孫 超，徐盼盼，柏如龍

(中國(guó)電子科技集團(tuán)公司第五十四研究所，河北 石家莊 050081)

0 引言

對(duì)空中目標(biāo)輻射源單站無(wú)源定位技術(shù)一直是電子偵察領(lǐng)域的一個(gè)研究難點(diǎn)[1]。當(dāng)前單站無(wú)源定位技術(shù)的主要對(duì)象是固定目標(biāo)或者勻速運(yùn)動(dòng)的目標(biāo)，而對(duì)空中機(jī)動(dòng)目標(biāo)單站無(wú)源定位技術(shù)研究較少，難度較大。利用空中目標(biāo)發(fā)射的IFF信號(hào)中包含高度信息的特點(diǎn)，基于方位、俯仰和高度3個(gè)觀測(cè)量，建立單站定位模型，可實(shí)現(xiàn)對(duì)空中目標(biāo)的單站無(wú)源定位。劉睿嵐教授早在2006年就提出了利用二維測(cè)向+解譯高度值的單站定位算法[2]，文獻(xiàn)中采用的測(cè)向算法是雙平面單脈沖測(cè)向，測(cè)向精度有限。文中主要研究基于相位差和解碼信息的多目標(biāo)分離、高精度測(cè)向定位技術(shù)以及基于廣播式自動(dòng)相關(guān)監(jiān)視信號(hào)(ADS-B)誤差校準(zhǔn)等關(guān)鍵技術(shù)，并在此基礎(chǔ)上分析了針對(duì)民航飛機(jī)的實(shí)際應(yīng)用情況。

1 IFF應(yīng)答信號(hào)解譯

從20世紀(jì)30年代美國(guó)率先研制出具有代表性的第一代IFF系統(tǒng)以來(lái),到目前為止最有代表性的IFF系統(tǒng)有MARK X系統(tǒng)、MARK XII(A)系統(tǒng)和S模式。

1.1 MARK X系統(tǒng)應(yīng)答信號(hào)高度信息解譯

MARK X的應(yīng)答信號(hào)是由一組脈沖信號(hào)構(gòu)成，其信號(hào)格式如圖1所示[3]。

應(yīng)答信號(hào)由2個(gè)框架脈沖F1、F2及位于框架脈沖之間的13個(gè)脈沖寬度為0.45 μs的脈沖信號(hào)組成。相鄰脈沖之間的間隔為1.45μs，13個(gè)脈沖不一定都有，如果有脈沖，則表示為1，沒(méi)有脈沖則表示為0。脈沖信息由A(A1,A2,A4)、B(B1,B2,B4)、C(C1,C2,C4)及D(D1,D2,D4)組成，共12個(gè)脈沖，中間脈沖X不作使用，專用位置顯示脈沖 (Special Position Indicator,SPI)位于F2之后4.35 μs處，一般不使用，當(dāng)2架飛機(jī)距離較近時(shí)，才使用該脈沖。12個(gè)脈沖信息可以給出4 096種組合用于傳送信息，表1 給出了各種應(yīng)答模式下所使用的編碼。

圖1 MARK X應(yīng)答信號(hào)格式

表1 應(yīng)答信號(hào)編碼

模式類型碼字個(gè)數(shù)模式132模式24096模式3/A4096模式C2048

模式3/A為飛機(jī)身份碼詢問(wèn)和應(yīng)答模式，軍民共用。當(dāng)應(yīng)答器響應(yīng)身份詢問(wèn)時(shí)，應(yīng)答碼代表身份碼。在目標(biāo)執(zhí)行任務(wù)過(guò)程中，身份碼具有唯一性，可利用身份碼對(duì)空中目標(biāo)進(jìn)行多目標(biāo)分離。

模式C應(yīng)答信號(hào)代表高度碼，高度碼的組成順序是：D1D2D4、A1A2A4、B1B2B4、C1C2C4。

其中D1～B4按“標(biāo)準(zhǔn)循環(huán)碼”(也叫格雷碼)編碼，它的最小遞增單位為500英尺，C組碼是“五周期循環(huán)碼”，其最小遞增單位為100英尺。這樣，當(dāng)C組碼連續(xù)遞增5次(累計(jì)增量500英尺)，標(biāo)準(zhǔn)循環(huán)碼遞增一次。由模式C應(yīng)答信號(hào)，可獲得目標(biāo)的高度值[9]。

