基于系留放飛雙模無人機的雷達標校方法研究

苗 菁 李 歸 姚 元 邾立志

（1.南京電子技術(shù)研究所 南京 210039）（2.南京理工大學計算機科學與工程學院 南京 210094）

1 引言

雷達對目標的測量精度是關系到其作戰(zhàn)使用效能的核心指標。為了保證測量精度，須對測量誤差進行修正。雷達測量誤差包括隨機誤差和系統(tǒng)誤差，其中隨機誤差與信噪比、多徑、雜波等因素相關，一般不可消除；系統(tǒng)誤差與安裝誤差、平臺形變、機電軸誤差及導航誤差等相關，可通過標校將測量值與真值比對來進行修正［1～2］。

傳統(tǒng)雷達標校方法主要有高塔標校［3］、衛(wèi)星標校［4］和民航標校［5～6］等，在效率、適應性、機動性、通用性等方面存在不足。高塔標校需建設標校塔或?qū)Ｓ靡苿訕诵＼嚕杀靖撸M織標校活動不便；衛(wèi)星標校受艦艇搖擺與衛(wèi)星重返時間制約；基于民航廣播式自動相關監(jiān)視（ADS-B）系統(tǒng)的標校方法真值與雷達測量值時間對準困難，標定精度差。近年來，在全球衛(wèi)星導航系統(tǒng)（GNSS）支持下進行標校的方法逐漸成熟［7］，其與無人機平臺結(jié)合，具有經(jīng)濟、快捷、可動態(tài)部署的特點，可有效解決上述問題，是雷達標校系統(tǒng)的重要發(fā)展方向。

GNSS 測量精度是準確標校雷達的基礎［8］，采用差分GPS（DGPS）技術(shù)［9］和RTK 技術(shù)［10］可將三維定位精度提高到厘米級。將高精度GNSS接收機放在無人機上，雷達跟蹤該目標，獲得固定翼無人機［11～12］或懸停無人機［13～14］定位數(shù)據(jù)和雷達測量數(shù)據(jù)后，進行坐標轉(zhuǎn)換和數(shù)據(jù)處理，即可標定雷達系統(tǒng)誤差。利用無人機對艦載雷達進行標校，還應從局部基準獲取艦姿態(tài)修正值以克服艦船搖擺所帶來的不利影響［15～16］。

本文提出了采用系留放飛雙模多旋翼無人機平臺結(jié)合空饋任務載荷、信號源、信標機和DGPS設備等構(gòu)建標校系統(tǒng)的方法，對某艦載雷達進行波瓣圖繪制和模擬運動目標標校場景下的射頻鏈路進行分析計算，給出試驗方案，并開展了相關驗證工作。

2 系留放飛雙模無人機標校系統(tǒng)的組成與原理

針對無人機標校在精度、穩(wěn)定度、連續(xù)工作時間、特殊使用環(huán)境、載荷、可靠性等方面的較高要求，選用一種新型系留放飛雙模無人機平臺構(gòu)建標校系統(tǒng)。該系統(tǒng)由雙模無人機系統(tǒng)、空饋任務載荷、差分GPS 設備、信號源/信標機、無線數(shù)傳設備等組成。

雙模即“系留模式”加“放飛模式”，即同一無人機通過電源切換，實現(xiàn)系留和自由飛行兩種工作狀態(tài)。雙模無人機系統(tǒng)由多旋翼無人飛行器、系留線纜及收放裝置、供電系統(tǒng)、地面控制站等構(gòu)成，其系留升限為300m，可長時間空中懸停，克服了常規(guī)無人機連續(xù)工作時間短（約30min）的問題。雙模無人機可搭載各種任務設備，在不同場景下靈活選擇多種作業(yè)模式，全天候、全天時地完成多種任務。雙模無人機在斷開復合光纜的情況下，可像常規(guī)無人機一樣自由飛行。

無人機采用GPS 載波相位實時差分傳輸技術(shù)和高穩(wěn)定飛控對無人機位置進行實時修正。通過利用DGPS、飛控、慣導、加速度計、陀螺儀、磁傳感器、氣壓計等多種傳感器數(shù)據(jù)，保證無人機位置姿態(tài)數(shù)據(jù)的平滑和穩(wěn)定，滿足雷達標校條件。

空饋任務載荷采用寬頻帶設計，主要用于L、S、C、X、Ku 波段的信號接收、放大及轉(zhuǎn)發(fā)，其A 端、B端接高增益喇叭天線，原理框圖如圖2所示。

3 射頻鏈路計算

3.1 天線波瓣圖測試

利用雙模無人機標校系統(tǒng)繪制天線波瓣圖須開啟上行鏈路：地面信號源/信標機產(chǎn)生連續(xù)波信號，經(jīng)空饋任務載荷收發(fā)組件的發(fā)射通道放大后通過天線輻射至空間，被雷達接收，見圖3。

圖3 中，信號源天線發(fā)射功率為P，增益為G；空饋任務載荷A 端天線用于接收，有效孔徑為AA，增益為GA，口面處能流密度為Sur，接收信號功率為Pur；空饋任務載荷B端發(fā)射天線增益為GB；信號源天線到空饋任務載荷A 端天線的距離為l；空饋組件增益為M；空饋任務載荷發(fā)射功率為Put；無人機平臺到雷達的距離為R，雷達接收增益為Gr，雷達前端收到信號能流密度為Sr，功率為Pr。這些物理量存在以下關系：

