本發(fā)明屬于天線與微波技術(shù)領(lǐng)域，涉及航天飛行器天線技術(shù)，具體地，涉及一種航天器可移波束天線指向動(dòng)態(tài)跟蹤的試驗(yàn)系統(tǒng)及方法。

背景技術(shù)：

航天器可移波束天線(以下簡(jiǎn)稱天線)一般用于保持對(duì)目標(biāo)的指向跟蹤，由于航天器自身姿態(tài)的變化、航天器與目標(biāo)的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，目標(biāo)的視運(yùn)動(dòng)軌跡復(fù)雜，天線指向的算法及控制、天線指向?qū)δ繕?biāo)保持跟蹤的功能實(shí)現(xiàn)都需要在動(dòng)態(tài)條件下進(jìn)行系統(tǒng)仿真驗(yàn)證。

進(jìn)行這樣的仿真驗(yàn)證，主要面臨兩個(gè)問題：一是目標(biāo)視運(yùn)動(dòng)的模擬，二是天線指向誤差的指示。通常的方法是采用射頻測(cè)試的方法，用轉(zhuǎn)臺(tái)來模擬航天器的姿態(tài)變化，用目標(biāo)的位移模擬航天器與目標(biāo)的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，用射頻信號(hào)來指示天線指向誤差。由于射頻測(cè)試對(duì)場(chǎng)地的要求更嚴(yán)格，例如要求在緊縮場(chǎng)微波暗室中或外場(chǎng)進(jìn)行，需求空間大、距離遠(yuǎn)，所以限制因素更多，不利于系統(tǒng)仿真驗(yàn)證的開展。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為了解決航天器可移波束天線現(xiàn)有的指向動(dòng)態(tài)跟蹤試驗(yàn)依賴于射頻測(cè)試的問題，本發(fā)明提出了一種航天器可移波束天線指向動(dòng)態(tài)跟蹤的試驗(yàn)系統(tǒng)及方法，無需外場(chǎng)或緊縮場(chǎng)條件，對(duì)場(chǎng)地要求低，具有測(cè)試精度高、測(cè)試效率高等優(yōu)點(diǎn)。

一種航天器可移波束天線指向動(dòng)態(tài)跟蹤的試驗(yàn)系統(tǒng)，包括目標(biāo)視運(yùn)動(dòng)仿真子系統(tǒng)(1)、指向誤差指示子系統(tǒng)(2)以及航天器天線指向控制子系統(tǒng)(3)；

所述目標(biāo)視運(yùn)動(dòng)仿真子系統(tǒng)(1)包括固定安裝在測(cè)試場(chǎng)地(12)的三軸轉(zhuǎn)臺(tái)(4)和角度換算模塊(5)；所述航天器可移波束天線(9)安裝在所述三軸轉(zhuǎn)臺(tái)(4)上；角度換算模塊(5)用于把所述航天器天線指向控制子系統(tǒng)(3)輸入的航天器自身的運(yùn)動(dòng)信息與目標(biāo)星運(yùn)動(dòng)進(jìn)行疊加，并換算為航天器實(shí)際運(yùn)動(dòng)的三軸姿態(tài)角度，轉(zhuǎn)化為三軸轉(zhuǎn)臺(tái)(4)的轉(zhuǎn)動(dòng)角度，然后把實(shí)測(cè)的三軸轉(zhuǎn)臺(tái)(4)各軸到位角度換算為航天器三軸姿態(tài)角度實(shí)測(cè)值，并輸出至航天器天線指向控制子系統(tǒng)(3)；三軸轉(zhuǎn)臺(tái)(4)根據(jù)接收的所述轉(zhuǎn)動(dòng)角度進(jìn)行運(yùn)動(dòng)；

所述航天器天線指向控制子系統(tǒng)(3)包括航天器動(dòng)力學(xué)計(jì)算機(jī)(11)和天線指向計(jì)算模塊(10)；所述航天器動(dòng)力學(xué)計(jì)算機(jī)(11)用于對(duì)航天器的軌道、姿態(tài)，以及目標(biāo)星的運(yùn)動(dòng)進(jìn)行模擬，并向視運(yùn)動(dòng)仿真子系統(tǒng)(1)輸出航天器自身的運(yùn)動(dòng)與目標(biāo)星運(yùn)動(dòng)信息；再把視運(yùn)動(dòng)仿真子系統(tǒng)(1)輸出的航天器三軸姿態(tài)角度實(shí)測(cè)值傳遞給天線指向計(jì)算模塊(10)；所述天線指向計(jì)算模塊(10)根據(jù)航天器三軸姿態(tài)角度實(shí)測(cè)值、航天器星歷以及目標(biāo)星星歷，得到航天器可移波束天線(9)運(yùn)動(dòng)信息，并進(jìn)行解算得到航天器可移波束天線(9)的三軸轉(zhuǎn)動(dòng)角度，并發(fā)出航天器可移波束天線(9)轉(zhuǎn)動(dòng)指令；

