專利名稱：一種用于無(wú)人駕駛直升機(jī)的天線跟蹤裝置的操作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種無(wú)線信號(hào)跟蹤的操作方法，特別是涉及一種用于無(wú)人駕駛直升機(jī)的天線跟蹤裝置的操作方法。
背景技術(shù)：
在遙控遙測(cè)系統(tǒng)中，考慮到由于全向天線存在增益低、干擾大、多徑效應(yīng)等問(wèn)題，因此設(shè)計(jì)中使用具有方向性增益的天線。天線跟蹤系統(tǒng)就是為使天線實(shí)時(shí)準(zhǔn)確地指向飛機(jī)，以獲得最大的天線增益。在無(wú)人機(jī)的天線跟蹤系統(tǒng)中，最常用的是圓錐掃描體制的跟蹤天線，它是從機(jī)載射頻信號(hào)檢測(cè)出現(xiàn)在指向的誤差來(lái)糾正天線指向，其精度是很高的，使用的距離也可以達(dá)到200km，但造價(jià)很高、設(shè)備較復(fù)雜，同時(shí)隱蔽性不好。
考慮到本系統(tǒng)使用的一些特殊性，提出了使用以數(shù)字引導(dǎo)的跟蹤方式為主的天線跟蹤系統(tǒng)，同時(shí)輔助以航程推算或幅度跟蹤模式和手動(dòng)跟蹤模式，在系統(tǒng)中根據(jù)直升機(jī)飛行的特點(diǎn)進(jìn)行針對(duì)性的處理，并可以根據(jù)不同的狀態(tài)對(duì)模式進(jìn)行自動(dòng)切換，保證其跟蹤精度，這一方案不需要機(jī)載信標(biāo)，從而降低了機(jī)載設(shè)備的重量和提高了飛機(jī)的隱蔽性。
天線跟蹤系統(tǒng)是無(wú)人駕駛直升機(jī)遙控遙測(cè)系統(tǒng)的重要組成部分，保證天線跟蹤系統(tǒng)的正確跟蹤指向是遙控遙測(cè)系統(tǒng)可靠工作的關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題，相對(duì)于圓錐掃描跟蹤體制的系統(tǒng)，本系統(tǒng)設(shè)備簡(jiǎn)潔、高效、可靠、成本低，同時(shí)又能夠滿足系統(tǒng)的性能要求，適應(yīng)車載移動(dòng)地面站安裝使用。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提供一種用于無(wú)人駕駛直升機(jī)的天線跟蹤裝置的操作方法。
本發(fā)明的一種用于無(wú)人駕駛直升機(jī)的天線跟蹤裝置的操作方法，其中系統(tǒng)加電后，程序?qū)⒆詣?dòng)運(yùn)行，此時(shí)，是用鍵盤的上、下、左、右鍵控制天線轉(zhuǎn)臺(tái)指向正北方向和水平方向，此時(shí)系統(tǒng)完成基準(zhǔn)點(diǎn)的讀取工作，然后根據(jù)飛機(jī)的實(shí)際情況可以選擇工作的模式；(1)數(shù)字引導(dǎo)跟蹤模式，系統(tǒng)從地面站中讀取方位角和俯仰角。天線現(xiàn)在所指向的的位置可以由兩個(gè)軸向的反饋傳感器，通過(guò)控制接口給控制計(jì)算機(jī)，程序?qū)F(xiàn)在的位置與要指向的位置進(jìn)行比較，得到一個(gè)誤差值?？刂朴?jì)算機(jī)將這個(gè)誤差值轉(zhuǎn)換成為步進(jìn)脈沖的個(gè)數(shù)，通過(guò)控制接口給伺服設(shè)備，從而使天線正確的指向飛機(jī)。只要實(shí)時(shí)遙測(cè)處于正常狀態(tài)，系統(tǒng)將處于此模式狀態(tài)；(2)航程推算或幅度跟蹤模式，一旦系統(tǒng)中的實(shí)時(shí)遙測(cè)信號(hào)失效，即實(shí)時(shí)遙測(cè)處于無(wú)效狀態(tài)時(shí)，系統(tǒng)將根據(jù)上次飛機(jī)的航向、速度信息估算現(xiàn)飛機(jī)的位置。