CN104237877A - 机载型自主式测速测高雷达系统及测速测高方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种机载型自主式测速测高雷达系统及测速测高方法，该系统包括：天线、发射机、超外差式接收机、宽带数字中频接收机、中心计算机和电源组件。发射机产生四个锯齿波线性调频射频信号并通过天线实现空间对称配置；超外差式接收机和宽带数字中频接收机共同完成回波信号数字解调并计算出回波信号的频率、幅度、相位和信噪比信息；中心计算机基于四个波束的空间对称性和时序相关性，应用多普勒效应方向性，对同一回波波束速度信息和高度信息进行分离，并利用上述信息解算飞行器飞行速度值和飞行高度值。本发明实现了一部雷达同时自主式测速测高功能，简化了飞行器航电系统结构，且测量精度高，可用于载机飞行参数测量。

Description

机载型自主式测速测高雷达系统及测速测高方法

技术领域

本发明属于无线电技术领域，具体涉及一种测速测高雷达系统，可用于对飞行载机的飞行速度和相对地面飞行高度同时进行自主式测量。

背景技术

飞行器的飞行速度和相对地面飞行高度分别是飞行器导航及飞行控制的关键参数。目前，飞行器飞行速度和相对地面飞行高度自主式测量通过机载多普勒测速雷达和机载无线电高度表雷达分别实现，即飞行器自主式测速与测高是采用两种不同类型的雷达分别独立实现的。

1.多普勒测速雷达测速

多普勒测速雷达，是一种基于多普勒效应原理实现飞行器地速或者速度矢量各个分量测量的雷达。众所周知，当电磁波发射机和接收机之间有相对运动时，接收机收到的电磁波频率与发射源的发射频率会有差异，这个差异称作多普勒频移，记为f_d。f_d与接收机和发射源之间的相对运动速度成正比，依据多普勒效应理论有以下关系式：

$f_d=\frac{\mathrm{vf}}{c}=\frac{v}{\mathrm{\λ}}$

其中：v为接收机和发射源之间的相对运动速度；f为发射信号的频率；λ为发射信号的波长；c为光速。

图3是单波束配置多普勒测速雷达的基本几何关系。这个波束以角度γ朝前下方配置，斜向地面辐射电磁波，一部分射频能量被反向散射回来，设飞行器的飞行速度为W，则飞行器在波束方向的速度分量是：W cosγ。γ是飞行器速度和波束中心线之间的夹角。

对多普勒测速雷达而言，因为发射机和接收机都在飞机上以速度W移动，因此接收到的多普勒频移f_d要乘以系数2，即

$f_d=\frac{f}{c}*W\cos \mathrm{\γ}*2=2\frac{W}{\mathrm{\λ}}\cos \mathrm{\γ}$

上述公式是多普勒测速雷达测量飞行器速度的基本公式。

在实际应用中单波束配置的多普勒测速雷达很难满足地速测量的精度要求，为了实现对地速和垂向速度分量的精确测量，现在广泛应用的是“X”型四波束配置多普勒测速雷达。

如图2所示，“X”型四波束配置方法是指以一定的下压角度和倾斜角度，对应左前、右前、右后、左后空间对称地发射4个波束，这样的系统不仅能够补偿地速测量中俯仰和倾斜误差，而且可以测量飞行器的垂向速度和横向速度，从而给出飞行器的空间速度矢量。

如图2所示，设左前、右前、右后、左后对应的四个波束标记为：A、B、C、D；四个波束对应产生的多普勒频移分别标记为：f_dopA、f_dopB、f_dopC、f_dopD；飞行器在机体坐标系下对应的三轴向速度分量分别标记为航向:v_x，横向:v_y，垂向:v_z。结合图2所示几何关系和飞行器速度测量的基本公式可以得到如下频移速度方程：

$\left[\begin{array}{c}{f}_{\mathrm{dopA}}\\ f_{\mathrm{dopB}}\\ f_{\mathrm{dopC}}\\ f_{\mathrm{dopD}}\end{array}\right]=\frac{2}{\mathrm{\λ}}\left[\begin{array}{ccc}{v}_x& v_y& v_z\end{array}\right]\×\left[\begin{array}{ccc}-\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}& \cos \mathrm{\α}\cos \mathrm{\β}& -\sin \mathrm{\α}\\ \cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}& \cos \mathrm{\α}\cos \mathrm{\β}& -\sin \mathrm{\α}\\ \cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}& -\cos \mathrm{\α}\cos \mathrm{\β}& -\sin \mathrm{\α}\\ -\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}& -\cos \mathrm{\α}\cos \mathrm{\β}& -\sin \mathrm{\α}\end{array}\right]$

求解式上式可以得到机体坐标系下对应的三轴向速度分量为：

$\left\{\begin{array}{c}{v}_x=\frac{\mathrm{\λ}}{4\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}}(f_{\mathrm{dopA}}-f_{\mathrm{dopB}})\\ v_y=\frac{\mathrm{\λ}}{4\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}}(f_{\mathrm{dopB}}-f_{\mathrm{dopC}})\\ v_z=-\frac{\mathrm{\λ}}{4\sin \mathrm{\α}}(f_{\mathrm{dopA}}+f_{\mathrm{dopC}})\end{array}\right.$

实际上，解速度频移方程只需3个波束的多普勒频移即可。而多普勒测速雷达增加为4波束，另有两方面考虑：一是平面阵列天线易于产生4个具有对称性的波束；二是4个多普勒频移参数解三维方程组可以同时得到4组三维速度解，4组速度解可相互进行速度可信度判别，如果差异很小，将4组速度解求平均，可以得到更为精确的三轴向速度。

