CN107907870B - 一种用于验证交会对接微波雷达测角功能的信号生成方法 - Google Patents

一种用于验证交会对接微波雷达测角功能的信号生成方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种用于验证交会对接微波雷达测角功能的信号生成方法，涉及卫星信号生成技术领域，所述方法包括：首先根据目标飞行器相对于主动飞行器的距离、方位角、俯仰角，获取目标飞行器在微波雷达测量坐标系下的坐标，然后得到目标飞行器在天线阵面坐标系下的坐标；再获取天线阵面坐标系下目标飞行器的方位角和俯仰角、以及获取方位基线入射角和俯仰基线入射角；最后根据方位基线入射角和俯仰基线入射角，生成测角信号，从而实现了对测角信号的实时模拟。

Description

一种用于验证交会对接微波雷达测角功能的信号生成方法
技术领域
本发明属于卫星信号生成技术领域，特别涉及一种用于验证交会对接微波雷达测角功能的信号生成方法。
背景技术
月球轨道交会对接微波雷达是GNC分系统重要的中远距离测量敏感器，并且是主动飞行器和目标飞行器间重要的通信设备，微波雷达采用干涉测角结合比相跟踪的测角方法，实现在交会对接过程中主动飞行器对目标飞行器角度的高精度测量。微波雷达在地面进行测试验证时，需要模拟满足任务书要求测量范围和测量精度的测角信号，分别进行静态测试和动态测试，来判断微波雷达的测角性能是否满足任务书指标要求。
目前，传统微波雷达测角性能的验证一般依靠外场挂飞试验、微波吸波暗室试验来实现，将通过真值与测量值比对来评价测角性能，但外场试验这种验证方式测试成本高，且受制于飞机性能、大气环境等因素，因此不能全面、系统的验证微波雷达在交会对接过程中的测角性能。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种用于验证交会对接微波雷达测角功能的信号生成方法，实现了实时模拟测角信号，并通过测角信号对雷达测角性能进行验证，解决了现有微波雷达测角性能的验证过程繁琐，且不能全面、系统的验证微波雷达在交会对接过程中的测角性能的问题。
本发明的技术解决方案是：一种用于验证交会对接微波雷达测角功能的信号生成方法，包括如下步骤：
(1)根据目标飞行器相对于主动飞行器的距离、方位角、俯仰角，获取目标飞行器在微波雷达测量坐标系下的坐标；
(2)根据所述目标飞行器在微波雷达测量坐标系下的坐标以及指向模拟机构实时提供的方位轴角反馈值和俯仰轴角反馈值，得到目标飞行器在天线阵面坐标系下的坐标；
(3)根据目标飞行器在天线阵面坐标系下的坐标，获取天线阵面坐标系下目标飞行器的方位角和俯仰角；
(4)根据天线阵面坐标系下目标飞行器的方位角和俯仰角，获取方位基线入射角和俯仰基线入射角；
(5)根据方位基线入射角和俯仰基线入射角，生成测角信号。
进一步地，所述步骤(1)中根据主动飞行器与目标飞行器之间的相对距离、方位角、俯仰角，获取目标飞行器在微波雷达测量坐标系下的坐标的步骤包括：
根据公式进行计算，其中，(xm,ym,zm)为目标飞行器在微波雷达测量坐标系下的坐标，R为相对距离，Azi为方位角、Elv为俯仰角。
进一步地，所述步骤(2)中根据所述目标飞行器在微波雷达测量坐标系下的坐标以及指向模拟机构实时提供的方位轴角反馈值和俯仰轴角反馈值，得到目标飞行器在天线阵面坐标系下的坐标的步骤包括：
根据公式
Figure BDA0001423196670000022
进行计算，其中，(xa,ya,za)为目标飞行器在天线阵面坐标系下的坐标，(xm,ym,zm)为目标飞行器在微波雷达测量坐标系下的坐标，T为旋转矩阵，
Figure BDA0001423196670000023
Azi_code为方位轴角反馈值，Elv_code为俯仰轴角反馈值。
进一步地，所述(3)中根据目标飞行器在天线阵面坐标系下的坐标，获取天线阵面坐标系下目标飞行器的方位角和俯仰角的步骤包括：
根据公式Azi_ant＝arctan(ya/xa)和
