一種基于載波相位測向的自主定位跟蹤系統設計與實現

鄧志均 曹建文 史進朝 張亞祥 張鳳

1.中國運載火箭技術研究院研究發展中心，北京 100076 2.中國航天電子技術研究院，北京 100094 3.北京遙測技術研究所，北京 100076

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一種基于載波相位測向的自主定位跟蹤系統設計與實現

鄧志均1曹建文1史進朝2張亞祥3張鳳1

1.中國運載火箭技術研究院研究發展中心，北京 100076 2.中國航天電子技術研究院，北京 100094 3.北京遙測技術研究所，北京 100076

針對低空小型無人飛行器，設計并實現了一種基于載波相位測向的自主定位跟蹤系統，該系統不依賴GPS等外部導航衛星系統，通過對飛行器的高精度測角、測距及高度測量，實現飛行器的實時跟蹤及定位。

載波相位；測向；自主定位；跟蹤

在傳統的導航定位及跟蹤方式下，低空小型無人飛行器的導航定位及跟蹤功能普遍依賴于GPS，BD等導航衛星系統。上述方法都是通過與外界衛星系統的數據通信鏈對飛行器進行導航定位和引導跟蹤，在復雜惡劣條件下，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。因此，為低空小型飛行器提供一種自主定位跟蹤手段，確保其在復雜環境條件下，具有較強的自主飛行決策控制能力，對提高其生存能力具有非常重要的意義。

本文針對低空小型無人飛行器，設計并實現了一種基于載波相位測向的自主定位跟蹤系統，該系統不依賴GPS等外部導航衛星系統，通過對飛行器的高精度測角、測距及高度測量，實現飛行器的實時跟蹤及定位。系統設計在突破載波相位測向、信號合成、下行信道時延實時校準等一系列關鍵技術的基礎上，在工程實現上進一步解決了測角校零、校準信號實時功率控制、目標穩定跟蹤、目標快速捕獲等一系列難點問題，確保了系統跟蹤定位的高精度。試驗驗證表明，系統跟蹤定位精度高，工作穩定靈活。

1 載波相位測向原理

載波相位測向方法利用多個天線接收信號載波之間的相位差進行測向[1]。如圖1所示，設θ方向有一遠區發射機，則到達接收點的電波近似為平面波。

圖1 載波相位測向示意圖

設兩個天線相位中心間距為d，則它們所收到的信號由于存在波程差ΔR而產生載波相位差φ，由圖1可知

(1)

其中，λ為接收信號載波波長。如果采用相位計進行比相，測出其相位差φ，就可以確定目標的方向θ。

2 系統的設計與實現

2.1 載波相位測向功能的設計與實現

要實現載波相位測向，必須得到多個天線接收信號載波之間的相位差[2]。由于在較低頻率上比較容易實現比相，因此，通常將兩個天線收到的高頻信號經與同一本振信號差頻后，在中頻進行比相。設兩個天線接收的2個高頻信號分別為：

u1=U1cos(2πfct-φ)；u2=U2cos(2πfct)；

本振信號為：uL=ULcos(2πfLt+φL)；

其中，φ為兩信號的載波相位差，φL為本振信號初相。

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uI1和uI2之間的載波相位差仍為φ，即兩個天線接收的2個高頻信號采用同一本振差頻到較低的中頻上后，2個信號載波相位之差保持不變。因此，可以通過提取中頻信號的相位差得到高頻信號的相位差。

載波相位測向系統由地面處理終端、天線、耦合器、濾波器、低噪放和功放等組成。圖2為載波相位測向系統的實現方框圖，其中，上行校準信號通過高速DAC轉換成模擬信號送入上變頻信道，然后送給4個接收天線下的耦合器完成與天線信號的耦合，產生天線信號和實時校準信號的耦合信號送入4個下變頻信道；天線信號和實時校準信號以碼分方式共存，四路高速ADC分別接收4個下變頻信道送來的天線信號和實時校準信號的耦合信號，轉換成數字信號后送入地面信號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解調后輸出載波相位，載波相位經計算處理后最終得到目標方位角。系統中，天線陣由4個子陣組成，每個子陣間距離為1.5λ(其中λ為信號波長)，利用距離最近的兩個天線陣接收信號的載波相位差得到無模糊范圍較大、精度較低的方位值，利用距離最遠兩天線陣接收信號的載波相位差提高測向的精度，系統測向精度可達3mrad。