2.无线电高度表雷达测高

无线电高度表雷达，是一种基于无线电测距原理测量载机相对地面飞行高度的雷达，这种雷达有两种体制：线性调频连续波体制和脉冲体制。

依据无线电测距原理，有如下关系式：

2R＝c*t

$R=\frac{1}{2}c*t$

上述公式是雷达测距的基本公式，也是无线电高度表测高的基本原理。其中：R代表雷达与目标的距离；c代表光速；t为回波延迟时间。

脉冲体制无线电高度表是通过检测发射脉冲和接收脉冲的延迟，从而计算出飞行器相对地面的高度。该体制高度表的优点是测高范围大，缺点是发射功率大，功耗大，体积大，重量比较重。

线性调频连续波体制的无线电高度表，采用一种锯齿波形式的调制信号加在射频压控振荡器上，生成与调制信号变化规律相同的射频信号，无线电高度表连续的对地辐射该射频信号，经地面反射回来的射频回波信号中将会包含有与飞行器高度相对应的频差信息。射频回波信号通过接收天线进入接收机，与耦合过来的发射信号进行混频，输出包含高度信息的频差信号。混频处理后，微波信号的传输延迟时间信息就转换为频差信息。线性调频连续波体制无线电高度表采用一种称为恒定差拍频率体制的技术实现频差信息到微波信号传输延迟时间的转换，即通过连续调整调制信号的斜率维持混频后差拍频率值恒定不变，当锯齿波调制信号的斜率改变时，其周期T也将随之动态变化，这就实现了频差信息到微波信号传输延迟时间的转换。无线电高度表的CPU对这个延迟时间t，t＝T进行测量，并通过雷达测距的基本公式解算出飞行器的飞行高度H，H＝R。线性调频测距原理见图4。

上述两种雷达虽然可以实现飞行器飞行速度和飞行高度自主式测量，但需要分别设置不同的雷达传感器实现飞行器飞行速度和飞行高度的测量，使飞行器航电系统结构复杂，挤占飞行器有限的有效载荷，与飞行器装备集约化、综合化、多功能化的发展方向不符。

发明内容

本发明的目的在于针对上述现有技术的不足，提供一种多功能机载型自主式测速测高雷达系统及其测速测高方法，以简化飞行器航电系统结构，实现机载电子设备和雷达的综合化、集约化。

为实现上述目的，本发明的机载型自主式测速测高雷达系统，包括：发射机、天线、超外差接收机、宽带数字中频接收机、中心计算机、电源组件，其特征在于：

所述发射机，用于产生四路同步的经锯齿波线性频率调制的射频信号,这四路同步的射频信号通过四路射频馈线输入到天线；

所述天线，包括天线面阵和移相器,天线面阵用以向空间辐射射频信号，移相器用以实现左前、右前、右后、左后四个射频波束空间配置；

所述超外差接收机，用于实现四路同步的射频回波信号从射频到中频的变换处理，生成四路同步的中频回波信号，输入给宽带数字中频接收机；

所述宽带数字中频接收机，用于实现中频信号放大调理、A/D变换、DDC变换和数字信号处理计算，得出四路回波信号的频率、幅度、相位和信噪比信息，这四路回波信号的频率、幅度、相位和信噪比信息输入给中心计算机；

所述中心计算机，包括：

系统控制与数据处理模块，用于实现雷达工作模式控制、速度高度数据解算、数据组帧和数据接口管理,并将数据计算结果输入到数据接口模块；

调制信号源，用以产生锯齿波调制信号，并输入给发射机；

系统时序控制模块，用以产生雷达工作时序信号和时钟信号，分别输入给发射机、超外差接收机、宽带数字中频接收机；

数据接口模块，用于实现数据格式转换，并将格式转换后的数据输出到外部的上位机。

电源组件，用于进行DC/DC电压转换，为雷达发射机、超外差接收机、宽带数字中频接收机和中心计算机提供电源。

为实现上述目的，本发明进行同时测速测高的方法，包括如下步骤：

(1)通过调制信号源产生一个周期性的锯齿波信号输入到发射机压控振荡器；

(2)发射机压控振荡器产生一个受周期性的锯齿波信号线性调频的射频信号，该射频信号通过功分器分为四路同步的锯齿波线性频率调制射频信号，并经功率放大器功率放大后输入到天线辐射出去，；

(3)超外差接收机的四个前置功率放大器接收并放大天线接收到的射频回波信号，分别输出到四个混频器，与本振电路输出到四个混频器的本振信号进行混频，产生四路同步的中频回波信号输入给宽带数字中频接收机；

(4)宽带数字中频接收机对四路中频回波信号依次进行放大调理、A/D变换、DDC变换和数字信号处理计算，计算出四路回波信号的频率、幅度、相位和信噪比信息，并将这四路中频回波信号的频率、幅度、相位和信噪比信息输入给中心计算机；

(5)中心计算机获得四个回波信号的频率、幅度、相位和信噪比信息后，将信号信噪比S/N与预设的门限G进行比较，依据比较结果设定雷达跟踪/搜索状态：当S/N≤G，设置雷达为进入搜索状态，放弃此次回波数据，等待下次回波数据；当S/N＞G，设置雷达为进入跟踪状态，启动数据处理子模块进行数据处理，其中信噪比预设门限G根据雷达回波信号接收通道噪声特性设定；

