CN112834987B - 一种飞机擦尾毫米波测距系统 - Google Patents

一种飞机擦尾毫米波测距系统 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种飞机擦尾毫米波测距系统，包括发射天线、接收天线、射频前端模块、中频信号处理模块和FPGA信号处理模块；射频前端模块分别与发射天线、接收天线、中频信号处理模块和FPGA信号处理模块通信连接；中频信号处理模块和FPGA信号处理模块通信连接。在飞机尾部擦机尾的地方加装本测距系统，能够实现飞机起飞或降落时实时测量擦机尾离地面的高度，并根据设定要求作出报警提示，从而为驾驶员提供清晰的安全驾驶操作技能。本发明具有测量精度高、响应快速、安装简单和使用方便的优点，能够实现快速精确测量，可应用于飞机起飞与降落时的擦机尾与地面距离预警，从而提高驾驶安全性。

Description

一种飞机擦尾毫米波测距系统
技术领域
本发明属于飞机测距技术领域，具体涉及一种飞机擦尾毫米波测距系统。
背景技术
随着我国航空事业的发展，相应的民航所发生的飞行事故也增多，尤其是飞机起飞擦机尾事件就有好几起。飞擦机尾事件的发生给航空公司造成了经济上的损失，一方面是飞机停场修理期间的间接损失，另一方面就是机尾擦地会造成飞机结构的严重损伤，飞机修理的工时和更换零部件的费用也非常高，维修时间较长，同时对飞行安全也造成了很大的威胁。根据相关研究得到，所有按照运输类标准设计的飞机在运行过程下极有可能发生机尾擦地事故。机尾擦地通常可能发生在在飞机的起飞时，也可能会发生在飞机的降落时候。
因此，在飞机尾部擦机尾的地方加装一款具有高速计算的高精度测距系统，该系统能够实现飞机起飞或降落时实时测量擦机尾离地面的高度，并根据设定要求作出报警提示，从而为驾驶员提供清晰的安全驾驶操作技能。
发明内容
本发明的目的是为了解决飞机尾部擦机尾的问题，提出了一种飞机擦尾毫米波测距系统。
本发明的技术方案是：一种飞机擦尾毫米波测距系统包括发射天线、接收天线、射频前端模块、中频信号处理模块和FPGA信号处理模块；
射频前端模块分别与发射天线、接收天线、中频信号处理模块和FPGA信号处理模块通信连接；中频信号处理模块和FPGA信号处理模块通信连接。
本发明的有益效果是：在飞机尾部擦机尾的地方加装本测距系统，能够实现飞机起飞或降落时实时测量擦机尾离地面的高度，并根据设定要求作出报警提示，从而为驾驶员提供清晰的安全驾驶操作技能。本发明具有测量精度高、响应快速、安装简单和使用方便的优点，能够实现快速精确测量，可应用于飞机起飞与降落时的擦机尾与地面距离预警，从而提高驾驶安全性。
进一步地，射频前端模块包括低噪放器、压控振荡器、90°移相器、第一功放器、第二功放器、第一混频器和第二混频器；
低噪放器的输入端作为射频前端模块的第一输入端；低噪放器的输入端和接收天线通信连接，其输出端分别与第一混频器的第一输入端和第二混频器的第一输入端通信连接；第一混频器的输出端和第二混频器的输出端共同作为射频前端模块的第一输出端，并与中频信号处理模块通信连接；压控振荡器的输入端作为射频前端模块的第二输入端，并与FPGA信号处理模块通信连接；压控振荡器的输出端分别与第二功放器的输入端和第一混频器的第二输入端通信连接；压控振荡器的输出端还通过90°移相器和第二混频器的第二输入端通信连接；第二功放器的输出端和第一功放器的输入端通信连接；第一功放器的输出端作为射频前端模块的第二输出端，并和发射天线通信连接。
进一步地，中频信号处理模块包括第一高通滤波器、第二高通滤波器、第一低噪放器、第二低噪放器、第一AGC放大器和第二AGC放大器；
第一高通滤波器的输入端和第二高通滤波器的输入端分别与第一混频器的输出端和第二混频器的输出端一一对应通信连接；第一高通滤波器的输出端和第二高通滤波器的输出端分别与第一低噪放器的输入端和第二低噪放器的输入端一一对应通信连接；第一低噪放器的输出端和第二低噪放器的输出端分别与第一AGC放大器的输入端和第二AGC放大器的输入端一一对应通信连接；第一AGC放大器的输出端和第二AGC放大器的输出端共同作为中频信号处理模块的输出端，并与FPGA信号处理模块通信连接。
