什么情况下动中通天线只需要开环指向对星，不需要闭环跟踪对星？
在卫星通信系统中，天线对星技术是保障通信链路稳定的关键环节。目前主流的对星方式包括开环指向和闭环跟踪。
这两种方式在原理、应用场景和技术要求上存在明显差异。通常情况下，动中通天线采用"开环指向 + 闭环跟踪"的组合流程，但在某些特定条件下，仅通过开环指向就能实现对星并维持稳定通信。
一、开环指向与闭环跟踪的原理
（一）开环指向对星的含义
开环指向是一种不依赖卫星下行信标或载波信号作为反馈的跟踪方式。天线系统根据预先计算的卫星轨道数据（星历）和实时测量的自身位置及姿态（如GPS、惯性导航数据），通过伺服控制算法解算出天线应该指向的方位角和俯仰角，并驱动天线指向该位置。
开环指向的关键特征包括：
-
1. 依赖精确的先验数据（卫星星历、载体位置等）； -
2. 无实时信号反馈校正环节； -
3. 响应速度快，适用于快速初始对准； -
4. 指向精度完全取决于数据精度和模型误差。
（二）闭环跟踪对星的含义
闭环跟踪是一种利用卫星信标信号（或载波信号）作为实时反馈的跟踪方式。天线系统通过专门的信标接收机感知接收的卫星信号强度，并不断微调天线指向，使信号强度（如C/N值）始终保持在峰值，从而保证天线指向对准信号最强的波束中心。闭环跟踪是一个"自校准"的系统。
闭环跟踪的关键特征包括：
-
1. 依赖实时信标信号或载波信号的反馈； -
2. 可动态补偿外部干扰（如载体晃动、轨道漂移）； -
3. 指向精度高，但响应存在一定滞后； -
4. 需具备信号检测与处理模块（如信标接收机）。
二、动中通天线对星的典型流程（开环 + 闭环）
动中通天线（如车载、船载、机载卫星通信系统）因载体处于运动状态，对星流程需兼顾快速初始捕获与动态稳定跟踪，通常采用"开环指向 + 闭环跟踪"的组合模式，其中开环负责捕获，闭环负责跟踪。
具体流程如下：
-
1. 初始准备阶段 系统上电后，
-
• 控制器从内存或网络加载卫星星历数据（如同步卫星的定点经度、低轨卫星的轨道参数）； -
• 通过GPS/北斗模块获取载体实时位置（经纬度、高度）； -
• 通过惯导设备获取姿态（方位角、俯仰角、横滚角）。 -
2. 开环指向阶段 基于球面几何公式计算天线理论指向角：
-
• 方位角：天线在水平面上与正北方向的夹角； -
• 俯仰角：天线与水平面的夹角； -
• 极化角：调整天线极化方向以匹配卫星信号极化方式（线极化或圆极化）； -
• 驱动机构根据计算结果将天线快速转动至目标区域，完成初始对准。 -
3. 闭环跟踪阶段 当天线接收到卫星信号后，启动闭环跟踪：
-
• 闭环跟踪采用特定的搜索模式：比如圆锥扫描、二维步进扫描等； -
• 信号检测模块（如信标机）实时监测接收信号强度（如AGC电压）； -
• 控制算法根据AGC电压指示的信号偏差量（如方位/俯仰方向的信号梯度）生成天线指向调整指令； -
• 伺服系统驱动天线进行微调，维持信号质量稳定； -
• 闭环跟踪是一个不断检测、不断调整的过程。 -
4. 异常处理阶段 若因载体剧烈运动或信号遮挡导致跟踪丢失，系统自动重启开环指向流程，重新捕获卫星。
（二）流程图
三、仅需开环指向对星的适用条件
现在我们来回答前面提到的问题。天线系统需要满足什么条件仅用开环跟踪就能维持正常通信：
在任何工作状态下，由所有误差源（星历、位置姿态、天线系统标定、伺服延迟等）累积造成的总指向误差，必须始终远小于天线波束的半功率波束宽度（HPBW）。
工程上，通常要求指向误差小于HPBW的10%，此时指向损耗小于0.2dB，基本可忽略。
如果误差达到HPBW的50%（即指向在-3dB边缘），链路将损失3dB，这在大多数系统中是不可接受的。
（一）卫星轨道参数精确已知且稳定
卫星的空间位置是开环指向计算的基准，其精度直接决定指向误差。不同轨道类型的卫星需满足以下条件：
-
1. 地球同步轨道卫星（GEO） GEO卫星位于赤道上空约35786km处，轨道周期与地球自转周期一致，理论上相对地面位置固定。但受日月引力和地球扁率影响，它会在赤道上空一个约0.1°的范围内进行"8"字形漂移。对于固定地面站，其轨道是高度确定的。因此，许多固定VSAT站采用的程序跟踪就是一种开环跟踪。
-
2. 中低轨卫星（MEO/LEO） MEO（如北斗导航卫星，轨道高度20000km）和LEO（如Starlink，轨道高度550km）卫星运动速度快（LEO约7.8km/s），要实现对LEO/MEO的纯开环跟踪，必须能实时或近实时地获取由卫星运控中心或专业机构（如NORAD）发布的高精度轨道参数（例如SGP4/SDP4模型参数或更高精度的TLEs）。任何星历数据的延迟或不准确，都会导致开环指向的"目标"失准。
