鐘水和，胡松柏，王正軍，羅鵬飛

(中國酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心，甘肅 酒泉 732750)

1 引言

連續(xù)波測量系統(tǒng)由箭上多測速應(yīng)答機(jī)和地面連續(xù)波測速雷達(dá)組成，完成對導(dǎo)彈、航天器的軌道的高精度跟蹤測量［1－2］。連續(xù)波測量系統(tǒng)應(yīng)答機(jī)具有應(yīng)答和信標(biāo)兩種測量模式。在應(yīng)答測量模式下，測速雷達(dá)發(fā)站發(fā)送上行信號，測速雷達(dá)收站接收應(yīng)答機(jī)轉(zhuǎn)發(fā)的下行信號，測量發(fā)站到目標(biāo)與目標(biāo)到收站的距離和變化率;在信標(biāo)測量模式下，測速雷達(dá)發(fā)站不發(fā)送上行信號，測速雷達(dá)收站接收應(yīng)答機(jī)自主發(fā)送的下行信號，測量目標(biāo)到收站的距離變化率，與發(fā)站上行信號無關(guān)。

目前，首區(qū)只有一個(gè)測速雷達(dá)發(fā)站，多測速應(yīng)答機(jī)通常一個(gè)通道(f1頻點(diǎn))工作在應(yīng)答測量模式，另一個(gè)通道(f2頻點(diǎn))工作在信標(biāo)測量模式。在信標(biāo)測量模式下，測速雷達(dá)測量的速度信息存在較大的系統(tǒng)誤差，不能直接用于目標(biāo)的速度解算。但是，當(dāng)測速雷達(dá)發(fā)站上行信號出現(xiàn)故障時(shí)，系統(tǒng)就只能工作在信標(biāo)測量模式。

本文研究了基于直接法和間接法的連續(xù)波測速雷達(dá)信標(biāo)測速數(shù)據(jù)的綜合求解方法，得到了目標(biāo)在地心系下速度分量，并與應(yīng)答測速數(shù)據(jù)比對，為靶場測速雷達(dá)信標(biāo)測速數(shù)據(jù)處理提供依據(jù)。

2 多測速應(yīng)答機(jī)工作原理

相參應(yīng)答機(jī)的下行載波信號的相位跟隨著上行載波信號的相位變換。當(dāng)多測速應(yīng)答機(jī)工作于應(yīng)答測量模式時(shí)即處于相參模式，工作于信標(biāo)測量模式時(shí)即處于非相參模式。

多測速應(yīng)答機(jī)是相參應(yīng)答機(jī)，它不僅要完成接收信號的放大以增加作用距離，還需要將信號的頻率做變換，使下行載波頻率和上行載波頻率錯(cuò)開，解決地面測量設(shè)備的收發(fā)隔離問題。

高精度相參應(yīng)答機(jī)設(shè)計(jì)成固定中放相參應(yīng)答機(jī)［3］，其鑒相器的參考信號是外加的中頻信號Fx，保證中放沒有多普勒頻移通過，保持中頻固定不變，其原理框圖如圖1 所示。

圖1 固定中頻相參應(yīng)答機(jī)原理框圖Fig.1 Principle block diagram of fixed intermediate frequency of coherent transponder

當(dāng)應(yīng)答機(jī)工作在應(yīng)答測量模式時(shí)，接收信號頻率fr=MF1(F1為基頻，M 為倍頻次數(shù))，壓控振蕩器頻率fv=(MF1±N3Fx)/N1(N1、N3為倍頻次數(shù))，第1 混頻器的本振頻率f01=MF1±N3Fx，相位檢波器的參考頻率Fx由固定振蕩器提供，固定振蕩頻率Fx乘N2次作為第2 混頻器的本振信號。當(dāng)環(huán)路鎖定時(shí)，第1 中放頻率fi1=N3Fx和第2 中放頻率fi2=Fx都固定不變。當(dāng)輸入信號頻率fr變化時(shí)，第1 本振無失真地跟蹤，使環(huán)路維持鎖定。當(dāng)固定振蕩器的頻率Fx偏移時(shí)，壓控振蕩器的頻率fv以N3Fx/N1的變化率而變化，以保持相參接收機(jī)的相差性。應(yīng)答機(jī)的轉(zhuǎn)發(fā)信號由激勵(lì)信號倍頻N4次獲得，載波相干轉(zhuǎn)發(fā)比為N4/N1。

