直升機平臺衛星通信終端的制作方法
【專利摘要】本發明公開的直升機平臺衛星通信終端包括天饋系統、微波收發系統、衛星跟蹤系統、綜合控制系統、信號處理系統。天饋系統將來自微波收發系統的信號進行輻射，并接收空間衛星回波信號將其送到微波收發系統。微波收發系統將發射和接收信號分別變頻、放大發送到天饋系統的發射天線和信號處理系統。衛星跟蹤系統包括姿態測量分系統和伺服控制分系統。信號處理系統對衛星前向信號中攜帶的信息進行解調及基帶處理，并送入綜合控制系統；對直升機需要傳送的視頻數據進行處理產生數字基帶信號，經D/A變換和正交調制形成中頻信號，通過鉸鏈送往上變頻和功放模塊，然后通過發射天線傳輸到衛星。
【專利說明】直升機平臺衛星通信終端
【技術領域】
[0001]本發明涉及移動衛星通信【技術領域】，尤其是移動衛星通信系統的移動站體系的構造，具體涉及直升機平臺衛星通信終端。
【背景技術】
[0002]移動業務衛星通信是指艦船、飛機、車輛等利用衛星進行通信的業務，包括艦船之間、飛機之間、或它們與固定站之間的通信。伴隨衛星技術的進步，衛星移動通信系統終端小型化、輕型化已成為可能，其中終端技術主要涉及天線和射頻模塊小型化技術。直升機以其垂直起降、低空飛行等特點在應急救援、救災等方面凸顯其作用，在上述情況下，往往地面通信網絡中斷，此時不依賴于地面網絡的衛星通信業務服務可以發揮其重要作用。機載終端主要實現高精度實時跟蹤衛星，將需要傳輸的信息進行編碼、調制、變頻放大等通過射頻通道和天線向衛星發射出去；同時將接收來自天線的射頻信號，進行放大變頻、解調譯碼等解出信息，實現雙向實時寬帶通信功能。機載衛星通信對終端的安裝條件提出了苛刻的要求，重量、體積、高度要求越低越好，特別是終端的高度，對飛機的啟動性能、安全性都存在很大的影響。傳統的拋物面天線存在剖面高度高，不適合于機載應用，當前國外都在大力發展基于平板陣列形式的低剖面天線技術。
[0003]如何降低直升機平臺衛星通信終端的體積、重量、制造成本，適用于直升機平臺的，可實現可靠雙向寬帶衛星通信的要求，解決旋翼導致的通信深衰落和高精度衛星跟蹤是直升機平臺衛星通信終端的關鍵問題，也是實際工程實現的瓶頸。
【發明內容】
[0004]本發明的目的是提出一種直升機平臺衛星通信終端，用以克服直升機機動性強導致動態跟蹤衛星以及直升機旋翼遮擋導致的信號深衰落等問題，實現直升機平臺的可靠雙向寬帶衛星通信終端以滿足動態通信需求。
[0005]為了實現上述發明目的，本發明具體是這樣實現的:直升機平臺衛星通信終端，其包括天饋系統、微波收發系統、衛星跟蹤系統、綜合控制系統、信號處理系統；
[0006]所述天饋系統與所述微波收發系統連接，所述天饋系統將來自所述微波收發系統的信號進行輻射，并接收空間衛星回波信號將其送到所述微波收發系統；
[0007]所述微波收發系統將發射和接收信號分別變頻、放大發送到所述天饋系統的發射天線和所述信號處理系統；
[0008]所述衛星跟蹤系統，主要由姿態測量分系統和伺服控制分系統兩部分組成，所述姿態測量分系統測定由于載機運動引起的天線轉臺的姿態角以及位置的變化，由所述伺服控制分系統控制所述天饋系統的天線伺服系統轉動，天線波束掃描調整波束指向，確保天線準確對準衛星；
[0009]所述綜合控制系統用于控制系統中各個設備的工作，并將相應設備的工作狀態顯示出來；
[0010]所述信號處理系統，對衛星前向信號中攜帶的信息進行解調及基帶處理，并送入所述綜合控制系統的綜合控制計算機，對直升機需要傳送的視頻數據進行處理產生數字基帶信號，經D/A變換和正交調制形成中頻信號，通過鉸鏈送往上變頻和功放模塊，然后通過發射天線傳輸到衛星。
