基于系留放飛雙模無人機(jī)的雷達(dá)標(biāo)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(xué)計(jì)算機(jī)科學(xué)與工程學(xué)院 南京 210094）

1 引言

雷達(dá)對(duì)目標(biāo)的測(cè)量精度是關(guān)系到其作戰(zhàn)使用效能的核心指標(biāo)。為了保證測(cè)量精度，須對(duì)測(cè)量誤差進(jìn)行修正。雷達(dá)測(cè)量誤差包括隨機(jī)誤差和系統(tǒng)誤差，其中隨機(jī)誤差與信噪比、多徑、雜波等因素相關(guān)，一般不可消除；系統(tǒng)誤差與安裝誤差、平臺(tái)形變、機(jī)電軸誤差及導(dǎo)航誤差等相關(guān)，可通過標(biāo)校將測(cè)量值與真值比對(duì)來進(jìn)行修正［1～2］。

傳統(tǒng)雷達(dá)標(biāo)校方法主要有高塔標(biāo)校［3］、衛(wèi)星標(biāo)校［4］和民航標(biāo)校［5～6］等，在效率、適應(yīng)性、機(jī)動(dòng)性、通用性等方面存在不足。高塔標(biāo)校需建設(shè)標(biāo)校塔或?qū)Ｓ靡苿?dòng)標(biāo)校車，成本高，組織標(biāo)校活動(dòng)不便；衛(wèi)星標(biāo)校受艦艇搖擺與衛(wèi)星重返時(shí)間制約；基于民航廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視（ADS-B）系統(tǒng)的標(biāo)校方法真值與雷達(dá)測(cè)量值時(shí)間對(duì)準(zhǔn)困難，標(biāo)定精度差。近年來，在全球衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)（GNSS）支持下進(jìn)行標(biāo)校的方法逐漸成熟［7］，其與無人機(jī)平臺(tái)結(jié)合，具有經(jīng)濟(jì)、快捷、可動(dòng)態(tài)部署的特點(diǎn)，可有效解決上述問題，是雷達(dá)標(biāo)校系統(tǒng)的重要發(fā)展方向。

GNSS 測(cè)量精度是準(zhǔn)確標(biāo)校雷達(dá)的基礎(chǔ)［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(jí)。將高精度GNSS接收機(jī)放在無人機(jī)上，雷達(dá)跟蹤該目標(biāo)，獲得固定翼無人機(jī)［11～12］或懸停無人機(jī)［13～14］定位數(shù)據(jù)和雷達(dá)測(cè)量數(shù)據(jù)后，進(jìn)行坐標(biāo)轉(zhuǎn)換和數(shù)據(jù)處理，即可標(biāo)定雷達(dá)系統(tǒng)誤差。利用無人機(jī)對(duì)艦載雷達(dá)進(jìn)行標(biāo)校，還應(yīng)從局部基準(zhǔn)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(jī)平臺(tái)結(jié)合空饋任務(wù)載荷、信號(hào)源、信標(biāo)機(jī)和DGPS設(shè)備等構(gòu)建標(biāo)校系統(tǒng)的方法，對(duì)某艦載雷達(dá)進(jìn)行波瓣圖繪制和模擬運(yùn)動(dòng)目標(biāo)標(biāo)校場(chǎng)景下的射頻鏈路進(jìn)行分析計(jì)算，給出試驗(yàn)方案，并開展了相關(guān)驗(yàn)證工作。

2 系留放飛雙模無人機(jī)標(biāo)校系統(tǒng)的組成與原理

針對(duì)無人機(jī)標(biāo)校在精度、穩(wěn)定度、連續(xù)工作時(shí)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(jī)平臺(tái)構(gòu)建標(biāo)校系統(tǒng)。該系統(tǒng)由雙模無人機(jī)系統(tǒng)、空饋任務(wù)載荷、差分GPS 設(shè)備、信號(hào)源/信標(biāo)機(jī)、無線數(shù)傳設(shè)備等組成。

雙模即“系留模式”加“放飛模式”，即同一無人機(jī)通過電源切換，實(shí)現(xiàn)系留和自由飛行兩種工作狀態(tài)。雙模無人機(jī)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(zhǎng)時(shí)間空中懸停，克服了常規(guī)無人機(jī)連續(xù)工作時(shí)間短（約30min）的問題。雙模無人機(jī)可搭載各種任務(wù)設(shè)備，在不同場(chǎng)景下靈活選擇多種作業(yè)模式，全天候、全天時(shí)地完成多種任務(wù)。雙模無人機(jī)在斷開復(fù)合光纜的情況下，可像常規(guī)無人機(jī)一樣自由飛行。