进一步地，FPGA信号处理模块的输入端分别与第一AGC放大器的输出端和第二AGC放大器的输出端通信连接，其输出端和压控振荡器的输入端通信连接。
进一步地，射频前端模块包括电阻R20-R23、接地电阻R24、电容C32、型号为BGT24MTR11的主控芯片U1、型号为LMX2491的主控芯片U2、型号为KC3225K_40MHZ的主控芯片U3和型号为LP5907的主控芯片U4；所述中频信号处理模块的主控芯片U5型号为INA827AIDGK；所述FPGA信号处理模块的主控芯片U6型号为XMC4200；
芯片U1的TXOUT_RF引脚和RXIN引脚分别与天线的第1引脚和第2引脚一一对应连接；芯片U1的SPI_CLK_BGT引脚分别与芯片U2的SPI_CLK_PLL引脚和芯片U6的SPI_M_CLK引脚连接；芯片U1的SPI_DATA_BGT引脚和电阻R20的一端连接；电阻R20的另一端分别与芯片U2的SPI_DATA_PLL引脚和芯片U6的SPI_M_DATA引脚连接；芯片U1的SPI_CS_BGT引脚和电阻R21的一端连接；电阻R21的另一端和芯片U6的SPI_M_CS_BGT24引脚连接；芯片U1的Q2引脚和芯片U6的BGT24_Q2_IN引脚连接；芯片U1的VCO_FINE引脚和VCO_COARSE引脚分别与电阻R22的一端和电阻R23的一端一一对应连接；电阻R22的另一端和电阻R23的另一端均与芯片U2的CPout引脚连接；芯片U1的Q1引脚和Q1N引脚分别与芯片U2的FINN引脚和FINP引脚一一对应连接；芯片U2的OSCX引脚和电容C32的一端连接；电容C32的另一端和接地电阻R24连接；芯片U1的ANA引脚和BGT_ENABLE引脚分别与芯片U6的BGT_ANA引脚和BGT_ENABLE引脚一一对应连接；芯片U1的IFI引脚、IFIX引脚、IFQ引脚和IFQX引脚分别与芯片U5的IFI引脚、IFIX引脚、IFQ引脚和IFQX引脚一一对应连接；芯片U2的SPI_CS_PLL引脚、MUXOUT引脚、MOD引脚、TRIG1引脚、TRIG2引脚和PLL_CE引脚分别与芯片U6的SPI_M_CS_PLL引脚、PLL_MUXIN引脚、PLL_MOD引脚、TRIG1_PLL引脚、TRIG2_PLL引脚和PLL_CE引脚一一对应连接；芯片U2的OSC引脚和芯片U3的XREF_PLL引脚和芯片U3的XREF_PLL引脚连接；芯片U3的XREF_uc引脚和芯片U6的REF_uC引脚连接；芯片U5的IFQ_LG引脚、IFI_LG引脚、IFQ_HG引脚和IFI_HG引脚分别与芯片U6的IFQ_LG引脚、IFI_LG引脚、IFQ_HG引脚和IFI_HG引脚一一对应连接；芯片U4的BGT_TRIG引脚和芯片U6的BGT_LDO_EN引脚连接；芯片U4的VCC_+5V引脚和ADC_ref引脚均与和外部输入电源连接。
进一步地，射频前端模块中，接收机灵敏度Smin的计算公式为：
Smin＝kT0FB(S/N)min
其中，k表示波尔兹曼常数，T0表示常温，F表示接收机噪声系数，B表示接收机带宽，(S/N)min表示最小可检测信噪比，S表示信号功率，N表示噪声功率；
最远探测距离Rmax的计算公式为：
其中，Pt表示探测器发射功率，Gt表示发射天线增益，Gr表示接收天线增益，λ表示波长，σ表示雷达散射截面积。
上述进一步方案的有益效果是：在本发明中，接收机灵敏度表示测距模块能够检测到回波信号的最小电平值，由BGT24MTR12芯片手册中电性能参数知接收机噪声系数为12dB，带宽为250MHz，(S/N)min为最小可检测信噪比，一般取-14dB，得到探测器接收机灵敏度为-94dBm。决定探测器最远探测距离的主要因素有发射天线增益、接收天线增益、探测器发射功率、接收机灵敏度以及目标散射截面积，由于应用于客气起降时擦机尾离地距离探测，本系统散射截面积定为1m2，得到最远探测距离为大于15m，达到测量距离。