當(dāng)應(yīng)答機(jī)工作在信標(biāo)測量模式時(shí)，由于沒有接收上行信號，其鎖相環(huán)路處于開環(huán)狀態(tài)。應(yīng)答機(jī)發(fā)送的信號由本地獨(dú)立的信號源(壓控振蕩器)提供，其輸出信號相位與應(yīng)答測量模式下上行信號的相位無關(guān)，存在初始相位誤差，由此引入所測距離變化率的系統(tǒng)誤差。

3 信標(biāo)測量模式多普勒頻率處理

各測速雷達(dá)與測量目標(biāo)的距離Ri(t)和距離變化率(t)如下式所示:

式(2)和式(3)中，(xi，yi，zi)為第i 個(gè)測速雷達(dá)的站址坐標(biāo)。

各測速雷達(dá)與目標(biāo)連線的方向余弦［li(t)mi(t)ni(t)］T為

采用最小二乘法計(jì)算目標(biāo)速度變化率，將多臺測速雷達(dá)的方向余弦按順序組合成連續(xù)波測量系統(tǒng)方向余弦矩陣A:

則

式中，位置分量(x，y，z)由脈沖雷達(dá)單站定位或理論彈道提供。各測速雷達(dá)的接收信號是由同一個(gè)應(yīng)答機(jī)自主發(fā)送的，相同時(shí)刻各測速雷達(dá)接收信號的初始相位變化率(t)應(yīng)相同。

3.1 直接法

直接法預(yù)先測量雙頻多測速應(yīng)答機(jī)信標(biāo)測量模式輸出信號的初始相位變化率(t)，并建立(t)隨時(shí)間變化的模型，完成多臺測速雷達(dá)的綜合求速，即RAE+4。

測速雷達(dá)主站、副1 站、副2 站和副3 站布置于實(shí)心圓點(diǎn)，火箭發(fā)射工位布置于菱形點(diǎn)，火箭朝著虛線方向發(fā)射，如圖2 所示。根據(jù)各測速雷達(dá)和發(fā)射工位的地勢環(huán)境，主站、副2 站和副3 站均能有效通視發(fā)射場，在火箭起飛前均能接收多測速應(yīng)答機(jī)信標(biāo)測量模式的下行信號，同時(shí)，副3 站由于距離較近，其接收信號功率較強(qiáng)。

圖2 測速雷達(dá)布站和火箭射向示意圖Fig.2 Sketch map for deployment of velocity radar and vehicle orientation launch

從圖1 應(yīng)答機(jī)工作原理中可知，當(dāng)應(yīng)答機(jī)沒有輸入信號即測速雷達(dá)主站的上行信號時(shí)，接收環(huán)路處于失鎖狀態(tài)。應(yīng)答機(jī)自主發(fā)射的信標(biāo)信號來源于壓控振蕩器，其輸出的頻率隨時(shí)間變化存在而緩慢漂移的趨勢［7－8］。文獻(xiàn)［9］中針對晶振器件老化、隨機(jī)噪聲等因素影響，構(gòu)建了晶振頻率隨時(shí)間變化的測量系統(tǒng)，對起飛前30 s內(nèi)的測量數(shù)據(jù)進(jìn)行一元回歸統(tǒng)計(jì)處理，分離出了晶振實(shí)際頻率和標(biāo)稱頻率的相對誤差及各種隨機(jī)誤差，并采用F 檢驗(yàn)法對回歸方程進(jìn)行顯著性檢驗(yàn)。

測速雷達(dá)副3 站從接收到的多測速應(yīng)答機(jī)信標(biāo)信號中提取的多普勒頻率(距離變化率)曲線如圖3所示，圖中橫坐標(biāo)為相對時(shí)，其在起飛零時(shí)之前的時(shí)刻認(rèn)為數(shù)值是負(fù)。由于火箭起飛前，測速雷達(dá)和目標(biāo)相對位置保持不變，其接收的多普勒頻率為多測速應(yīng)答機(jī)的初始相位變化率。從圖3 中可知，測速雷達(dá)接收的多普勒頻率隨相對時(shí)變化，近似一條直線。