1.2 S模式應(yīng)答信號(hào)高度信息解譯

S模式應(yīng)答信號(hào)分為長(zhǎng)S模式和短S模式，信號(hào)格式如圖2 所示。S模式應(yīng)答引導(dǎo)脈沖總共4個(gè)，脈沖寬度均為0.5 μs。

數(shù)據(jù)塊根據(jù)脈沖位置進(jìn)行調(diào)制編碼。每比特?cái)?shù)據(jù)碼對(duì)應(yīng)于1 μs的時(shí)間。在編碼過(guò)程中，1 μs又分成2個(gè)周期，各占0.5 μs。若第一個(gè)周期有一個(gè)脈沖，而第二個(gè)周期無(wú)脈沖，則對(duì)應(yīng)的信息碼為1。反之，若第一個(gè)周期無(wú)脈沖，而第二個(gè)周期有一個(gè)脈沖，則對(duì)應(yīng)的信息碼為0。

圖2 S模式應(yīng)答信號(hào)格式

長(zhǎng)S模式數(shù)據(jù)長(zhǎng)度為112 bit，短S模式數(shù)據(jù)長(zhǎng)度為56 bit，根據(jù)詢問(wèn)信號(hào)的要求來(lái)確定應(yīng)答使用哪一種模式。不管長(zhǎng)S模式還是短S模式，最后的24位校驗(yàn)位。S模式信號(hào)可解譯得到地址碼、位置、速度、身份等信息。其中地址碼共24 bit，是國(guó)際民航組織為每架飛機(jī)分配的唯一標(biāo)識(shí)，可用來(lái)進(jìn)行多目標(biāo)分離。高度信息的解譯與Mark X系統(tǒng)高度解譯類似[4]，這里不再詳細(xì)描述。

2 時(shí)域參數(shù)檢測(cè)與模式識(shí)別

2.1 時(shí)域參數(shù)檢測(cè)

IFF信號(hào)時(shí)域參數(shù)，即脈沖描述字，包括脈沖到達(dá)時(shí)刻(TOA)、脈沖寬度(PW)、脈沖幅度(PA)等，脈沖描述字檢測(cè)原理如圖3所示。

圖3 敵我識(shí)別信號(hào)時(shí)域參數(shù)檢測(cè)原理

① 計(jì)算脈沖檢測(cè)門(mén)限Threshold，將信號(hào)中所有小于門(mén)限值Threshold的樣點(diǎn)置零；

② 檢測(cè)脈沖上升沿、下降沿，并計(jì)算脈沖寬度PW，實(shí)現(xiàn)脈沖的粗略定位；

③ 根據(jù)脈沖寬度設(shè)置門(mén)限，將脈寬小于門(mén)限的毛刺剔除；

④ 計(jì)算脈沖上升沿和下降沿之間信號(hào)的最大幅度，按照幅度的一半進(jìn)行截取，獲得脈沖的起止時(shí)刻，實(shí)現(xiàn)對(duì)脈沖的精確定位；

⑤ 脈沖精確定位之后，利用脈沖的起止時(shí)刻計(jì)算得到精確的脈沖寬度。

2.2 脈沖分選和模式識(shí)別

根據(jù)測(cè)得的時(shí)域、頻域參數(shù)，進(jìn)行脈沖信號(hào)的分選與模式識(shí)別。在測(cè)量出各脈沖時(shí)域參數(shù)的基礎(chǔ)上，根據(jù)敵我識(shí)別信號(hào)格式及技術(shù)參數(shù)[9]分析，進(jìn)行脈沖的分選與信號(hào)模式識(shí)別。敵我識(shí)別信號(hào)脈沖分選與模式識(shí)別原理如圖4所示。