进一步地，中频信号处理模块中，距离分辨率ΔR的计算公式为：
其中，c表示光速,B表示扫频带宽。
上述进一步方案的有益效果是：在本发明中，距离分辨率体现了探测器的测量精度，其主要与扫频信号带宽有关。本系统设计要求距离分辨率小于30cm，即ΔR<30cm，经计算得到扫频带宽B>250MHz(30cm)，距离分辨率小于30cm，由1.16cm和距离分辨率的30cm总误差率小于31.56cm，满足设计所要求的51cm的离地高。本系统微带天线设计频段为24GHz～24.25GHz，带宽为250MHz，能够实现要求。
进一步地，测距系统中，目标距离R的计算公式为：
其中，c表示光速，T表示调制三角波周期，ΔF表示调频带宽，fb表示拍频。
进一步地，发射天线和接收天线均采用2×2微带阵列天线，天线水平方向波束宽度α的约束条件为：
其中，w表示飞机跑道宽度，d表示探测器距离目标高度。
上述进一步方案的有益效果是：在本发明中，根据微带天线理论以及实际工程经验，2×2微带阵列天线的发射和接收天线增益大于6dBi。天线的方位角和俯仰角表示天线波束在水平方向和垂直方向的覆盖范围，由前面的计算可知探测器作用的距离能达到15m，即要求距离目标15m外，天线水平方向波束能够覆盖整个目标，已知飞机跑道宽度w≤60m，当探测器距离目标高度d＝15m时，为使天线波束覆盖到目标弹道，需满足上述公式的要求。经计算水平方向波束宽度需大于等于63°，但也不能过大以免接收到其他跑道上的回波信号造成干扰。
附图说明
图1为飞机擦尾毫米波测距系统的结构图；
图2为飞机擦尾毫米波测距系统的电路图；
图3为擦机尾与地面示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的实施例作进一步的说明。
如图1所示，本发明提供了一种飞机擦尾毫米波测距系统，包括发射天线、接收天线、射频前端模块、中频信号处理模块和FPGA信号处理模块；
射频前端模块分别与发射天线、接收天线、中频信号处理模块和FPGA信号处理模块通信连接；中频信号处理模块和FPGA信号处理模块通信连接。
在本发明实施例中，如图1所示，射频前端模块包括低噪放器、压控振荡器、90°移相器、第一功放器、第二功放器、第一混频器和第二混频器；
低噪放器的输入端作为射频前端模块的第一输入端；低噪放器的输入端和接收天线通信连接，其输出端分别与第一混频器的第一输入端和第二混频器的第一输入端通信连接；第一混频器的输出端和第二混频器的输出端共同作为射频前端模块的第一输出端，并与中频信号处理模块通信连接；压控振荡器的输入端作为射频前端模块的第二输入端，并与FPGA信号处理模块通信连接；压控振荡器的输出端分别与第二功放器的输入端和第一混频器的第二输入端通信连接；压控振荡器的输出端还通过90°移相器和第二混频器的第二输入端通信连接；第二功放器的输出端和第一功放器的输入端通信连接；第一功放器的输出端作为射频前端模块的第二输出端，并和发射天线通信连接。
在本发明实施例中，如图1所示，中频信号处理模块包括第一高通滤波器、第二高通滤波器、第一低噪放器、第二低噪放器、第一AGC放大器和第二AGC放大器；
第一高通滤波器的输入端和第二高通滤波器的输入端分别与第一混频器的输出端和第二混频器的输出端一一对应通信连接；第一高通滤波器的输出端和第二高通滤波器的输出端分别与第一低噪放器的输入端和第二低噪放器的输入端一一对应通信连接；第一低噪放器的输出端和第二低噪放器的输出端分别与第一AGC放大器的输入端和第二AGC放大器的输入端一一对应通信连接；第一AGC放大器的输出端和第二AGC放大器的输出端共同作为中频信号处理模块的输出端，并与FPGA信号处理模块通信连接。
在本发明实施例中，如图1所示，FPGA信号处理模块的输入端分别与第一AGC放大器的输出端和第二AGC放大器的输出端通信连接，其输出端和压控振荡器的输入端通信连接。
