基于天线近场测试的多普勒雷达速度解算方法与流程

本发明属于雷达
技术领域：
和机载导航领域，特别是一种多普勒雷达速度解算方法，可用于对雷达天线的测试。
背景技术：
：多普勒雷达根据多普勒效应，向地面发射电磁波并接收雷达回波，当频率发射体和频率接收体间存在相对运动时，接收体接收到的回波频率与发射体发射的频率不同，二者之差即多普勒频移，多普勒雷达根据多普勒频移解算雷达相对地面的速度。多普勒雷达天线通常采用对称分布的四波束配置，具体见图1，可测量载体三轴向速度。雷达测速精度是雷达最主要性能指标，而天线测试测试精度直接影响雷达测速精度。转台的精度、天线测试时安装误差、测试环境的变化，会对天线测试结果和测试一致性产生影响，最终会影响雷达的测速精度。现行的机载多普勒雷达天线采用远场测试方法进行测试，天线与测试设备相距600m，为开放式测试环境，进行天线测试时，将天线安装到转台上，通过转台调整天线姿态，测试设备测量天线发射电测波，进行天线波束指向角测试，得到天线波束之间的夹角，再通过夹角计算得到速度解算因子，进行速度解算。但是由于雷达天线波束指向角因生产及工艺的原因，存在不对称性，而现有这种远场测试结果不能体现雷达天线波束不对称性的特性，且测试结果精度低、一致性差，导致雷达测速精度无法进一步提升。随着机载导航技术的发展，对飞行器测速精度提出了越来越高的要求，现有雷达的测速精度已经逐渐不能满足机载组合导航系统的要求，如何进一步提升多普勒雷达的测速精度是目前急需解决的技术问题。技术实现要素：本发明的目的在于针对上述现有技术的不足，提出一种基于天线近场测试的多普勒雷达速度解算方法，以提升多普勒雷达的测速精度，满足机载组合导航系统的要求。为实现上述目的，本发明的技术方案包括如下：1.一种基于天线近场测试的多普勒雷达速度解算方法，其特征在于，包括如下：(1)搭建多普勒雷达天线测试系统，获取天线波束指向角数据：(1a)设计天线测试工装结构件，并通过其将雷达天线基座装入天线近场测试系统，构成多普勒雷达天线测试系统；(1b)通过多普勒雷达天线测试系统对雷达天线基座进行测试，获取天线4个波束的前向角αi和侧向角λi，其中i＝1,2,3,4；(2)利用天线波束指向角数据计算雷达速度：(2a)根据天线的前向角αi和侧向角λi，计算雷达天线波束指向角的垂向角数据θi，并根据αi、λi和θi数据计算波束的雷达波束的前向余弦参数li、侧向余弦参数mi和垂向余弦参数ni：θi＝asin(sinλi/sin(90-αi))*180/π，li＝sinαi*2/γ，mi＝sinλi*2*/γ，ni＝cosαi*cosθi*2/γ，其中γ为雷达载波波长；(2b)由雷达4个波束的方向余弦参数li、mi、ni，组成方向余弦矩阵p:(2c)根据方向余弦矩阵，计算波束补偿矩阵d；(2c1)由方向余弦矩阵p得到分布矩阵a：(2c2)由方向余弦矩阵p计算得到统计矩阵b：(2c3)根据统计矩阵b和分布矩阵a计算参数矩阵c：c＝b*a；(2c4)对参数矩阵c求逆，得到波束补偿矩阵d：d＝c-1；(2d)根据三个不同方向的余弦参数li、mi、ni、波束补偿矩阵d和雷达测量的4个波束的多普勒频移f1、f2、f3和f4，解算雷达的三轴向速度vx、vy和vz：(2d1)由多普勒频移f1、f2、f3和f4和三个不同方向的余弦参数li、mi、ni，解算雷达三轴向的初始速度vx1、vy1、vz1：vx1＝(f1+f2+f3+f4)/(l1+l2+l3+l4)；vy1＝(f1-f2+f3-f4)/(m1+m2+m3+m4)；vz1＝(f4-f2+f3-f1)/(n1+n2+n3+n4)；(2d2)由三轴向的初始速度vx1、vy1、vz1和波束补偿矩阵d,计算雷达三轴向的最终速度vx、vy和vz的最终速度vx、vy和vz：本发明与现有技术相比，具有如下有点：第一，本发明由于采用天线近场测试方法，通过平面扫描的方式，能够精确测量雷达4个波束指向角的前向角和侧向角，相对于开放环境下的远场测试，降低了测试设备、测试环境和测试方法所带来的测量误差；第二，本发明由于设计了的天线测试工装，为天线测试系统提供了校准点，可标校雷达测试坐标系，提高了雷达天线测试准确度和批次一致性；第三，本发明根据雷达天线波束指向角数据设计测速算法，解算雷达每个波束的方向余弦参数，建立波束补偿矩阵，通过波束补偿矩阵对雷达初始速度进行修正，消除波束指向角不对称性对测速结果的影响，提升了多普勒雷达的测速精度。附图说明图1是本发明的实现总流程图；图2是本发明中设计的天线测试工装图；图3是本发明中搭建的多普勒雷达天线测试系统；图4是本发明中多普勒雷达天线四波束指向图；图5是本发明中雷达速度解算子流程图；图6是本发明与现有方法前向速度精度对比图；图7是本发明与现有方法侧向速度精度对比图；图8是本发明与现有方法垂向速度精度对比图；具体实施方式以下结合附图对本发明的实施例进行详细描述。