[0011]作為上述方案的進一步改進，所述天饋系統的天線包括接收天線和發射天線，采用收發分開的方案，所述發射天線和所述接收天線分左右放置，所述發射天線實現右旋圓極化，所述接收天線實現左旋圓極化的工作方式，實現收發天線的隔離。進一步地，所述天饋系統中的接收天線和發射天線均包括開口四脊波導、輻射矩形波導和饋電矩形波導，所述開口四脊波導為梅花狀輻射縫隙，所述開口四脊波導與所述輻射矩形波導通過一字直縫耦合，所述輻射矩形波導與所述饋電矩形波導之間通過一字傾斜縫耦合。再進一步，所述發射天線用于將來自激勵源的射頻信號通過發射天線背部的波導饋電網絡送到發射天線陣面，通過改變發射天線陣面的梅花狀的輻射縫隙把射頻信號以右旋圓極化波的方式輻射出去，天線發射陣面主要由4個1/4子陣上下左右平移組成，這四塊子陣單獨獨立饋電；所述接收天線接收來自空間的左旋圓極化波的信號，通過改變接收天線陣面梅花狀的縫隙，將接收到的信號送到與其相連的接收模塊，實現信號的放大處理，整個接收天線主要由兩個1/2子陣上下平移組成，通過二合一波導合成網絡合成為一個端口。
[0012]作為上述方案的進一步改進，所述微波收發系統包括接收微波鏈路和發射微波鏈路，所述接收微波鏈路將所述天饋系統傳遞過來的信號進行放大下變頻到中頻給所述信號處理系統，所述發射微波鏈路將所述信號處理系統發射過來的中頻信號進行激勵放大上變頻為發射信號后通過所述天饋系統向空間輻射出去。進一步地，所述微波收發系統還包括上行通道和下行通道；所述上行通道包括變頻器、功分器、4個5W固態移相功放模塊，所述變頻器將所述信號處理系統出來的70MHz上變到Ka波段，所述功分器將所述變頻器出來的Ka波段信號進行1:4功分,送入4個5W固態移相功放模塊；所述4個5W固態移相功放模塊將來自所述功分器的信號放大到達到要求的電平后對所述天饋系統的天線進行并聯饋電；所述下行通道包括低噪聲放大器、一次下變頻、二次下變頻，所述低噪聲放大器將接所述天饋系統接收到的信號放大，送入所述一次下變頻模塊，所述一次下變頻模塊將所述低噪放放大器出來的信號從Ka頻段混頻為L頻段，所述二次下變頻模塊將所述一次下變頻模塊送過來的信號通過功分/下變頻后分別送入所述衛星跟蹤系統和所述信號處理系統。
[0013]作為上述方案的進一步改進，所述衛星跟蹤系統包括姿態測量分系統和伺服控制分系統，所述姿態測量分系統包括GPS天線和慣導單元，所述GPS天線接收GPS衛星信號送入所述慣導單元，所述慣導單元計算所述GPS天線接收的GPS衛星信號，輸出航姿信號和位置信息給所述伺服控制分系統；伺服控制分系統接收角度誤差信息并結合載體和天線的姿態信息，控制天線對準衛星并實施跟蹤和數據傳輸。進一步地，所述伺服控制分系統包括伺服控制系統和跟蹤轉臺，所述伺服控制系統包括伺服控制器、方位驅動電機、俯仰驅動電機、方位旋轉變壓器、俯仰旋轉變壓器、陀螺儀、電機驅動電源；所述伺服控制器接收所述慣導單元輸入的航姿信號和位置信息，計算角速度控制指令，實時采樣轉臺角速度信號，形成全數字位置、速度、和電流三閉環控制，同時利用所述陀螺儀感知飛機運動的角速度，輸入到速度環，進行前饋控制，在天線指向預定目標后，檢測到衛星信號強度，然后通過衛星信號強度幅值來指導天線的運動，形成信號檢測大閉環控制；所述方位驅動電機驅動轉臺轉動，實現天線方位向跟蹤衛星；所述俯仰驅動電機驅動天線系統俯仰轉動，實現天線俯仰向跟蹤衛星；所述方位旋轉變壓器輸出方位角度信息給所述伺服控制器；所述俯仰旋轉變壓器輸出俯仰角度信息給所述伺服控制器；所述陀螺儀用來測定天線轉動時候的速度量，可以分別測試出方位向轉軸和俯仰向轉軸的速度；所述電機驅動電源提供方位和俯仰驅動電機電源。