在本发明实施例中，如图2所示，射频前端模块包括电阻R20-R23、接地电阻R24、电容C32、型号为BGT24MTR11的主控芯片U1、型号为LMX2491的主控芯片U2、型号为KC3225K_40MHZ的主控芯片U3和型号为LP5907的主控芯片U4；所述中频信号处理模块的主控芯片U5型号为INA827AIDGK；所述FPGA信号处理模块的主控芯片U6型号为XMC4200；
芯片U1的TXOUT_RF引脚和RXIN引脚分别与天线的第1引脚和第2引脚一一对应连接；芯片U1的SPI_CLK_BGT引脚分别与芯片U2的SPI_CLK_PLL引脚和芯片U6的SPI_M_CLK引脚连接；芯片U1的SPI_DATA_BGT引脚和电阻R20的一端连接；电阻R20的另一端分别与芯片U2的SPI_DATA_PLL引脚和芯片U6的SPI_M_DATA引脚连接；芯片U1的SPI_CS_BGT引脚和电阻R21的一端连接；电阻R21的另一端和芯片U6的SPI_M_CS_BGT24引脚连接；芯片U1的Q2引脚和芯片U6的BGT24_Q2_IN引脚连接；芯片U1的VCO_FINE引脚和VCO_COARSE引脚分别与电阻R22的一端和电阻R23的一端一一对应连接；电阻R22的另一端和电阻R23的另一端均与芯片U2的CPout引脚连接；芯片U1的Q1引脚和Q1N引脚分别与芯片U2的FINN引脚和FINP引脚一一对应连接；芯片U2的OSCX引脚和电容C32的一端连接；电容C32的另一端和接地电阻R24连接；芯片U1的ANA引脚和BGT_ENABLE引脚分别与芯片U6的BGT_ANA引脚和BGT_ENABLE引脚一一对应连接；芯片U1的IFI引脚、IFIX引脚、IFQ引脚和IFQX引脚分别与芯片U5的IFI引脚、IFIX引脚、IFQ引脚和IFQX引脚一一对应连接；芯片U2的SPI_CS_PLL引脚、MUXOUT引脚、MOD引脚、TRIG1引脚、TRIG2引脚和PLL_CE引脚分别与芯片U6的SPI_M_CS_PLL引脚、PLL_MUXIN引脚、PLL_MOD引脚、TRIG1_PLL引脚、TRIG2_PLL引脚和PLL_CE引脚一一对应连接；芯片U2的OSC引脚和芯片U3的XREF_PLL引脚和芯片U3的XREF_PLL引脚连接；芯片U3的XREF_uc引脚和芯片U6的REF_uC引脚连接；芯片U5的IFQ_LG引脚、IFI_LG引脚、IFQ_HG引脚和IFI_HG引脚分别与芯片U6的IFQ_LG引脚、IFI_LG引脚、IFQ_HG引脚和IFI_HG引脚一一对应连接；芯片U4的BGT_TRIG引脚和芯片U6的BGT_LDO_EN引脚连接；芯片U4的VCC_+5V引脚和ADC_ref引脚均与和外部输入电源连接。
在本发明实施例中，如图1所示，芯片U1第一功放器的输出引脚TXOUT_RF与天线的发射端1相连接，内部第一功放器和第二功放器进行串联链接，芯片U1低噪放器接收引脚RXIN与天线的接收端2连接；芯片U1内部的压控振荡器Q1引脚和90°移相器Q1N引脚分别与芯片U2的FINN引脚和FINP引脚一一对应连接；芯片U1内部的第一混频器引脚IFI引脚和IFIX引脚与芯片U5内部的第一高通滤波器IFI引脚和IFIX引脚一一对应连接，芯片U5内部的第一高通滤波器与第一低噪放和第一AGC放大器进行串联；芯片U1内部的第二混频器IFQ引脚和IFQX引脚分别与芯片U5的第一高通滤波器IFQ引脚和IFQX引脚一一对应连接；芯片U5内部的第二高通滤波器、第二低噪放和第二AGC放大器进行串联。
在本发明实施例中，如图1所示，射频前端模块中，接收机灵敏度Smin的计算公式为：
Smin＝kT0FB(S/N)min
其中，k表示波尔兹曼常数，T0表示常温，F表示接收机噪声系数，B表示接收机带宽，(S/N)min表示最小可检测信噪比，一般取-14dB，S表示信号功率，N表示噪声功率；
最远探测距离Rmax的计算公式为：
