動態(tài)標(biāo)校測試系統(tǒng)設(shè)計與分析

朱玉成

摘要：設(shè)計了基于無人機平臺的動態(tài)標(biāo)校測試系統(tǒng)。該測試系統(tǒng)能較好滿足雷達(dá)俯仰角的標(biāo)校測試。

關(guān)鍵詞：轉(zhuǎn)發(fā)式目標(biāo)模擬器；衛(wèi)星差分定位系統(tǒng)；動態(tài)標(biāo)校測試系統(tǒng)

中圖分類號：TP216 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1007-9416（2018）06-0144-02

為了檢驗雷達(dá)的發(fā)射方向的性能，需要對雷達(dá)發(fā)射波束和接收波束進(jìn)行俯仰向的標(biāo)校。傳統(tǒng)標(biāo)校方法采用模擬信號塔等辦法。利用信號塔的方法，模擬信號的高度一般無法改變，模擬信號的位置也無法改變，缺乏靈活性。利用無人機平臺搭載模擬器對雷達(dá)進(jìn)行標(biāo)校，充分利用無人機飛行高度、位置、速度可以靈活控制的優(yōu)點，可以實現(xiàn)內(nèi)容豐富的全面標(biāo)校，拓展了雷達(dá)標(biāo)校方法。

1 轉(zhuǎn)發(fā)式目標(biāo)模擬器工作原理

轉(zhuǎn)發(fā)式目標(biāo)模擬器通過內(nèi)部接受通道接受雷達(dá)輻射信號，將接收到的信號進(jìn)行時延、調(diào)幅等處理，再由發(fā)射通道輻射出經(jīng)過調(diào)制的信號，由雷達(dá)接收，此時雷達(dá)將此回波信號識別為一動目標(biāo)，則該模擬目標(biāo)的方位角及俯仰角為無人機的方位角和俯仰角，而距離和目標(biāo)類型則由調(diào)制信號的時延和幅度確定[1]。轉(zhuǎn)發(fā)式目標(biāo)模擬器系統(tǒng)框圖見圖1。主要由射頻鏈路單元、基帶處理單元及功放單元組成。射頻鏈路單元包含上下變頻模塊、頻綜模塊和大功率功放模塊。

1.1 射頻鏈路單元

射頻鏈路單元由功率變換模塊和頻率源模塊組成。功率變換下行模塊接收輸入信號，通過自動增益調(diào)節(jié)AGC將輸入信號調(diào)整到固定功率給基帶信號處理單元；上行模塊將基帶信號處理輸出的信號進(jìn)行功率控制，使得輸出功率可控，配備功放模塊使得到達(dá)天線的輸出信號功率在輻射傳播一定距離后仍能滿足雷達(dá)接收靈敏度的要求。頻率源模塊采用內(nèi)部的基準(zhǔn)信號產(chǎn)生基帶信號處理模塊所需的時鐘信號。

1.2 基帶處理單元

轉(zhuǎn)發(fā)式目標(biāo)模擬器包含一塊基帶處理單元模塊，由DRFM（數(shù)字射頻存儲器）實現(xiàn)。DRFM把輸入的雷達(dá)發(fā)射信號以合適的采樣率數(shù)字化，并在FPGA中完成數(shù)字正交混頻、抽取濾波、瞬時測頻的預(yù)處理工作，并完成調(diào)制目標(biāo)延時和多普勒，用以模擬目標(biāo)的距離和速度。經(jīng)過基帶處理單元調(diào)制或產(chǎn)生的信號進(jìn)行數(shù)字上混頻，最后通過DAC回放。

2 衛(wèi)星差分定位系統(tǒng)工作原理

衛(wèi)星差分定位系統(tǒng)以北斗Ⅱ、GPS雙模多頻點的衛(wèi)星差分定位系統(tǒng)為核心，實時輸出高精度位置和時間信息[2]。

衛(wèi)星差分定位系統(tǒng)由安裝在雷達(dá)上的差分定位參考終端，和安裝在無人機上的差分定位移動終端組成，利用差分定位技術(shù)測量無人機相對于雷達(dá)的距離和方位。

雷達(dá)上的衛(wèi)星差分定位設(shè)備為差分定位參考終端，懸空平臺上的衛(wèi)星差分定位設(shè)備為差分定位移動終端。

2.1 衛(wèi)星差分定位系統(tǒng)主要工作過程

（1）雷達(dá)的差分定位參考終端接收GNSS衛(wèi)星信號，解算出位置信息和載波相位信息，并通過電臺將信息數(shù)據(jù)發(fā)送給安裝在無人機上的差分定位移動終端。（2）差分定位移動終端對接收到的參考站載波相位和本機的載波相位進(jìn)行差分解算，獲得移動終端相對于差分定位參考終端的高精度距離和方位信息，并通過電臺將移動終端的差分定位數(shù)據(jù)傳輸給差分參考終端。（3）差分定位參考終端的便攜計算機根據(jù)手動設(shè)置的差分定位校準(zhǔn)參數(shù)（雷達(dá)的方向、雷達(dá)天線與衛(wèi)星天線之間的位置偏差等）進(jìn)行差分定位數(shù)據(jù)修正，得到符合精度要求的雷達(dá)天線與無人機之間相對位置，包括距離、方位等數(shù)據(jù)。

