一種基于載波相位測(cè)向的自主定位跟蹤系統(tǒng)設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

鄧志均 曹建文 史進(jìn)朝 張亞祥 張鳳

1.中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京 100076 2.中國(guó)航天電子技術(shù)研究院，北京 100094 3.北京遙測(cè)技術(shù)研究所，北京 100076

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一種基于載波相位測(cè)向的自主定位跟蹤系統(tǒng)設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

鄧志均1曹建文1史進(jìn)朝2張亞祥3張鳳1

1.中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京 100076 2.中國(guó)航天電子技術(shù)研究院，北京 100094 3.北京遙測(cè)技術(shù)研究所，北京 100076

針對(duì)低空小型無人飛行器，設(shè)計(jì)并實(shí)現(xiàn)了一種基于載波相位測(cè)向的自主定位跟蹤系統(tǒng)，該系統(tǒng)不依賴GPS等外部導(dǎo)航衛(wèi)星系統(tǒng)，通過對(duì)飛行器的高精度測(cè)角、測(cè)距及高度測(cè)量，實(shí)現(xiàn)飛行器的實(shí)時(shí)跟蹤及定位。

載波相位；測(cè)向；自主定位；跟蹤

在傳統(tǒng)的導(dǎo)航定位及跟蹤方式下，低空小型無人飛行器的導(dǎo)航定位及跟蹤功能普遍依賴于GPS，BD等導(dǎo)航衛(wèi)星系統(tǒng)。上述方法都是通過與外界衛(wèi)星系統(tǒng)的數(shù)據(jù)通信鏈對(duì)飛行器進(jìn)行導(dǎo)航定位和引導(dǎo)跟蹤，在復(fù)雜惡劣條件下，一旦外界的通信鏈不再可靠和暢通，飛行器的生存能力將面臨極大挑戰(zhàn)。因此，為低空小型飛行器提供一種自主定位跟蹤手段，確保其在復(fù)雜環(huán)境條件下，具有較強(qiáng)的自主飛行決策控制能力，對(duì)提高其生存能力具有非常重要的意義。

本文針對(duì)低空小型無人飛行器，設(shè)計(jì)并實(shí)現(xiàn)了一種基于載波相位測(cè)向的自主定位跟蹤系統(tǒng)，該系統(tǒng)不依賴GPS等外部導(dǎo)航衛(wèi)星系統(tǒng)，通過對(duì)飛行器的高精度測(cè)角、測(cè)距及高度測(cè)量，實(shí)現(xiàn)飛行器的實(shí)時(shí)跟蹤及定位。系統(tǒng)設(shè)計(jì)在突破載波相位測(cè)向、信號(hào)合成、下行信道時(shí)延實(shí)時(shí)校準(zhǔn)等一系列關(guān)鍵技術(shù)的基礎(chǔ)上，在工程實(shí)現(xiàn)上進(jìn)一步解決了測(cè)角校零、校準(zhǔn)信號(hào)實(shí)時(shí)功率控制、目標(biāo)穩(wěn)定跟蹤、目標(biāo)快速捕獲等一系列難點(diǎn)問題，確保了系統(tǒng)跟蹤定位的高精度。試驗(yàn)驗(yàn)證表明，系統(tǒng)跟蹤定位精度高，工作穩(wěn)定靈活。

1 載波相位測(cè)向原理

載波相位測(cè)向方法利用多個(gè)天線接收信號(hào)載波之間的相位差進(jìn)行測(cè)向[1]。如圖1所示，設(shè)θ方向有一遠(yuǎn)區(qū)發(fā)射機(jī)，則到達(dá)接收點(diǎn)的電波近似為平面波。

圖1 載波相位測(cè)向示意圖

設(shè)兩個(gè)天線相位中心間距為d，則它們所收到的信號(hào)由于存在波程差ΔR而產(chǎn)生載波相位差φ，由圖1可知

(1)

其中，λ為接收信號(hào)載波波長(zhǎng)。如果采用相位計(jì)進(jìn)行比相，測(cè)出其相位差φ，就可以確定目標(biāo)的方向θ。

2 系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

2.1 載波相位測(cè)向功能的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

要實(shí)現(xiàn)載波相位測(cè)向，必須得到多個(gè)天線接收信號(hào)載波之間的相位差[2]。由于在較低頻率上比較容易實(shí)現(xiàn)比相，因此，通常將兩個(gè)天線收到的高頻信號(hào)經(jīng)與同一本振信號(hào)差頻后，在中頻進(jìn)行比相。設(shè)兩個(gè)天線接收的2個(gè)高頻信號(hào)分別為：

u1=U1cos(2πfct-φ)；u2=U2cos(2πfct)；

本振信號(hào)為：uL=ULcos(2πfLt+φL)；

其中，φ為兩信號(hào)的載波相位差，φL為本振信號(hào)初相。

u1和uL差頻得
uI1=UI1cos[2π(fc-fL)t-φ-φL]；

u2和uL差頻得

uI2=UI2cos[2π(fc-fL)t-φL]。

由此可見，兩中頻信號(hào)uI1和uI2之間的載波相位差仍為φ，即兩個(gè)天線接收的2個(gè)高頻信號(hào)采用同一本振差頻到較低的中頻上后，2個(gè)信號(hào)載波相位之差保持不變。因此，可以通過提取中頻信號(hào)的相位差得到高頻信號(hào)的相位差。