所述指向誤差指示子系統(tǒng)包括固定安裝在測(cè)試場(chǎng)地(12)的平面反射鏡(6)，安裝在航天器可移波束天線(9)上的激光器(7)以及設(shè)置在激光器(7)出光口周向的激光屏(20)；激光器(7)發(fā)出的激光(8)的指向與航天器可移波束天線(9)的波束指向一致，平面反射鏡(6)與所述航天器可移波束天線(9)的波束指向垂直。

較佳的，采用激光器夾具固定航天器可移波束天線(9)，所述激光器夾具包括激光器夾具本體(15)和激光器夾具壓片(16)；激光器夾具本體(15)的一側(cè)固定所述激光屏(20)，另一側(cè)設(shè)置有條狀凸起，凸起中部設(shè)置弧形凹槽；激光器夾具壓片(16)與條狀凸起對(duì)接面上同樣設(shè)置有弧形凹槽，兩個(gè)凹槽位置對(duì)應(yīng)，形成激光器安裝孔(17)；激光器夾具本體(15)上與條狀凸起同側(cè)的側(cè)面上設(shè)置有用于與所述航天器可移波束天線(9)連接的激光器夾具機(jī)械安裝孔(19)。

一種航天器可移波束天線指向動(dòng)態(tài)跟蹤的試驗(yàn)系統(tǒng)的試驗(yàn)方法，所述角度換算模塊(5)計(jì)算航天器運(yùn)動(dòng)的三軸姿態(tài)角度的方法為：

步驟1、以平面反射鏡(6)為基準(zhǔn)建立測(cè)試全局坐標(biāo)系，其三軸單位矢量為以三軸轉(zhuǎn)臺(tái)(4)位于零位時(shí)各軸為基準(zhǔn)建立轉(zhuǎn)臺(tái)坐標(biāo)系，其三軸單位矢量為并標(biāo)定測(cè)試全局坐標(biāo)系與轉(zhuǎn)臺(tái)坐標(biāo)系的關(guān)系，[g']^t＝[g'/g][g]^t；

步驟2、航天器動(dòng)力學(xué)計(jì)算機(jī)(11)仿真得出航天器在當(dāng)前自身的三軸姿態(tài)下目標(biāo)星方向(13)，并表示為(θ,φ)；設(shè)航天器坐標(biāo)系三軸單位矢量為在(θ,φ)方向上建立天線波束坐標(biāo)系，天線波束坐標(biāo)系的三軸單位矢量為[a]，有以下關(guān)系：

按照視運(yùn)動(dòng)仿真子系統(tǒng)(1)的設(shè)計(jì)原則，天線波束坐標(biāo)系和測(cè)試全局坐標(biāo)系相同，即[g]^t＝[a]^t；同時(shí)，把所述航天器實(shí)際運(yùn)動(dòng)的三軸姿態(tài)角度轉(zhuǎn)換到轉(zhuǎn)臺(tái)坐標(biāo)系，有：

[a]^t＝[a/a]^-1[g'/g]^-1[g']^t＝[t][g']^t(2)

其中，變換矩陣[t]表征在三軸轉(zhuǎn)臺(tái)(4)上模擬航天器的疊加姿態(tài)運(yùn)動(dòng)；

考慮到轉(zhuǎn)臺(tái)坐標(biāo)系三軸與天線波束坐標(biāo)系三軸的對(duì)應(yīng)關(guān)系，設(shè)轉(zhuǎn)臺(tái)坐標(biāo)系的方位軸、俯仰軸、極化軸轉(zhuǎn)角分別為az、el、pl，有：

