CN106970406A - 机载双天线测向方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种机载双天线测向方法及装置，包括：采用载波相位测量定位方法计算出机载第一天线和机载第二天线的空间坐标；根据所述机载第一天线和机载第二天线的空间坐标，计算由所述机载第一天线指向所述机载第二天线的方向向量；根据所述方向向量计算载体的航向角和俯仰角。本发明可以尽量消除各种误差干扰的影响，实现快速准确地得到两个天线的坐标，采用航向解算方法和载波相对定位原理可以很容易确定所要测量的具体数据。

Description

机载双天线测向方法及装置

技术领域

本发明涉及天线测向技术领域，特别涉及一种机载双天线测向方法及装置。

背景技术

现有技术中对飞行载体的定位采用绝对定位方式，这种定位方法容易受到卫星误差、大气传播误差等因素的影响，定位误差较大，往往不能体现载波相位高精度测量的优点。为解决上述问题，需要提出一种相对定位方法对飞行载体实现定位。

发明内容

本发明的目的旨在至少解决所述技术缺陷之一。

为此，本发明的目的在于提出一种机载双天线测向方法及装置，可以尽量消除各种误差干扰的影响，实现快速准确地得到两个天线的坐标，采用航向解算方法和载波相对定位原理可以很容易确定所要测量的具体数据。

为了实现上述目的，本发明的实施例提供一种机载双天线测向方法，包括如下步骤：

步骤S1，采用载波相位测量定位方法计算出机载第一天线和机载第二天线的空间坐标；

步骤S2，根据所述机载第一天线和机载第二天线的空间坐标，计算由所述机载第一天线指向所述机载第二天线的方向向量；

步骤S3，根据所述方向向量计算载体的航向角和俯仰角。

进一步，在所述步骤S1中，计算由所述机载第一天线指向所述机载第二天线的向量方向，包括：

设置机载第一天线的坐标为(x₁,y₁,z₁)，机载第二天线的坐标为(x₂,y₂,z₂)；

计算由所述机载第一天线指向所述机载第二天线的方向向量，沿X,Y,Z轴三个方向的分量为：

Δx＝x₂-x₁；Δy＝y₂-y₁；Δz＝z₂-z₁。

进一步，在所述步骤S2中，计算载体的航向角和俯仰角θ分别为：

本发明实施例还提出一种机载双天线测向装置，包括：天线空间坐标测量模块、方向向量计算模块和角度计算模块，其中，

所述天线空间坐标测量模块用于采用载波相位测量定位方法计算出机载第一天线和机载第二天线的空间坐标；

所述方向向量计算模块与所述天线空间坐标测量模块相连，用于根据所述机载第一天线和机载第二天线的空间坐标，计算由所述机载第一天线指向所述机载第二天线的方向向量；

所述角度计算模块与所述方向向量计算模块相连，用于根据所述方向向量计算载体的航向角和俯仰角。

进一步，所述方向向量计算模块计算由所述机载第一天线指向所述机载第二天线的向量方向，包括：

设置机载第一天线的坐标为(x₁,y₁,z₁)，机载第二天线的坐标为(x₂,y₂,z₂)；

计算由所述机载第一天线指向所述机载第二天线的方向向量，沿X,Y,Z轴三个方向的分量为：

Δx＝x₂-x₁；Δy＝y₂-y₁；Δz＝z₂-z₁。

进一步，所述角度计算模块计算载体的航向角和俯仰角θ分别为：

根据本发明实施例的机载双天线测向方法及装置，采用载波相位测量定位技术获取机载双天线的坐标，并根据坐标计算方向向量，进而根据方向向量计算出载体的航向角和俯仰角，从而实现对载体的定位跟踪。本发明采用航向解算方法和载波相对定位原理，从而可以很容易确定所要测量的具体数据。本发明通过采用载波相位测量定位技术，可以尽量消除各种误差干扰的影响，实现快速准确地得到两个天线的坐标，这种方式获取的天线坐标准确率更高。

本发明附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1为根据本发明实施例的机载双天线测向方法的流程图；

图2为根据本发明实施例的方向向量的姿态示意图；

图3为根据本发明实施例的载波相位测量示意图；

图4为根据本发明实施例的载波相位测量原理示意图；

图5为根据本发明实施例的机载双天线测向装置的结构图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

如图1所示，本发明实施例的机载双天线测向方法，包括如下步骤：

步骤S1，采用载波相位测量定位方法计算出机载第一天线和机载第二天线的空间坐标。

下面首先对载波相位测量定位方法的原理进行说明。

北斗/GPS定位定向设备的核心定位算法是载波相位测量定位，由于其载波波长短，因而在测量精度上拥有较明显的优势，能达到很高的测量精度。载波相位测量定位方法是将 BD接收机所接收到的卫星载波信号与接收机晶振产生的参考信号的相位差作为观测量。在接收到的BD信号中，由于载波信号已进行相位调制，调制后的信号载波相位已不再连续，所以需要对载波相位进行解调并重建载波。载波信号不能直接使用，必须在解调之后，才可以便可以用于载波相位测量。