[0014]作為上述方案的進一步改進，所述綜合控制系統包括中控計算機、監控分機和顯示器，所述中控計算機使嵌入式計算機與板載可編程邏輯器件，主要完成對多串口和網絡的收發控制、監測及對各種狀態數據的顯示；所述監控分機用于控制所述綜合控制系統中各個設備的工作，并將相應設備的工作狀態等送所述中控計算機顯示；所述顯示器用來顯示各系統與設備的工作狀態。
[0015]作為上述方案的進一步改進，所述信號處理系統包括調制解調模塊、信道編譯碼模塊和業務信息處理模塊，所述調制解調模塊進行信號調制解調，所述信道編譯碼模塊進行信號編譯碼，所述業務信息處理模塊進行信息轉換。
[0016]綜上所述，本發明采用先進的低剖面圓極化波導裂縫駐波陣列天線，高效的分布式饋電空間能量合成，以及高精度的衛星跟蹤和高效縫隙處理技術，實現大動態高效雙向寬帶衛星通信，并充分利用系統可提供的資源以及規模生產技術，提高系統集成度和利用率，最大限度地減少終端的體積，重量并降低制造成本，滿足大批量生產和調試的要求，進一步促進直升機平臺衛星通信終端的實際應用，提高競爭力。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0017]圖1為直升平臺衛星通信終端組成框圖；
[0018]圖2為天饋系統實物圖；
[0019]圖3為天饋系統的結構框圖；
[0020]圖4為微波收發系統組成框圖；
[0021]圖5為聞精度衛星跟蹤系統組成框圖；
[0022]圖6為綜合控制系統組成框圖；
[0023]圖7為信號處理系統信號處理流程圖。
【具體實施方式】
[0024]本發明所述的直升機平臺衛星通信終端，作為衛星應用的通信系統，通過各系統配合可實現直升機在飛行中，高精度跟蹤衛星，大動態下雙向高效寬帶通信。下面結合附圖和具體實施例對本發明所述直升機平臺衛星通信終端進行詳細說明。
[0025]如圖1所示，本發明的直升機平臺衛星通信終端包括天饋系統、微波收發系統、衛星跟蹤系統、綜合控制系統、信號處理系統。
[0026]所述天饋系統與所述微波收發系統連接，所述天饋系統將來自所述微波收發系統的信號進行輻射，并接收空間衛星回波信號將其送到所述微波收發系統。具體地，
[0027]如圖2及圖3所示，所述天饋系統主要通過高效率Ka頻段圓極化平板陣列天線和多通道并行分布式饋電方式實現。天饋系統直接與微波收發系統相連接，將接收的微波信號進行放大送給微波系統，同時將微波系統激勵源的信號向空間輻射。所述天饋系統主要由發射天線陣和接收天線陣組成。發射天線陣采用波導駐波縫隙天線陣實現右旋圓極化的工作方式，整個陣面由4個1/4子陣上下左右平移組成，這四塊子陣單獨獨立饋電，經一分四的功分網絡合成一個波束。接收天線陣同樣采用波導駐波縫隙天線陣實現左旋圓極化的工作方式，整個接收天線由兩個1/2子陣上下平移組成，通過二合一的波導合成網絡合成為一個端口。
[0028]該圓極化天線主要由開口波導1、矩形輻射波導2、矩形饋電波導3構成，開口波導I與輻射波導2通過矩形輻射波導2寬邊縱向一字縫隙耦合，輻射波導2與饋電波導3通過矩形饋電波導3寬邊縱向一字傾斜縫隙耦合。開口波導I為對稱的四脊波導，通過改變開口波導的高度，可以調整耦合激勵的兩個模式傳輸到開口面的相位，實現90°的相位差，從而實現圓極化，調整脊的高度，可以實現左旋或右旋圓極化。
[0029]在天線陣設計中采用波導耦合饋電的方式使天線和饋線形成一體，實現天線和饋線一體化，最大程度地降低天線的高度。發射天線陣由4塊1/4子陣組成，每塊子陣由10根線陣組成，俯仰面通過耦合饋電，利用一根矩形波導便實現的對10根線陣的饋電。
[0030]發射天線由于分成4 ±夾，分別采用4個發射組件進行單獨饋電，因此為了保證4個發射組件的幅度、相位的一致性，在發射天線背部安裝了 4個用于校正的同軸連接器。