(6)数据处理子模块进行多普勒频移信息和线性调频频差信息分离：

(6a)设雷达射频载波中心频率为f₀,并将天线左前、右前、右后、左后的四个波束分别标记为A、B、C、D；

(6b)设置四个波束的对应参数：

设四个波束的回波信号射频频率为：f_A、f_B、f_C、f_D；

设四个波束的回波信号基带频率为：f_A、f_B、f_C、f_D；

设四个波束的多普勒频移为：f_dopA、f_dopB、f_dopC、f_dopD；

设四个波束的高度频差为：(Δf)_A、(Δf)_B、(Δf)_C、(Δf)_D；

设四个波束的回波信号幅度为：P_A、P_B、P_C、P_D；

(6c)根据多普勒效应原理和线性调频技术原理，将四个波束的回波信号射频频率表示为：

f_A＝f₀+f_dopA+(Δf)_A   〈1〉

f_B＝f₀+f_dopB+(Δf)_B   〈2〉

f_C＝f₀+f_dopC+(Δf)_C   〈3〉

f_D＝f₀+f_dopD+(Δf)_D   〈4〉；

(6d)对四个波束射频回波信号均依次进行混频、滤波处理、A/D变换、DDC变换和数字信号处理，得到四个波束回波信号的基带频率为：

f_A＝f_dopA+(Δf)_A   〈5〉

f_B＝f_dopB+(Δf)_B   〈6〉

f_C＝f_dopC+(Δf)_C   〈7〉

f_D＝f_dopD+(Δf)_D   〈8〉；

(6e)基于测速测高雷达四个波束的空间对称性和时序相关性，应用多普勒效应的方向性，得到在飞行器飞行时四个波束的多普勒频移关系式：

f_dopA＝-f_dopC   〈9〉

f_dopB＝-f_dopD   〈10〉；

(6f)根据式〈9〉和式〈10〉，将方程〈5〉与方程〈7〉相加，得到A、C波束的高度频差频率之和：

f_A+f_C＝(Δf)_A+(Δf)_C   〈11〉

当载机水平飞行且地面平坦时，有

${\left(\mathrm{\Δf}\right)}_A={\left(\mathrm{\Δf}\right)}_C=\frac{f_A+f_C}{2}---\⟨12\⟩$

当载机飞行区域地面环境非平坦时，利用相应回波信号的实时幅度数据对两个高度频差频率之和进行加权分解，得到四个波束的高度频差：

${\left(\mathrm{\Δf}\right)}_A=\frac{P_C}{P_A+P_C}\·(f_A+f_C)---\⟨13\⟩$

${\left(\mathrm{\Δf}\right)}_C=\frac{P_A}{P_A+P_C}\·(f_A+f_C)---\⟨14\⟩$

${\left(\mathrm{\Δf}\right)}_B=\frac{P_D}{P_B+P_D}\·(f_B+f_D)---\⟨15\⟩$

${\left(\mathrm{\Δf}\right)}_D=\frac{P_B}{P_B+P_D}\·(f_B+f_D)---\⟨16\⟩;$

(6g)将上式(Δf)_A、(Δf)_B、(Δf)_C、(Δf)_D回带入方程〈5〉、〈6〉、〈7〉、〈8〉中，得到：

f_dopA＝f_A-(Δf)_A   〈17〉

f_dopB＝f_B-(Δf)_B   〈18〉

f_dopC＝f_C-(Δf)_C   〈19〉

f_dopD＝f_D-(Δf)_D   〈20〉；

至此，完成多普勒频移信息和高度频差信息的分离；

(7)利用分离后的多普勒频移信息和频差信息，计算飞行器的飞行速度值和飞行高度值：

(7a)利用计算出的4个多普勒频移：f_dopA、f_dopB、f_dopC、f_dopD，解算频移速度方程组〈21〉，求得飞行器飞行速度在机体坐标系下的三轴向速度分量,即航向速度v_x，横向速度v_y，垂直速度v_z：

$\left\{\begin{array}{c}{v}_x=\frac{\mathrm{\λ}}{4\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}}(f_{\mathrm{dopA}}-f_{\mathrm{dopB}})\\ v_y=\frac{\mathrm{\λ}}{4\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}}(f_{\mathrm{dopB}}-f_{\mathrm{dopC}})\\ v_z=-\frac{\mathrm{\λ}}{4\sin \mathrm{\α}}(f_{\mathrm{dopA}}+f_{\mathrm{dopC}})\end{array}\right.---\⟨21\⟩;$

(7b)利用四个波束的高度频差(Δf)_A、(Δf)_B、(Δf)_C、(Δf)_D计算四个波束的延迟时间t_A、t_B、t_C、t_D：

$t_A=\frac{1}{k}{\left(\mathrm{\Δf}\right)}_A---\⟨22\⟩$

$t_B=\frac{1}{k}{\left(\mathrm{\Δf}\right)}_B---\⟨23\⟩$

$t_C=\frac{1}{k}{\left(\mathrm{\Δf}\right)}_C---\⟨24\⟩$

$t_D=\frac{1}{k}{\left(\mathrm{\Δf}\right)}_D---\⟨25\⟩;$

其中，k为已知锯齿波调制信号的斜率；

(7c)利用四个波束的延迟时间，计算雷达与四个射频波束反射点之间的距离R_A、R_B、R_C、R_D：

$R_A=\frac{1}{2}\·c\·t_A---\⟨26\⟩$

$R_B=\frac{1}{2}\·c\·t_B---\⟨27\⟩$

$R_C=\frac{1}{2}\·c\·t_C---\⟨28\⟩$

$R_D=\frac{1}{2}\·c\·t_D---\⟨29\⟩;$

其中，c代表光速；

(7d)依据雷达波束空间几何关系，计算飞行器距离地面的四个垂直高度H_A、H_B、H_C、H_D:

H_A＝R_A·sinθ   〈30〉

H_B＝R_B·sinθ   〈31〉

H_C＝R_C·sinθ   〈32〉

H_D＝R_D·sinθ   〈33〉；

其中,θ为四个波束的下压角度，

(7e)对上述四个垂直高度H_A、H_B、H_C、H_D求平均，得到飞行器距离地面的实际垂直高度

$\tilde{H}=(H_A+H_B+H_C+H_D)/4---\⟨34\⟩;$

(8)将计算得到的飞行器航向速度v_x，横向速度v_y，垂直速度v_z和飞行器距离地面的实际垂直高度H′数据组帧，通过数据接口模块完成数据格式转换，并发送给外部任务系统。

本发明具有的优点和效果：

1)本发明应用锯齿波线性调频技术产生四路同步的经锯齿波线性频率调制的射频信号,当四路同步的射频信号经地面反射回雷达接收天线，四个回波波束内将同时含有速度信息和高度信息，由此实现了通过同一波束同时获取载机飞行的速度信息和高度信息；

2)本发明的天线采用相控阵天线技术，可以实现左前、右前、右后、左后四个射频波束空间配置；

3)本发明采用多通道宽带数字中频接收机，实现了四路中频回波信号的同步处理；

4)本发明基于测速测高雷达四个波束的空间对称性和时序相关性，应用多普勒效应的方向性，对同一回波波束速度信息和高度信息进行分离，实现了一部雷达同时测速测高的功能；

5)本发明通过一部雷达同时进行飞行器飞行速度和飞行高度测量，实现了两种不同体制机载雷达集成。

附图说明

图1是本发明测速测高雷达系统框图；

图2是本发明测速测高雷达四波束配置示意图；

图3是现有单波束配置多普勒测速雷达原理示意图；

图4是现有线性调频测距原理示意图；

图5是本发明进行测速测高的流程图。

具体实施方式

参照图1，本发明的测速测高雷达系统由发射机1、天线2、超外差式接收机3、宽带数字中频接收机4、中心计算机5、电源组件6组成。其中：

所述发射机1，由压控振荡器、功分器、功率放大电路、辅助微波器件和电路组成；用于产生四路同步的经锯齿波线性频率调制的大功率射频信号，经馈线、天线辐射出去；

所述天线2，采用相控阵天线技术，其包括一收一发两个天线，且收发天线分别设有天线面阵和移相器；通过移相器控制和调整天线面阵阵元辐射信号的相位和幅度，实现波束空间赋形和辐射方向设置，进而实现雷达信息获取功能；天线面阵为长方形且在同一平面内并行对称放置,用以向空间辐射射频信号和接收地面反射回来的射频信号，以保证四个射频波束在空间和时序上具有严格对称性；移相器用以实现左前、右前、右后、左后四个射频波束空间配置。

所述超外差接收机3，由射频带通滤波器、低噪声功率放大器、混频器、本振、辅助微波器件和电路组成；用于实现四路同步的射频回波信号从射频到中频的变换处理，生成四路同步的中频回波信号。

所述宽带数字中频接收机4，由中频放大器、A/D电路模块、DDC电路模块、DSP基带数字信号处理器和辅助电路组成；用于进行中频回波信号的调理和数字化，实现数字中频回波信号到数字基带信号的转换，进而进行信号的信噪比计算和频谱分析，得到回波信号的频率、幅度、相位和信噪比信息。

所述中心计算机5，其内部集成有系统控制和数据处理模块51、时序控制器53、调制信号源52、数据接口功能模块54；该系统控制与数据处理模块51，用于实现雷达工作模式控制、速度高度数据解算、数据组帧和数据接口管理,并将数据计算结果输入到数据接口模块54；该调制信号源52，用以产生锯齿波调制信号，并输入给发射机1；该系统时序控制模块53，用以产生雷达工作时序信号和时钟信号，分别输入给发射机1、超外差接收机3、宽带数字中频接收机4；该数据接口模块54，用于实现数据格式转换，并将格式转换后的数据输出到外部的上位机。

所述电源组件6，设有多路DC/DC电压转换电路，用以产生雷达工作所需的直流稳压电源，为雷达发射机1、超外差接收机3、宽带数字中频接收机4和中心计算机5提供电源。

发射天线2通过射频馈线与发射机1相连接实现射频信号的发射，接收天线2通过射频馈线与超外差式接收机3相连接，实现射频信号的接收；发射机1射频信号耦合输出端口与超外差式接收机3射频信号耦合输入端口连接；发射机1与中心计算机5之间通过低频信号线连接，用于传输锯齿波调制信号、工作模式控制信号等低频信号；超外差式接收机3的输出端口与宽带数字中频接收机4的输入端口相连；宽带数字中频接收机4的输出端口与中心计算机5的输入端口相连；中心计算机5通过数据通信接口单元与外部上位机相连；中心计算机5时钟信号输出端口和发射机1、超外差接收机3、宽带数字中频接收机4的时钟输入端口连接；各功能单元通过电源模块6供电。