Figure BDA0001423196670000031
进行计算，其中，Azi_ant为目标飞行器的方位角、Elv_ant为目标飞行器的俯仰角，(xa,ya,za)为目标飞行器在天线阵面坐标系下的坐标。
进一步地，所述(4)中根据天线阵面坐标系下目标飞行器的方位角和俯仰角，获取干涉仪方位基线入射角和俯仰基线入射角的步骤包括：
根据公式theta_z＝Elv_ant和theta_y＝arcsin(sin(Azi_ant)·cos(theta_z))进行计算，其中，theta_y为方位基线入射角，theta_z为俯仰基线入射角，Azi_ant为目标飞行器的方位角、Elv_ant为目标飞行器的俯仰角。
进一步地，所述步骤(5)中根据方位基线入射角和俯仰基线入射角，生成测角信号的步骤包括：
根据公式进行计算，其中，
Figure BDA0001423196670000033
为电磁波信号到达两天线的相位差，用于获取测角信号，d为方位基线和俯仰基线上两天线间的基线长度，θ为方位基线入射角或者俯仰基线入射角，λ为入射波的波长。
本发明与现有技术相比的优点在于：本发明通过交会对接过程中目标飞行器相对于主动飞行器的距离、方位角、俯仰角等信息，得到到达测角天线1至测角天线5口面的五路载波相位不同的测角信号，并通过多路选通开关将五路测角信号分时选通最终合成得到一路测角信号发射给微波雷达，然后微波雷达完成干涉测角，并根据干涉测角得到的方位、俯仰角度误差实时控制指向模拟机构完成高精度的指向跟踪，信号模拟器实时读取指向模拟机构的轴角信息，随着动态目标的实时变化，重复上述过程实现测角信号的闭环实时模拟，对雷达测角性能进行验证，解决了现有微波雷达测角性能的验证过程繁琐，且不能全面、系统的验证微波雷达在交会对接过程中的测角性能的问题。
附图说明
图1为本发明方法的流程图；
图2为本发明提供的微波雷达性能验证平台示意图；
图3为本发明提供的天线阵面坐标系示意图；
图4为本发明提供的微波雷达测量坐标系示意图；
图5为本发明提供的五路测角信号示意图；
图6为本发明提供的测角信号的选通时间示意图；
图7为本发明提供的单个轮询周期输出的测角信号示意图。
具体实施方式
下面结合图1对本发明提供的方法做详细阐述：
在说明本发明具体步骤之前，首先对微波雷达测角性能验证平台进行解释说明，如图2所示，主要由微波雷达、信号模拟器、指向模拟机构、控制计算机等组成。
其中，信号模拟器向微波雷达发射测角信号；信号模拟器接收微波雷达提供的多路选通开关控制信号用来控制信号模拟器多路选通开关模块；信号模拟器接收指向模拟机构转发的轴角读取时钟和轴角反馈值。指向模拟机构模拟天线的转动性能，并实时回传天线转动的轴角值给信号模拟器和微波雷达。控制计算机通过网口将模拟主动飞行器与目标飞行器交会对接过程的飞行数据实时发送到信号模拟器，信号模拟器按照飞行数据中相对距离、角度等信息实时模拟动态飞行场景，并将具有实时动态特性的测角扩频信号发射给微波雷达，以验证微波雷达在交会对接全过程中的测角功能和性能。信号模拟器采用伺服跟踪结合干涉测角的角度闭环模拟方法，模拟微波雷达交会对接过程中的测角信号。
下面对采用伺服跟踪结合干涉测角的角度闭环模拟方法生成测角信号的过程进行详细阐述：
需要说明的是，首先在天线阵面坐标系下，得到干涉仪方位基线入射角和俯仰基线入射角，然后将电机的轴角反馈值和天线阵面坐标系下得到的干涉仪测角值合成，得到测量坐标系下的微波雷达方位角测量值和俯仰角测量值，天线阵面坐标系如图3所示，天线阵面由五个测角天线和一个主收发天线组成，测角天线用于干涉测角，其中测角天线1-测角天线3为俯仰基线天线阵元，测角天线3-测角天线5为方位基线天线阵元，坐标系原点位于雷达天线面板上主收发天线的中心，OaXa轴垂直于微波雷达天线面板，以主收发天线的指向为正向；OaYa与OaXa轴垂直，与天线阵中的方位基线平行，以测角天线3到测角天线5的方向为正向；OaZa与OaXa轴垂直，与天线阵中的俯仰基线平行，以测角天线3到测角天线1的方向为正向，OaXaYaZa构成右手直角坐标系。