[0031]所述天饋系統主要功能是將來自激勵源的信號進行輻射，并接收空間回波信號將其送回到接收機。發射時，將來自激勵源的射頻信號通過發射天線背部的波導饋電網絡送到發射天線陣面，通過改變發射天線陣面的梅花狀的輻射縫隙把射頻信號以右旋圓極化波的方式輻射出去。接收時，接收天線陣面接收來自空間的左旋圓極化波的信號，通過改變接收天線陣面梅花狀的縫隙，將接收到的信號送到與其相連的微波收發系統，實現信號的放大處理。所述天饋系統主要通過高效率Ka頻段圓極化平板陣列天線和多通道并行分布式饋電方式實現。
[0032]所述微波收發系統包括接收和發射兩個微波鏈路，一端與天饋系同相連，另一端與信號處理系統相連。接收鏈路將天饋系統傳遞過來的信號進行放大下變頻到中頻給信號處理系統，發射鏈路經信號處理系統發射過來的中頻信號進行激勵放大上變頻為發射信號通過天饋系統向空間輻射出去。
[0033]接收鏈路中天線接收衛星的信號，經過低噪聲放大器和下變頻器后變頻為L波段中頻信號，再通過雙路鉸鏈送往艙內的二次下變頻器，最終輸出一路L波段的信號、兩路互為備份的140MHz中頻信息信號和分別對應兩路中頻信號的信號強度指示信號。發射鏈路接收來自信號處理系統的70MHz中頻信號，經過雙路鉸鏈上傳至上變頻器，變頻到Ka頻段后在經過1:4功分器分別傳輸至5W固態移相功放模塊，信號放大后經天線發射至中繼衛星，4個5W固態移相功放模塊自身帶有移相器，具備調相功能，以保證經過功分器后的四個通道之間相位一致性。
[0034]所述微波收發系統分為上行通道和下行通道兩部分，上行通道對信號處理系統來的中頻信號進行變頻激勵放大，下行通道對信號進行低噪聲放大然后送入信號處理系統。如圖4所示，所述微波收發系統包括上行鏈路與下行鏈路，上行鏈路中包括功放(含移相器)、功分器和上變頻；下行鏈路中包括LNA、下變頻I和下變頻2。以上行鏈路為例說明微波收發系統工作流程，首先信號處理系統傳過來的中頻信號給上變頻模塊，通過此模塊使信號轉換到天線輻射的頻率，然后信號進入功分器，將信號進行1:4功分后給5W固態移相功放模塊，電信號經過移相末級放大后進入饋線，通過天線向空間輻射出去。下行鏈路與上行鏈路過程相反，首先天線接收的信號通過饋線進入低噪放模塊(LNA)進行低噪聲放大，然后進行下變頻I模塊進行一次下變頻，再經過下變頻2變為中頻給信號處理系統。
[0035]所述衛星跟蹤系統完成載機姿態改變下的衛星跟蹤，確保機載終端準確對星。所述衛星跟蹤系統由姿態測量和伺服控制兩部分組成。姿態測量系統負責測定由于載機運動引起的天線轉臺的姿態角(方位角、俯仰角及橫滾角)以及位置(經度、緯度及高度)的變化，將測量信息傳給伺服控制系統的伺服控制分機，由伺服控制分系統控制天線伺服系統轉動，天線波束掃描調整波束指向，確保天線準確對準衛星。伺服控制分系統接收信號處理分機送來的角度誤差信息，結合載體和天線的姿態信息，控制天線對準衛星并實施跟蹤和數據傳輸。上述兩個分系統配合實現終端對衛星的跟蹤，確保終端天線波束準確指向衛星。
[0036]如圖5所示，所述衛星跟蹤系統包括姿態測量系統和伺服控制系統兩部分組成。姿態測量系統主要由GPS天線和慣導單元組成，伺服控制系統主要由伺服控制器、控制系統電源、轉臺、方位驅動電機、俯仰驅動電機、陀螺儀、電機驅動電源組成。GPS天線接收GPS衛星信號送入慣導單元輸出航姿信號和位置信息經過伺服控制器坐標轉換后，命令天線指向目標，同時接收安裝在轉臺上的陀螺實時測量載機的運動姿態進行指向修正，以隔離載機運動帶來航姿影響。
[0037]所述伺服控制器接收陀螺儀、慣性組合導航系統輸出的載機航向、姿態等信號。根據天線波速指向指令，經過軟件運算完成隔離載機角運動補償功能。控制器計算角速度控制指令，實時采樣轉臺角速度信號，形成全數字位置、速度、和電流三閉環控制。同時，利用慣導角速率陀螺敏感飛機運動的角速度，輸入到速度環，進行前饋控制，起到了隔離載體運動、減小動態角度誤差的作用，在天線指向預定目標后，檢測到衛星信號強度，然后通過衛星信號強度幅值來指導天線的運動，形成信號檢測大閉環控制。
