CN101344589A

CN101344589A - 基于gnss反射信号的空间飞行器探测装置

Info

Publication number: CN101344589A
Application number: CNA2008101192484A
Authority: CN
Inventors: 杨东凯; 张波; 张其善; 路勇
Original assignee: Beihang University
Current assignee: Beihang University
Priority date: 2008-08-29
Filing date: 2008-08-29
Publication date: 2009-01-14

Abstract

本发明公开了一种基于GNSS反射信号的空间飞行器探测装置，该探测装置包括有计算机、右旋天线、左旋天线、多普勒延迟映射接收机和反演目标位置解析单元；右旋天线、左旋天线分别连接在多普勒延迟映射接收机的输入端接口上，计算机连接在多普勒延迟映射接收机的输出端接口上；反演目标位置解析单元存储在计算机内。该探测装置综合利用了接收到的GNSS发射的直射信号，以及接收到的GNSS发射的直射信号经空间飞行器反射后的反射信号，来获得空间飞行器在地心直角坐标系下的坐标(X₀，Y₀，Z₀)。

Description

基于GNSS反射信号的空间飞行器探测装置

技术领域

本发明涉及一种探测装置，更特别地说，是指一种基于GNSS反射信号的空间飞行器探测装置。

背景技术

上世纪90年代后，军事技术发展最快也最见效的是依托于卫星技术的信息革命，其标志是外层空间、空中预警和海陆空精确远程打击力量有机结合。与此相应，制海权覆盖范围也就进一步扩大到外层空间和深层水域，其内涵及实现手段也就进一步发展为在外层空间、空中预警两大技术链拉动和引导下，集陆海空远程精确打击技术及其被应用于海上作战的力量结构。而精确打击技术取决于目标探测的准确性。如果不能准确探测敌方目标，无从得知敌方位置，任何地面或海空打击力量都将形同虚设，再多的航空母舰或陆海空部队也只能任人宰割。

目前，对目标进行探测仍多采用雷达技术。人们一般情况下提到的雷达是指有源雷达，其工作原理是由自身定向辐射出电磁脉冲照射目标，进行探测、定位和跟踪，因此在使用过程中容易暴露自己的目标，隐蔽性差，容易受到敌方的干扰与攻击。于是人们开始研究自身不辐射电磁波的新体制雷达。这种借助非协同外部辐射源进行探测和定位的被动式雷达，就是无源雷达。

无源雷达具有反侦察、反干扰、反隐形、反辐射导弹、反低空突防方面等诸多优势，是现代雷达研究的一个重要领域。无源雷达本身不发射电磁波信号而只用目标辐射的电磁信号，这些目标辐射的电磁信号可能是目标自身发射的信号，亦或是第三方电磁波信号经目标反射后的电磁信号。可用的第三方电磁波信号包括地面广播电台、电视台、通信台站、直播电视卫星和导航定位卫星系统等发射的信号。目前，基于地面电视、数字调频广播的无源雷达已引起广泛的重视，然而如何利用GNSS反射信号对移动目标进行探测和识别，国际上的研究仍处于起步探索阶段，尚未成熟。

GNSS是基于全球覆盖的定位卫星星系，它们的发射功率及天线波束确保在地球的任何地方以及地球表面至定位星系的整个环球立体空间均有足够的信号能量，可供GNSS反射信号的接收设备进行接收解调，因此利用GNSS反射信号进行移动目标的跟踪基本不受移动目标空间的限制。

随着日益丰富的导航卫星信号资源，包括我国自己的导航卫星系统和欧洲伽利略系统的不断完善发展，基于GNSS反射信号的移动目标探测技术的实施可行性与有效性将越来越强，进而军事应用前景也必将越来越大。

发明内容

本发明的目的是提出一种基于GNSS反射信号的空间飞行器探测装置，该探测装置包括有右旋天线、左旋天线、多普勒延迟映射接收机和反演目标特性中心处理器；该探测装置利用GNSS发射的直射信号经空间飞行器后的反射信号到达左旋天线的行程，与GNSS发射的直射信号到达右旋天线的行程之间的行程差，来获得空间飞行器(移动目标)在地心直角坐标系下的坐标(X₀，Y₀，Z₀)。

本发明是一种基于GNSS反射信号的空间飞行器探测装置，该装置包括有计算机、右旋天线、左旋天线、多普勒延迟映射接收机和反演目标位置解析单元；所述反演目标位置解析单元存储在计算机的存储器中，且反演目标位置解析单元、计算机构成反演目标特性中心处理器；右旋天线、左旋天线分别连接在多普勒延迟映射接收机的输入端接口上，计算机连接在多普勒延迟映射接收机的输出端接口上；

