CN108051803A - 多波束球面相控阵天线跟踪目标过顶的方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种数字化多波束球面相控阵天线跟踪目标过顶的方法，旨在提供一种简单可靠、耗费硬件资源小，解决跟踪过顶的方法。本发明通过下述技术方案予以实现：一种数字化多波束球面相控阵天线跟踪目标过顶的方法其特征在于包括如下步骤，利用目标轨道预报的过顶点信息，或者根据捕获目标的动态信息，按如下方式旋转原坐标系，建立新的坐标系；在旋转原坐标系中，以多波束球面相控阵天线的原坐标系z轴为中心，按波束指向方位方向p1旋转坐标系，以跟踪目标过顶点的方位角为零度，再以y轴为中心旋转跟踪目标俯仰角至的x轴，x轴指向过顶点。本发明可明显减小目标过顶时方位角与俯仰角的动态变化量，保证了对目标的稳定跟踪。

Description

多波束球面相控阵天线跟踪目标过顶的方法

技术领域

本发明涉及一种全空域多目标航天测控领域中测控体制，解决跟踪目标过顶问题的方法。

背景技术

在现有技术中，相控阵天线可以在极短时间内在任意方向上形成多波束的能力ع使雷达能同时跟踪多个目标.相控阵天线通常做法是一个反射面上安装多个阵子，但是存在单个阵子无法单独测量.且阵子之间相互影响。多波束相控天线通常有三种实现途径：第一种是在微波频段实现多波束形成，第二种是在中频实现多波束形成，第三种是在数字上实现多波束形成。微波多波束形成是指在阵列天线各阵元接收信号经预列形式，结合和差单脉冲体制实现测控系统要求的测角和跟踪。多波束相控阵天线设计的核心是多波束形成网络以及相控阵天线波束扫描特性与和差波束性能。多波束相控阵天线阵列选用低噪声放大器，使用微波信号放大后分成多路信号，并各自独立的接入移相器，通过控制各组移相器的移相关系，实现多个天线波束各自独立的相关合成多个波束，通过相位和差单脉冲测角体制同时完成对多个目标的角跟踪功能。但要形成低副瓣的多个接收波束将更为困难，同时，其工程应用中还有很多局限性，整个天线阵列中每个通道都含有混频器和中频放大器等有源电路，射频放大、混频、中频采样的设备硬件量很大，需要采用集成度很高和一致性好的高可靠集成电路，若采样混合集成电路，对混频电路的幅度、相位一致性提出很高的要求。多波束相控阵天线在对多目标跟踪时，需要采用不同波束分别对应不同的目标进行波束穿越角跟踪。对多波束相控阵天线而言，空间多个目标在靠近时，一个目标的信号可能进入另一个目标接收波束的旁瓣甚至主瓣内，跟踪波束出现交叉穿越，对波束的跟踪形成较强干扰。此时的多波束天线角跟踪性能也需要进行测试。多波束相控阵天线在对目标进行跟踪时，由于波束滑动及波束穿越等的存在，需要对其动态角跟踪性能的测试误差范围及数据精度等进行测，对单目标采用直接加权法和差单脉冲测角，因此多波束相控阵天线在阵列天线基础上通过对阵列信号的数字加权处理来形成和差波束，对目标进行单脉冲测角，发现并跟踪尽量多的目标，以实现高跟踪精度、强抗干扰能力及高数据率。单脉冲和差测角利用几个独立的接收支路来同时接收目标信号的回波信号，并对这些信号进行比较。通常，每个定向坐标平面都对应两个相互独立的接收支路：方位平面内的两个支路和俯仰平面。多波束相控阵天线通过对阵元接收到的数据进行和波束与差波束的加权形成和差波束，利用和差波束的幅相信息计算目标的方位角和俯仰角，实现对目标的跟踪。、实际应用中，跟踪目标可能出现在低仰角、过顶或阵面切换等位置，此时的多波束在对目标进行跟踪时，由于波束覆盖范围及加权系数（包括多波束形成时的加权系数及和差波束形成时的加权系数）的变化，相控阵天线波束滑动的角跟踪性能可能出现误差，因此，需要在这些特殊情况下对多波束相控阵天线的角跟踪性能进行测试。当空间存在多个目标时，以两个目标A可能处在目标A的旁瓣或者主瓣内，此时用于跟踪目标A的和、差波束会发生变化，以致单脉冲比曲线发生变化。目标A俯仰维单脉冲比曲线位于A的近旁瓣时，由于两目标相距较近，B成为A跟踪波束的较强干扰射入，A跟踪和差波束会受到影响，主要表现在波束的主瓣位置和旁瓣电平上；观察俯仰维的单脉冲比曲线，可以看到单脉冲比曲线的零值位置和单调性均发生变化，从而可能出现跟错目标的情况。目标A俯仰维单脉冲比曲线位于A的主瓣时，仿真的跟踪和差波束相互重叠，互相之间影响更大，且由于两目标处于同一方向，角跟踪测试值会出现误差。虽然此时A目标跟踪单脉冲比曲线的单调性没有受到影响，但是B的强干扰会使单脉冲比曲线的零点位置偏离视轴方向，给角度跟踪带来较大误差。相控阵天线的波束图变化是通过计算机控制的，它的天线参数会随着波束扫描角的变化而变化，此外相控阵天线的结构参数也会影响天线的波束方向图形状，（阵元间距、阵元排列形式，馈电系统等参数）。