[0038]所述驅動器采用ELMO H0R10/60R無刷電機驅動器，該驅動器可以獨立工作在位置控制，速度控制和電流控制幾種工作模式下面，我們在本系統中讓驅動器工作在速度控制模式下，驅動器作用是將控制器發過來的轉動命令進行放大驅動電機運動的功率放大器件，其方位電機和俯仰電機分別各配備一臺電機驅動器；驅動器與控制器通過RS232通訊口進行數據交換，接收控制器的指令。
[0039]所述陀螺儀用來測定天線轉動時候的速度量，兩軸陀螺可以分別測試出方位向轉軸和俯仰向轉軸的速度，利用陀螺測試出來的速度進行載體的運動補償速度環控制。陀螺采用+5VDC供電，通過RS422通訊接口將測出的速度傳遞給控制器。
[0040]所述導航系統采用高精度姿態方位組合導航系統，該系統使用兩個高精度高動態的GPS接收機作為衛星信號傳感器，利用載波相位差分技術，精確計算出運動載體的方位角；加以高精度光纖慣性測量單元輔助測姿導航；當GPS信號受到干擾后，通過光纖慣性測量單元的保持，在一定時間內，仍然可以輸出高精度數據。
[0041]所述綜合控制系統，對整個系統進行綜合控制處理，其主要功能包括:接收來自伺服控制系統的各類狀態信息并顯示；接收信號處理系統的各類信息并顯示；接收業務接入終端的各類信息并顯示；提供用戶接口，實現對伺服控制系統、調制解調器、業務接入系統的人工干預。所述綜合控制系統提供人機接口，實現伺服控制板、調制解調器、業務系統的各類信息顯示和通過中控計算機完成對伺服控制板、調制解調器、業務系統的人工干預。
[0042]如圖6所示，所述綜合控制分系統包括中控計算機、監控分機和顯示器。計算機根據系統所擔負的任務，提供相應的顯示界面。監控分機用于控制系統中各個設備的工作，并將相應設備的工作狀態等送計算機顯示。
[0043]所述中控計算機使用數字邏輯公司的ADLS15PC168-E48PC/104嵌入式計算機，與板載可編程邏輯器件配合組成。運行Windows XP操作系統，主要完成對多串口和網絡的收發控制、監測及對各種狀態數據的顯示。通過RS232串口監測和控制伺服系統對星的角度和工作狀態，通過兩個RS422串口監測和控制調制解調模塊的工作狀態，通過網絡或串口完成對業務系統的監測與控制。經過對各系統與重要設備的監測與控制，實時的將各系統與設備的工作狀態顯示到界面上，可以及時發現各系統及設備存在的問題，并對故障單元進行報警。
[0044]所述信號處理系統根據任務要求，對衛星信號中攜帶的信息進行解調，并送綜合控制計算機；對直升機需要傳送的視頻數據進行處理產生數字基帶信號，經D/A變換和正交調制形成中頻信號，通過鉸鏈送往上變頻和功放模塊，然后通過發射天線傳輸到衛星。
[0045]所述信號處理系統進行信號的調制解調以及信息處理工作，將微波收發系統發送過來的中頻信號進行解調以及信息基帶處理，將業務信息進行基帶處理后調制到中頻轉發給微波系統進行上變頻后通過天線向衛星發射出去。
[0046]如圖7所示，所述信號處理分系統，包括調制解調模塊、信道編譯碼模塊和業務信息處理模塊。調制解調模塊對接收信號進行解調然后送入信道編譯碼模塊解碼，然后通過業務信息處理模塊獲得業務信息，發射信號過程與上述接收信號過程反過來。由于直升機旋翼的遮擋，接收信號會被周期性地深衰落，發射信號則需控制在旋翼的縫隙內進行。旋翼檢測算法是實現對發射信號實時控制的必須手段，檢測的作用是獲取前向分集合并的控制信息，并為反向傳輸提供突發時間和幀長的參考。檢測模塊根據接收信號的功率大小，檢測出能量上升沿和下降沿的位置，從而確定衰落周期和占空比，給出接收信號的有效使能。檢測方法采用了基于LMS的預測估計和能量檢測相結合的方式，可以有效檢測到周期性的遮擋。由于前向信號被旋翼遮擋出現的周期性地衰落，會造成數據的損失，為在收端恢復出信號，前向米用時間分集機制。