無人機(jī)采用GPS 載波相位實(shí)時(shí)差分傳輸技術(shù)和高穩(wěn)定飛控對(duì)無人機(jī)位置進(jìn)行實(shí)時(shí)修正。通過利用DGPS、飛控、慣導(dǎo)、加速度計(jì)、陀螺儀、磁傳感器、氣壓計(jì)等多種傳感器數(shù)據(jù)，保證無人機(jī)位置姿態(tài)數(shù)據(jù)的平滑和穩(wěn)定，滿足雷達(dá)標(biāo)校條件。

空饋任務(wù)載荷采用寬頻帶設(shè)計(jì)，主要用于L、S、C、X、Ku 波段的信號(hào)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(jì)算

3.1 天線波瓣圖測(cè)試

利用雙模無人機(jī)標(biāo)校系統(tǒng)繪制天線波瓣圖須開啟上行鏈路：地面信號(hào)源/信標(biāo)機(jī)產(chǎn)生連續(xù)波信號(hào)，經(jīng)空饋任務(wù)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(dá)接收，見圖3。

圖3 中，信號(hào)源天線發(fā)射功率為P，增益為G；空饋任務(wù)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(hào)功率為Pur；空饋任務(wù)載荷B端發(fā)射天線增益為GB；信號(hào)源天線到空饋任務(wù)載荷A 端天線的距離為l；空饋組件增益為M；空饋任務(wù)載荷發(fā)射功率為Put；無人機(jī)平臺(tái)到雷達(dá)的距離為R，雷達(dá)接收增益為Gr，雷達(dá)前端收到信號(hào)能流密度為Sr，功率為Pr。這些物理量存在以下關(guān)系：

綜合式（1）～（6）得到

3.2 模擬目標(biāo)測(cè)試

利用雙模無人機(jī)標(biāo)校系統(tǒng)模擬運(yùn)動(dòng)目標(biāo)須開啟下行鏈路：空饋任務(wù)載荷接收到雷達(dá)信號(hào)，轉(zhuǎn)發(fā)給信標(biāo)機(jī)（見圖4）。信標(biāo)機(jī)將信號(hào)延時(shí)、加多普勒頻移后再通過上行鏈路轉(zhuǎn)發(fā)給雷達(dá)。

圖4中雷達(dá)發(fā)射功率為Pt，發(fā)射增益為Gt；無人機(jī)平臺(tái)到雷達(dá)的距離為Rd；空饋任務(wù)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(hào)功率為Pdr，信標(biāo)機(jī)天線有效孔徑為As，雷達(dá)信號(hào)在信標(biāo)機(jī)天線處的能流密度為Ss，輸入信號(hào)功率為Pd。這些物理量存在以下關(guān)系：

綜合式（8）～（13）可知

4 試驗(yàn)驗(yàn)證及分析

4.1 無人機(jī)懸停精度分析

波瓣圖繪制過程中，需要無人機(jī)具有校高的懸停精度。

無人機(jī)采用GPS載波相位實(shí)時(shí)差分傳輸技術(shù)，無人機(jī)的位置信息實(shí)時(shí)發(fā)送到地面站并被記錄，通過對(duì)無人機(jī)的GPS數(shù)據(jù)與基站GPS數(shù)據(jù)進(jìn)行比對(duì)，得到無人機(jī)相對(duì)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(jí)到5級(jí)風(fēng)速條件下試飛錄取數(shù)據(jù)對(duì)懸停精度進(jìn)行分析，結(jié)果表明雙模無人機(jī)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(dá)的標(biāo)校需求。