其中，Pt表示探测器发射功率，Gt表示发射天线增益，Gr表示接收天线增益，λ表示波长，σ表示雷达散射截面积。
在本发明中，接收机灵敏度表示测距模块能够检测到回波信号的最小电平值，由BGT24MTR12芯片手册中电性能参数知接收机噪声系数为12dB，带宽为250MHz，(S/N)min为最小可检测信噪比，一般取-14dB，得到探测器接收机灵敏度为-94dBm。决定探测器最远探测距离的主要因素有发射天线增益、接收天线增益、探测器发射功率、接收机灵敏度以及目标散射截面积，由于应用于客气起降时擦机尾离地距离探测，本系统散射截面积定为1m2，得到最远探测距离为大于15m，达到测量距离。
在本发明实施例中，如图1所示，中频信号处理模块中，距离分辨率ΔR的计算公式为：
其中，c表示光速，B表示扫频带宽。
在本发明中，距离分辨率体现了探测器的测量精度，其主要与扫频信号带宽有关。本系统设计要求距离分辨率小于30cm，即ΔR<30cm，经计算得到扫频带宽B>250MHz(30cm)，距离分辨率小于30cm，由1.16cm和距离分辨率的30cm总误差率小于31.56cm，满足设计所要求的51cm的离地高。本系统微带天线设计频段为24GHz～24.25GHz，带宽为250MHz，能够实现要求。
在本发明实施例中，如图1所示，测距系统中，目标距离R的计算公式为：
其中，c表示光速,T表示调制三角波周期，ΔF表示调频带宽，fb表示拍频。
在本发明实施例中，如图1所示，发射天线和接收天线均采用2×2微带阵列天线，天线水平方向波束宽度α的约束条件为：
其中，w表示飞机跑道宽度，d表示探测器距离目标高度。
在本发明中，根据微带天线理论以及实际工程经验，2×2微带阵列天线的发射和接收天线增益大于6dBi。天线的方位角和俯仰角表示天线波束在水平方向和垂直方向的覆盖范围，由前面的计算可知探测器作用的距离能达到15m，即要求距离目标15m外，天线水平方向波束能够覆盖整个目标，已知飞机跑道宽度w≤60m，当探测器距离目标高度d＝15m时，为使天线波束覆盖到目标弹道，需满足上述公式的要求。经计算水平方向波束宽度需大于等于63°，但也不能过大以免接收到其他跑道上的回波信号造成干扰。
在本发明实施例中，如图3所示，飞机飞行速度为V，机尾与地面形成的夹角为θ，则垂直方向的速度为：Vh＝V*sinθ。客机的正常起飞和降落速度一般在200-300公里/小时，以客机最大起降速度按300km/h计算，θ＝8,则:由上式可知飞机正常起降时离地距离1秒约11.6米。
本系统采用毫米波测距方式实现飞机在起飞与降落过程中的擦机尾与地面高度的测量。在飞机起飞或降落时，系统通过天线向地面发射一列连续调频毫米波，并接收大地的反射信号。发射信号的频率在时域中按调制电压的规律线性变化。如果采用三角波调制信号，当雷达和目标无相对运动时，发射信号和回波信号形状相同，但有时间延迟Δt。
Δt与目标距离R的关系为：Δt＝2R/C，其中c表示光速。发射信号与回波信号频率之差为混频器输出的差拍信号频率即拍频fb。因此其中，T表示调制三角波周期，ΔF表示调频带宽。由此可算出目标距离R为：/>从上述公式得出，目标距离R与fb成正比，可以通过测量拍频fb来测量雷达与地面的距离R。
本测距系统应用于飞机起飞与降落时的擦机尾与地面距离，系统探测到擦机尾离地高度超过正常值时及时发出报警信号。一般模块的正常响应时间在1ms以内(FPGA＝300us，TR收发芯片响应时间400us，VCO扫频时间230us)，飞机起降时1ms在垂直方向上的变化距离约为1.16cm，相当于1ms下降1.16cm，即要求测距系统至少在1.16cm外就要将距离测算出来，为预留足够的反应时间，本系统设计的测距系统要求能够对离地高于51cm的距离进行测量计算，响应时间约为43.9ms(这样给模块响应提供充足的余量)。测距系统工作频段为24GHz-24.25GHz，发射波长取中心频率24.125GHz在自由空间的波长12.435mm。