載波相位測(cè)向系統(tǒng)由地面處理終端、天線、耦合器、濾波器、低噪放和功放等組成。圖2為載波相位測(cè)向系統(tǒng)的實(shí)現(xiàn)方框圖，其中，上行校準(zhǔn)信號(hào)通過高速DAC轉(zhuǎn)換成模擬信號(hào)送入上變頻信道，然后送給4個(gè)接收天線下的耦合器完成與天線信號(hào)的耦合，產(chǎn)生天線信號(hào)和實(shí)時(shí)校準(zhǔn)信號(hào)的耦合信號(hào)送入4個(gè)下變頻信道；天線信號(hào)和實(shí)時(shí)校準(zhǔn)信號(hào)以碼分方式共存，四路高速ADC分別接收4個(gè)下變頻信道送來的天線信號(hào)和實(shí)時(shí)校準(zhǔn)信號(hào)的耦合信號(hào)，轉(zhuǎn)換成數(shù)字信號(hào)后送入地面信號(hào)處理終端的載波偽碼同步器，完成載波同步，載波同步器完成信號(hào)解調(diào)后輸出載波相位，載波相位經(jīng)計(jì)算處理后最終得到目標(biāo)方位角。系統(tǒng)中，天線陣由4個(gè)子陣組成，每個(gè)子陣間距離為1.5λ(其中λ為信號(hào)波長(zhǎng))，利用距離最近的兩個(gè)天線陣接收信號(hào)的載波相位差得到無模糊范圍較大、精度較低的方位值，利用距離最遠(yuǎn)兩天線陣接收信號(hào)的載波相位差提高測(cè)向的精度，系統(tǒng)測(cè)向精度可達(dá)3mrad。

2.2 目標(biāo)跟蹤功能的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

地面處理終端完成目標(biāo)方位角的實(shí)時(shí)解算后，將目標(biāo)方位角通過RS422通信串口送至伺服控制系統(tǒng)，伺服控制系統(tǒng)根據(jù)收到的目標(biāo)方位角實(shí)時(shí)控制天線指向，實(shí)現(xiàn)目標(biāo)飛行全程地面系統(tǒng)對(duì)目標(biāo)的實(shí)時(shí)準(zhǔn)確跟蹤。

2.3 目標(biāo)自主定位功能的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

本系統(tǒng)采用相干測(cè)距方式完成目標(biāo)測(cè)距。地面處理終端通過信息測(cè)量幀編幀擴(kuò)頻后，利用上行鏈路發(fā)送到飛行目標(biāo)；飛行目標(biāo)上應(yīng)答機(jī)捕獲到上行信號(hào)后進(jìn)行數(shù)據(jù)幀結(jié)構(gòu)的相干轉(zhuǎn)發(fā)，地面處理終端接收到下行信號(hào)后進(jìn)行解擴(kuò)、解調(diào)、幀同步。地面處理終端采集發(fā)送和接收的偽碼相位差可計(jì)算出地面站和飛行目標(biāo)之間的雙向信號(hào)傳輸時(shí)延，通過時(shí)延測(cè)量實(shí)現(xiàn)目標(biāo)飛行器的距離測(cè)量。

系統(tǒng)完成目標(biāo)測(cè)向、測(cè)距后，通過遙測(cè)數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)下傳的目標(biāo)飛行器高度信息完成目標(biāo)飛行器的自主定位。

3 測(cè)向誤差分析

由式(1)可得

(2)

同時(shí)考慮測(cè)相誤差(dφ)、兩天線相位中心間距誤差(dd)和頻率誤差(df)對(duì)測(cè)向精度的影響，對(duì)式(2)取微分，有：

即有：

(3)

化簡(jiǎn)得：

從以上分析可知，系統(tǒng)測(cè)向誤差源主要包括：測(cè)相誤差(dφ)、兩個(gè)天線陣的相位中心間距誤差(dd)和頻率誤差(df)等部分。由于載波頻率f遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于頻率誤差df，頻率誤差對(duì)測(cè)向誤差的影響可忽略不計(jì)，因此，系統(tǒng)的測(cè)向誤差我們主要考慮測(cè)相誤差(dφ)兩天線相位中心間距誤差(dd)[4]，但在實(shí)際工作過程中，除了上面的3個(gè)誤差源以外，還有通道校零誤差、兩個(gè)天線相位中心在其法線方向上的變形誤差(ΔF)及初始指北誤差。

為了減小系統(tǒng)測(cè)向誤差，提高測(cè)向精度，本系統(tǒng)設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)時(shí)采用了如下方案及措施：

1) 采用4個(gè)天線陣測(cè)向方案，增加了系統(tǒng)中最遠(yuǎn)兩個(gè)天線陣的間距，本系統(tǒng)中最遠(yuǎn)天線陣相位中心間距為4.5λ，確保由測(cè)相誤差(dφ)引入的測(cè)向誤差小于1.0mrad；