所述右旋天线用于接收全球导航卫星发射的直射信号f_直射，并输出右旋圆极化信号f_RHCP给多普勒延迟映射接收机；

所述左旋天线用于接收全球导航卫星发射的反射信号f_反射，并输出左旋圆极化信号f_LHCP给多普勒延迟映射接收机；

所述多普勒延迟映射接收机对接收的右旋圆极化信号f_RHCP、左旋圆极化信号f_LHCP进行协同处理后输出多普勒频移Δf、反射信号延迟时间δτ给反演目标特性中心处理器；

所述反演目标特性中心处理器对接收的多普勒频移Δf、反射信号延迟时间δτ进行反演目标位置解析，从而获得空间飞行器在地心直角坐标系下的移动目标位置f_N(δτ)。

在本发明基于GNSS反射信号的空间飞行器探测装置中，反演目标特性中心处理器中的反演目标位置解析单元采用最小二乘法或者卡尔曼滤波方法对反演目标位置关系FN进行解析，从而获得空间飞行器在地心直角坐标系下的坐标为(X₀，Y₀，Z₀)。

所述反演目标位置关系F_N为：

本发明基于GNSS反射信号的空间飞行器探测装置的优点在于：

(1)采用反演目标特性中心处理器对多普勒延迟映射接收机输出的多普勒频移Δf、反射信号延迟时间δτ进行反演目标位置解析，获得空间飞行器在地心直角坐标系下的坐标(X₀，Y₀，Z₀)。

(2)采用的反演目标位置解析单元能够实时进行移动目标的位置解析，能够在空间飞行器隐身的情况下对其进行有效探测，具有较强的抗干扰能力。

(3)可以通过在反演目标特性中心处理器上设置多个通道，实现多个移动目标的识别，并确定其在地心直角坐标系下的位置。

(4)该探测装置不需要发射信号，只需要接收导航卫星发射的信号，具有较强的隐蔽性，易于放置于舰船、飞机和侦查卫星等移动载体以及机场和战场等需要探测移动目标的环境中。

附图说明

图1是常规空间飞行器探测系统的结构示意图。

图2是本发明空间飞行器探测装置的结构图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明。

一般空间飞行器探测系统包括有多个导航卫星、多个空间飞行器和多个空间飞行器探测装置，空间飞行器也被称作空间飞行器探测装置所要探测的移动目标。对于移动目标的探测主要是要获得移动目标在地心直角坐标系中的位置。

参见图1所示，在本发明中，图中所示为多个导航卫星、一个空间飞行器探测装置和一个空间飞行器构成的空间飞行器探测系统；所述空间飞行器探测装置一方面接收第1颗导航卫星、第2颗导航卫星、第3颗导航卫星、……、第N颗导航卫星分别发射的直射信号，另一方面接收由空间飞行器(移动目标)反射的多路反射信号。所述的多路反射信号是指第1颗导航卫星、第2颗导航卫星、第3颗导航卫星、……、第N颗导航卫星分别发射的直射信号经所述空间飞行器(移动目标)反射后的信号。

由于导航卫星的发射的直射信号到达空间飞行器(移动目标)后，然后该直射信号经空间飞行器(移动目标)反射后成为反射信号，所述反射信号的信号强度和行程将受到不同程度的衰减和延迟，故空间飞行器探测装置接收到的反射信号时间τ_反与直射信号时间τ_直之间存在着行程时间差，该行程时间差称作反射信号延迟时间δτ。

参见图2所示，本发明是一种基于GNSS反射信号的空间飞行器探测装置，该装置包括有计算机、右旋天线、左旋天线、多普勒延迟映射接收机和反演目标位置解析单元；所述反演目标位置解析单元存储在计算机的存储器(硬盘)中，且反演目标位置解析单元、计算机构成反演目标特性中心处理器；右旋天线、左旋天线分别连接在多普勒延迟映射接收机的输入端的各自的接口上，计算机连接在多普勒延迟映射接收机的输出端接口上；反演目标位置解析单元采用Visual C++6.0语言编写；

所述反演目标特性中心处理器对接收的多普勒频移Δf、反射信号延迟时间δτ进行反演目标位置解析，从而获得空间飞行器在地心直角坐标系下的目标位置f_N(δτ)。

在本发明中，空间飞行器的目标位置f_N(δτ)、空间飞行器坐标(X₀，Y₀，Z₀)，采用了两种不同的表现形式，即目标位置f_N(δτ)的坐标为(X₀，Y₀，Z₀)。

