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一、天线的几个重要参数介绍1.天线的输入阻抗天线的输入阻抗是天线馈电端输入电压与输入电流的比值。
天线与馈线的连接，最佳情形是天线输入阻抗是纯电阻且等于馈线的特性阻抗，这时馈线终端没有功率反射，馈线上没有驻波，天线的输入阻抗随频率的变化比较平缓。
天线的匹配工作就是消除天线输入阻抗中的电抗分量，使电阻分量尽可能地接近馈线的特性阻抗。
匹配的优劣一般用四个参数来衡量，即反射系数，行波系数，驻波比和回波损耗，四个参数之间有固定的数值关系，使用那一个纯出于习惯。
在我们日常维护中，用的较多的是驻波比和回波损耗。
驻波比：它是行波系数的倒数，其值在1到无穷大之间。
驻波比为1，表示完全匹配；驻波比为无穷大表示全反射，完全失配。
在移动通信系统中，一般要求驻波比小于1.5。
回波损耗：它是反射系数绝对值的倒数，以分贝值表示。
回波损耗的值在0dB的到无穷大之间，回波损耗越大表示匹配越差，回波损耗越大表示匹配越好。
0表示全反射，无穷大表示完全匹配。
在移动通信系统中，一般要求回波损耗大于14dB。
2.天线的极化方式所谓天线的极化，就是指天线辐射时形成的电场强度方向。
当电场强度方向垂直于地面时，此电波就称为垂直极化波；当电场强度方向平行于地面时，此电波就称为水平极化波。
由于电波的特性，决定了水平极化传播的信号在贴近地面时会在大地表面产生极化电流，极化电流因受大地阻抗影响产生热能而使电场信号迅速衰减，而垂直极化方式则不易产生极化电流，从而避免了能量的大幅衰减，保证了信号的有效传播。
因此，在移动通信系统中，一般均采用垂直极化的传播方式。
另外，随着新技术的发展，最近又出现了一种双极化天线。
就其设计思路而言，一般分为垂直与水平极化和±45°极化两种方式，性能上一般后者优于前者，因此目前大部分采用的是±45°极化方式。
双极化天线组合了+45°和-45°两副极化方向相互正交的天线，并同时工作在收发双工模式下，大大节省了每个小区的天线数量；同时由于±45°为正交极化，有效保证了分集接收的良好效果。
创新实验课作业报告姓名：王紫潇苗成国学号：1121830101 1121830106 专业：飞行器环境与生命保障工程课题一双轴驱动机构转角到天线波束空间指向课题意义：随着科学技术的迅猛发展，特别是航天科技成果不断向军事、商业领域的转化，航天科技得到了极大的发展，航天器机构朝着高精度、高可靠性的方向发展。
因此对航天机构的可靠性、精度、寿命等要求越来越高，对航天器机构精度的要求显得愈发突出，无论是航天器自身的工作，还是航天器在轨服务都对其精度有着严格的要求。
航天器中的外伸指向机构通常指的是星载天线机构，星载天线是航天器对地通信的主要设备，肩负着对地通信的主要任务，同时随着卫星导航的广泛应用，星载天线就愈发的重要起来，而其指向精度的要求就愈发的突出，指向精度不足，将会导致通信信号质量下降，卫星导航精度下降等结果。
民用方面移动通信和车载导航等，军用方面舰船导航、精确打击等这些都对星载天线的指向精度有着极高的依赖性。
因此，星载天线的指向精度是非常重要的。
要保证星载天线的指向精度，首先就是要确保星载天线驱动机构在地指向精度分析的正确性，只有这样才能对接下来的在轨指向精度分析和指向误差补偿进行分析。
星载天线驱动机构的末端位姿误差主要来源于机构的结构参数误差和热变形误差，这些误差是驱动机构指向误差最原始的根源，由于受实际生产加工装配能力和空间环境的限制，这些引起末端指向误差的零部件结构参数误差是必须进行合理控制的，引起结构参数变化的热影响因素是必须加以考虑的，只有这样才能使在轨天线驱动机构指向精度动态分析和误差补偿都得到较理想的结果。
纵观整个星载天线驱动机构末端位姿误差的分析，提出源于结构参数误差和热变形误差引起的星载天线驱动机构末端位姿误差的研究是必要的。