其中tmn是矩陣[t]的第m行第n列的元素，t是用于定義函數(shù)s(t)的自變量符號(hào)；

步驟3、當(dāng)三軸轉(zhuǎn)臺(tái)(4)轉(zhuǎn)動(dòng)到位后，航天器三軸姿態(tài)角度實(shí)測(cè)值為別設(shè)為方位軸、俯仰軸、極化軸實(shí)測(cè)轉(zhuǎn)角分別為az'、el′、pl′，則該狀態(tài)下航天器坐標(biāo)系與轉(zhuǎn)臺(tái)坐標(biāo)系的關(guān)系為：

設(shè)[a']^t＝[t'][a0]^t，[a0]代表航天器各軸姿態(tài)角均為0時(shí)的坐標(biāo)系，設(shè)航天器滾動(dòng)角、俯仰角、偏航角分別為φ'、θ'、ψ'，有：

上述的矩陣[t']，根據(jù)航天器動(dòng)力學(xué)計(jì)算機(jī)(11)仿真得出的航天器滾動(dòng)角φ、俯仰角θ、偏航角ψ確定：

本發(fā)明具有如下有益效果：

本發(fā)明中以目標(biāo)方向視為不變量，航天器將進(jìn)行疊加姿態(tài)運(yùn)動(dòng)，即三軸轉(zhuǎn)臺(tái)的運(yùn)動(dòng)為航天器自身運(yùn)動(dòng)與目標(biāo)運(yùn)動(dòng)的疊加，而天線運(yùn)動(dòng)為真實(shí)的航天器動(dòng)力學(xué)計(jì)算機(jī)輸出的天線跟蹤目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)，因此，目標(biāo)方向已變成一個(gè)測(cè)試場(chǎng)地中的固定指向，因此在三軸轉(zhuǎn)臺(tái)轉(zhuǎn)動(dòng)過程中，安裝于三軸轉(zhuǎn)臺(tái)上的天線指向保持為目標(biāo)方向，因此，本發(fā)明無需外場(chǎng)或緊縮場(chǎng)條件，對(duì)場(chǎng)地要求低，具有測(cè)試精度高、測(cè)試效率高等優(yōu)點(diǎn)；

三軸轉(zhuǎn)臺(tái)由航天器動(dòng)力學(xué)計(jì)算機(jī)產(chǎn)生的數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)、天線指向由三軸轉(zhuǎn)臺(tái)實(shí)測(cè)轉(zhuǎn)角產(chǎn)生的數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)，與航天器采用實(shí)測(cè)姿態(tài)角度計(jì)算天線指向的算法一致，因而指向動(dòng)態(tài)跟蹤的驗(yàn)證是真實(shí)的；

降低對(duì)場(chǎng)地要求：采用平面反射鏡-激光器的方法，擺脫了對(duì)緊縮場(chǎng)微波暗室、外場(chǎng)等測(cè)試系統(tǒng)的依賴，降低了試驗(yàn)的復(fù)雜度和成本，提高了試驗(yàn)的效率。

附圖說明

圖1為根據(jù)本發(fā)明的一種航天器機(jī)械可移波束天線指向動(dòng)態(tài)跟蹤的試驗(yàn)系統(tǒng)組成框圖；

圖2為本發(fā)明具體實(shí)施方式所涉及的機(jī)械可移波束天線測(cè)試場(chǎng)地布局圖；

圖3為本發(fā)明具體實(shí)施方式所涉及的激光器夾具。

其中，1-視運(yùn)動(dòng)仿真子系統(tǒng)，2-指向誤差指示子系統(tǒng)，3-航天器天線指向控制子系統(tǒng)，4-三軸轉(zhuǎn)臺(tái)，5-角度換算模塊，6-平面反射鏡，7-激光器，8-激光，9-天線，10-天線指向計(jì)算模塊，11-航天器動(dòng)力學(xué)計(jì)算機(jī)，12-測(cè)試場(chǎng)地，13-目標(biāo)星方向，14-光斑，15-激光器夾具本體，16-激光器夾具壓片，17-激光器安裝孔，18-激光器壓片安裝孔，19-激光器夾具機(jī)械安裝孔，20-激光屏。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖并舉實(shí)施例，對(duì)本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)描述。

本發(fā)明提出了一種航天器可移波束天線指向動(dòng)態(tài)跟蹤的試驗(yàn)系統(tǒng)，主要包括目標(biāo)視運(yùn)動(dòng)仿真子系統(tǒng)1、指向誤差指示子系統(tǒng)2、航天器天線指向控制子系統(tǒng)3：