在本发明中，反演目标特性中心处理器中的反演目标位置解析单元采用最小二乘法或者卡尔曼滤波方法对反演目标位置关系F_N进行解析，从而获得空间飞行器在地心直角坐标系下的坐标为(_X0，Y₀，Z₀)。

所述反演目标位置关系F_N为：

式中，f_N(δτ)表示第N颗(任意一个)全球导航卫星(GNSS)发射的直射信号经空间飞行器反射后到达空间飞行器探测装置的行程，

δτ表示反射信号延迟时间，

f₁(δτ)表示第1颗全球导航卫星发射的直射信号经空间飞行器反射后到达空间飞行器探测装置的行程，f₁(δτ)也称作第1颗全球导航卫星与空间飞行器之间行程的反演目标位置关系，

f₂(δτ)表示第2颗全球导航卫星发射的直射信号经空间飞行器反射后到达空间飞行器探测装置的行程，f₂(δτ)也称作第2颗全球导航卫星与空间飞行器之间行程的反演目标位置关系，

f₃(δτ)表示第3颗全球导航卫星发射的直射信号经空间飞行器反射后到达空间飞行器探测装置的行程，f₃(δτ)也称作第3颗全球导航卫星与空间飞行器之间行程的反演目标位置关系，

(X_N，Y_N，Z_N)表示第N颗(任意一个)全球导航卫星在地心直角坐标系下的坐标，

(X_R，Y_R，Z_R)表示空间飞行器探测装置在地心直角坐标系下的坐标，

(X₀，Y₀，Z₀)表示空间飞行器在地心直角坐标系下的坐标。

在本发明中，计算机的最低配置为CPU 2DHz，内存2GB，硬盘120GB；操作系统为windows 2000/2003/XP。

在本发明中，多普勒延迟映射接收机的性能参数为：输出功率小于3W，探测精度50m～100m，目标跟踪更新率10次/秒，方位覆盖0～360度，仰角覆盖10～90度，探测距离最大200Km。选用北京航空航天大学研制并投入实际工作中的DDMR-1型接收机。

在本发明中，右旋天线与左旋天线由微带天线和阵列天线组合而成，可以实现宽覆盖和高增益的空间飞行器反射信号接收。

本发明空间飞行器探测装置可以配置在陆地上固定，也可以配置在移动目标(如导弹、航空母舰、侦察卫星、侦察机等)上，被探测的移动目标——空间飞行器包括导弹、飞机或者其他空间飞行的移动目标。

参见图1所示，在地心直角坐标系下，第1颗导航卫星的坐标为(X₁，Y₁，Z₁)，第2颗导航卫星的坐标为(X₂，Y₂，Z₂)，第3颗导航卫星的坐标为(X₃，Y₃，Z₃)，空间飞行器探测装置的坐标为(X_R，Y_R，Z_R)，空间飞行器的坐标为(X₀，Y₀，Z₀)。

对于第1颗导航卫星来说，一方面第1颗导航卫星发射的直射信号f_1直射经空间飞行器反射后形成的反射信号f_1反射到达左旋天线，另一方面第1颗导航卫星发射的直射信号f_1直射到达右旋天线，对于探测装置来讲，则有反射信号到达左旋天线的行程F_1-LHCP→R，直射信号到达右旋天线的行程F_1-RHCP→R，这两个行程的反演目标位置关系F₁(δτ)为：

f_{1} (δτ) = \sqrt{{(X_{1} - X_{0})}^{2} + {(Y_{1} - Y_{0})}^{2} + {(Z_{1} - Z_{0})}^{2}}

+ \sqrt{{(X_{0} - X_{R})}^{2} + {(Y_{0} - Y_{R})}^{2} + {(Z_{0} - Z_{R})}^{2}} .

- \sqrt{{(X_{1} - X_{R})}^{2} + {(Y_{1} - Y_{R})}^{2} + {(Z_{1} - Z_{R})}^{2}}

对于第2颗导航卫星来说，一方面第2颗导航卫星发射的直射信号f_2直射经空间飞行器反射后形成的反射信号f_2反射到达左旋天线，另一方面第1颗导航卫星发射的直射信号f_2直射到达右旋天线，对于探测装置来讲，则有反射信号到达左旋天线的行程F_2-LHCP→R，直射信号到达右旋天线的行程F_2-RHCP→R，这两个行程的反演目标位置关系F₂(δτ)为：

f_{2} (δτ) = \sqrt{{(X_{2} - X_{0})}^{2} + {(Y_{2} - Y_{0})}^{2} + {(Z_{2} - Z_{0})}^{2}}

+ \sqrt{{(X_{0} - X_{R})}^{2} + {(Y_{0} - Y_{R})}^{2} + {(Z_{0} - Z_{R})}^{2}} .