當(dāng)處于此狀態(tài)時(shí)，系統(tǒng)仍可以在短時(shí)間內(nèi)跟蹤飛機(jī)，直至實(shí)時(shí)遙測(cè)信號(hào)恢復(fù)正常。這種模式的存在提高了系統(tǒng)跟蹤的連續(xù)性；(3)手動(dòng)控制跟蹤模式，當(dāng)有手動(dòng)控制信號(hào)時(shí)，系統(tǒng)將判斷上、下、左、右的控制，使伺服設(shè)備按人工的控制方向旋轉(zhuǎn)。這種狀態(tài)用于人工對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行調(diào)整和基準(zhǔn)點(diǎn)的輸入；當(dāng)飛機(jī)距離地面站的距離大于200米時(shí)，按鍵盤上的F1啟動(dòng)自動(dòng)數(shù)字引導(dǎo)跟蹤模式，此時(shí)天線系統(tǒng)將自動(dòng)對(duì)準(zhǔn)飛機(jī)，如果實(shí)時(shí)遙測(cè)數(shù)據(jù)出現(xiàn)異常狀態(tài)，系統(tǒng)將自動(dòng)切換到航程推算或幅度跟蹤模式，仍然保證天線能夠正確的指向飛機(jī)；當(dāng)飛機(jī)距離離地面站小于200米時(shí)，如果天線跟蹤系統(tǒng)擺動(dòng)，或者實(shí)時(shí)遙測(cè)數(shù)據(jù)出現(xiàn)嚴(yán)重故障，使得航程推算或幅度跟蹤模式以及數(shù)字引導(dǎo)跟蹤模式失效時(shí)，按鍵盤上的F2啟動(dòng)手動(dòng)跟蹤模式，此時(shí)，利用攝像頭跟蹤飛機(jī)，保證天線正確的指向飛機(jī)；在切換到手動(dòng)跟蹤模式時(shí)，按下鍵盤上的F3使測(cè)控天線指向正北方向位置，按下鍵盤上的F4使測(cè)控天線指向水平位置，按下鍵盤上的F5使測(cè)控天線同時(shí)指向正北方向和水平位置；在系統(tǒng)操作的任意時(shí)刻，都可以使用鍵盤上的數(shù)字鍵1、2、3進(jìn)行選擇，選擇合適的濾波系統(tǒng)以處理飛機(jī)的實(shí)時(shí)遙測(cè)數(shù)據(jù)，選擇數(shù)字鍵1表示飛機(jī)尚未起飛或者處于懸停狀態(tài)，選擇數(shù)字鍵2表示飛機(jī)處于直線飛行狀態(tài)，選擇數(shù)字鍵3表示飛機(jī)處于盤旋狀態(tài)，選擇正確的濾波模式，將更加有利于提高天線跟蹤系統(tǒng)的性能。
天線跟蹤系統(tǒng)的主要作用是在無(wú)人駕駛直升機(jī)飛行過(guò)程中，以一定的精度連續(xù)跟蹤目標(biāo)，使目標(biāo)始終處于主波束的中心線附近，從而以最大的接收增益和發(fā)射增益可靠地連續(xù)接收遙測(cè)信號(hào)、發(fā)送遙控信號(hào)。
在本發(fā)明中，天線跟蹤系統(tǒng)使地面天線伺服系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化，大大降低了遙測(cè)地面站的復(fù)雜程度，同時(shí)成功地解決了無(wú)人駕駛直升機(jī)的過(guò)頂跟蹤以及近距離跟蹤的問(wèn)題，從而能夠?qū)崿F(xiàn)集無(wú)人駕駛直升機(jī)操縱控制平臺(tái)、天線伺服系統(tǒng)、遙測(cè)數(shù)據(jù)監(jiān)測(cè)平臺(tái)為一體的多功能車載移動(dòng)地面站。


下面將通過(guò)附圖及實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)描述。
圖1是天線跟蹤裝置的基本結(jié)構(gòu)組成框圖。
圖2是本發(fā)明的天線跟蹤模式切換示意圖。
圖3是方位角度誤差與飛機(jī)的距離關(guān)系曲線圖。
圖4是俯仰角度誤差與飛機(jī)距離的關(guān)系曲線圖。
圖5是顯示在控制計(jì)算機(jī)顯示器上的切換示意圖。