[0047]本發明所述的直升機平臺衛星通信終端適用于Ka頻段的衛星通信，適合載體對終端要求中等剖面的情況，以下是本發明所述的直升機平臺衛星通信終端主要技術指標如下:
[0048]工作頻率:Ka
[0049]信息速率:前向:512kbps
[0050]返向:1.024Mbps/2.048Mbps/3.096Mbps 三檔可調
[0051]跟蹤范圍:方位:360°無限
[0052]俯仰:0。?90。
[0053]跟蹤速度:角速度:彡60° /s
[0054]角加速度:彡80° /s2
[0055]跟蹤精度:< 1/10波束寬度。
[0056]綜上所述，本發明采用先進的低剖面圓極化波導裂縫駐波陣列天線，高效的分布式饋電空間能量合成，以及高精度的衛星跟蹤和高效縫隙處理技術，實現大動態高效雙向寬帶衛星通信，并充分利用系統可提供的資源以及規模生產技術，提高系統集成度和利用率，最大限度地減少終端的體積，重量并降低制造成本，滿足大批量生產和調試的要求，進一步促進直升機平臺衛星通信終端的實際應用，提高競爭力。
【權利要求】
1.直升機平臺衛星通信終端，其特征在于:其包括天饋系統、微波收發系統、衛星跟蹤系統、綜合控制系統、信號處理系統； 所述天饋系統與所述微波收發系統連接，所述天饋系統將來自所述微波收發系統的信號進行輻射，并接收空間衛星回波信號將其送到所述微波收發系統； 所述微波收發系統將發射和接收信號分別變頻、放大發送到所述天饋系統的發射天線和所述信號處理系統； 所述衛星跟蹤系統，主要由姿態測量分系統和伺服控制分系統兩部分組成，所述姿態測量分系統測定由于載機運動引起的天線轉臺的姿態角以及位置的變化，由所述伺服控制分系統控制所述天饋系統的天線伺服系統轉動，天線波束掃描調整波束指向，確保天線準確對準衛星； 所述綜合控制系統用于控制系統中各個設備的工作，并將相應設備的工作狀態顯示出來； 所述信號處理系統，對衛星前向信號中攜帶的信息進行解調及基帶處理，并送入所述綜合控制系統的綜合控制計算機，對直升機需要傳送的視頻數據進行處理產生數字基帶信號，經D/A變換和正交調制形成中頻信號，通過鉸鏈送往上變頻和功放模塊，然后通過發射天線傳輸到衛星。
2.如權利要求1所述的直升機平臺衛星通信終端，其特征在于:所述天饋系統的天線包括接收天線和發射天線，采用收發分開的方案，所述發射天線和所述接收天線分左右放置，所述發射天線實現右旋圓極化，所述接收天線實現左旋圓極化的工作方式，實現收發天線的隔尚。
3.如權利要求2所述的直升機平臺衛星通信終端，其特征在于:所述天饋系統中的接收天線和發射天線均包括開口四脊波導、輻射矩形波導和饋電矩形波導，所述開口四脊波導為梅花狀輻射縫隙，所述開口四脊波導與所述輻射矩形波導通過一字直縫耦合，所述輻射矩形波導與所述饋電矩形波導之間通過一字傾斜縫耦合。
4.如權利要求3所述的直升機平臺衛星通信終端，其特征在于:所述發射天線用于將來自激勵源的射頻信號通過發射天線背部的波導饋電網絡送到發射天線陣面，通過改變發射天線陣面的梅花狀的輻射縫隙把射頻信號以右旋圓極化波的方式輻射出去，天線發射陣面主要由4個1/4子陣上下左右平移組成，這四塊子陣單獨獨立饋電；所述接收天線接收來自空間的左旋圓極化波的信號，通過改變接收天線陣面梅花狀的縫隙，將接收到的信號送到與其相連的接收模塊，實現信號的放大處理，整個接收天線主要由兩個1/2子陣上下平移組成，通過二合一波導合成網絡合成為一個端口。