参照图1，本实例的实现步骤如下：步骤1，搭建多普勒雷达天线测试系统。1.1)设计天线测试工装参照图2，选取平整度为0.03mm的铝板，按照雷达天线基座安装尺寸开槽，并按照天线基座的安装要求设计测试工装的安装孔，根据统一航向方向能力的需求，设计天线测试工装的两个定位销钉孔n，并根据测试坐标系标校的需求，在天线测试工装的定位销钉孔两端设计两个水平定位基准孔m，使水平定位基准孔中心连线mm与定位销钉孔中心连线nn在一条直线上；在天线测试工装雷达安装槽两端设计两个垂直定位基准孔m,使垂直定位基准孔中心连线mm与定位销钉孔连线nn相交于nn连线中点；1.2)搭建多普勒雷达天线测试系统参照图3，将天线测试工装装入天线测试支架，并将雷达天线基座装入天线测试工装，保证雷达天线基座上安装销钉孔对准天线测试工装上n；利用全自动全站仪扫描水平定位基准孔中心连线mm，确定x轴，通过扫描垂直定位基准孔中心连线mm,确定z轴，最终确定扫描xoz平面；通过电子经纬仪，将天线平面与扫描平面校准至同一平面，完成多普勒雷达天线测试系统的搭建。步骤2，进行多普勒雷达天线测试。2.1)扫描多普勒雷达天线：通过信号源向雷达天线灌入电磁波，调整扫描支架位置，将天线基座置于距扫描探头20cm位置，以天线的中心点为基准，扫描探头作x向±0.6m，z向±0.6m的平面扫描；根据天线4个波束的配置，按照第1波束，第4波束、第2波束、第4波束的顺序进行扫描，通过信号采样，得到天线近场方向图数据；2.2)解算天线波束指向角数据：对天线近场方向图数据通过快速傅里叶变换，解算得到天线远场方向图数据，并按照图4的波束指向空间定义，向雷达提供天线4个波束的前向角αi和侧向角λi数据，其中i＝1，2，3，4。步骤3，进行雷达测速解算如图5所示，本步骤的具体实现如下：3.1)进行雷达测速参数解算：3.1.1)根据天线波束指向角数据αi和λi，按照图4的波束空间配置关系，计算雷达天线波束指向角的垂向角数据θi：θi＝asin(sinλi/sin(90-αi))*180/π；3.1.2)依据多普勒原理和上述参数αi、λi、θi计算每个波束的雷达前向余弦参数li、侧向余弦参数mi和垂向余弦参数ni：li＝sinαi*2/γ，mi＝sinλi*2*/γ，ni＝cosαi*cosθi*2/γ，其中γ为雷达载波波长；3.1.3)根据前向余弦参数li、侧向余弦参数mi和垂向余弦参数ni组建成方向余弦矩阵p：3.1.4)按照雷达波束方向定义，根据方向余弦矩阵p，得到分布矩阵a：a＝pt.*g，其中g表示天线波束空间配置系数3.1.5)对方向余弦矩阵p进行统计，计算雷达每个天线波束的方向参数均值，得到统计矩阵b：其中，gt是g的转置；3.1.6)统计矩阵b和分布矩阵a相乘计算波束不对称性，得到参数矩阵c：c＝b*a；3.1.7)对参数矩阵c求逆，得到波束补偿矩阵d：d＝c-1；3.2)进行雷达速度解算，步骤如下：3.2.1)根据雷达测量的4个波束的多普勒频移f1、f2、f3、f4和余弦参数li、mi、ni，按照多普勒测速原理，解算雷达三轴向的初始速度vx1、vy1、vz1：vx1＝(f1+f2+f3+f4)/(l1+l2+l3+l4)；vy1＝(f1-f2+f3-f4)/(m1+m2+m3+m4)；vz1＝(f4-f2+f3-f1)/(n1+n2+n3+n4)；3.2.2)通过波束补偿矩阵d对三轴向初始速度vx1、vy1、vz1进行修正，计算得到雷达三轴向的最终速度vx、vy和vz，本发明的效果可通过以下仿真实验进一步说明。一.仿真实验条件使用按照雷达工作原理设计的仿真软件。使用真实的雷达飞行数据作为仿真源进行仿真，数据为雷达采集的4个波束的多普勒频移，数据采集频率为4hz，采集时长为约3800s，参与仿真的数据量约为250kbyte。二.实验内容实验1，使用仿真软件对雷达某次飞行试验的真实数据，使用现有方法通过三轴向速度因子进行速度解算和本发明进行仿真，得到雷达三轴向速度对比，如图6、图7和图8。从图6可见，现有方法得到前向速度略小于前向速度基准，本发明得到的雷达前向速度与前向速度基准基本吻合。从图7可见，本发明和现有方法得到的雷达侧向速度与侧向速度基准基本吻合，两者差异不明显。从图8可见，本发明和现有方法得到的雷达垂向速度与垂向速度基准基本吻合，两者差异不明显；。实验2，以参与试验的差分gps数据做基准，对两种方法的所得出的数据进行精度统计，结果如表1:表1仿真精度对比图前向速度侧向速度垂向速度现有方法-2.0799‰0.3689m/s0.123m/s本发明0.499‰0.034m/s0.011m/s从表1的统计结果中可以看出，相对于现有方法，本发明得到的雷达前向、侧向和垂向速度精度均有显著的提高。当前第1页12