具體實(shí)施例方式
本發(fā)明的天線跟蹤裝置的操作方法是基于天線跟蹤裝置的分案，原案申請(qǐng)?zhí)柺?1130241.0，申請(qǐng)日是2001.12.29，發(fā)明名稱是一種用于無(wú)人駕駛直升機(jī)的天線跟蹤裝置。
在本發(fā)明的操作控制中，天線跟蹤裝置系統(tǒng)加電后，程序?qū)⒆詣?dòng)運(yùn)行，此時(shí)，是用鍵盤的上、下、左、右鍵控制天線轉(zhuǎn)臺(tái)指向正北方向和水平方向，此時(shí)系統(tǒng)完成基準(zhǔn)點(diǎn)的讀取工作，然后根據(jù)飛機(jī)的實(shí)際情況可以選擇工作的模式，有三種模式可供選擇(1)數(shù)字引導(dǎo)跟蹤模式，系統(tǒng)從地面站中讀取方位角和俯仰角。天線現(xiàn)在所指向的的位置可以由兩個(gè)軸向的反饋傳感器，通過(guò)控制接口給控制計(jì)算機(jī)，程序?qū)F(xiàn)在的位置與要指向的位置進(jìn)行比較，得到一個(gè)誤差值?？刂朴?jì)算機(jī)將這個(gè)誤差值轉(zhuǎn)換成為步進(jìn)脈沖的個(gè)數(shù)，通過(guò)控制接口給伺服設(shè)備，從而使天線正確的指向飛機(jī)。只要實(shí)時(shí)遙測(cè)處于正常狀態(tài)，系統(tǒng)將處于此模式狀態(tài)；(2)航程推算或幅度跟蹤模式，一旦系統(tǒng)中的實(shí)時(shí)遙測(cè)信號(hào)失效，即實(shí)時(shí)遙測(cè)處于無(wú)效狀態(tài)時(shí)，系統(tǒng)將根據(jù)上次飛機(jī)的航向、速度信息估算現(xiàn)飛機(jī)的位置。當(dāng)處于此狀態(tài)時(shí)，系統(tǒng)仍可以在短時(shí)間內(nèi)跟蹤飛機(jī)，直至實(shí)時(shí)遙測(cè)信號(hào)恢復(fù)正常。這種模式的存在提高了系統(tǒng)跟蹤的連續(xù)性；(3)手動(dòng)控制跟蹤模式，當(dāng)有手動(dòng)控制信號(hào)時(shí)，系統(tǒng)將判斷上、下、左、右的控制，使伺服設(shè)備按人工的控制方向旋轉(zhuǎn)。這種狀態(tài)用于人工對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行調(diào)整和基準(zhǔn)點(diǎn)的輸入；當(dāng)飛機(jī)距離地面站的距離大于200米時(shí)，按鍵盤上的F1啟動(dòng)自動(dòng)數(shù)字引導(dǎo)跟蹤模式，此時(shí)天線系統(tǒng)將自動(dòng)對(duì)準(zhǔn)飛機(jī)，如果實(shí)時(shí)遙測(cè)數(shù)據(jù)出現(xiàn)異常狀態(tài)，系統(tǒng)將自動(dòng)切換到航程推算或幅度跟蹤模式，仍然保證天線能夠正確的指向飛機(jī)；當(dāng)飛機(jī)距離離地面站小于200米時(shí)，如果天線跟蹤系統(tǒng)擺動(dòng)，或者實(shí)時(shí)遙測(cè)數(shù)據(jù)出現(xiàn)嚴(yán)重故障，使得航程推算或幅度模式以及數(shù)字引導(dǎo)跟蹤模式失效時(shí)，按鍵盤上的F2啟動(dòng)手動(dòng)跟蹤模式，此時(shí)，利用攝像頭跟蹤飛機(jī)，保證天線正確的指向飛機(jī)；在切換到手動(dòng)跟蹤模式時(shí)，按下鍵盤上的F3使測(cè)控天線指向正北方向位置，按下鍵盤上的F4使測(cè)控天線指向水平位置，按下鍵盤上的F5使測(cè)控天線同時(shí)指向正北方向和水平位置；在系統(tǒng)操作的任意時(shí)刻，都可以使用鍵盤上的數(shù)字鍵1、2、3進(jìn)行選擇，選擇合適的濾波系統(tǒng)以處理飛機(jī)的實(shí)時(shí)遙測(cè)數(shù)據(jù)，選擇數(shù)字鍵1表示飛機(jī)尚未起飛或者處于懸停狀態(tài)，選擇數(shù)字鍵2表示飛機(jī)處于直線飛行狀態(tài)，選擇數(shù)字鍵3表示飛機(jī)處于盤旋狀態(tài)，選擇正確的濾波模式，將更加有利于提高天線跟蹤系統(tǒng)的性能。