发展现状：星载天线最初大多是以固定形式与卫星本体相连的，仅仅通过增大天线波束宽度和覆盖面积来提高其工作范围，对其精度要求不是很高，但是随着航天科技的不断发展和市场需求的不断变化，这就要求，星载天线要具备一定的自由度，因此促使了星载天线双轴驱动机构的发展。
有关罗盘也叫指北针或指南针！目前基站上用的较多的有以下几种型号和厂家的：一种哈尔滨出厂的地质罗盘、一种浙江出的地质罗盘、还有一种就是地摊上用的所谓“军用罗盘”。
一般来讲，地质罗盘的准确度较绿色的“军用罗盘”准确度要很高。
以下是针对地质罗盘的使用及测试方法：
测试方位角的方法无怪呼看黑针、看白针，这主要取决于你手持罗盘的方式及所处位置是在天线前方还是后方。
当你置身于塔下（必须身处被测小区天线正下方），面对天线时。
此时有镜子的一面冲着铁塔，你也面对铁塔。
此时如果能在镜子中看到天线，天线的地面水平线应该和镜子的中线承垂直交叉。
此时你应读取的是白针所指的方位刻度。
相反如果你手持罗盘的时有镜子的一侧对着你，此时被测小区天线仍然要被套入镜子中，其底面水平线与镜子中线承垂直交叉，此时你要读取的是黑针刻度。
通俗点说就是镜子一侧对着你自己怀里的时候，有刻度一侧指向天线覆盖正前方，但是必须要将天线套入反射镜，使其底面水平线与反射镜垂直线承垂直交叉。
此时看的是白针，反之则看黑针。
测试天线俯仰角的时候，带反射镜的一侧必须朝上，带刻度一侧必须指向地面。
此时持罗盘手的手指缓慢拨动罗盘后边的调整水平的铁片，要注意观看的是罗盘内的水平尺，此时尽量将水平尺气泡置中线，读
取水平尺所指刻度即为天线的俯仰角。
（注意事项：测试俯仰角时必须先测试抱杆的垂直度，以便保证测试精确度，带刻度一侧必须指向地面方向，反之俯仰角误差在2～3度。
）
方位角测试时罗盘应保持水平状态，避免离铁塔过近或距离手机过近。
手机磁场会象磁铁一样，导致指针失效。
卫星天线原理
卫星天线是一种用于接收和传输卫星信号的设备，通常用于卫星通信和卫星电视接收。
它们的工作原理基于以下几个方面。
1. 焦点原理：卫星天线通过将信号聚焦在一个特定的点上来增强信号强度。
天线的主要元件是一个反射器，通常是一个抛物形或拋物面。
当卫星信号在天线上照射时，它会被反射到聚焦点上，然后被天线接收器收集。
2. 方位角和俯仰角：卫星天线需要根据特定卫星的位置来调整方位角和俯仰角。
方位角是指卫星相对于观察者的水平角度，而俯仰角是指卫星相对于观察者的垂直角度。
通过调整这两个参数，卫星天线可以准确地指向特定卫星。
3. LNB（低噪声放大器）：卫星天线的接收器通常包含一个LNB，它起到放大和频率转换的作用。
LNB会将接收到的信号放大，并将其转换到一个适当的频率范围内，以便传输到接收设备进行处理。
4. 天线指向控制：为了实现准确的信号接收，卫星天线通常配备一套天线指向控制系统。
这个系统可以根据卫星轨道参数和接收设备的要求，自动调整天线的方位角和俯仰角。
通常，它通过电机和传感器来实现。
5. 天气条件考虑：卫星信号的接收受天气条件的影响较大，包括降雨、云层和大气湿度等。
卫星天线通常要考虑这些因素，并在设计中采取相应的措施，以减少信号损耗并保持稳定的信
号传输。
总之，卫星天线利用反射器、聚焦原理和天线指向控制来接收和传输卫星信号，同时考虑天气条件和信号处理等因素，以确保高质量的信号接收和传输。
创新实验课作业报告姓名: 王紫潇苗成国学号：1１21830101 1121８3０10６专业：飞行器环境与生命保障工程课题一双轴驱动机构转角到天线波束空间指向课题意义:随着科学技术的迅猛发展，特别是航天科技成果不断向军事、商业领域的转化,航天科技得到了极大的发展,航天器机构朝着高精度、高可靠性的方向发展。
因此对航天机构的可靠性、精度、寿命等要求越来越高,对航天器机构精度的要求显得愈发突出，无论是航天器自身的工作,还是航天器在轨服务都对其精度有着严格的要求。