2) 天線陣選擇形變小的材料加工而成，同時(shí)經(jīng)過高精度校零，確保由兩天線相位中心在其法線方向上的形變誤差(ΔF)引入的測(cè)向誤差小于0.4mrad，由兩天線相位中心間距誤差(dd)引入的測(cè)向誤差小于0.1mrad；

3) 系統(tǒng)采用專門的校準(zhǔn)通道對(duì)信號(hào)鏈路及信道時(shí)延進(jìn)行實(shí)時(shí)校準(zhǔn)，確保系統(tǒng)通道校零誤差小于0.5mrad；

4) 系統(tǒng)初始指北誤差小于1.0mrad。

通過以上分析及設(shè)計(jì)，系統(tǒng)測(cè)向誤差小于3mrad。

4 系統(tǒng)性能測(cè)試及試驗(yàn)驗(yàn)證

本系統(tǒng)已成功應(yīng)用于某低空小型無人機(jī)的地面測(cè)控系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了無人機(jī)的無線電自主定位。為了驗(yàn)證系統(tǒng)性能，該無人機(jī)系統(tǒng)在國(guó)內(nèi)某機(jī)場(chǎng)開展了飛行性能驗(yàn)證試驗(yàn)，在整個(gè)飛行全程對(duì)系統(tǒng)的性能及功能進(jìn)行了測(cè)試，通過與GPS導(dǎo)航數(shù)據(jù)的比對(duì)，實(shí)測(cè)得到系統(tǒng)的測(cè)向精度為3mrad，具體試驗(yàn)結(jié)果見圖3和4。

圖3 系統(tǒng)測(cè)向誤差、GPS導(dǎo)航與自主定位經(jīng)緯度測(cè)量值對(duì)比圖

圖4 載波相位測(cè)向系統(tǒng)自主定位航跡與GPS導(dǎo)航航跡對(duì)比圖

5 結(jié)論

對(duì)一種基于載波相位測(cè)向的自主定位跟蹤系統(tǒng)設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)進(jìn)行了詳細(xì)描述，通過飛行性能驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果，驗(yàn)證了系統(tǒng)性能的優(yōu)越性以及系統(tǒng)方案的正確性。

[1] 肖秀麗.干涉儀測(cè)向原理[J].中國(guó)無線電，2006，(5)：43-44.(Xiao Xiuli. Principle of Direction Finding by Interferometer[J]. China Radio, 2006, (5):43-44.)

[2] 池慶璽，司錫才，卓志敏.相位測(cè)向系統(tǒng)中解模糊方法研究[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2005，25(4)：267-268.(Chi Qingxi,Si Xicai,Zhuo Zhimin. Method to Resolve Ambiguity in the Direction Finding System by Phase[J].Journal of Projectiles,Rockets,Missiles and Guidance, 2005, 25(4):267-268.)

[3] 司偉建，初萍.干涉儀測(cè)向解模糊方法[J].應(yīng)用科技，2007，34(9)：54-55.(Si Weijian,Chu Ping. Research on the Ways of Solving Direction Finding Ambiguity for Interferometer[J].Applied Science and Technology, 2007, 34(9):54-55.)

[4] 楊忠.一種基于干涉儀體制的機(jī)載測(cè)向技術(shù)研究[J]. 無線電工程，2010，40(12)：58-59.(Yang Zhong. Research on an Airborne DF Technique Based on Interferometer[J]. Radio Engineering, 2010, 40(12):58-59.)

The Design and Implementation of an Autonomous Orientation Tracking System Based on Carrier Phase Direction-Finding

DENG Zhijun1CAO Jianwen1SHI Jinchao2ZHANG Yaxiang3ZHANG Feng1

1.China Academy of Launch Vehicle Technology Research and Development Center，Beijing 100076，China 2.China Academy of Aerospace Electronics Technology，Beijing 100094，China 3.Beijing Research Institute of Telemetry，Beijing 100076，China

Anautonomousorientationtrackingsystembasedonthecarrierphasedirection-findingisdesignedandimplementedregardinglow-altitudeSUAV.TheGPSandotherexternalnavigationsatellitesystemsarenotreliedoninthissystem,butthroughmeasuringthehigh-precisionangle,rangingandheightofvehicletoachievethereal-timetrackingandorientationforaircraft.

Carrierphase;Direction-finding;Autonomousorientation;Tracking

2013-03-12

鄧志均(1973-)，女，重慶人，碩士，高級(jí)工程師，主要從事測(cè)控通信系統(tǒng)研究工作；曹建文(1981-),男，黑龍江人，碩士，工程師，主要從事測(cè)控通信系統(tǒng)研究工作；史進(jìn)朝(1973-)，男，河北人，碩士，高級(jí)工程師，主要從事電子技術(shù)研究工作；張亞祥(1966-)，男，貴州人，本科，高級(jí)工程師，主要從事測(cè)控通信系統(tǒng)研究工作；張 鳳(1987-)，女，北京人，碩士，助理工程師，主要從事通信與信息系統(tǒng)研究工作。

TN965

A

1006-3242(2014)03-0057-05