在實(shí)施中，以數(shù)字引導(dǎo)為主要跟蹤方式的天線跟蹤系統(tǒng)，主要的誤差來(lái)源有實(shí)時(shí)目標(biāo)的位置誤差、機(jī)械系統(tǒng)誤差。
首先討論實(shí)時(shí)目標(biāo)的位置誤差對(duì)方位角度造成的誤差。方位角度誤差不僅與目標(biāo)的定位誤差有關(guān)，還與飛機(jī)的距離相關(guān)，我們以GPS數(shù)據(jù)作為實(shí)時(shí)目標(biāo)的測(cè)量數(shù)據(jù)為例，得到方位角度誤差與飛機(jī)的距離關(guān)系如圖3所示(假設(shè)GPS定位均方誤差20米)。
由圖3可以看出，當(dāng)飛機(jī)距離較近的時(shí)候，方位角度存在著較大的固有誤差，例如飛機(jī)距離為200米時(shí)，存在方位角度的固有跟蹤誤差為5°，隨著飛機(jī)的距離增加，方位角度的固有誤差將漸漸減小，當(dāng)飛機(jī)的距離達(dá)到1000米時(shí)，方位角度的固有跟蹤誤差為1°。
俯仰角度的誤差來(lái)自于飛機(jī)高度定位數(shù)據(jù)的誤差，它的誤差分析與方位角度的誤差分析類似，不同的地方在于飛機(jī)在低高度傳感器的精度要遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于位置的傳感器，對(duì)于較高的高度，傳感器精度對(duì)于俯仰角度的誤差影響有比較小。在無(wú)人直升機(jī)的高度測(cè)量系統(tǒng)中，我們使用了如下設(shè)備(1)無(wú)線電高度表，測(cè)量范圍0到300米，精度1米；(2)氣壓高度表，精度20米；(3)GPS高度數(shù)據(jù)，精度20米。
因此，由于低高度傳感器精度較高，使得俯仰角度定位誤差較方位角度誤差小的多，俯仰角度誤差與飛機(jī)的距離關(guān)系如圖4所示。
從圖4中可以看出，俯仰角度的固有誤差一直在2°之內(nèi)，使用的寬波瓣的角反射天線后，該誤差對(duì)于通信鏈路的影響是比較小的。因此，解決精度問(wèn)題的重點(diǎn)放在減小方位角度的固有誤差上，我們采用了對(duì)實(shí)時(shí)目標(biāo)的位置數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波，減小數(shù)據(jù)的誤差。
在二維平面中，根據(jù)無(wú)人直升機(jī)飛行的特點(diǎn)，我們將它的飛行軌跡分為三種主要類型，分別對(duì)它們應(yīng)用不同的濾波模型進(jìn)行處理(1)、懸停，飛機(jī)在未起飛、離地初期以及著陸的時(shí)候的時(shí)候處于這個(gè)狀態(tài)，此時(shí)采用固定點(diǎn)位置的卡爾曼濾波模型，可以將定位精度提高接近一個(gè)數(shù)量級(jí)。
(2)、直線飛行，飛機(jī)從起飛點(diǎn)飛行至任務(wù)區(qū)域時(shí)采用的飛行方法，此時(shí)可以采用CA(等加速度)或者CV(等速)的卡爾曼濾波模型。
(3)、盤旋飛行，飛機(jī)在任務(wù)區(qū)域采用的飛行方法，此時(shí)可以采用盤旋飛行的卡爾曼濾波模型進(jìn)行數(shù)據(jù)處理。
使用上述方法進(jìn)行數(shù)據(jù)處理不僅可以減小實(shí)時(shí)的位置數(shù)據(jù)，同時(shí)還提供了一個(gè)航程推算的預(yù)測(cè)方法，提高了航程推算中的精度。