航天器中的外伸指向机构通常指的是星载天线机构，星载天线是航天器对地通信的主要设备,肩负着对地通信的主要任务，同时随着卫星导航的广泛应用，星载天线就愈发的重要起来,而其指向精度的要求就愈发的突出,指向精度不足，将会导致通信信号质量下降，卫星导航精度下降等结果。
民用方面移动通信和车载导航等，军用方面舰船导航、精确打击等这些都对星载天线的指向精度有着极高的依赖性。
因此，星载天线的指向精度是非常重要的。
要保证星载天线的指向精度，首先就是要确保星载天线驱动机构在地指向精度分析的正确性,只有这样才能对接下来的在轨指向精度分析和指向误差补偿进行分析.星载天线驱动机构的末端位姿误差主要来源于机构的结构参数误差和热变形误差，这些误差是驱动机构指向误差最原始的根源，由于受实际生产加工装配能力和空间环境的限制，这些引起末端指向误差的零部件结构参数误差是必须进行合理控制的，引起结构参数变化的热影响因素是必须加以考虑的，只有这样才能使在轨天线驱动机构指向精度动态分析和误差补偿都得到较理想的结果。
纵观整个星载天线驱动机构末端位姿误差的分析，提出源于结构参数误差和热变形误差引起的星载天线驱动机构末端位姿误差的研究是必要的。
发展现状：星载天线最初大多是以固定形式与卫星本体相连的,仅仅通过增大天线波束宽度和覆盖面积来提高其工作范围,对其精度要求不是很高，但是随着航天科技的不断发展和市场需求的不断变化,这就要求，星载天线要具备一定的自由度,因此促使了星载天线双轴驱动机构的发展。
创新实验课作业报告姓名：王紫潇苗成国学号：1121830101 1121830106专业：飞行器环境与生命保障工程课题意义：随着科学技术的迅猛发展，特别是航天科技成果不断向军事、商业领域的转化，航天科技得到了极大的发展，航天器机构朝着高精度、高可靠性的方向发展。
因此对航天机构的可靠性、精度、寿命等要求越来越高，对航天器机构精度的要求显得愈发突出，无论是航天器自身的工作，还是航天器在轨服务都对其精度有着严格的要求。
航天器中的外伸指向机构通常指的是星载天线机构，星载天线是航天器对地通信的主要设备，肩负着对地通信的主要任务，同时随着卫星导航的广泛应用，星载天线就愈发的重要起来，而其指向精度的要求就愈发的突出，指向精度不足，将会导致通信信号质量下降，卫星导航精度下降等结果。
民用方面移动通信和车载导航等，军用方面舰船导航、精确打击等这些都对星载天线的指向精度有着极高的依赖性。
因此，星载天线的指向精度是非常重要的。
要保证星载天线的指向精度，课题一双轴驱动机构转角到天线波束空间指向首先就是要确保星载天线驱动机构在地指向精度分析的正确性，只有这样才能对接下来的在轨指向精度分析和指向误差补偿进行分析。
星载天线驱动机构的末端位姿误差主要来源于机构的结构参数误差和热变形误差，这些误差是驱动机构指向误差最原始的根源，由于受实际生产加工装配能力和空间环境的限制，这些引起末端指向误差的零部件结构参数误差是必须进行合理控制的，引起结构参数变化的热影响因素是必须加以考虑的，只有这样才能使在轨天线驱动机构指向精度动态分析和误差补偿都得到较理想的结果。
纵观整个星载天线驱动机构末端位姿误差的分析，提出源于结构参数误差和热变形误差引起的星载天线驱动机构末端位姿误差的研究是必要的。
发展现状：星载天线最初大多是以固定形式与卫星本体相连的，仅仅通过增大天线波束宽度和覆盖面积来提高其工作范围，对其精度要求不是很高，但是随着航天科技的不断发展和市场需求的不断变化，这就要求，星载天线要具备一定的自由度，因此促使了星载天线双轴驱动机构的发展。
星载天线双轴驱动机构能够实现对卫星天线的二自由度驱动，是空间环境下驱动天线运动的专用外伸执行机构。
卫星天线的二自由度运动能够满足对地通信、星间通信、卫星导航定位、以及对目标的实时观测跟踪，在满足这些需求的同时也要保证其精度的提高，随着需求的不断提高，精度已经成为衡量星载天线双轴驱动机构性能的一个重要指标，同时也是系统设计与实现的一个难点。
综上所述可以看出，星载天线双轴驱动机构是驱动卫星天线系统进行准确空间定位的核心部分。