- \sqrt{{(X_{2} - X_{R})}^{2} + {(Y_{2} - Y_{R})}^{2} + {(Z_{2} - Z_{R})}^{2}}

对于第3颗导航卫星来说，一方面第3颗导航卫星发射的直射信号f_3直射经空间飞行器反射后形成的反射信号f_3反射到达左旋天线，另一方面第1颗导航卫星发射的直射信号f_3直射到达右旋天线，对于探测装置来讲，则有反射信号到达左旋天线的行程F_3-LHCP→R，直射信号到达右旋天线的行程F_3-RHCP→R，这两个行程的反演目标位置关系F₃(δτ)为：

f_{3} (δτ) = \sqrt{{(X_{3} - X_{0})}^{2} + {(Y_{3} - Y_{0})}^{2} + {(Z_{3} - Z_{0})}^{2}}

+ \sqrt{{(X_{0} - X_{R})}^{2} + {(Y_{0} - Y_{R})}^{2} + {(Z_{0} - Z_{R})}^{2}} .

- \sqrt{{(X_{3} - X_{R})}^{2} + {(Y_{3} - Y_{R})}^{2} + {(Z_{3} - Z_{R})}^{2}}

对于只有三个全球导航卫星(即N＝3)时，联立上述三个f₁(δτ)，f₂(δτ)，f₃(δτ)反演目标位置关系，并采用最小二乘法进行解析，便可获得空间飞行器在地心直角坐标系下的坐标(X₀，Y₀，Z₀)。

对于只有三个全球导航卫星(即N＝3)时，联立上述三个f₁(δτ)，f₂(δτ)，f₃(δτ)反演目标位置关系，并采用卡尔曼滤波方法进行解析，便可获得空间飞行器在地心直角坐标系下的坐标(X₀，Y₀，Z₀)。

因此对于任意一个导航卫星(可以是图1中的第N颗导航卫星)来说，一方面第N颗导航卫星发射的直射信号f_N直射经空间飞行器反射后形成的反射信号f_N反射到达左旋天线，另一方面第1颗导航卫星发射的直射信号F_N直射到达右旋天线，针对探测装置来讲，则有反射信号到达左旋天线的行程F_N-LHCP→R，直射信号到达右旋天线的行程F_N-RHCP→R，这两个行程的反演目标位置关系f_N(δτ)为：

f_{N} (δτ) = \sqrt{{(X_{N} - X_{0})}^{2} + {(Y_{N} - Y_{0})}^{2} + {(Z_{N} - Z_{0})}^{2}}

+ \sqrt{{(X_{0} - X_{R})}^{2} + {(Y_{0} - Y_{R})}^{2} + {(Z_{0} - Z_{R})}^{2}}

- \sqrt{{(X_{N} - X_{R})}^{2} + {(Y_{N} - Y_{R})}^{2} + {(Z_{N} - Z_{R})}^{2}}

不失一般性，对于三个以上的全球导航卫星(即N＞3)时，建立一个反演目标位置关系f_N(δτ)，然后对该f_N(δτ)采用最小二乘法或者卡尔曼滤波方法进行解析，从而获得空间飞行器在地心直角坐标系下的坐标(X₀，Y₀，Z₀)。

不失一般性，对于多个导航卫星、多个空间飞行器、多个空间飞行器探测装置均可以通过对直射信号到达右旋天线的行程与反射信号到达左旋天线的行程建立一个空间飞行器定位解析方程组，然后对该方程组采用最小二乘法或者卡尔曼滤波方法进行解析，则可以得到多于三颗卫星以上的行程差方程求解得到空间飞行器在地心直角坐标系下的坐标(X₀，Y₀，Z₀)。

本发明的空间飞行器探测装置充分利用了空间飞行器如导弹、飞机在执行任务时，由于其表面几何参数、物理材质、目标运行姿态等特征引起导航卫星的信号反射，信号反射特性与移动目标物理参数的相关特征，从而使本发明通过GNSS信号的反射遥感手段来有效的探测出移动目标的位置。