綜合式（1）～（6）得到

3.2 模擬目標測試

利用雙模無人機標校系統(tǒng)模擬運動目標須開啟下行鏈路：空饋任務載荷接收到雷達信號，轉(zhuǎn)發(fā)給信標機（見圖4）。信標機將信號延時、加多普勒頻移后再通過上行鏈路轉(zhuǎn)發(fā)給雷達。

圖4中雷達發(fā)射功率為Pt，發(fā)射增益為Gt；無人機平臺到雷達的距離為Rd；空饋任務載荷B 端天線用于接收，有效孔徑為AB，增益為GB，口面處能流密度為Sdr，接收信號功率為Pdr，信標機天線有效孔徑為As，雷達信號在信標機天線處的能流密度為Ss，輸入信號功率為Pd。這些物理量存在以下關系：

綜合式（8）～（13）可知

4 試驗驗證及分析

4.1 無人機懸停精度分析

波瓣圖繪制過程中，需要無人機具有校高的懸停精度。

無人機采用GPS載波相位實時差分傳輸技術(shù)，無人機的位置信息實時發(fā)送到地面站并被記錄，通過對無人機的GPS數(shù)據(jù)與基站GPS數(shù)據(jù)進行比對，得到無人機相對基站位置的偏離值，求其均方根誤差（RMSE）以分析懸停穩(wěn)定情況。

在2級到5級風速條件下試飛錄取數(shù)據(jù)對懸停精度進行分析，結(jié)果表明雙模無人機懸停水平和高度均方根誤差不大于11cm，航向角、滾轉(zhuǎn)角和俯仰角均方根誤差不大于0.7°，此精度可滿足一般雷達的標校需求。

試飛誤差數(shù)據(jù)見表1。

表1 系留無人機懸停精度分析

其中，第一架次飛行數(shù)據(jù)見圖5～圖12。

圖1 系留放飛雙模無人機組成示意圖

圖2 空饋任務載荷原理框圖

圖3 上行鏈路信號流程圖

圖4 下行鏈路信號流程圖

圖5 飛行高度隨時間變化圖

圖6 水平誤差分布圖（相對懸停中心）

圖7 懸停時X向（向東）偏差隨時間變化圖

圖8 懸停時Y向（向北）偏差隨時間變化圖

圖9 懸停時Z向（向天頂）偏差隨時間變化圖

圖10 懸停時航向角偏差隨時間變化圖

圖11 懸停時滾轉(zhuǎn)角偏差隨時間變化圖

圖12 懸停時俯仰角偏差隨時間變化圖

4.2 波瓣圖繪制

被測雷達Gr=X1dB，工作波長λ=0.03m。標校系統(tǒng)信號源發(fā)射功率P=33dBm，G=13dB，空饋組件增益M=50dB，喇叭天線GA=GB=20dB，根據(jù)雷達周邊環(huán)境，確定距離關系l=300m，R=1700m，則雷達前端收到信號功率為(X1-83)dBm，滿足雷達繪制波瓣圖的靈敏度要求。該場景下繪制的雷達接收和波束與方位差波束的波瓣圖見圖13。

圖13 繪制的天線波瓣圖

4.3 模擬運動目標標校

被測雷達Pt=X2dBm，Gt=X3dB，工作波長λ=0.03m。 標校系統(tǒng)Gs=13dB，GA=GB=20dB，L=2dB，根據(jù)雷達周邊環(huán)境，確定距離關系l=200m，Rd=480m。該場景下Pd=(X2+X3-157)dBm，高于信標機的靈敏度（-50dBm），滿足試驗要求。對雷達進行標定，標定結(jié)果詳見4.4節(jié)。

4.4 標校精度對比

按照有關規(guī)定，標校系統(tǒng)測量精度應優(yōu)于被測雷達誤差指標的1/3［17］。利用雙模無人機對雷達進行標定，作為對照，同步采用全站儀和高塔棱鏡進行標定，兩者的標定結(jié)論均為：被測雷達方位與俯仰測角系統(tǒng)誤差均為負偏差，且均在誤差容限內(nèi)（見表2）。無人機法與標校塔法相對偏差約為被測雷達誤差指標的1/10，而全站儀和高塔棱鏡檢定精度優(yōu)于被測雷達誤差指標的1/10。因此無人機標校系統(tǒng)精度優(yōu)于該雷達誤差指標的1/5，滿足該雷達標校需求。

表2 無人機法與標校塔法標校結(jié)果對比表

5 結(jié)語

基于雙模無人機的標校系統(tǒng)具有以下特點：

1）標校形式靈活、動態(tài)、經(jīng)濟。可采用雙模無人機搭載綜合標校設備構(gòu)建快速部署標校系統(tǒng)，部分替代利用標校塔、標校車、軍機的傳統(tǒng)標校方式。

2）空饋接力傳輸信號，兼容性好。信號源/信標機無需搭載升空，可選品種豐富，易于控制信號的延時、多普勒頻移等參數(shù)，同時規(guī)避了這類設備受體積、重量、供電等因素限制難以搭載升空的問題。

3）支持多個不同頻段的雷達同時標校、雷達與光電設備聯(lián)合標校。搭載的綜合標校設備采用寬頻天線，可支持不同波段的雷達同時進行標校，也可支持雷達與光電設備聯(lián)合標校。

4）系留和自由放飛兩種工作模式，適合多種場景、多種環(huán)境條件下的雷達標校。

標校試驗結(jié)果表明，雙模無人機的懸停穩(wěn)定精度高，射頻鏈路計算準確，標校精度能夠滿足某艦載雷達的標校需求。