天线在垂直方向波束，其计算方法与水平方向波束覆盖类似，经计算得到垂直方向波束宽度需大于14°。综上可以得到毫米波测距系统的总体性能指标，其工作频率为24GHz～24.25GHz，选用FMCW调制波体制，最远探测距离大于15m，距离分辨率小于0.3m，发射功率大于20dBm，收发天线增益大于9dBi，天线方位角范围为80°，俯仰角范围为80°。
本发明的工作原理及过程为：当飞机擦机尾时，起落架、机身和地面构成一个三角形。因为机身长度恒定不变，所以擦机尾瞬间的起落架高度决定了擦机尾角度。起飞重量、VR速度选定、是否减推力和起飞襟翼设定这些因素会间接影响离地时的起落架高度，但与擦机尾角度并无直接因果关系。因此起落架高度越高，对应的擦机尾角度越大。本系统设计的24GHz毫米波测距系统主要包括射频前端收发电路、24GHz微带收发天线、中频信号处理电路和FPGA信号处理电路。其中射频前端收发电路和收发天线是测距系统收发信号的核心，中频信号处理和FPGA信号处理是影响系统测距精度的关键。
本发明的有益效果为：在飞机尾部擦机尾的地方加装本测距系统，能够实现飞机起飞或降落时实时测量擦机尾离地面的高度，并根据设定要求作出报警提示，从而为驾驶员提供清晰的安全驾驶操作技能。本发明具有测量精度高、响应快速、安装简单和使用方便的优点，能够实现快速精确测量，可应用于飞机起飞与降落时的擦机尾与地面距离预警，从而提高驾驶安全性。
本领域的普通技术人员将会意识到，这里所述的实施例是为了帮助读者理解本发明的原理，应被理解为本发明的保护范围并不局限于这样的特别陈述和实施例。本领域的普通技术人员可以根据本发明公开的这些技术启示做出各种不脱离本发明实质的其它各种具体变形和组合，这些变形和组合仍然在本发明的保护范围内。

Claims (6)

1.一种飞机擦尾毫米波测距系统，其特征在于，包括发射天线、接收天线、射频前端模块、中频信号处理模块和FPGA信号处理模块；
所述射频前端模块分别与发射天线、接收天线、中频信号处理模块和FPGA信号处理模块通信连接；所述中频信号处理模块和FPGA信号处理模块通信连接;
所述射频前端模块包括低噪放器、压控振荡器、90°移相器、第一功放器、第二功放器、第一混频器和第二混频器；
所述低噪放器的输入端作为射频前端模块的第一输入端；所述低噪放器的输入端和接收天线通信连接，其输出端分别与第一混频器的第一输入端和第二混频器的第一输入端通信连接；所述第一混频器的输出端和第二混频器的输出端共同作为射频前端模块的第一输出端，并与中频信号处理模块通信连接；所述压控振荡器的输入端作为射频前端模块的第二输入端，并与FPGA信号处理模块通信连接；所述压控振荡器的输出端分别与第二功放器的输入端和第一混频器的第二输入端通信连接；所述压控振荡器的输出端还通过90°移相器和第二混频器的第二输入端通信连接；所述第二功放器的输出端和第一功放器的输入端通信连接；所述第一功放器的输出端作为射频前端模块的第二输出端，并和发射天线通信连接；
所述中频信号处理模块包括第一高通滤波器、第二高通滤波器、第一低噪放器、第二低噪放器、第一AGC放大器和第二AGC放大器；
所述第一高通滤波器的输入端和第二高通滤波器的输入端分别与第一混频器的输出端和第二混频器的输出端一一对应通信连接；所述第一高通滤波器的输出端和第二高通滤波器的输出端分别与第一低噪放器的输入端和第二低噪放器的输入端一一对应通信连接；所述第一低噪放器的输出端和第二低噪放器的输出端分别与第一AGC放大器的输入端和第二AGC放大器的输入端一一对应通信连接；所述第一AGC放大器的输出端和第二AGC放大器的输出端共同作为中频信号处理模块的输出端，并与FPGA信号处理模块通信连接；
所述FPGA信号处理模块的输入端分别与第一AGC放大器的输出端和第二AGC放大器的输出端通信连接，其输出端和压控振荡器的输入端通信连接。