Claims

1、一种基于GNSS反射信号的空间飞行器探测装置，包括有计算机、右旋天线、左旋天线、多普勒延迟映射接收机，其特征在于：还包括有反演目标位置解析单元；所述反演目标位置解析单元存储在计算机的存储器中，且反演目标位置解析单元、计算机构成反演目标特性中心处理器；

右旋天线、左旋天线分别连接在多普勒延迟映射接收机的输入端接口上，计算机连接在多普勒延迟映射接收机的输出端接口上；

2、根据权利要求1所述的基于GNSS反射信号的空间飞行器探测装置，其特征在于：反演目标特性中心处理器中的反演目标位置解析单元采用最小二乘法或者卡尔曼滤波方法对反演目标位置关系F_N进行解析，从而获得空间飞行器在地心直角坐标系下的坐标为(X₀，Y₀，Z₀)；

所述反演目标位置关系F_N为：

F_{N} \overset{Δ}{=} \{\begin{matrix} f_{1} (δτ) = \sqrt{{(X_{1} - X_{0})}^{2} + {(Y_{1} - Y_{0})}^{2} + {(Z_{1} - Z_{0})}^{2}} \\ + \sqrt{{(X_{0} - X_{R})}^{2} + {(Y_{0} - Y_{R})}^{2} + {(Z_{0} - Z_{R})}^{2}} \\ - \sqrt{{(X_{1} - X_{R})}^{2} + {(Y_{1} - Y_{R})}^{2} + {(Z_{1} - Z_{R})}^{2}} \\ f_{2} (δτ) = \sqrt{{(X_{2} - X_{0})}^{2} + {(Y_{2} - Y_{0})}^{2} + {(Z_{2} - Z_{0})}^{2}} \\ + \sqrt{{(X_{0} - X_{R})}^{2} + {(Y_{0} - Y_{R})}^{2} + {(Z_{0} - Z_{R})}^{2}} \\ - \sqrt{{(X_{2} - X_{R})}^{2} + {(Y_{2} - Y_{R})}^{2} + {(Z_{2} - Z_{R})}^{2}} \\ f_{3} (δτ) = \sqrt{{(X_{3} - X_{0})}^{2} + {(Y_{3} - Y_{0})}^{2} + {(Z_{3} - Z_{0})}^{2}} \\ + \sqrt{{(X_{0} - X_{R})}^{2} + {(Y_{0} - Y_{R})}^{2} + {(Z_{0} - Z_{R})}^{2}} \\ - \sqrt{{(X_{3} - X_{R})}^{2} + {(Y_{3} - Y_{R})}^{2} + {(Z_{3} - Z_{R})}^{2}} \\ \cdot \cdot \cdot \cdot \cdot \cdot \\ f_{N} (δτ) = \sqrt{{(X_{N} - X_{0})}^{2} + {(Y_{N} - Y_{0})}^{2} + {(Z_{N} - Z_{0})}^{2}} \\ + \sqrt{{(X_{0} - X_{R})}^{2} + {(Y_{0} - Y_{R})}^{2} + {(Z_{0} - Z_{R})}^{2}} \\ - \sqrt{{(X_{N} - X_{R})}^{2} + {(Y_{N} - Y_{R})}^{2} + {(Z_{N} - Z_{R})}^{2}} \end{matrix},

式中，f_N(δτ)表示第N颗全球导航卫星发射的直射信号经空间飞行器反射后到达空间飞行器探测装置的行程，

δτ表示反射信号延迟时间，

f₁(δτ)表示第1颗全球导航卫星发射的直射信号经空间飞行器反射后到达空间飞行器探测装置的行程，

f₂(δτ)表示第2颗全球导航卫星发射的直射信号经空间飞行器反射后到达空间飞行器探测装置的行程，

f₃(δτ)表示第3颗全球导航卫星发射的直射信号经空间飞行器反射后到达空间飞行器探测装置的行程，

(X_N，Y_N，Z_N)表示任意一个导航卫星在地心直角坐标系下的坐标，

3、根据权利要求1所述的基于GNSS反射信号的空间飞行器探测装置，其特征在于：多普勒延迟映射接收机的性能参数为：输出功率小于3W，探测精度50m～100m，目标跟踪更新率10次/秒，方位覆盖0～360度，仰角覆盖10～90度，探测距离最大200Km。

4、根据权利要求1所述的基于GNSS反射信号的空间飞行器探测装置，其特征在于：右旋天线与左旋天线由微带天线和阵列天线组合而成。

5、根据权利要求1所述的基于GNSS反射信号的空间飞行器探测装置，其特征在于：反演目标位置解析单元采用Visual C++6.0语言编写。