数字多波束形成是阵列天线技术与数字信号处理技术相结合的产物。数字波束形成在工程化过程中，遇到的问题主要包括：与传统数字波束形成天线采用方位、俯仰跟踪方式相同，在目标已较大仰角过顶时，目标跟踪的方位与俯仰角动态过大，尤其90°过顶时方位会突变180°，导致方位轨迹突变，无法连续跟踪。如果要实现连续跟踪，一般不能跟踪过顶目标，现有系统跟踪最高仰角一般为80多度。即便如此，跟踪低仰角卫星时仍然有方位动态过大的问题。传统天线一般采用在目标高仰角过顶过程中，使用程序引导或者记忆跟踪的方式避免出现丢失目标。但是采用上述措施会导致在过顶过程中对航天器的跟踪存在偏差，不能对航天器进行测控。一般卫星的可视范围不是很大,并且在天顶附近地面站距卫星最近,接收信号最强,而恰恰在这一范围由于跟踪“盲区”而失去接收信息的机会。为此,解决过顶跟踪问题就显得非常重要。

在传统测控系统中，数字化多波束球面相控阵天线的坐标轴如图1所示，在此坐标系下，数字化多波束球面相控阵天线在跟踪高仰角目标时会出现方位角与俯仰动态过大情况。因此在对目标进行高仰过顶跟踪时，数字化多波束球面相控阵天线自跟踪误差较大，甚至严重时会导致丢失目标。在传统机械天线系统中数字化多波束球面相控阵天线的坐标系，在天线的安装时就固定了，无法动态旋转，因此只能通过程序引导或者旋转第三轴等辅助办法降低目标过顶跟踪时的影响，而无法从根本上解决目标过顶的自跟踪问题。

发明内容

本发明的目的是针对上述数字化多波束球面相控阵的过顶跟踪问题，提供一种简单可靠、耗费硬件资源小, 操作简便快捷的数字化多波束球面相控阵天线跟踪目标过顶的方法。以解决数字化多波束球面相控阵天线跟踪目标的过顶问题。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种数字化多波束球面相控阵天线跟踪目标过顶的方法其特征在于包括如下步骤，利用目标轨道预报的过顶点信息，或者根据捕获目标的动态信息，在已知目标轨迹情况下，在天线跟踪前计算出目标过顶点的坐标，在激区域投影面积内，按照所计算的已知目标轨迹的过顶点的坐标，按如下方式旋转原坐标系，建立新的坐标系；在旋转原坐标系中，以多波束球面相控阵天线的原坐标系z轴为中心，按波束指向方位方向p1旋转坐标系，以跟踪目标过顶点的方位角为零度，再以y轴为中心旋转跟踪目标俯仰角至的x轴，使xoy平面与目标轨迹在在同一平面，x轴指向过顶点；在自跟踪前未知目标轨迹情况下，则根据捕获目标的跟踪点，按如下方式旋转原坐标系，建立新的坐标系：在原坐标系旋转过程中，先以原坐标系z轴为中心，按波束指向方位方向p1旋转坐标系，以跟踪点的方位角为零度，再以y轴为中心旋转跟踪目标俯仰角，使x轴指向过跟踪点，再以跟踪目标的运动角速度计算目标轨迹在天线球面的旋转角，根据该旋转角x轴为中心旋转坐标系得到新的坐标系。