2.根据权利要求1所述的飞机擦尾毫米波测距系统，其特征在于，所述射频前端模块包括电阻R20-R23、接地电阻R24、电容C32、型号为BGT24MTR11的主控芯片U1、型号为LMX2491的主控芯片U2、型号为KC3225K_40MHZ的主控芯片U3和型号为LP5907的主控芯片U4；所述中频信号处理模块的主控芯片U5型号为INA827AIDGK；所述FPGA信号处理模块的主控芯片U6型号为XMC4200；
所述芯片U1的TXOUT_RF引脚和RXIN引脚分别与天线的第1引脚和第2引脚一一对应连接；所述芯片U1的SPI_CLK_BGT引脚分别与芯片U2的SPI_CLK_PLL引脚和芯片U6的SPI_M_CLK引脚连接；所述芯片U1的SPI_DATA_BGT引脚和电阻R20的一端连接；所述电阻R20的另一端分别与芯片U2的SPI_DATA_PLL引脚和芯片U6的SPI_M_DATA引脚连接；所述芯片U1的SPI_CS_BGT引脚和电阻R21的一端连接；所述电阻R21的另一端和芯片U6的SPI_M_CS_BGT24引脚连接；所述芯片U1的Q2引脚和芯片U6的BGT24_Q2_IN引脚连接；所述芯片U1的VCO_FINE引脚和VCO_COARSE引脚分别与电阻R22的一端和电阻R23的一端一一对应连接；所述电阻R22的另一端和电阻R23的另一端均与芯片U2的CPout引脚连接；所述芯片U1的Q1引脚和Q1N引脚分别与芯片U2的FINN引脚和FINP引脚一一对应连接；所述芯片U2的OSCX引脚和电容C32的一端连接；所述电容C32的另一端和接地电阻R24连接；所述芯片U1的ANA引脚和BGT_ENABLE引脚分别与芯片U6的BGT_ANA引脚和BGT_ENABLE引脚一一对应连接；所述芯片U1的IFI引脚、IFIX引脚、IFQ引脚和IFQX引脚分别与芯片U5的IFI引脚、IFIX引脚、IFQ引脚和IFQX引脚一一对应连接；所述芯片U2的SPI_CS_PLL引脚、MUXOUT引脚、MOD引脚、TRIG1引脚、TRIG2引脚和PLL_CE引脚分别与芯片U6的SPI_M_CS_PLL引脚、PLL_MUXIN引脚、PLL_MOD引脚、TRIG1_PLL引脚、TRIG2_PLL引脚和PLL_CE引脚一一对应连接；所述芯片U2的OSC引脚和芯片U3的XREF_PLL引脚和芯片U3的XREF_PLL引脚连接；所述芯片U3的XREF_uc引脚和芯片U6的REF_uC引脚连接；所述芯片U5的IFQ_LG引脚、IFI_LG引脚、IFQ_HG引脚和IFI_HG引脚分别与芯片U6的IFQ_LG引脚、IFI_LG引脚、IFQ_HG引脚和IFI_HG引脚一一对应连接；所述芯片U4的BGT_TRIG引脚和芯片U6的BGT_LDO_EN引脚连接；所述芯片U4的VCC_+5V引脚和ADC_ref引脚均与和外部输入电源连接。
3.根据权利要求2所述的飞机擦尾毫米波测距系统，其特征在于，所述射频前端模块中，接收机灵敏度Smin的计算公式为：
Smin＝kT0FB(S/N)min
其中，k表示波尔兹曼常数，T0表示常温，F表示接收机噪声系数，B表示接收机带宽，(S/N)min表示最小可检测信噪比，S表示信号功率，N表示噪声功率；
最远探测距离Rmax的计算公式为：
其中，Pt表示探测器发射功率，Gt表示发射天线增益，Gr表示接收天线增益，λ表示波长，σ表示雷达散射截面积。
4.根据权利要求1所述的飞机擦尾毫米波测距系统，其特征在于，所述中频信号处理模块中，距离分辨率ΔR的计算公式为：
其中，c表示光速,B表示扫频带宽。
5.根据权利要求1所述的飞机擦尾毫米波测距系统，其特征在于，所述测距系统中，目标距离R的计算公式为：
其中，c表示光速，T表示调制三角波周期，ΔF表示调频带宽，fb表示拍频。
6.根据权利要求3所述的飞机擦尾毫米波测距系统，其特征在于，所述发射天线和接收天线均采用2×2微带阵列天线，天线水平方向波束宽度α的约束条件为：
其中，w表示飞机跑道宽度，d表示探测器距离目标高度。
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