与此同时，我国对星载天线驱动机构的研究、生产制造技术进行了一定时间的学习积累，也成功的应用到了一些卫星上，具有一定的自主能力。
自2000年后，我国在发射的卫星中，有很多采用了自主研发的天线驱动机构。
相应的研究单位也蓬勃发展，航天科技集团、上海航天局等相关单位对星载天线驱动机构的研究已经取得了很大的成就和进展。
特别是伴随着我国自主导航系统一北斗导航系统的不断发展，以及空间实验室和“嫦娥计划”的不断深入。
星载天线双轴驱动机构得到了极大地发展。
即便如此，我们跟国外还是有一定差距的，目前国内与国外的差距主要在双轴驱动机构精度、使用寿命、可靠性方面，因此还是需要进行深入研究，提高其精度、使用寿命、可靠性。
那么，我们小组也秉承着对航天事业的极大热忱开始对天线指向问题进行研究，首先我们对天线的方位角和俯仰角进行了理论的推导。
关键词：方位角俯仰角双轴定位天线指向一.天线方位角与俯仰角的计算公式推导：假定已知某时刻卫星在惯性空间的位置、速度以及天线指向点的位置信息设卫星位置矢量为P "EiRR),卫星速度矢量为V=皿必必)，指向点的地理经纬度分别为B、L。
根据已知的卫星位置与速度矢量计算天线坐标系各坐标轴在惯性空间的方向矢量，计算公式：(1)X a =(V xi,V yi,V zi)T =(X Xay,X az)T12 2 2 \ P xi , P yi ,P zi(-P zi,-P yi ,-P Xi)T=(Z ax, Z ay , Z az )Y a = Z a =X a根据指向点的相关参数计算指向点在惯性空间的位置坐标(S: , S,, S:), 首先计算指向点在地固坐标系中的坐标，计算公式为：(2)S x c = (N H )cos B cos LS yc = (N H )cos BcosLS zc珂N(1 —e)2 H]sin Ba e2 2 2B (1—e) sin B1e =98.257(3)将地固坐标系中的坐标转换到惯性坐标系中cosGST-sin GST o]Se、‘S ze cosGST —S ye sin GST 'S y=sin GST cosGST0Sye=S ze si nGST + S e cosGST l S x丿< 00b l S ze 丿l S zeJ (4) 式中GST是当时的格林尼治恒星时角;由图3得:T sa 二S-R于是有：(5)T Sa z = Sz - P ziTSa y 二S y - P yiR是地球赤道平均半径OS 图3 卫星地球指向点位置示意图二S x - 巳7(6)计算俯仰角cos -T saL Z a T sa 区TSa x忆 axTSa y _Z ayTSa^ —ZaxR xa2 - Z ay 2 Z az 2(7)计算天线方位角:'TSa< Mx +T Sa y Nay +T S®sin :r ya R ita sin :■'TSa x Mx *T Sa y L X ay_k azcos ：二 ---------- ----------- 式中 %R Sasin :R S^ .T Sa Ty S ^Tz Sa S 是向量Y a 的长度，r xa 是向量X a 的长度。
(8)按照星本体3— 1— 2顺序定义姿态角，设'、二、分别是偏航、俯仰和滚 动角。
在考虑轨道运动的基础上，进一步考虑卫星姿态变化时最终的天线方向角 计算公式如下：考虑偏航角时的天线方向角：，'，(9)偏航和滚动角变化时天线方向角：，-'，■■ ■■:=arccos(-sin sin ： .sin ：心 亠 cos cos 1-1』 cos©sin B 即sin a\g+sin cos: 二 arctan()sin I-L eos -：©(10)偏航、滚动和俯仰角变化时天线方向角：:---■ ■■d - arccos(sin^sin I wcos ：g.‘亠 cos^ cos "]) sin P 軸sin ^轴 :「匕-arcM)cos^sin P 轴cosa 舛—sin# cosP 聊如图4所示，已知指向点L 、B 、H ，根据某一时刻卫星位置矢量和速度矢量，以 及卫星的姿态角'、，、：下面顺序计算就可得到天线的方向角1)用公式⑴〜⑺计算考虑卫星轨道变化时的天线方向角:> ；國4天翳向駢純册二.双轴定位点波束指向问题1.天线波束指向计算已知双轴定位机构转角求反射线的空间指向比较容易，而根据反射线的空间指向计算机构转角则可以归结为一个非线性方程求解问题，无法得到方程的解析解，只能通过数值方法得到数值近似解。