所以一般来说，低轨卫星终端天线采用闭环跟踪。
（二）天线载体位置与姿态测量精度满足要求
天线的指向计算需基于载体的实时位置和姿态，任何测量误差都会累积为指向偏差，实际上真正影响天线对准精度的是姿态，天线本身的位置对对星精度影响非常小。
-
1. 位置测量精度 载体位置（经纬度、高度）通过GNSS系统获取，其误差对指向的影响与卫星高度相关。普通GNSS接收机的定位精度一般在5~10m，假设卫星通信天线存在10m的位置误差，会带来多少角度的指向误差？
角误差 =
以GEO卫星为例，地面位置误差10米对应的指向误差约为： ；
以LEO卫星为例，地面位置误差10米对应的指向误差约为： （近地点500km）， （远地点2000km）。
如计算所示，即使对于近在550km的LEO卫星，一个10米的位置误差所引入的指向误差也仅在0.001°的量级。而LEO相控阵终端（如Starlink）的波束宽度（HPBW）约为2.5°到5°。0.001°的误差仅为其波束宽度的0.04%，所带来的指向损耗完全可以忽略不计。
-
2. 姿态测量精度 载体姿态（俯仰角、方位角、横滚角）的误差是开环指向的主要误差源，在动中通平台上（车、船、飞机），平台的姿态变化会1:1地直接耦合为天线的指向误差。
如果动中通天线需要做开环指向对准，需要采用高精度光纤惯导，其性能指标必须满足：
-
1. 姿态精度： 优于0.1°，甚至达到0.05°（RMS）； -
2. 更新率： 必须极高，如**>100Hz**； -
3. 低延迟： 姿态数据从INS输出到伺服控制器的时间延迟必须在毫秒级。 -
• 姿态影响分析： -
1. 横滚： 平台向左横滚1°，天线波束中心将向右偏离1°（导致方位和俯仰的耦合误差）； -
2. 俯仰（Pitch）： 平台向上俯仰1°，天线波束中心将向上偏离1°（导致俯仰角误差）； -
3. 航向： 平台航向向右偏转1°，天线波束中心将向右偏离1°（导致方位角误差）。
例如，某机载卫星通信系统，天线自带MEMS组合导航用于地面测试和联调，当机载卫通天线安装在飞机上时，天线控制器优选飞机光纤惯导数据提供的姿态信息，实现开环指向需求。
（三）天线波束宽度足够宽
天线波束宽度决定了允许的指向误差容限，波束越宽，对开环指向精度的要求越低。如果天线波束本身非常宽（如几十度），那么即使开环指向存在几度的误差，信号增益的损失也可以接受。
-
1. 理论分析 天线增益与指向误差的关系可通过波束方向图描述，我们使用一个通用的抛物面天线增益损失近似公式：
-
2. 实际案例 某窄带高轨卫星（如天通一号）对应的S频段相控阵天线（波束宽度20°)，即使采用低成本的MEMS组合导航，姿态误差 达到了5°，计算得到的指向损失≈0.8dB，完全满足窄带通信需求（如速率≤1Mbps的物联网数据传输），完全不需要闭环跟踪。
（四）天线平台具备高稳定性与精确标定
载体的机械稳定性和天线安装标定精度直接影响开环指向的一致性，这个由于天线安装误差、标定精度带来的指向误差，就不多说了。
（五）通信链路设计留有冗余度
由于开环系统不存在反馈，我们必须假设它在最坏情况下（例如INS漂移、平台剧烈运动时）会产生一个显著的指向误差，并计算出这个指向误差条件下带来的天线增益损耗，然后在链路预算的时候留出足够的余量。
举例说明：某Ka波段地面天线，采用纯开环系统，天线半波束角度是1°。
我们通过误差预算分析来计算出天线指向误差值。这个总指向误差是所有子系统误差的累积，主要包括：
-
1. INS/IMU姿态误差： -
• 高精度光纤惯导的规格书：在动态（运动）条件下的最大姿态误差为0.15°； -
2. 伺服跟踪误差： -
• 伺服系统（电机）在响应平台快速抖动时，可能存在的滞后误差，例如0.1°； -
3. 系统标定误差： -
• 安装时，INS和天线射频轴之间没有完美对准，可能引入0.1°的固定偏差； -
4. 星历与计算误差： -
• 卫星位置的预测和本地计算可能引入0.05°的误差。
采用平方和根（RSS） 方法计算，总计带来的指向误差0.22°，带入上面的增益损耗公式， 在实际的链路预算中，必须预留至少1.0 dB的余量来覆盖这个损耗
卫星通信天线仅采用开环指向对星的核心逻辑是：通过精确的先验数据（卫星轨道、载体状态）、宽松的指向容限（宽波束）、稳定的平台环境和冗余的链路设计，抵消开环方式无反馈校正的缺陷。
码字不易，大家觉得文章不错，就安排一下一键三连吧：点赞、分享、推荐。
大家有业务咨询，技术交流的，可以添加个人微信15701068503。
公众号主页有技术文章的分类合集，感兴趣的朋友可以查询。