(一)目標(biāo)視運(yùn)動(dòng)仿真子系統(tǒng)1

目標(biāo)星的視運(yùn)動(dòng)由兩部分疊加而成：a.航天器自身姿態(tài)的變化，b.航天器與目標(biāo)星的相對(duì)運(yùn)動(dòng)。如果以目標(biāo)星方向13視為不變量，航天器將進(jìn)行疊加姿態(tài)運(yùn)動(dòng)，具體是a和b的疊加。本發(fā)明的目標(biāo)視運(yùn)動(dòng)仿真子系統(tǒng)1，就是把目標(biāo)星方向13作為測(cè)試場(chǎng)地12中的固定方向，而模擬航天器的疊加姿態(tài)運(yùn)動(dòng)。目標(biāo)視運(yùn)動(dòng)仿真子系統(tǒng)1主要由固定安裝在測(cè)試場(chǎng)地12的三軸轉(zhuǎn)臺(tái)4、角度換算模塊5組成。三軸轉(zhuǎn)臺(tái)4具有三個(gè)互相垂直的轉(zhuǎn)軸：方位軸、俯仰軸、極化軸，三個(gè)轉(zhuǎn)軸能夠同時(shí)程控轉(zhuǎn)動(dòng)，并實(shí)時(shí)采集輸出三軸轉(zhuǎn)臺(tái)4各軸到位角度，還具有航天器可移波束天線9安裝機(jī)械接口；角度換算模塊5用于把所述航天器天線指向控制子系統(tǒng)3輸入的航天器自身的運(yùn)動(dòng)與目標(biāo)星運(yùn)動(dòng)進(jìn)行疊加，并換算為航天器實(shí)際運(yùn)動(dòng)的三軸姿態(tài)角度，轉(zhuǎn)化為三軸轉(zhuǎn)臺(tái)4的轉(zhuǎn)動(dòng)角度，然后把實(shí)測(cè)的三軸轉(zhuǎn)臺(tái)4各軸到位角度換算為航天器三軸姿態(tài)角度實(shí)測(cè)值，并輸出至航天器天線指向控制子系統(tǒng)3；三軸轉(zhuǎn)臺(tái)4根據(jù)接收的所述轉(zhuǎn)動(dòng)角度進(jìn)行運(yùn)動(dòng)。

(二)航天器天線及指向控制子系統(tǒng)3

航天器天線及指向控制子系統(tǒng)3，是本發(fā)明一種航天器可移波束天線指向動(dòng)態(tài)跟蹤的試驗(yàn)系統(tǒng)中的待測(cè)試部分，特點(diǎn)是：采用與航天器狀態(tài)一致的設(shè)備模擬航天器天線指向的動(dòng)態(tài)跟蹤。一般地，航天器天線及指向控制子系統(tǒng)3，主要包括航天器動(dòng)力學(xué)計(jì)算機(jī)11、天線指向計(jì)算模塊10(含指向計(jì)算軟件)、航天器可移波束天線9(含控制器及控制軟件)。航天器動(dòng)力學(xué)計(jì)算機(jī)11用于對(duì)航天器的軌道、姿態(tài)，以及目標(biāo)星的運(yùn)動(dòng)進(jìn)行模擬，并向視運(yùn)動(dòng)仿真子系統(tǒng)1輸出航天器自身的運(yùn)動(dòng)與目標(biāo)星運(yùn)動(dòng)信息；再把視運(yùn)動(dòng)仿真子系統(tǒng)1輸出的航天器三軸姿態(tài)角度實(shí)測(cè)值傳遞給天線指向計(jì)算模塊10；所述天線指向計(jì)算模塊10根據(jù)航天器三軸姿態(tài)角度實(shí)測(cè)值、航天器星歷以及目標(biāo)星星歷，得到航天器可移波束天線9運(yùn)動(dòng)信息，并進(jìn)行解算得到航天器可移波束天線9的雙軸轉(zhuǎn)動(dòng)角度，并發(fā)出航天器可移波束天線9轉(zhuǎn)動(dòng)指令。航天器可移波束天線9是天線轉(zhuǎn)動(dòng)指令的執(zhí)行部件，并驅(qū)動(dòng)指向誤差指示子系統(tǒng)2的激光器7完成指向誤差的指示。當(dāng)航天器可移波束天線9安裝于三軸轉(zhuǎn)臺(tái)4上時(shí)，按天線指向算法的要求，以及天線航天器上裝星的要求實(shí)測(cè)安裝誤差。