本发明的测速测高雷达系统采用线性调频连续波工作体制，首先由中心计算机5的调制信号源52产生锯齿波调制信号，由该锯齿波调制信号控制发射机1的压控振荡器产生周期性锯齿波线性频率调制射频信号，该射频信号通过发射机1的功分器分为四路时序严格同步的锯齿波线性频率调制射频信号，并经功率放大器功率放大后输入到发射天线2辐射出去；天线2采用相控阵天线技术配置空间严格对称、时序严格同步的四个射频波束；接收天线2接收地面反射回来的射频回波信号，分别输入到超外差接收机3的四个前置放大器进行信号调理后，输入到超外差接收机3的四个混频器，与超外差接收机3的本振电路输出到四个混频器的本振信号进行混频，产生四路同步的中频回波信号输入给宽带数字中频接收机4；宽带数字中频接收机4对四路中频回波信号依次进行放大调理、A/D变换、DDC变换和数字信号处理计算，计算出四路回波信号的频率、幅度、相位和信噪比信息，并将这四路中频回波信号的频率、幅度、相位和信噪比信息输入给中心计算机5；中心计算机5获得四个回波信号的频率、幅度、相位和信噪比信息后，将信号信噪比S/N与预设的门限G进行比较，依据比较结果设定雷达跟踪/搜索状态：当S/N≤G，设置雷达为进入搜索状态，放弃此次回波数据，等待下次回波数据；当S/N＞G，设置雷达为进入跟踪状态，启动数据处理子模块51进行数据处理；数据处理子模块51首先进行多普勒频移信息和线性调频频差信息分离，再利用分离后的多普勒频移信息和频差信息，计算飞行器的飞行速度值和飞行高度值；将计算得到的飞行器航向速度v_x，横向速度v_y，垂直速度v_z和飞行器距离地面的实际垂直高度H′数据组帧，通过数据接口模块54完成数据格式转换，并发送给外部任务系统。

参照图5，利用上述雷达系统进行测速测高的方法，包括如下步骤：

步骤1：给测速测高雷达系统加电并进行系统初始化，即设置数据通信规范、运算寄存器清零、启动时序控制器。

步骤2：产生四个锯齿波线性调频射频波束信号。

(2a)通过调制信号源产生一个周期性的锯齿波调制信号，输入到发射机压控振荡器；

(2b)发射机压控振荡器产生一个受周期性的锯齿波调制信号线性调频的射频信号；

(2c)通过功分器将射频信号分为四路同步的锯齿波线性频率调制射频信号，并经功率放大器功率放大后输入到发射天线；

(2d)发射天线通过移相器控制天线面阵阵元辐射信号的相位和幅度，实现左前、右前、右后、左后四个射频波束空间配置。

步骤3：回波信号的接收与处理

(3a)超外差接收机的四个前置功率放大器接收并对接收天线接收到的四个射频回波信号进行放大，分别输出到超外差接收机的四个混频器，与超外差接收机本振电路输出到四个混频器的本振信号进行混频，产生四路同步的中频回波信号，再输入给宽带数字中频接收机；

(3b)宽带数字中频接收机对四路中频回波信号依次进行放大调理、A/D变换、DDC变换和数字信号处理计算，计算出四个回波信号的频率、幅度、相位和信噪比信息，并将这四个中频回波信号的频率、幅度、相位和信噪比信息输入给中心计算机。

步骤4：系统控制

中心计算机获得四个回波信号的频率、幅度、相位和信噪比信息后，将信号信噪比S/N与预设的门限G进行比较，依据比较结果设定雷达跟踪/搜索状态：当S/N≤G，设置雷达为进入搜索状态，放弃此次回波数据，等待下次回波数据；当S/N＞G，设置雷达为进入跟踪状态，启动数据处理子模块进行数据处理；

步骤5：将多普勒频移信息和线性调频频差信息进行分离。

(5a)设雷达射频载波中心频率为f₀,并将天线左前、右前、右后、左后的四个波束分别标记为A、B、C、D；

(5b)设置四个波束的对应参数：

设四个波束的回波信号射频频率为：f_A、f_B、f_C、f_D；

设四个波束的回波信号基带频率为：f_A、f_B、f_C、f_D；

设四个波束的多普勒频移为：f_dopA、f_dopB、f_dopC、f_dopD；

设四个波束的高度频差为：(Δf)_A、(Δf)_B、(Δf)_C、(Δf)_D；

设四个波束的回波信号幅度为：P_A、P_B、P_C、P_D；

(5c)根据多普勒效应原理和线性调频技术原理，将四个波束的回波信号射频频率表示为：

f_A＝f₀+f_dopA+(Δf)_A   〈1〉

f_B＝f₀+f_dopB+(Δf)_B   〈2〉

f_C＝f₀+f_dopC+(Δf)_C   〈3〉

f_D＝f₀+f_dopD+(Δf)_D   〈4〉

(5d)对四个波束射频回波信号均依次进行混频、滤波处理、A/D变换、DDC变换和数字信号处理，得到四个波束回波信号的基带频率为：

f_A＝f_dopA+(Δf)_A   〈5〉

f_B＝f_dopB+(Δf)_B   〈6〉

f_C＝f_dopC+(Δf)_C   〈7〉

f_D＝f_dopD+(Δf)_D   〈8〉；

(5e)基于测速测高雷达四个波束的空间对称性和时序相关性，应用多普勒效应的方向性，得到在飞行器飞行时四个波束的多普勒频移关系式：

f_dopA＝-f_dopC   〈9〉

f_dopB＝-f_dopD   〈10〉；

(5f)根据式〈9〉和式〈10〉，将方程〈5〉与方程〈7〉相加，得到A、C波束的高度频差频率之和：

f_A+f_C＝(Δf)_A+(Δf)_C   〈11〉

当载机水平飞行且地面平坦时，有

${\left(\mathrm{\Δf}\right)}_A={\left(\mathrm{\Δf}\right)}_C=\frac{f_A+f_C}{2}---\⟨12\⟩;$