2.2 無人機時延誤差與補償原理

差分定位解算得到的距離精度可以達(dá)到厘米量級，但是由于差分?jǐn)?shù)據(jù)傳輸以及解算存在延遲，因此解算結(jié)果輸出時刻無人機由于運動將引入測量偏差。差分定位解算時延大約為60ms，差分?jǐn)?shù)據(jù)傳輸時延大約為10ms，按照無人機60km/h的速度計算，整個處理延遲引入的誤差達(dá)到了1.2m，超過了0.1m的定位精度要求。因此需要對無人機差分解算結(jié)果進(jìn)行濾波預(yù)測，彌補處理時延造成的誤差。

濾波預(yù)測原理為采用kalman濾波算法，利用無人機相對雷達(dá)的位置和速度信息進(jìn)行持續(xù)濾波，再結(jié)合對整個處理環(huán)節(jié)時延的實時計算進(jìn)行準(zhǔn)確預(yù)測，降低時延引入的測量誤差，將最終定位精度控制在0.1m以內(nèi)。

3 動態(tài)標(biāo)校測試系統(tǒng)的設(shè)計與分析

動態(tài)標(biāo)校測試系統(tǒng)包含無人機、轉(zhuǎn)發(fā)式目標(biāo)模擬器及衛(wèi)星差分定位系統(tǒng)。無人機平臺上搭載有轉(zhuǎn)發(fā)式目標(biāo)模擬器以及衛(wèi)星差分定位設(shè)備，組成動態(tài)標(biāo)校測試系統(tǒng)[3]。

該系統(tǒng)用于雷達(dá)俯仰角標(biāo)校時，無人機搭載全套系統(tǒng)后起飛至空中。無人機按照預(yù)設(shè)的航路進(jìn)行飛行，以保證無人機始終處于雷達(dá)輻射主瓣內(nèi)，同時朝雷達(dá)徑向飛行。無人機上的轉(zhuǎn)發(fā)式目標(biāo)模擬器接收雷達(dá)輻射信號，進(jìn)行相應(yīng)的調(diào)制后通過機載天線輻射給雷達(dá)天線，雷達(dá)通過天線接收動態(tài)標(biāo)校測試系統(tǒng)給出的模擬目標(biāo)回波解算出無人機相對于雷達(dá)的俯仰角α1。同時衛(wèi)星差分定位系統(tǒng)解算出的無人機和雷達(dá)的精確距離值L，且雷達(dá)天線陣面中心高度H1已知，無人機飛行高度H2已知（此處將雷達(dá)和無人機均簡化為點），則通過L、H1、H2可以解算出無人機相對于雷達(dá)的俯仰角α2，如下式所示：

α2=arc sin{（H2-H1）/L}

通過將α1和α2的值進(jìn)行比對，可以得出雷達(dá)的俯仰角測量精度是否滿足雷達(dá)設(shè)計指標(biāo)。工作示意圖如圖2所示。

4 結(jié)語

本動態(tài)標(biāo)校測試系統(tǒng)注意了各類硬件系統(tǒng)的有機結(jié)合，創(chuàng)新的采用了無人機作為標(biāo)校測試平臺，最大程度的模擬了實際情況，提高了標(biāo)校測試的準(zhǔn)確性和可信度。設(shè)計中采取的衛(wèi)星差分定位系統(tǒng)及轉(zhuǎn)發(fā)式目標(biāo)模擬器均采用了小型化，模塊化設(shè)計，在滿足功能需求的同時減輕了重量，最大程度的提高了無人機的續(xù)航能力。本動態(tài)標(biāo)校測試系統(tǒng)已結(jié)合某型號雷達(dá)進(jìn)行了標(biāo)校測試試驗，順利達(dá)到各項功能指標(biāo)，效果令人滿意。

參考文獻(xiàn)

[1]姬新陽，高山，陳慶良，張海龍，宮福紅，范志鵬.基于無人機GPS的測量雷達(dá)標(biāo)校方法研究[J].火控雷達(dá)技術(shù)，2017，46（01）：73-78.

[2]李景秋，黃煒，王年發(fā)，關(guān)增社.基于旋翼無人機平臺的動態(tài)RCS測量標(biāo)校方法及應(yīng)用[J].電光系統(tǒng)，2016（1）：61-63.

[3]孫軍，孫保杰.RCS測量標(biāo)校中采用無人機吊放標(biāo)準(zhǔn)球的解決方案研究[J].艦船電子對抗，2016，39（04）：19-24.

Abstract：Design the Dynamic calibration test system based on the unpiloted-airplane. This test system can meet the requirements of radar pitch angle calibration well.

Key words：repeater target array-simulator；differential satellite positioning system；dynamic calibration test system