(三)指向誤差指示子系統(tǒng)

由于目標(biāo)視運(yùn)動(dòng)仿真子系統(tǒng)1中三軸轉(zhuǎn)臺(tái)4的運(yùn)動(dòng)為航天器自身運(yùn)動(dòng)與目標(biāo)星運(yùn)動(dòng)的疊加，而航天器可移波束天線9運(yùn)動(dòng)為真實(shí)的航天器動(dòng)力學(xué)計(jì)算機(jī)11輸出的航天器可移波束天線9跟蹤目標(biāo)星的運(yùn)動(dòng)，因此，目標(biāo)星方向13已變成一個(gè)測(cè)試場(chǎng)地12中的固定指向，因此在三軸轉(zhuǎn)臺(tái)4轉(zhuǎn)動(dòng)過程中，安裝于三軸轉(zhuǎn)臺(tái)4上的航天器可移波束天線9指向應(yīng)保持為目標(biāo)星方向13，任何偏離目標(biāo)星方向13的角度，都屬于指向誤差。

對(duì)于航天器可移波束天線9，采用平面反射鏡6和激光器7的指向誤差指示子系統(tǒng)，包括一個(gè)固定安裝在測(cè)試場(chǎng)地12的平面反射鏡6，以及一個(gè)安裝在航天器可移波束天線9上的激光器7。以平面反射鏡6的法向作為所述固定指向，激光8的指向調(diào)整到與天線波束指向一致，并且在理想情況下，激光8始終垂直指向平面反射鏡6。激光器7上同時(shí)帶有一個(gè)激光屏20，激光器7發(fā)出的激光8經(jīng)過平面反射鏡6的反射，返回激光屏20上并形成一個(gè)光斑14，光斑14偏離激光屏20中心的距離，反映了激光8偏離目標(biāo)星方向13的角度偏差，從而實(shí)現(xiàn)了對(duì)指向誤差的指示。由于激光屏20跟隨航天器可移波束天線9運(yùn)動(dòng)，還消除了航天器可移波束天線9平動(dòng)帶來的影響。

本發(fā)明采用激光器夾具固定航天器可移波束天線9，所述激光器夾具包括激光器夾具本體15和激光器夾具壓片16；激光器夾具本體15的一側(cè)固定所述激光屏20，另一側(cè)設(shè)置有條狀凸起，凸起中部設(shè)置弧形凹槽；激光器夾具壓片16與條狀凸起對(duì)接面上同樣設(shè)置有弧形凹槽，兩個(gè)凹槽位置對(duì)應(yīng)，形成激光器安裝孔17；激光器夾具本體15上與條狀凸起同側(cè)的側(cè)面上設(shè)置有用于與所述天線連接的激光器夾具機(jī)械安裝孔19。激光器夾具壓片16通過激光器壓片安裝孔18與條狀凸起固連。該激光器夾具具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，安裝簡(jiǎn)便的特點(diǎn)，適用于一般商用圓柱形激光器的安裝固定。

應(yīng)了解，本發(fā)明的一種航天器機(jī)械可移波束天線指向動(dòng)態(tài)跟蹤的試驗(yàn)系統(tǒng)，在具體實(shí)施時(shí)，應(yīng)考慮以下技術(shù)細(xì)節(jié)：測(cè)試場(chǎng)地12布局與標(biāo)校、角度換算模塊5的具體算法、激光器7的設(shè)計(jì)。

(一)測(cè)試場(chǎng)地12布局與標(biāo)校

對(duì)于機(jī)械可移波束天線的試驗(yàn)，為確保測(cè)試精度，以及保證光學(xué)測(cè)試設(shè)備必要的測(cè)試條件，測(cè)試場(chǎng)地12的地面應(yīng)穩(wěn)固，一般應(yīng)避免在木制地板、金屬薄板上進(jìn)行測(cè)試。