当载机飞行区域地面环境非平坦时，利用相应回波信号的实时幅度数据对高度频差频率之和进行加权分解，得到四个波束的高度频差：

${\left(\mathrm{\Δf}\right)}_A=\frac{P_C}{P_A+P_C}\·(f_A+f_C)---\⟨13\⟩$

${\left(\mathrm{\Δf}\right)}_C=\frac{P_A}{P_A+P_C}\·(f_A+f_C)---\⟨14\⟩$

${\left(\mathrm{\Δf}\right)}_B=\frac{P_D}{P_B+P_D}\·(f_B+f_D)---\⟨15\⟩$

${\left(\mathrm{\Δf}\right)}_D=\frac{P_B}{P_B+P_D}\·(f_B+f_D)---\⟨16\⟩;$

(5g)将上式(Δf)_A、(Δf)_B、(Δf)_C、(Δf)_D回带入方程〈5〉、〈6〉、〈7〉、〈8〉中，得到：

f_dopA＝f_A-(Δf)_A   〈17〉

f_dopB＝f_B-(Δf)_B   〈18〉

f_dopC＝f_C-(Δf)_C   〈19〉

f_dopD＝f_D-(Δf)_D   〈20〉；

至此，完成多普勒频移信息和高度频差信息的分离；

步骤6：解算飞行器的飞行速度值和飞行高度值。

利用分离后的多普勒频移信息和频差信息，计算飞行器的飞行速度值和飞行高度值：

(6a)利用计算出的4个多普勒频移：f_dopA、f_dopB、f_dopC、f_dopD，解算频移速度方程组〈21〉，求得飞行器飞行速度在机体坐标系下的三轴向速度分量,即航向速度v_x，横向速度v_y，垂直速度v_z：

$\left\{\begin{array}{c}{v}_x=\frac{\mathrm{\λ}}{4\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}}(f_{\mathrm{dopA}}-f_{\mathrm{dopB}})\\ v_y=\frac{\mathrm{\λ}}{4\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}}(f_{\mathrm{dopB}}-f_{\mathrm{dopC}})\\ v_z=-\frac{\mathrm{\λ}}{4\sin \mathrm{\α}}(f_{\mathrm{dopA}}+f_{\mathrm{dopC}})\end{array}\right.---\⟨21\⟩;$

(6b)利用四个波束的高度频差(Δf)_A、(Δf)_B、(Δf)_C、(Δf)_D计算四个波束的延迟时间t_A、t_B、t_C、t_D：

$t_A=\frac{1}{k}{\left(\mathrm{\Δf}\right)}_A---\⟨22\⟩$

$t_B=\frac{1}{k}{\left(\mathrm{\Δf}\right)}_B---\⟨23\⟩$

$t_C=\frac{1}{k}{\left(\mathrm{\Δf}\right)}_C---\⟨24\⟩$

$t_D=\frac{1}{k}{\left(\mathrm{\Δf}\right)}_D---\⟨25\⟩;$

其中，k为已知锯齿波调制信号的斜率；

(6c)利用四个波束的延迟时间，计算雷达与四个射频波束反射点之间的距离R_A、R_B、R_C、R_D：

$R_A=\frac{1}{2}\·c\·t_A---\⟨26\⟩$

$R_B=\frac{1}{2}\·c\·t_B---\⟨27\⟩$

$R_C=\frac{1}{2}\·c\·t_C---\⟨28\⟩$

$R_D=\frac{1}{2}\·c\·t_D---\⟨29\⟩;$

其中，c为光速；

(6d)依据雷达波束空间几何关系，计算飞行器距离地面的四个垂直高度H_A、H_B、H_C、H_D:

H_A＝R_A·sinθ   〈30〉

H_B＝R_B·sinθ   〈31〉

H_C＝R_C·sinθ   〈32〉

H_D＝R_D·sinθ   〈33〉；

其中,θ为四个波束的下压角度，

(6e)对上述四个垂直高度H_A、H_B、H_C、H_D求平均，得到飞行器距离地面的实际垂直高度

$\tilde{H}=(H_A+H_B+H_C+H_D)/4---\⟨34\⟩;$

步骤7：数据传输

将计算得到的飞行器航向速度v_x，横向速度v_y，垂直速度v_z和飞行器距离地面的实际垂直高度H′数据组帧，通过数据接口模块完成数据格式转换，并发送给外部任务系统。

Claims (6)

1.一种机载型自主式测速测高雷达系统，包括：发射机、天线、超外差接收机、宽带数字中频接收机、中心计算机、电源组件，其特征在于：

所述发射机(1)，用于产生四路同步的经锯齿波线性频率调制的射频信号,这四路同步的射频信号通过四路射频馈线输入到天线(2)；

所述天线(2)，包括天线面阵和移相器,天线面阵用以向空间辐射射频信号，移相器用以实现左前、右前、右后、左后四个射频波束空间配置；

所述超外差接收机(3)，用于实现四路同步的射频回波信号从射频到中频的变换处理，生成四路同步的中频回波信号，输入给宽带数字中频接收机(4)；

所述宽带数字中频接收机(4)，用于实现中频信号放大调理、A/D变换、DDC变换和数字信号处理计算，得出四路回波信号的频率、幅度、相位和信噪比信息，这四路回波信号的频率、幅度、相位和信噪比信息输入给中心计算机(5)；