本发明新建立的坐标系中xoy平面与目标轨迹在基本在同一平面，在新建坐标系下采用传统的方位，俯仰方式划分差阵列。

本发明的有益效果是：

简单可靠。本发明在已知航天器运行轨迹情况下，在天线跟踪前计算出航天器目标过顶点。按照所计算的航天器的过顶点，旋转原坐标系，建立新旋转后的坐标系：使x轴指向过顶点，通过坐标系的旋转使得目标的运动轨迹相对于天线坐标系保持低仰角状态，避免在目标高仰角跟踪过程中对目标跟踪易丢失，和跟踪目标偏差过大的问题，实现方法比较简单，仅需要利用目标轨道预报的过顶点信息，或者根据捕获目标的动态信息，通过简单的坐标系变换即可实现目标的等效低仰角过顶跟踪，使球面相控阵天线能够在航天飞行器过顶过程中保持对目标稳定跟踪，提高了可靠性，解决了测控系统中目标高仰角过顶跟踪过程中方位角与俯仰角动态过大的问题，

资源占用较少。本发明先按原坐标系z轴为中心按方位方向旋转坐标系至过顶点的方位角至零度，再以y轴为中心旋转俯仰角至x轴指向过顶点。新建立的坐标系中xoy平面与目标轨迹在基本在同一平面，在此坐标系下采用传统的方位，俯仰方式划分差阵列。因为在此坐标系下目标运动轨迹是处于低仰角，因此天线跟踪能保证跟踪精度及不出现过顶问题。不需要复杂电路，保证设备在任意条件下能保持对目标的稳定跟踪，拓展了设备功能，降低了设备成本。

操作简便快捷。本发明巧妙利用字多波束形成球面阵天线在目标跟踪过程中可以任意旋转坐标系的特点，按照所计算的航天器的过顶点旋转原坐标系，建立新的坐标系，或以跟踪目标的运动角速度计算目标轨迹在天线球面的旋转角，根据该旋转角x轴为中心旋转坐标系得到新的坐标系，操作流程简单，操作简便快捷，对设备的操作仅限于在软件上的数字域进行坐标系变换，没有附加的机械部件与操作，便于设备的自动化设计、运行与管理。

本发明新建立的坐标系中xoy平面与目标轨迹在基本在同一平面，在新建坐标系下采用传统的方位，俯仰方式划分差阵列。可明显减小目标过顶时方位角与俯仰角的动态变化量，以保证对目标的稳定跟踪。

附图说明

下面结合附图和实施实例对本发明进一步说明。

图1是数字多波束球面相控阵天线已知目标轨迹的目标过顶的坐标系旋转示意图。

图2是数字多波束球面相控阵天线未知目标轨迹的目标过顶的坐标系旋转示意图。

图3是数字多波束球面相控阵天线的目标过顶的坐标系旋转方法示意图。

图4本发明对目标90度仰角过顶效果示意图。

图5是本发明对目标86度仰角过顶效果示意图。

图6是本发明对目标40度仰角过顶效果示意图。

具体实施方式

本发明按照已知目标轨迹和未知目标轨迹分为两种情况实施。

参阅图1。根据本发明，利用目标轨道预报的过顶点信息，或者根据捕获目标的动态信息，在已知目标轨迹情况下，在天线跟踪前计算出目标过顶点的坐标，按照所计算的已知目标轨迹的过顶点的坐标，在激区域投影面积内，按如下方式旋转原坐标系，建立新的坐标系；在旋转原坐标系中，以多波束球面相控阵天线的原坐标系z轴为中心，按波束指向方位方向p1旋转坐标系，以跟踪目标过顶点的方位角为零度，再以y轴为中心旋转跟踪目标俯仰角至的x轴，使xoy平面与目标轨迹在在同一平面，x轴指向过顶点；在自跟踪前未知目标轨迹情况下，则根据捕获目标的跟踪点，按如下方式旋转原坐标系，建立新的坐标系：在原坐标系旋转过程中，先以原坐标系z轴为中心，按波束指向方位方向p1旋转坐标系，以跟踪点的方位角为零度，再以y轴为中心旋转跟踪目标俯仰角，使x轴指向过跟踪点，再以跟踪目标的运动角速度计算目标轨迹在天线球面的旋转角，根据该旋转角x轴为中心旋转坐标系得到新的坐标系。