微波雷达测量坐标系如图4所示，坐标原点Om为方位电机轴线和俯仰电机轴线的交点；OmXm轴与天线基座安装面垂直，指向天线安装面的反方向；OmZm轴与方位电机的轴线重合，垂直于OmXm轴，指向方位电机的方向；OmYm轴与OmXm轴、OmZm轴构成右手系，由OmZm轴转向OmXm轴时拇指方向为正方向。
(1)根据测试需求，建立飞行场景。
(2)信号模拟器根据距离R、方位角Azi、俯仰角Elv先验信息得到目标飞行器在微波雷达测量坐标系(OmXmYmZm)下的坐标(xm,ym,zm)。
具体地，根据公式
Figure BDA0001423196670000051
进行计算，其中，(xm,ym,zm)为目标飞行器在微波雷达测量坐标系下的坐标，R为相对距离，Azi为方位角、Elv为俯仰角。
(3)根据指向模拟机构实时提供的方位轴角反馈值Azi_code和俯仰轴角反馈值Elv_code，得到目标飞行器在天线阵面坐标系(OaXaYaZa)下的坐标(xa,ya,za)。
具体地，根据公式
Figure BDA0001423196670000052
进行计算，其中，(xa,ya,za)为目标飞行器在天线阵面坐标系下的坐标，(xm,ym,zm)为目标飞行器在微波雷达测量坐标系下的坐标，T为旋转矩阵，
Figure BDA0001423196670000061
Azi_code为方位轴角反馈值，Elv_code为俯仰轴角反馈值。
(4)根据目标飞行器在天线阵面坐标系下的坐标，获取天线阵面坐标系下目标飞行器的方位角和俯仰角。
具体地，根据公式Azi_ant＝arctan(ya/xa)和
Figure BDA0001423196670000062
进行计算，其中，Azi_ant为目标飞行器的方位角、Elv_ant为目标飞行器的俯仰角，(xa,ya,za)为目标飞行器在天线阵面坐标系下的坐标。
(5)由天线阵面坐标系下目标飞行器的方位角Azi_ant、俯仰角Elv_ant计算得到干涉仪方位基线入射角theta_y和俯仰基线入射角theta_z。
具体地，根据公式theta_z＝Elv_ant和theta_y＝arcsin(sin(Azi_ant)·cos(theta_z))进行计算，其中，theta_y为方位基线入射角，theta_z为俯仰基线入射角，Azi_ant为目标飞行器的方位角、Elv_ant为目标飞行器的俯仰角。
(6)由方位基线入射角theta_y和俯仰基线入射角theta_z计算五路信号的相位，并生成目标飞行器到达测角天线1至测角天线5口面的五路载波相位不同的测角信号，图5为一个周期内的五路测角信号示意图。
具体地，根据公式
Figure BDA0001423196670000063
进行计算，其中，
Figure BDA0001423196670000064
为电磁波信号到达两天线的相位差，用于获取测角信号，d为方位基线和俯仰基线上两天线间的基线长度，θ为方位基线入射角或者俯仰基线入射角，λ为入射波的波长。
(7)微波雷达多路选通开关控制信号实时控制信号模拟器多路选通开关模块，信号模拟器将五路测角信号按照多路选通开关控制信号分时选通后合并为单路测角信号发射给微波雷达。
具体地，若按照图6所示的依次选通测角信号1、测角信号2、测角信号3、测角信号4、测角信号5的多路选通开关选通时序，则信号模拟器在单个轮询周期输出的测角信号如图7所示。图6中tk为每路测角信号的选通时间，T为某测角信号两次选通之间的时间间隔，即轮询周期。
(8)微波雷达端测角接收通道快速采样五路载波信号并进行载波跟踪即可恢复各路连续的载波信号，然后各路载波信号通过比相，获得方位基线三个天线的相位差，利用虚拟基线法获取方位角度信息，同理，在俯仰基线可得到俯仰角度信息。
(9)微波雷达根据干涉测角得到的方位、俯仰角度误差实时控制指向模拟机构完成高精度的指向跟踪。