所述中心计算机(5)，包括：

系统控制与数据处理模块(51)，用于实现雷达工作模式控制、速度高度数据解算、数据组帧和数据接口管理,并将数据计算结果输入到数据接口模块(54)；

调制信号源(52)，用以产生锯齿波调制信号，并输入给发射机(1)；

系统时序控制模块(53)，用以产生雷达工作时序信号和时钟信号，分别输入给发射机(1)、超外差接收机(3)、宽带数字中频接收机(4)；

数据接口模块(54)，用于实现数据格式转换，并将格式转换后的数据输出到外部的上位机。

电源组件(6)，用于进行DC/DC电压转换，为雷达发射机(1)、超外差接收机(3)、宽带数字中频接收机(4)和中心计算机(5)提供电源。

2.根据权利要求1所述的机载型自主式测速测高雷达系统,其特征在于发射机(1)，包括压控振荡器、功分器、功率放大电路；压控振荡器受中心计算机(5)输出的锯齿波信号调制，产生经锯齿波线性频率调制的射频信号，该射频信号通过功分器分为四路同步的锯齿波线性频率调制的射频信号，并经功率放大器功率放大后输入到天线(2)辐射出去。

3.根据权利要求1所述的机载型自主式测速测高雷达系统,其特征在于超外差接收机(3),包括本振电路、四个前置功率放大器和四个混频器，四个前置功率放大器接收并放大天线(2)接收到的射频回波信号，分别同时输出到四个混频器，与本振电路输出到四个混频器的本振信号进行混频，产生四路同步的中频回波信号输入给宽带数字中频接收机(4)。

4.根据权利要求1所述的机载型自主式测速测高雷达系统,其特征在于宽带数字中频接收机(4),采用四通道数字中频接收机，该四路接收通道的电路特性参数完全一致，每一路接收通道包括中频信号放大调理单元、A/D变换单元、DDC变换单元和数字信号处理单元，中频信号放大调理单元接收超外差接收机(3)输出的中频回波信号，调理放大后输入给A/D变换单元实现模数转换，转换后的数字中频信号输入DDC变换单元实现数字下变频，生成数字基带信号并送入数字信号处理单元进行计算，数字信号处理单元计算出四个回波信号的频率、幅度、相位和信噪比信息输出给系统控制与数据处理模块(51)。

5.根据权利要求1所述的机载型自主式测速测高雷达系统,其特征在于系统控制与数据处理模块(51)，包括：

系统控制子模块(511)，用于对宽带数字中频接收机计算得出的信号信噪比S/N与预设的门限进行比较，依据比较结果设定雷达跟踪/搜索状态；同时接收外部上位机命令设置雷达工作模式；

数据处理子模块(512)，用于从宽带数字中频接收机计算得出的回波信号的频率、幅度数据中分离出对应于速度信息的多普勒频移信息和对应于高度信息的线性调频频差信息，并将分离后的多普勒频移信息和高度频差信息分别带入频移速度方程组和频差高度方程组，解算出对应的速度值和高度值，并输出到数据接口模块(54)。

6.一种利用权利要求1系统进行测速测高的方法，包括如下步骤：

(1)通过调制信号源产生一个周期性的锯齿波信号输入到发射机压控振荡器；

(2)发射机压控振荡器产生一个受周期性的锯齿波信号线性调频的射频信号，该射频信号通过功分器分为四路同步的锯齿波线性频率调制射频信号，并经功率放大器功率放大后输入到天线辐射出去；

(3)超外差接收机的四个前置功率放大器接收并放大天线接收到的射频回波信号，分别输出到超外差接收机的四个混频器，与超外差接收机本振电路输出到四个混频器的本振信号进行混频，产生四路同步的中频回波信号输入给宽带数字中频接收机；

(4)宽带数字中频接收机对四路中频回波信号依次进行放大调理、A/D变换、DDC变换和数字信号处理计算，计算出四路回波信号的频率、幅度、相位和信噪比信息，并将这四路中频回波信号的频率、幅度、相位和信噪比信息输入给中心计算机(5)；

(5)中心计算机获得四个回波信号的频率、幅度、相位和信噪比信息后，将信号信噪比S/N与预设的门限G进行比较，依据比较结果设定雷达跟踪/搜索状态：当S/N≤G，设置雷达为进入搜索状态，放弃此次回波数据，等待下次回波数据；当S/N＞G，设置雷达为进入跟踪状态，启动数据处理子模块进行数据处理，其中信噪比预设门限G根据雷达回波信号接收通道噪声特性设定；