参阅图2。对于球面相控阵天线，不存在固定的天线阵面，而是根据目标的位置而激活相应的阵面。因此球面相控阵天线的坐标系可以按照需要旋转到如图2所示的不同方向。

参阅图3。按照目前航天测控的跟踪流程，在大部分情况下行，以已知的航天器作为跟踪目标、捕获目标，在已知航天器运行轨迹情况下，通过已知目标的运行轨迹，在数字多波束球面相控阵天线跟踪前可以计算出航天器目标过顶点，按照所计算的航天器目标的过顶点，按如下方式旋转原坐标系，建立新的坐标系：旋转坐标系，使x轴指向过顶点，坐标系旋转过程如下：先按原坐标系z轴为中心按方位方向旋转坐标系过顶点的方位角至零度，再以y轴为中心旋转俯仰角至x轴指向过顶点。新建立的坐标系中xoy平面与目标轨迹在基本在同一平面，在此坐标系下采用传统的方位，俯仰方式划分差阵列。因为在此坐标系下目标运动轨迹是处于低仰角，因此天线跟踪能保证跟踪精度及不出现过顶问题。如果在自跟踪前不知道航天器目标的飞行轨迹，则在自跟踪前需要捕获目标，在捕获目标时，采用传统坐标系，当完成自跟踪捕获目标后，根据捕获目标的跟踪点，按如下方式旋转原坐标系，建立新的坐标系：旋转坐标系，使x轴指向过跟踪点，坐标系旋转过程如下：先按原坐标系z轴为中心按方位方向旋转坐标系至跟踪点的方位角至零度，再以y轴为中心旋转俯仰角至x轴指向跟踪点。再以是数字多波束球面相控阵天线跟踪目标的运动角速度计算目标轨迹在天线球面的旋转角，根据该旋转角x轴为中心旋转坐标系得到新的坐标系。新建立的坐标系中xoy平面与目标轨迹在基本在同一平面，在此坐标系下采用传统的方位，俯仰方式划分差阵列。因为在此坐标系下目标运动轨迹是处于低仰角，因此天线跟踪能保证跟踪精度及不出现过顶问题。

参阅图4。在目标相对天线位置按86度～90度仰角过顶的情况下，采用原坐标系，在过顶点附近，跟踪目标方位角的最大角速度为3.5*10⁵度/s，最大角加速度为0.7*10⁹度/s²；俯仰角的角速度为最大1.5度/s，最大角加速度为-2900度/s²。采用本实施例的旋转坐标系方式跟踪目标，在过顶点附近，跟踪目标方位角的最大角速度为1.5度/s～2.0度/s，最大角加速度为0.025度/s²～0.030度/s²；俯仰角的最大角速度为1*10^-16度/s～2*10^-16度/s，最大角加速度为-17*10^-14度/s²～-18*10^-14度/s²。

参阅图5。在目标相对天线位置按40度～86度仰角过顶的情况下，采用原坐标系，在过顶点附近，跟踪目标方位角的最大角速度为21度/s～22度/s，最大角加速度为5度/s²～6度/s²；俯仰角的最大角速度为1.2度/s～1.3度/s，最大角加速度为-0.55度/s²～-0.50度/s²。采用本发明的旋转坐标系方式跟踪目标，在过顶点附近，跟踪目标方位角的最大角速度为1.5度/s～2.0度/s，最大角加速度为0.025度/s²～0.030度/s²；俯仰角的最大角速度为2.1*10^-3度/s～2.2*10^-3度/s，最大角加速度为1.0*10^-4度/s²～-1.1*10^-4度/s²。

参阅图6。在目标相对天线位置按5度～40度仰角过顶的情况下，采用原坐标系，在过顶点附近，跟踪目标方位角的最大角速度为1.3度/s～1.5度/s，最大角加速度为0.019度/s²～0.020度/s²；俯仰角的最大角速度为0.34度/s～0.40度/s，最大角加速度为-0.015度/s²～-0.0020度/s²。采用本发明的旋转坐标系方式跟踪目标，在过顶点附近，跟踪目标方位角的最大角速度为1.0度/s～2.0度/s，最大角加速度为0.01度/s²～0.02度/s²；最大俯仰角的角速度为0.025度/s～0.0030度/s，最大角加速度为-7*10^-4度/s²～-8*10^-4度/s²。

从上述数据可明显看到本发明可明显减小目标过顶时方位角与俯仰角的动态变化量，以保证对目标的稳定跟踪。

Claims (10)