(10)随着交会对接过程中主动飞行器与目标飞行器之间相对位置的实时变化，按照步骤(2)至步骤(9)的信号模拟方法，实现角度的闭环实时模拟。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (6)

1.一种用于验证交会对接微波雷达测角功能的信号生成方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)根据目标飞行器相对于主动飞行器的距离、方位角、俯仰角，获取目标飞行器在微波雷达测量坐标系下的坐标；
(2)根据所述目标飞行器在微波雷达测量坐标系下的坐标以及指向模拟机构实时提供的方位轴角反馈值和俯仰轴角反馈值，得到目标飞行器在天线阵面坐标系下的坐标；
(3)根据目标飞行器在天线阵面坐标系下的坐标，获取天线阵面坐标系下目标飞行器的方位角和俯仰角；
(4)根据天线阵面坐标系下目标飞行器的方位角和俯仰角，获取方位基线入射角和俯仰基线入射角；
(5)根据方位基线入射角和俯仰基线入射角，生成测角信号。
2.根据权利要求1所述的一种用于验证交会对接微波雷达测角功能的信号生成方法，其特征在于，所述步骤(1)中根据主动飞行器与目标飞行器之间的相对距离、方位角、俯仰角，获取目标飞行器在微波雷达测量坐标系下的坐标的步骤包括：
根据公式
Figure FDA0002227118700000011
进行计算，其中，(xm，ym，zm)为目标飞行器在微波雷达测量坐标系下的坐标，R为相对距离，Azi为方位角、Elv为俯仰角。
3.根据权利要求1所述的一种用于验证交会对接微波雷达测角功能的信号生成方法，其特征在于，所述步骤(2)中根据所述目标飞行器在微波雷达测量坐标系下的坐标以及指向模拟机构实时提供的方位轴角反馈值和俯仰轴角反馈值，得到目标飞行器在天线阵面坐标系下的坐标的步骤包括：
根据公式
Figure FDA0002227118700000021
进行计算，其中，(xa，ya，za)为目标飞行器在天线阵面坐标系下的坐标，(xm，ym，zm)为目标飞行器在微波雷达测量坐标系下的坐标，T为旋转矩阵，
Figure FDA0002227118700000022
，Azi_code为方位轴角反馈值，Elv_code为俯仰轴角反馈值。
4.根据权利要求1所述的一种用于验证交会对接微波雷达测角功能的信号生成方法，其特征在于，所述(3)中根据目标飞行器在天线阵面坐标系下的坐标，获取天线阵面坐标系下目标飞行器的方位角和俯仰角的步骤包括：
根据公式Azi_ant＝arctan(ya/xa)和
Figure FDA0002227118700000023
进行计算，其中，Azi_ant为目标飞行器的方位角、Elv_ant为目标飞行器的俯仰角，(xa，ya，za)为目标飞行器在天线阵面坐标系下的坐标。
5.根据权利要求1所述的一种用于验证交会对接微波雷达测角功能的信号生成方法，其特征在于，所述(4)中根据天线阵面坐标系下目标飞行器的方位角和俯仰角，获取方位基线入射角和俯仰基线入射角的步骤包括：
根据公式theta_z＝Elv_ant和theta_y＝arcsin(sin(Azi_ant)·cos(theta_z))进行计算，其中，theta_y为方位基线入射角，theta_z为俯仰基线入射角，Azi_ant为目标飞行器的方位角、Elv_ant为目标飞行器的俯仰角。
6.根据权利要求1所述的一种用于验证交会对接微波雷达测角功能的信号生成方法，其特征在于，所述步骤(5)中根据方位基线入射角和俯仰基线入射角，生成测角信号的步骤包括：
根据公式
Figure FDA0002227118700000031
进行计算，其中，
Figure FDA0002227118700000032
为电磁波信号到达两天线的相位差，用于获取测角信号，d为方位基线和俯仰基线上两天线间的基线长度，θ为方位基线入射角或者俯仰基线入射角，λ为入射波的波长。
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