如图3所示，卫星S发出初始相位为的载波信号，此信号经过传输距离ρ后到达接收机u处，此时信号的相位为由此可知由S至u的相位变化为信号的传输距离为ρ，相位变化为其中既包括了载波相位的整周数变化和变化不足一周的小数部分。卫星S到接收机u的距离ρ可以表示为：

式(1)中，N₀为载波相位的整周数，为载波相位变化不足一周的小数部分，λ为BD信号载波的波长。

在实际观测中，是由卫星发出的，无法直接测量。相位测量过程中，需要在复现一个频率和相位与卫星载波信号完全相同的本地信号。利用本地复现信号的相位与卫星载波信号的相位比对。接收机的振荡器能够产生这个基准信号。下图表示了载波相位测量的原理。

如图4所示，载波信号测量时，当观测时间为t₀时，接收机基准信号的载波相位为接收机收到卫星载波信号的相位为测定此时的相位差为表达式为：

式(2)中为整周载波数。在实际测量过程中，整周数部分是无法直接确定，只能测量不足一周的小数部分所以将称为整周模糊度。

首次测量后，接收机跟踪卫星，连续测量载波信号的整周相位变化。从t₀到t₁时刻，测得的整周模糊度为ΔN；在t₁时刻，接收机基准载波信号相位为和接收到卫星载波信号相位为两者间的关系式为：

依此类推，在时间T_j时刻，接收机接收到了T_i时刻发出的卫星信号，其传输时间为Δτ＝T_j-T_i.考虑到卫星时钟和接收机时钟同系统时钟的差值，得到T_i＝t_i+δt_i和 T_j＝t_j+δt_j，其中t_i和t_j分别为卫星和接收机的钟面时刻，δt_i和δt_j分别为t_i和t_j时刻的钟差。根据上式，得到T_j的载波观测量：

式(4)中ΔN表示首次观测到时刻T_j时的整周模糊度变化量。

震荡频率较为稳定是卫星时钟和接收机时钟的基本特点，因此可以将信号的相位与频率的关系近似表示为：

上式中f为信号频率，Δτ为微小时间间隔。

设f^s为卫星发射的载波频率，f_u为接收机产生的基准频率，且f^s＝f_u＝f，考虑 T_j＝T_i+Δτ,则有

根据式(5)和式(6)，式(4)可以改写为

考虑ρ_ion和ρ_tro为包含在传播距离ρ中的电离层和对流层误差对定位的影响，则有

上式中c为电磁波传播速度亦即是光速，ρ为从卫星到接收机的距离，代入式(7)得到

式(8)即为接收机u对卫星s的载波相位方程。方程右边各项均含有未知数，采用线性化方法，对进行ρ线性化。实际测量中是未知的，需要使用一定的方法才能确定。

采用上述载波相位测量定位方法，可以尽量消除各种误差干扰的影响，例如大气误差和卫星误差的干扰，实现快速准确地得到两个天线的坐标。

步骤S2，根据机载第一天线和机载第二天线的空间坐标，计算由机载第一天线指向机载第二天线的方向向量。

具体地，载体在测向或测姿时，需要确定第一天线指向第二天线的向量方向。当在三维空间中确定此向量方向后，载体的二维姿态(航向角和俯仰角)就完全的确定下来。

为此，在本步骤中，首先计算由机载第一天线指向机载第二天线的方向向量。

设第一天线位于点A也就是原点位置，第二天线位于点B，其分别对应的坐标为(x₁,y₁,z₁)和(x₂,y₂,z₂)。

如图2所示，当解算确定A，B两点在WGS-84坐标系下的坐标后，由A点指向B点的向量分别沿X,Y,Z轴三个方向的分量为：

Δx＝x₂-x₁；

Δy＝y₂-y₁；

Δz＝z₂-z₁ (10)

步骤S3，根据方向向量计算载体的航向角和俯仰角。

根据步骤S2中计算得到的由A点指向B点的向量沿X,Y,Z轴三个方向的分量，计算载体的航向角和俯仰角θ分别为：

其中，向量确定的航向角为在xoy平面上的投影与Y轴的夹角；向量确定的俯仰角θ为与xoy平面的夹角。

需要说明的是：在测向过程中航向角的变化范围为0～360°，俯仰角θ的变化范围为 -90～+90°。由地理坐标系的定义知道X轴指向正东方，其又被称为东北天坐标系，所以偏航角也可看成向量或载体与正东方的夹角。由此，通过坐标变化以及基线向量的三维空间处理，只要确定了两个天线的空间坐标，即可很方便的计算出向量的航向角和俯仰角，实现对载体的定位跟踪。