在測(cè)試場(chǎng)地12固定放置平面反射鏡6、三軸轉(zhuǎn)臺(tái)4，當(dāng)航天器可移波束天線9安裝在三軸轉(zhuǎn)臺(tái)4上時(shí)，激光器7到平面反射鏡6的平均距離約為l(m)，假定預(yù)計(jì)的天線指向誤差為δ°，則激光經(jīng)反射后的光斑14距離偏差約為2ltanδ°(m)，激光屏20的半徑應(yīng)大于2ltanδ°(m)。通過光學(xué)測(cè)量方法，以平面反射鏡6為基準(zhǔn)建立測(cè)試全局坐標(biāo)系，三軸單位矢量為以三軸轉(zhuǎn)臺(tái)4位于零位時(shí)各軸為基準(zhǔn)建立轉(zhuǎn)臺(tái)坐標(biāo)系，三軸單位矢量為并標(biāo)定兩者的關(guān)系，[g']^t＝[g'/g][g]^t。

(二)角度換算模塊5的具體算法

首先，通過航天器動(dòng)力學(xué)計(jì)算機(jī)11仿真得出航天器在當(dāng)前三軸姿態(tài)下目標(biāo)星方向(θ,φ)。設(shè)航天器坐標(biāo)系三軸單位矢量為在(θ,φ)方向上建立天線波束坐標(biāo)系，三軸單位矢量有以下關(guān)系：

其中，θ代表球坐標(biāo)系中某個(gè)方向偏離坐標(biāo)系z(mì)軸的夾角，代表在θ方向的一個(gè)和球坐標(biāo)系球面相切的單位矢量，這個(gè)單位矢量的取向是和(θ,φ)的取值有關(guān)的，因此必須用(θ,φ)來計(jì)算，其計(jì)算過程矢量代數(shù)常用方法。

按照視運(yùn)動(dòng)仿真子系統(tǒng)1的設(shè)計(jì)原則，波束坐標(biāo)系和全局坐標(biāo)系相同，即[g]^t＝[a]^t。同時(shí)，又要把航天器疊加姿態(tài)運(yùn)動(dòng)投影到轉(zhuǎn)臺(tái)坐標(biāo)系，于是：

[a]^t＝[a/a]^-1[g'/g]^-1[g']^t＝[t][g']^t(2)

變換矩陣[t]反映了如何在三軸轉(zhuǎn)臺(tái)4上模擬航天器的疊加姿態(tài)運(yùn)動(dòng)，考慮到轉(zhuǎn)臺(tái)坐標(biāo)系三軸與波束坐標(biāo)系三軸的對(duì)應(yīng)關(guān)系，設(shè)方位軸、俯仰軸、極化軸轉(zhuǎn)角分別為az、el、pl，有：

其中

當(dāng)三軸轉(zhuǎn)臺(tái)4轉(zhuǎn)動(dòng)到位后，采集到各軸當(dāng)前的轉(zhuǎn)動(dòng)角度，設(shè)方位軸、俯仰軸、極化軸實(shí)測(cè)轉(zhuǎn)角分別為az'、el′、pl′，則該狀態(tài)下航天器坐標(biāo)系與轉(zhuǎn)臺(tái)零位坐標(biāo)系的關(guān)系為：

為了得出實(shí)測(cè)的航天器三軸姿態(tài)角，設(shè)[a']^t＝[t'][a0]^t，[a0]代表航天器各軸姿態(tài)角均為0時(shí)的坐標(biāo)系，設(shè)航天器滾動(dòng)角、俯仰角、偏航角分別為φ'、θ'、ψ'，有：

上述的矩陣[t']，需要根據(jù)航天器動(dòng)力學(xué)計(jì)算機(jī)11仿真得出的航天器滾動(dòng)角、俯仰角、偏航角分別為φ、θ、ψ，如下計(jì)算：

(三)激光器7設(shè)計(jì)

激光器7包括商用圓柱形激光器、激光器夾具，激光器夾具包括激光器夾具本體15和激光器夾具壓片16兩部分。商用圓柱形激光器自激光器安裝孔17安裝到激光器夾具本體15上，然后將激光器夾具壓片16壓在激光器上，并通過激光器夾具安裝孔18安裝固定。激光器夾具本體15上帶有激光器夾具機(jī)械安裝孔19，可用于激光器夾具在天線上的安裝。激光器夾具本體15上帶有一個(gè)圓形的激光屏20，用于顯示激光光斑的位置。激光屏20的外緣和激光器安裝孔17同心。

綜上所述，以上僅為本發(fā)明的較佳實(shí)施例而已，并非用于限定本發(fā)明的保護(hù)范圍。凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。