取如图1所示坐标系,A-XYZ为焦点坐标系‘B-X b XZ b为定位机构转动坐标系,°一X c Y c Z c为抛物面反射中心固联坐标系，图中h为初始时天线反射中心在焦点坐标系A-XYZ下到yz平面的高度,Bc为入射线AC与yz平面的夹角, f为反射抛物面的焦距。
则在A-XYZ坐标系下,反射抛物面方程2 2为:X y =4f(z f),B的坐标为：厂/MW1.1从定位机构转角计算波束指向若双轴定位机构转角大小为绕Yb 轴的转A 角，绕Xb 轴的旋转角B,空间任意点在 坐标系° —XMZ c 与A —XYZ 的变换可以通过方向余旋矩阵及平移向量来描述: 5小也一兀心T 0 T ,其中，在这个式子中各个物理量的定义如下:U -空间任意点在A-XYZ 的坐标； U4 -空间任意点在。
-乂况乙。
的坐标； T1 -从点A 到点B 的平移向量； T4 -从点B 到点C 的平移向量；Di -旋转变换矩阵(i = 1,2, 3)T 1 -^Lsin(》—h,0, L T 4 = >0 0 -L T到原焦点在C-X c Y c Z 坐标系下的坐标 U4 ,相应的反射线CD的单位矢量在D2= D 2XD 3 二 D 3ycos(-%) 0 sin (-%) 1 0 -sin (-彩)10 cos ^B 2)0 —si ncos ： 00 1 sin P cos : -sin ：- I 0 cos :L T为馈源焦点在天线焦点坐标系下的坐标,则代入上式(3)，得K a 点波束天线双轴定位原理示意图(f -h 24f)]T该单位矢量在A-XYZ 坐标下的分量可表示为应用上述方法只能完成从机构转角到天线波束指向的计算 ，而从天线波束指向计算所需的机构转角则存在一定困难 ，一般均通过预先编制计算机构转角与波 束指向角的对应关系表的方案来解决此问题。
1.2波束指向计算定位机构转角据几何光学原理可知,如图2所示的直线BC 、CD 、BA 、CA 共面,设反射线CD 的反向延长线与BA 交于E 点。
设平面图形中的夹角如图2所示,则向量BA 已知,向量CD 的单位向量已知,有由平面三角几何有:s i n( - J _)si n_(s i)n片)lb alb a lb c上式是单变量H 的非线性超越函数，可变形为:f(8)=bc SiB(-)ba上述非线性方程可由非线性方程的数值解法求得，这样将从指向角到定位机构转角的双变量变换转化为以 H 为单变量的非线性方程求根问题 ，可以证明方程(15)在［0, 45)范围内有唯一根。
从而点E( XE ，*，ZE )、点C( 的坐标可由三角形的正弦定理通过下式求：C -X c Y c Z 下的分量形式为：R cI - X4R a =〔XRay RaD 2 D i f LRcco 弐=)-y4从波束指向角反解机构转角示意图Fig. 2 Calculation of the rotate angle by beam pointingCD 从而得到在坐标系A - xyz 下描述的向量BC 为：BC A= C B而BC 在天线面坐标系&下可描述为0 0 lb^ ,因而有: D 3 D 2|_1° 0he 丨=D |iBCA因而有:BA EG 说I be S i n -I bc COSJbeCOSs i ：n=D 1BC A通过上式即可求得双轴机构所需转角课题二地球同步轨道卫星理想轨道计算模型这部分我们分两部分进行，第一部分是卫星的发射阶段，第二阶段是在轨运行阶段。