(6)数据处理子模块进行多普勒频移信息和线性调频频差信息分离：

(6a)设雷达射频载波中心频率为f₀,并将天线左前、右前、右后、左后的四个波束分别标记为A、B、C、D；

(6b)设置四个波束的对应参数：

设四个波束的回波信号射频频率为：f_A、f_B、f_C、f_D；

设四个波束的回波信号基带频率为：f_A、f_B、f_C、f_D；

设四个波束的多普勒频移为：f_dopA、f_dopB、f_dopC、f_dopD；

设四个波束的高度频差为：(Δf)_A、(Δf)_B、(Δf)_C、(Δf)_D；

设四个波束的回波信号幅度为：P_A、P_B、P_C、P_D；

(6c)根据多普勒效应原理和线性调频技术原理，将四个波束的回波信号射频频率表示为：

f_A＝f₀+f_dopA+(Δf)_A   〈1〉

f_B＝f₀+f_dopB+(Δf)_B   〈2〉

f_C＝f₀+f_dopC+(Δf)_C   〈3〉

f_D＝f₀+f_dopD+(Δf)_D   〈4〉

(6d)对四个波束射频回波信号均依次进行混频、滤波处理、A/D变换、DDC变换和数字信号处理，得到四个波束回波信号的基带频率为：

f_A＝f_dopA+(Δf)_A   〈5〉

f_B＝f_dopB+(Δf)_B   〈6〉

f_C＝f_dopC+(Δf)_C   〈7〉

f_D＝f_dopD+(Δf)_D   〈8〉；

(6e)基于测速测高雷达四个波束的空间对称性和时域相关性，应用多普勒效应的方向性，得到在飞行器飞行时四个波束的多普勒频移关系式：

f_dopA＝-f_dopC   〈9〉

f_dopB＝-f_dopD   〈10〉；

(6f)根据式〈9〉和式〈10〉，将方程〈5〉与方程〈7〉相加，得到A、C波束的高度频差频率之和：

f_A+f_C＝(Δf)_A+(Δf)_C   〈11〉

当载机水平飞行且地面平坦，有

${\left(\mathrm{\Δf}\right)}_A={\left(\mathrm{\Δf}\right)}_C=\frac{f_A+f_C}{2}---\⟨12\⟩$

当载机飞行区域地面环境不是平坦的，利用相应回波信号的实时幅度数据对高度频差频率之和进行加权分解，得到四个波束的高度频差：

${\left(\mathrm{\Δf}\right)}_A=\frac{P_C}{P_A+P_C}\·(f_A+f_C)---\⟨13\⟩$

${\left(\mathrm{\Δf}\right)}_C=\frac{P_A}{P_A+P_C}\·(f_A+f_C)---\⟨14\⟩$

${\left(\mathrm{\Δf}\right)}_B=\frac{P_D}{P_B+P_D}\·(f_B+f_D)---\⟨15\⟩$

${\left(\mathrm{\Δf}\right)}_D=\frac{P_B}{P_B+P_D}\·(f_B+f_D)---\⟨16\⟩;$

(6g)将上式(Δf)_A、(Δf)_B、(Δf)_C、(Δf)_D回带入方程〈5〉、〈6〉、〈7〉、〈8〉中，得到：

f_dopA＝f_A-(Δf)_A   〈17〉

f_dopB＝f_B-(Δf)_B   〈18〉

f_doxC＝f_C-(Δf)_C   〈19〉

f_dopD＝f_D-(Δf)_D   〈20〉；

至此，完成多普勒频移信息和高度频差信息的分离；

(7)利用分离后的多普勒频移信息和频差信息，计算飞行器的飞行速度值和飞行高度值：

(7a)利用计算出的4个多普勒频移：f_dopA、f_dopB、f_dopC、f_dopD，解算频移速度方程组〈21〉，求得飞行器飞行速度在机体坐标系下的三轴向速度分量,即航向速度v_x，横向速度v_y，垂直速度v_z：

$\left\{\begin{array}{c}{v}_x=\frac{\mathrm{\λ}}{4\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}}(f_{\mathrm{dopA}}-f_{\mathrm{dopB}})\\ v_y=\frac{\mathrm{\λ}}{4\cos \mathrm{\α}\sin \mathrm{\β}}(f_{\mathrm{dopB}}-f_{\mathrm{dopC}})\\ v_z=-\frac{\mathrm{\λ}}{4\sin \mathrm{\α}}(f_{\mathrm{dopA}}+f_{\mathrm{dopC}})\end{array}\right.---\⟨21\⟩;$

(7b)利用四个波束的高度频差(Δf)_A、(Δf)_B、(Δf)_C、(Δf)_D计算四个波束的延迟时间t_A、t_B、t_C、t_D：

$t_A=\frac{1}{k}{\left(\mathrm{\Δf}\right)}_A---\⟨22\⟩$

$t_B=\frac{1}{k}{\left(\mathrm{\Δf}\right)}_B---\⟨23\⟩$

$t_C=\frac{1}{k}{\left(\mathrm{\Δf}\right)}_C---\⟨24\⟩$

$t_D=\frac{1}{k}{\left(\mathrm{\Δf}\right)}_D---\⟨25\⟩;$

其中，k为已知锯齿波调制信号的斜率；

(7c)利用四个波束的延迟时间，计算雷达与四个射频波束反射点之间的距离R_A、R_B、R_C、R_D：

$R_A=\frac{1}{2}\·c\·t_A---\⟨26\⟩$

$R_B=\frac{1}{2}\·c\·t_B---\⟨27\⟩$

$R_C=\frac{1}{2}\·c\·t_C---\⟨28\⟩$

$R_D=\frac{1}{2}\·c\·t_D---\⟨29\⟩;$

其中，c为光速；

(7d)依据雷达波束空间几何关系，计算飞行器距离地面的四个垂直高度H_A、H_B、H_C、H_D:

H_A＝R_A·sinθ   〈30〉

H_B＝R_B·sinθ   〈31〉

H_C＝R_C·sinθ   〈32〉

H_D＝R_D·sinθ   〈33〉；

其中,θ为四个波束的下压角度，

(7e)对上述四个垂直高度H_A、H_B、H_C、H_D求平均，得到飞行器距离地面的实际垂直高度

$\tilde{H}=(H_A+H_B+H_C+H_D)/4---\⟨34\⟩;$

(8)将计算得到的飞行器航向速度v_x，横向速度v_y，垂直速度v_z和飞行器距离地面的实际垂直高度H′数据组帧，通过数据接口模块完成数据格式转换，并发送给外部任务系统。