如图5所示，本发明实施例的机载双天线测向装置，包括：天线空间坐标测量模块1、方向向量计算模块2和角度计算模块3。

具体地，天线空间坐标测量模块1用于采用载波相位测量定位方法计算出机载第一天线和机载第二天线的空间坐标。

采用上述载波相位测量定位方法，可以尽量消除各种误差干扰的影响，例如大气误差和卫星误差的干扰，实现快速准确地得到两个天线的坐标。设计算得到的第一天线位于点 A也就是原点位置，第二天线位于点B，其分别对应的坐标为(x₁,y₁,z₁)和(x₂,y₂,z₂)。

方向向量计算模块2与天线空间坐标测量模块1相连，用于根据机载第一天线和机载第二天线的空间坐标，计算由机载第一天线指向机载第二天线的方向向量。

当天线空间坐标测量模块1解算确定A，B两点在WGS-84坐标系下的坐标后，方向向量计算模块2计算由A点指向B点的向量分别沿X,Y,Z轴三个方向的分量为：

Δx＝x₂-x₁；

Δy＝y₂-y₁；

Δz＝z₂-z₁。

角度计算模块3与方向向量计算模块2相连，用于根据方向向量计算载体的航向角和俯仰角。其中，

表1示出了本发明实施例的机载双天线测向装置的参数。

表1

根据本发明实施例的机载双天线测向方法及装置，采用载波相位测量定位技术获取机载双天线的坐标，并根据坐标计算方向向量，进而根据方向向量计算出载体的航向角和俯仰角，从而实现对载体的定位跟踪。本发明采用航向解算方法和载波相对定位原理，从而可以很容易确定所要测量的具体数据。本发明通过采用载波相位测量定位技术，可以尽量消除各种误差干扰的影响，实现快速准确地得到两个天线的坐标，这种方式获取的天线坐标准确率更高。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。本发明的范围由所附权利要求及其等同限定。

Claims (6)

1.一种机载双天线测向方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤S1，采用载波相位测量定位方法计算出机载第一天线和机载第二天线的空间坐标；

步骤S2，根据所述机载第一天线和机载第二天线的空间坐标，计算由所述机载第一天线指向所述机载第二天线的方向向量；

步骤S3，根据所述方向向量计算载体的航向角和俯仰角。

2.如权利要求1所述的机载双天线测向方法，其特征在于，在所述步骤S1中，计算由所述机载第一天线指向所述机载第二天线的向量方向，包括：

设置机载第一天线的坐标为(x₁,y₁,z₁)，机载第二天线的坐标为(x₂,y₂,z₂)；

计算由所述机载第一天线指向所述机载第二天线的方向向量，沿X,Y,Z轴三个方向的分量为：

Δx＝x₂-x₁；Δy＝y₂-y₁；Δz＝z₂-z₁。

3.如权利要求2所述的机载双天线测向方法，其特征在于，在所述步骤S2中，计算载体的航向角和俯仰角θ分别为：

$tan\mathrm{\θ}=\frac{\mathrm{\Δ}z}{\sqrt{{\mathrm{\Δx}}^2+{\mathrm{\Δy}}^2}}.$

4.一种机载双天线测向装置，其特征在于，包括：天线空间坐标测量模块、方向向量计算模块和角度计算模块，其中，

所述天线空间坐标测量模块用于采用载波相位测量定位方法计算出机载第一天线和机载第二天线的空间坐标；

所述方向向量计算模块与所述天线空间坐标测量模块相连，用于根据所述机载第一天线和机载第二天线的空间坐标，计算由所述机载第一天线指向所述机载第二天线的方向向量；

所述角度计算模块与所述方向向量计算模块相连，用于根据所述方向向量计算载体的航向角和俯仰角。

5.如权利要求4所述的机载双天线测向装置，其特征在于，所述方向向量计算模块计算由所述机载第一天线指向所述机载第二天线的向量方向，包括：

设置机载第一天线的坐标为(x₁,y₁,z₁)，机载第二天线的坐标为(x₂,y₂,z₂)；

计算由所述机载第一天线指向所述机载第二天线的方向向量，沿X,Y,Z轴三个方向的分量为：

Δx＝x₂-x₁；Δy＝y₂-y₁；Δz＝z₂-z₁。

6.如权利要求5所述的机载双天线测向装置，其特征在于，所述角度计算模块计算载体的航向角和俯仰角θ分别为：

$tan\mathrm{\θ}=\frac{\mathrm{\Δ}z}{\sqrt{{\mathrm{\Δx}}^2+{\mathrm{\Δy}}^2}}.$