2.2 目標跟蹤功能的設計與實現

地面處理終端完成目標方位角的實時解算后，將目標方位角通過RS422通信串口送至伺服控制系統，伺服控制系統根據收到的目標方位角實時控制天線指向，實現目標飛行全程地面系統對目標的實時準確跟蹤。

2.3 目標自主定位功能的設計與實現

本系統采用相干測距方式完成目標測距。地面處理終端通過信息測量幀編幀擴頻后，利用上行鏈路發送到飛行目標；飛行目標上應答機捕獲到上行信號后進行數據幀結構的相干轉發，地面處理終端接收到下行信號后進行解擴、解調、幀同步。地面處理終端采集發送和接收的偽碼相位差可計算出地面站和飛行目標之間的雙向信號傳輸時延，通過時延測量實現目標飛行器的距離測量。

系統完成目標測向、測距后，通過遙測數據實時下傳的目標飛行器高度信息完成目標飛行器的自主定位。

3 測向誤差分析

由式(1)可得

(2)

同時考慮測相誤差(dφ)、兩天線相位中心間距誤差(dd)和頻率誤差(df)對測向精度的影響，對式(2)取微分，有：

即有：

(3)

化簡得：

從以上分析可知，系統測向誤差源主要包括：測相誤差(dφ)、兩個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遠遠大于頻率誤差df，頻率誤差對測向誤差的影響可忽略不計，因此，系統的測向誤差我們主要考慮測相誤差(dφ)兩天線相位中心間距誤差(dd)[4]，但在實際工作過程中，除了上面的3個誤差源以外，還有通道校零誤差、兩個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。

為了減小系統測向誤差，提高測向精度，本系統設計實現時采用了如下方案及措施：

1) 采用4個天線陣測向方案，增加了系統中最遠兩個天線陣的間距，本系統中最遠天線陣相位中心間距為4.5λ，確保由測相誤差(dφ)引入的測向誤差小于1.0mrad；

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

3) 系統采用專門的校準通道對信號鏈路及信道時延進行實時校準，確保系統通道校零誤差小于0.5mrad；

4) 系統初始指北誤差小于1.0mrad。

通過以上分析及設計，系統測向誤差小于3mrad。

4 系統性能測試及試驗驗證

本系統已成功應用于某低空小型無人機的地面測控系統，實現了無人機的無線電自主定位。為了驗證系統性能，該無人機系統在國內某機場開展了飛行性能驗證試驗，在整個飛行全程對系統的性能及功能進行了測試，通過與GPS導航數據的比對，實測得到系統的測向精度為3mrad，具體試驗結果見圖3和4。

圖3 系統測向誤差、GPS導航與自主定位經緯度測量值對比圖

圖4 載波相位測向系統自主定位航跡與GPS導航航跡對比圖

5 結論

對一種基于載波相位測向的自主定位跟蹤系統設計與實現進行了詳細描述，通過飛行性能驗證試驗結果，驗證了系統性能的優越性以及系統方案的正確性。

[1] 肖秀麗.干涉儀測向原理[J].中國無線電，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.相位測向系統中解模糊方法研究[J].彈箭與制導學報，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.干涉儀測向解模糊方法[J].應用科技，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載測向技術研究[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，高級工程師，主要從事測控通信系統研究工作；曹建文(1981-),男，黑龍江人，碩士，工程師，主要從事測控通信系統研究工作；史進朝(1973-)，男，河北人，碩士，高級工程師，主要從事電子技術研究工作；張亞祥(1966-)，男，貴州人，本科，高級工程師，主要從事測控通信系統研究工作；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研究工作。

TN965

A

1006-3242(2014)03-0057-05