圖4 敵我識(shí)別信號(hào)脈沖分選與模式識(shí)別原理

對(duì)于詢問(wèn)信號(hào)，篩選出脈沖寬度為0.5 μs、0.8 μs、16.25 μs、30.25 μs的脈沖。

對(duì)于脈沖寬度為0.5 μs的脈沖，再篩選出脈沖間隔為2 μs的整數(shù)倍的脈沖，并將符合寬度為0.5 μs、間隔為2 μs整數(shù)倍的脈沖串識(shí)別為MARK XII(4)模式；

對(duì)于脈沖寬度為0.8 μs的脈沖，分析脈沖間隔，如果2個(gè)脈沖之間的間隔為3/5/8/17/21/25 μs，則將該脈沖串分別識(shí)別為1、2、3/A、B、C、D模式；如果在第2個(gè)脈沖之后的2 μs處出現(xiàn)寬度為0.8 μs或1.6 μs的P4脈沖，則將其識(shí)別為A/C/S全呼叫模式；

對(duì)于脈沖寬度為0.8 μs的脈沖，如果2個(gè)脈沖之間的間隔為2 μs，則進(jìn)一步檢測(cè)P6脈沖，根據(jù)P6脈沖持續(xù)時(shí)間為30.25 μs或16.25 μs分別將其識(shí)別為長(zhǎng)S模式或短S模式；

對(duì)于應(yīng)答信號(hào)，篩選出脈沖寬度為0.45 μs、0.5 μs、1.0 μs的脈沖。

對(duì)于脈沖寬度為0.45 μs的脈沖，再篩選出脈沖間隔為1.45 μs的整數(shù)倍的脈沖，如果檢測(cè)到框架脈沖，則將其識(shí)別為MARK X應(yīng)答模式；將脈沖間隔為1.75 μs整數(shù)倍的脈沖識(shí)別為MARK XII(4)應(yīng)答模式；

對(duì)于脈沖寬度為0.5 μs或1.0 μs的脈沖，再篩選出脈沖間隔為1.0 μs、2.5 μs、3.5 μs、4.0 μs的脈沖流，如果檢測(cè)到前導(dǎo)脈沖，則將其識(shí)別為S模式應(yīng)答信號(hào)，根據(jù)信號(hào)持續(xù)時(shí)間進(jìn)一步確定為長(zhǎng)、短模式。

3 IFF信號(hào)測(cè)向定位

基于IFF信號(hào)單站無(wú)源定位模型如圖5所示，其中R0為地球半徑，Lon0、Lat0、H0分別為接收站經(jīng)度、緯度、高度，Lon1、Lat1、H1分別為空中目標(biāo)經(jīng)度、緯度、高度，H1由IFF應(yīng)答信號(hào)C模式或者S模式解譯得出，β為接收站觀測(cè)到的目標(biāo)俯仰角，L為目標(biāo)與接收站之間的距離。

圖5 IFF單站無(wú)源定位模型

3.1 二維測(cè)向

如圖6所示，方位基線上的理論相位差φα與方位角α、俯仰角β、方位基線長(zhǎng)度lα之間的關(guān)系式如式(1)所示。

圖6 方位與俯仰在二維測(cè)向模型中的示意圖

(1)

式中，λ為信號(hào)波長(zhǎng)。俯仰基線上的理論相位差φβ與俯仰角β、俯仰基線長(zhǎng)度lβ之間的關(guān)系式表示為：

φβ=2π/λ·lβsin(β)。

(2)

先利用式(2)求解俯仰角β，再將β代入式(1)，求解方位角α。

3.2 已知方位俯仰求解目標(biāo)位置

根據(jù)獲知的目標(biāo)方位角α、俯仰角β，解譯得到的目標(biāo)高度H1以及接收站經(jīng)度Lon0、緯度Lat0、高度H0的條件下，建立定位模型，根據(jù)公式推導(dǎo)，目標(biāo)經(jīng)緯度的計(jì)算公式可表示為：

H=(H1-H0)/arcsin(β)/R，

(3)

Lat1=asin(sin(Lat0)cos(H))+cos(Lat0)sin(H)cos(α))，

(4)

Lon1=Lon0+

(5)