5.如權利要求1所述的直升機平臺衛星通信終端，其特征在于:所述微波收發系統包括接收微波鏈路和發射微波鏈路，所述接收微波鏈路將所述天饋系統傳遞過來的信號進行放大下變頻到中頻給所述信號處理系統，所述發射微波鏈路將所述信號處理系統發射過來的中頻信號進行激勵放大上變頻為發射信號后通過所述天饋系統向空間輻射出去。
6.如權利要求5所述的直升機平臺衛星通信終端，其特征在于:所述微波收發系統還包括上行通道和下行通道；所述上行通道包括變頻器、功分器、4個5W固態移相功放模塊，所述變頻器將所述信號處理系統出來的70MHz上變到Ka波段，所述功分器將所述變頻器出來的Ka波段信號進行1:4功分,送入4個5W固態移相功放模塊；所述4個5W固態移相功放模塊將來自所述功分器的信號放大到達到要求的電平后對所述天饋系統的天線進行并聯饋電；所述下行通道包括低噪聲放大器、一次下變頻、二次下變頻，所述低噪聲放大器將接所述天饋系統接收到的信號放大，送入所述一次下變頻模塊，所述一次下變頻模塊將所述低噪放放大器出來的信號從Ka頻段混頻為L頻段，所述二次下變頻模塊將所述一次下變頻模塊送過來的信號通過功分/下變頻后分別送入所述衛星跟蹤系統和所述信號處理系統。
7.如權利要求1所述的直升機平臺衛星通信終端，其特征在于:所述衛星跟蹤系統包括姿態測量分系統和伺服控制分系統，所述姿態測量分系統包括GPS天線和慣導單元，所述GPS天線接收GPS衛星信號送入所述慣導單元，所述慣導單元計算所述GPS天線接收的GPS衛星信號，輸出航姿信號和位置信息給所述伺服控制分系統；伺服控制分系統接收角度誤差信息并結合載體和天線的姿態信息，控制天線對準衛星并實施跟蹤和數據傳輸。
8.如權利要求7所述的直升機平臺衛星通信終端，其特征在于:所述伺服控制分系統包括伺服控制系統和跟蹤轉臺，所述伺服控制系統包括伺服控制器、方位驅動電機、俯仰驅動電機、方位旋轉變壓器、俯仰旋轉變壓器、陀螺儀、電機驅動電源；所述伺服控制器接收所述慣導單元輸入的航姿信號和位置信息，計算角速度控制指令，實時采樣轉臺角速度信號，形成全數字位置、速度、和電流三閉環控制，同時利用所述陀螺儀感知飛機運動的角速度，輸入到速度環，進行前饋控制，在天線指向預定目標后，檢測到衛星信號強度，然后通過衛星信號強度幅值來指導天線的運動，形成信號檢測大閉環控制；所述方位驅動電機驅動轉臺轉動，實現天線方位向跟蹤衛星；所述俯仰驅動電機驅動天線系統俯仰轉動，實現天線俯仰向跟蹤衛星；所述方位旋轉變壓器輸出方位角度信息給所述伺服控制器；所述俯仰旋轉變壓器輸出俯仰角度信息給所述伺服控制器；所述陀螺儀用來測定天線轉動時候的速度量，可以分別測試出方位向轉軸和俯仰向轉軸的速度；所述電機驅動電源提供方位和俯仰驅動電機電源。
9.如權利要求1所述的直升機平臺衛星通信終端，其特征在于:所述綜合控制系統包括中控計算機、監控分機和顯示器，所述中控計算機使嵌入式計算機與板載可編程邏輯器件，主要完成對多串口和網絡的收發控制、監測及對各種狀態數據的顯示；所述監控分機用于控制所述綜合控制系統中各個設備的工作，并將相應設備的工作狀態等送所述中控計算機顯示；所述顯示器用來顯示各系統與設備的工作狀態。
10.如權利要求1所述的直升機平臺衛星通信終端，其特征在于:所述信號處理系統包括調制解調模塊、信道編譯碼模塊和業務信息處理模塊，所述調制解調模塊進行信號調制解調，所述信道編譯碼模塊進行信號編譯碼，所述業務信息處理模塊進行信息轉換。
【文檔編號】H04B7/185GK104467947SQ201410797817
【公開日】2015年3月25日 申請日期:2014年12月18日 優先權日:2014年12月18日
【發明者】周家喜, 李景峰, 劉金梅, 王篤文, 王磊, 劉磊 申請人:中國電子科技集團公司第三十八研究所