角θ(t)及方位角(t)的变化。在该系统中，将已知的相对于高轨卫星运动的低轨卫星的详细轨道数据—即随时间变化的两卫星间俯仰角和方位角数据对[θ(t)，(t)]，经由角度转换电路31处理后将低轨卫星俯仰角和方位角数据对[θ(t)，(t)]转换为万向转台4的垂直轴和水平轴转角数据对[β1(t)，β2(t)]，该数据对被送入垂直轴控制电路32和水平轴控制电路35，然后分别经放大驱动电路33、36后产生垂直轴和水平轴力矩电机的驱动电压，分别控制垂直轴力矩电机41和水平轴力矩电机42转动，把角位移传递给二维旋转的垂直框架结构43和水平框架结构44的转轴。万向转台4根据力矩电机的驱动作二维转动，这个二维转动的过程就等效于两卫星之间相对轨道运动，由此就达到了轨道模拟的目的。
本实施例是一种大口径、高精度的卫星轨迹光学模拟装置，模拟光学终端发射、接收光学口径φ350mm，被测光学终端通光口径φ250mm，可以用于同步卫星与低轨卫星之间跟瞄过程的参数测试。卫星实际运动的轨道俯仰角θ(t)以及方位角(t)数据根据角度变换关系转换为模拟装置输出的水平转角β1(t)和垂直转角β2(t)数据。
本发明可以模拟的角度区域参数为：满足空间两颗卫星之间可视通信的俯仰角范围为-60°＜θ(t)＜60°，方位角范围为0°＜(t)＜360°(设以高轨卫星与地心连线为对称轴)。由于本发明对于万向转台4的转动角位移误差要求较高，所以本装置采用了在垂直轴和水平轴上附加光电码盘角位移传感器34、37实时采集两个转动轴的转角信息，然后向主控计算机2实时反馈实际的角位移数据对[β′1(t)，β′2(t)]，与此同时，[β′1(t)，β′2(t)]与由已知的俯仰角和方位角数据对[θ(t)，(t)]经过角度转换电路31变换后所得的万向转台的垂直轴和水平轴转角数据对[β1(t)，β2(t)]进行差分运算，计算后得到的差值作为调整控制信号，继续输入控制电路32、35和放大驱动电路33、36作为驱动信号驱动力矩电机34、37作修正转动，由此构成闭环负反馈方式的控制系统。此装置目标位置[β1(t)，β2(t)]的转角误差可以控制在毫弧度量级。
很显然，本发明省去角度转换电路31，由主控计算机2来完成角度转换工作是完全可行的。
在本实施例中，初始设计参数要求该装置能够满足模拟两颗卫星之间的俯仰角-60°＜θ＜60°，方位角0°＜＜360°范围激光通信。模拟光学终端的光学出射口径为φ350mm，被测激光通信终端的光学口径为φ250mm，这样使模拟光学终端得出射光线能够完全覆盖被测激光通信终端得光学口径。万向转台垂直轴和水平轴的交点与被测激光通信终端垂直轴和水平轴的交点要求重合，并且模拟光学终端的输出光轴要穿过该点，以保证初始轴线对齐以及后续的输出转角为先前所定义的垂直轴涉水平轴转角[β1(t)，β2(t)]。
万向转台4的基本结构采用优质铝合金，其垂直轴和水平轴由力矩电机直接驱动。为保证万向转台4机械结构满足能在垂直轴和水平轴进行精密转动，可采用高精度的成对向心角轴承，本实施例选用由日本NSK公司生产的高精度轴承系列。另外，万向转台4的机械还必须作到结构重量轻，刚度高，便于移动与运输且不遮挡激光束等特点。
本实施例选用微机作为主控计算机配以辅助输入输出接口，选择美国德摩根(DeMorgen)公司生产的永磁式直流力矩电机作为万向转台垂直轴和水平轴的驱动电机，这种电机属于低速直流伺服电动机，它广泛应用于各种高精度传动系统中，能够使用在堵转或低速情况下。其特点为堵转力矩大，空载转速低，不需要任何减速装置可直接驱动负载，过载能力强等。在实际应用中，长期堵转时有能产生足够大的转矩而不易损坏等优点。本方案中两个力矩电机输出不用齿轮啮合而是直接驱动万向转台两个轴的负载，作为位置和低速随动系统中的执行元件，既能消除齿隙又能缩短了传动链，并具有反应速度快、特性线性度好、共振频率高等优点，因而提高了本系统的稳定性及静态动态精度。另外，角位移传感器采用包含多个码道、按二进制规律组合的光学码盘。码盘的输出接A/D转换电路，反馈给主控制单片机可实现高精度的角位移控制。