本文中采用線性估計(jì)的方法［10－11］分析起飛零時(shí)前的多普勒頻率變化趨勢，預(yù)測起飛后各相對時(shí)刻的初始相位變化率(t)，從而準(zhǔn)確獲取目標(biāo)和測速雷達(dá)收站之間的距離變化率，進(jìn)而采用式(6)計(jì)算目標(biāo)x、y、z 方向的速度分量。

3.2 間接法

間接法是對各測速雷達(dá)副站接收的距離變化率與主站的相減，得到距離差變化率(t)。在同一時(shí)刻，各測速雷達(dá)接收多測速應(yīng)答機(jī)的下行信號相同，即信標(biāo)信號的初始相位變化率(t)也相同。采用間接法扣除初始相位變化率誤差，解算目標(biāo)x、y、z方向的速度分量，即RAE+3。

由式(1)可得，各副站與主站的距離差變化率為

則

間接法無需估算多測速應(yīng)答機(jī)信標(biāo)信號的初始相位變化率(多普勒頻率)，計(jì)算更加方便。

3.3 試驗(yàn)驗(yàn)證

各測速雷達(dá)布站和火箭射向示意圖如圖2 所示。各測速雷達(dá)同時(shí)接收多測速應(yīng)答機(jī)的應(yīng)答測速信號和信標(biāo)測速信號。應(yīng)答測量模式是當(dāng)前采用的處理方法，本試驗(yàn)中，采用應(yīng)答測速信號求出目標(biāo)在地心系下x、y、z 3 個(gè)方向的速度分量，并認(rèn)為其是目標(biāo)真實(shí)的速度分量。同時(shí)，采用直接法和間接法分析各測速雷達(dá)的信標(biāo)測速數(shù)據(jù)，并分別與應(yīng)答測量模式對比，得出在該測速雷達(dá)布站和火箭射向下信標(biāo)測速數(shù)據(jù)處理宜采用的方法。

直接法和間接法綜合求速的速度分量與應(yīng)答測量模式速度分量的差值曲線如圖4 和圖5 所示。

圖4 直接法與應(yīng)答測量模式速度分量差值曲線Fig.4 Differential curve of component velocity in direct beacon mode and respond mode

圖5 間接法與應(yīng)答測量模式速度分量差值曲線Fig.5 Differential curve of component velocity in indirect beacon mode and respond mode

圖4 和圖5 中，從上到下依次為x、y、z 方向的速度分量的差值曲線。其中，直接法求的速度分量在y 方向最大，為1 m/s，x 方向最小，為－0.3 m/s;間接法求的速度分量在70～200 s內(nèi)誤差稍好，除x方向外均超過1 m/s，200 s后出現(xiàn)振蕩發(fā)散，超過5 m/s。對比可知，在該布站模式和火箭射向條件下，采用間接法求解的信標(biāo)測速信號的速度分量誤差高于直接法求解的速度分量誤差。

從式(1)和式(10)可看出，在進(jìn)行速度分量求解時(shí)，需要對誤差傳遞矩陣［4］(方向余弦矩陣A 和B)求逆，其行列式大小直接影響速度解算精度。

將三種方法誤差傳遞矩陣的行列式作圖，如圖6所示，從上到下依次為應(yīng)答測量模式、信標(biāo)測量模式直接法和信標(biāo)測量模式間接法傳遞矩陣的行列式。

圖6 誤差傳遞矩陣的行列式曲線Fig.6 Determinant curve of errors transferring matrix

誤差傳遞矩陣是由測速雷達(dá)的布站模式和射向條件決定的。對照圖4～6，誤差傳遞矩陣的行列式越小，所求解的速度分量差值越大，并且呈發(fā)散趨勢。

4 結(jié)論

本文采用直接法和間接法實(shí)現(xiàn)了多臺測速雷達(dá)信標(biāo)測速數(shù)據(jù)的綜合求速。通過研究連續(xù)波測速雷達(dá)信標(biāo)測量模式下的多普勒頻率處理方法，不僅有效運(yùn)用了測速雷達(dá)的所有測量數(shù)據(jù)，而且通過綜合求解信標(biāo)測速數(shù)據(jù)可以增加一路目標(biāo)速度信息，實(shí)現(xiàn)對應(yīng)答測速數(shù)據(jù)的冗余備份，大大提高連續(xù)波測速雷達(dá)完成試驗(yàn)任務(wù)的能力。

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