試飛誤差數(shù)據(jù)見表1。

表1 系留無人機(jī)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(jī)組成示意圖

圖2 空饋任務(wù)載荷原理框圖

圖3 上行鏈路信號(hào)流程圖

圖4 下行鏈路信號(hào)流程圖

圖5 飛行高度隨時(shí)間變化圖

圖6 水平誤差分布圖（相對(duì)懸停中心）

圖7 懸停時(shí)X向（向東）偏差隨時(shí)間變化圖

圖8 懸停時(shí)Y向（向北）偏差隨時(shí)間變化圖

圖9 懸停時(shí)Z向（向天頂）偏差隨時(shí)間變化圖

圖10 懸停時(shí)航向角偏差隨時(shí)間變化圖

圖11 懸停時(shí)滾轉(zhuǎn)角偏差隨時(shí)間變化圖

圖12 懸停時(shí)俯仰角偏差隨時(shí)間變化圖

4.2 波瓣圖繪制

被測(cè)雷達(dá)Gr=X1dB，工作波長(zhǎng)λ=0.03m。標(biāo)校系統(tǒng)信號(hào)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(dá)周邊環(huán)境，確定距離關(guān)系l=300m，R=1700m，則雷達(dá)前端收到信號(hào)功率為(X1-83)dBm，滿足雷達(dá)繪制波瓣圖的靈敏度要求。該場(chǎng)景下繪制的雷達(dá)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(yùn)動(dòng)目標(biāo)標(biāo)校

被測(cè)雷達(dá)Pt=X2dBm，Gt=X3dB，工作波長(zhǎng)λ=0.03m。 標(biāo)校系統(tǒng)Gs=13dB，GA=GB=20dB，L=2dB，根據(jù)雷達(dá)周邊環(huán)境，確定距離關(guān)系l=200m，Rd=480m。該場(chǎng)景下Pd=(X2+X3-157)dBm，高于信標(biāo)機(jī)的靈敏度（-50dBm），滿足試驗(yàn)要求。對(duì)雷達(dá)進(jìn)行標(biāo)定，標(biāo)定結(jié)果詳見4.4節(jié)。

4.4 標(biāo)校精度對(duì)比

按照有關(guān)規(guī)定，標(biāo)校系統(tǒng)測(cè)量精度應(yīng)優(yōu)于被測(cè)雷達(dá)誤差指標(biāo)的1/3［17］。利用雙模無人機(jī)對(duì)雷達(dá)進(jìn)行標(biāo)定，作為對(duì)照，同步采用全站儀和高塔棱鏡進(jìn)行標(biāo)定，兩者的標(biāo)定結(jié)論均為：被測(cè)雷達(dá)方位與俯仰測(cè)角系統(tǒng)誤差均為負(fù)偏差，且均在誤差容限內(nèi)（見表2）。無人機(jī)法與標(biāo)校塔法相對(duì)偏差約為被測(cè)雷達(dá)誤差指標(biāo)的1/10，而全站儀和高塔棱鏡檢定精度優(yōu)于被測(cè)雷達(dá)誤差指標(biāo)的1/10。因此無人機(jī)標(biāo)校系統(tǒng)精度優(yōu)于該雷達(dá)誤差指標(biāo)的1/5，滿足該雷達(dá)標(biāo)校需求。

表2 無人機(jī)法與標(biāo)校塔法標(biāo)校結(jié)果對(duì)比表

5 結(jié)語

基于雙模無人機(jī)的標(biāo)校系統(tǒng)具有以下特點(diǎn)：

1）標(biāo)校形式靈活、動(dòng)態(tài)、經(jīng)濟(jì)。可采用雙模無人機(jī)搭載綜合標(biāo)校設(shè)備構(gòu)建快速部署標(biāo)校系統(tǒng)，部分替代利用標(biāo)校塔、標(biāo)校車、軍機(jī)的傳統(tǒng)標(biāo)校方式。

2）空饋接力傳輸信號(hào)，兼容性好。信號(hào)源/信標(biāo)機(jī)無需搭載升空，可選品種豐富，易于控制信號(hào)的延時(shí)、多普勒頻移等參數(shù)，同時(shí)規(guī)避了這類設(shè)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(gè)不同頻段的雷達(dá)同時(shí)標(biāo)校、雷達(dá)與光電設(shè)備聯(lián)合標(biāo)校。搭載的綜合標(biāo)校設(shè)備采用寬頻天線，可支持不同波段的雷達(dá)同時(shí)進(jìn)行標(biāo)校，也可支持雷達(dá)與光電設(shè)備聯(lián)合標(biāo)校。

4）系留和自由放飛兩種工作模式，適合多種場(chǎng)景、多種環(huán)境條件下的雷達(dá)標(biāo)校。

標(biāo)校試驗(yàn)結(jié)果表明，雙模無人機(jī)的懸停穩(wěn)定精度高，射頻鏈路計(jì)算準(zhǔn)確，標(biāo)校精度能夠滿足某艦載雷達(dá)的標(biāo)校需求。