式中，R表示為地球半徑。

4 IFF單站定位系統(tǒng)校準(zhǔn)

IFF應(yīng)答信號(hào)長(zhǎng)S模式中包含了ADS-B信號(hào)， ADS-B信號(hào)中包含民航飛機(jī)的位置信息，可以實(shí)時(shí)解譯出民航目標(biāo)的經(jīng)度、緯度、高度信息[5]。利用這種特性，可將民航目標(biāo)上的ADS-B設(shè)備作為校準(zhǔn)源、ADS-B信號(hào)作為校準(zhǔn)信號(hào)，對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行誤差校準(zhǔn)。

4.1 利用ADS-B信號(hào)精確估計(jì)方位和俯仰

根據(jù)接收站的經(jīng)緯度Lon0、Lat0、H0及目標(biāo)的經(jīng)緯度Lon1、Lat1、H1，按照定位模型可將方位角α、俯仰角β，表示為：

(6)

(7)

式中，L表示民航目標(biāo)與接收站之間的距離。

4.2 通道相位誤差估計(jì)

在求得理論上的方位角和俯仰角后，繼續(xù)對(duì)通道誤差進(jìn)行校準(zhǔn)。利用通道誤差公式

Error方位= mod(α-[l方位×cos(α理)×

cos(β理)×360×f/c],360)，

(8)

Error俯仰= mod(β俯仰-[l俯仰×sin(β理)×

360×f/c],360)。

(9)

分別求得不同基線長(zhǎng)度(不同通道之間)的誤差值，各自求平均值，作為通道誤差校準(zhǔn)值。

5 試驗(yàn)結(jié)果

5.1 通道相位誤差估計(jì)結(jié)果

通過(guò)外場(chǎng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)測(cè)試系統(tǒng)性能，在實(shí)際信號(hào)環(huán)境中，對(duì)一段時(shí)間內(nèi)多個(gè)民航目標(biāo)發(fā)射的IFF信號(hào)進(jìn)行偵收，并且篩選出其中的ADS-B信號(hào)，解譯出民航目標(biāo)的位置信息。首先利用式(6)和式(7)求解出理論上的俯仰角和方位角，然后利用式(8)和式(9)計(jì)算得到通道誤差曲線，剔除每條基線的相位誤差散點(diǎn)后再求平均，實(shí)現(xiàn)對(duì)基線通道相位誤差的高精度估計(jì)，如圖7所示。

圖7 方位俯仰基線通道相位誤差曲線

5.2 二維測(cè)向結(jié)果

完成對(duì)系統(tǒng)誤差的校準(zhǔn)之后，在實(shí)際信號(hào)環(huán)境中，對(duì)空中的民航目標(biāo)發(fā)射的IFF信號(hào)進(jìn)行偵收和處理，其中方位測(cè)向和俯仰測(cè)向的結(jié)果如圖8所示。

對(duì)圖8中方位測(cè)向和俯仰測(cè)向結(jié)果分別與ADS-B解譯得到的方位俯仰結(jié)果進(jìn)行比較，得出結(jié)論：方位精度優(yōu)于0.4°，俯仰精度優(yōu)于0.3°。

圖8 對(duì)空中目標(biāo)二維測(cè)向結(jié)果曲線

5.3 單站定位結(jié)果

在實(shí)際信號(hào)環(huán)境中，對(duì)空中民航目標(biāo)進(jìn)行定位，其定位結(jié)果與ADS-B解譯位置信息進(jìn)行比較，得到定位精度的曲線如圖9所示。

圖9 對(duì)空中目標(biāo)定位誤差曲線

從圖9的定位誤差曲線可以看出，在200 km以內(nèi)，系統(tǒng)的定位精度在1%～1.5%之間，隨著目標(biāo)距離的增加，定位誤差逐漸增大。

6 結(jié)束語(yǔ)

對(duì)基于IFF信號(hào)單站無(wú)源定位技術(shù)進(jìn)行了研究，并通過(guò)偵收實(shí)際信號(hào)環(huán)境中的IFF信號(hào)驗(yàn)證了二維測(cè)向+高度的定位體制的可行性。該技術(shù)需要的設(shè)備量小，實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)單，未來(lái)可布置在島礁、偏僻西部山區(qū)對(duì)空域中的民航目標(biāo)、無(wú)人機(jī)甚至軍事目標(biāo)進(jìn)行監(jiān)視與跟蹤，具有重大的推廣價(jià)值。

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