1.一种数字化多波束球面相控阵天线跟踪目标过顶的方法其特征在于包括如下步骤，利用目标轨道预报的过顶点信息，或者根据捕获目标的动态信息，在已知目标轨迹情况下，在天线跟踪前计算出目标过顶点的坐标，按照所计算的已知目标轨迹的过顶点的坐标，在激区域投影面积内，按如下方式旋转原坐标系，建立新的坐标系；在旋转原坐标系中，以多波束球面相控阵天线的原坐标系z轴为中心，按波束指向方位方向p1旋转坐标系，以跟踪目标过顶点的方位角为零度，再以y轴为中心旋转跟踪目标俯仰角至的x轴，使xoy平面与目标轨迹在在同一平面，x轴指向过顶点；在自跟踪前未知目标轨迹情况下，则根据捕获目标的跟踪点，按如下方式旋转原坐标系，建立新的坐标系：在原坐标系旋转过程中，先以原坐标系z轴为中心，按波束指向方位方向p1旋转坐标系，以跟踪点的方位角为零度，再以y轴为中心旋转跟踪目标俯仰角，使x轴指向过跟踪点，再以跟踪目标的运动角速度计算目标轨迹在天线球面的旋转角，根据该旋转角x轴为中心旋转坐标系得到新的坐标系。

2.如权利要求1所述的数字化多波束球面相控阵天线跟踪目标过顶的方法，其特征在于，新建立的坐标系中xoy平面与目标轨迹在基本在同一平面，在新建坐标系下采用传统的方位，俯仰方式划分差阵列。

3.如权利要求1所述的数字化多波束球面相控阵天线跟踪目标过顶的方法，其特征在于，以已知的航天器作为跟踪目标、捕获目标，在已知航天器运行轨迹情况下，通过已知目标的运行轨迹，在数字多波束球面相控阵天线跟踪前计算出航天器目标过顶点，按照所计算的航天器目标的过顶点，旋转原坐标系，建立新的坐标系。

4.如权利要求1所述的数字化多波束球面相控阵天线跟踪目标过顶的方法，其特征在于，在捕获目标时，采用传统坐标系，当完成自跟踪捕获目标后，根据捕获目标的跟踪点，旋转原坐标系，建立新的坐标系。

5.如权利要求1所述的数字化多波束球面相控阵天线跟踪目标过顶的方法，其特征在于，在目标相对天线位置按86度～90度仰角过顶的情况下，在采用原坐标系，在过顶点附近，跟踪目标方位角的最大角速度为3.5*10⁵度/s，最大角加速度为0.7*10⁹度/s²；俯仰角的角速度为最大1.5度/s，最大角加速度为-2900度/s²。

6.如权利要求1所述的数字化多波束球面相控阵天线跟踪目标过顶的方法，其特征在于，在过顶点附近，跟踪目标方位角的最大角速度为1.5度/s～2.0度/s，最大角加速度为0.025度/s2～0.030度/s2；俯仰角的最大角速度为1*10-16度/s～2*10-16度/s，最大角加速度为-17*10-14度/s2～-18*10-14度/s2。

7.如权利要求1所述的数字化多波束球面相控阵天线跟踪目标过顶的方法，其特征在于，在目标相对天线位置按40度～86度俯仰过顶的情况下，在采用原坐标系，在过顶点附近，跟踪目标方位角的最大角速度为21度/s～22度/s，最大角加速度为5度/s²～6度/s²；俯仰角的最大角速度为1.2度/s～1.3度/s，最大角加速度为-0.55度/s²～-0.50度/s²。

8.如权利要求1所述的数字化多波束球面相控阵天线跟踪目标过顶的方法，其特征在于，在过顶点附近，跟踪目标方位角的最大角速度为1.5度/s～2.0度/s，最大角加速度为0.025度/s2～0.030度/s2；俯仰角的最大角速度为2.1*10-3度/s～2.2*10-3度/s，最大角加速度为1.0*10-4度/s2～-1.1*10-4度/s2。

9.如权利要求1所述的数字化多波束球面相控阵天线跟踪目标过顶的方法，其特征在于，在目标相对天线位置按40度～50度俯仰过顶的情况下，采用原坐标系，在过顶点附近，跟踪目标方位角的最大角速度为1.3度/s～1.5度/s，最大角加速度为0.019度/s²～0.020度/s²；俯仰角的最大角速度为0.34度/s～0.40度/s，最大角加速度为-0.015度/s²～-0.0020度/s²。

10.如权利要求1所述的数字化多波束球面相控阵天线跟踪目标过顶的方法，其特征在于，在过顶点附近，跟踪目标方位角的最大角速度为1.0度/s～2.0度/s，最大角加速度为0.01度/s2～0.02度/s2；最大俯仰角的角速度为0.025度/s～0.0030度/s，最大角加速度为-7*10-4度/s2～-8*10-4度/s2。