雖然，天線系統(tǒng)在近距離跟蹤時(shí)存在一定的誤差，但此時(shí)由于飛機(jī)離地面站很近，因此，通信系統(tǒng)在功率上有較大的裕量。根據(jù)天線的波瓣圖以及通信系統(tǒng)的信道理論計(jì)算和實(shí)際的實(shí)驗(yàn)結(jié)果，得到飛機(jī)近距離時(shí)天線跟蹤系統(tǒng)的允許存在的誤差角度如下

由此可見，天線跟蹤系統(tǒng)的精度要高于所要求的精度。
相對(duì)于實(shí)時(shí)目標(biāo)的位置誤差來(lái)說(shuō)，機(jī)械系統(tǒng)誤差對(duì)于天線跟蹤系統(tǒng)的影響在遠(yuǎn)距離的時(shí)候才體現(xiàn)出來(lái)，機(jī)械系統(tǒng)誤差對(duì)方位角度和俯仰角度的影響是由于機(jī)械系統(tǒng)存在一定的耦合精度。由于使用軸角編碼器完成閉環(huán)控制，因此，機(jī)械系統(tǒng)對(duì)天線跟蹤系統(tǒng)造成的誤差為軸角編碼器的精度，小于1°。
天線跟蹤系統(tǒng)主要有以下幾種跟蹤模式1、數(shù)字引導(dǎo)模式將遙測(cè)數(shù)據(jù)中的實(shí)時(shí)目標(biāo)位置提取出來(lái)，和地面站的位置信息做相關(guān)的運(yùn)算，得到實(shí)時(shí)目標(biāo)相對(duì)于地面站的角度。然后，將這個(gè)角度與天線位置傳感器得到的實(shí)時(shí)角度相減，求出角度誤差，從而通過(guò)接口控制電路和伺服設(shè)備控制天線使角度誤差為零。
2、航程推算或幅度模式航程推算或幅度模式將根據(jù)目標(biāo)以前時(shí)刻的位置數(shù)據(jù)(有時(shí)也包括速度數(shù)據(jù))預(yù)測(cè)現(xiàn)在時(shí)刻的目標(biāo)位置，對(duì)于具有一定運(yùn)動(dòng)模型的飛行，可以使用卡爾曼預(yù)測(cè)公式，而對(duì)于不具備模型的機(jī)動(dòng)飛行，可以使用兩點(diǎn)外推法或者其它機(jī)動(dòng)目標(biāo)跟蹤的方法。
3、手動(dòng)控制模式由操縱人員通過(guò)控制計(jì)算機(jī)的交互式控制，下達(dá)天線運(yùn)動(dòng)的指令，將天線調(diào)至某一個(gè)指向位置，來(lái)完成跟蹤。
上述三種模式中，數(shù)字引導(dǎo)模式是系統(tǒng)的基本工作狀態(tài)，但針對(duì)各種不同的情況下，需要使用不同的跟蹤模式。模式的切換可以由操縱人員進(jìn)行，也可以由計(jì)算機(jī)按照一定的優(yōu)先級(jí)自動(dòng)進(jìn)行。天線系統(tǒng)跟蹤模式切換的過(guò)程如圖2所示。
當(dāng)實(shí)時(shí)目標(biāo)位置連續(xù)地通過(guò)遙測(cè)數(shù)據(jù)傳送到控制計(jì)算機(jī)時(shí)，天線跟蹤系統(tǒng)處于數(shù)字引導(dǎo)跟蹤模式，控制計(jì)算機(jī)將通過(guò)數(shù)據(jù)得到角度誤差，來(lái)控制天線跟蹤系統(tǒng)完成跟蹤指向。
由于通信鏈路等因素的影響，一旦出現(xiàn)遙測(cè)數(shù)據(jù)的丟失，將導(dǎo)致實(shí)時(shí)目標(biāo)位置的丟失，因此，系統(tǒng)將切換到航程推算或幅度模式，預(yù)測(cè)此時(shí)刻的目標(biāo)位置，保持跟蹤的連續(xù)性，即通過(guò)數(shù)據(jù)的預(yù)測(cè)，避免因?yàn)閿?shù)據(jù)丟失導(dǎo)致的跟蹤精度下降。
航程推算或幅度模式的誤差大小與飛機(jī)飛行的狀態(tài)有關(guān)，當(dāng)飛機(jī)飛行滿足一定的飛行模型，航程推算或幅度的誤差較小，但當(dāng)飛機(jī)處于機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，航程推算或幅度的誤差隨著時(shí)間的推移迅速增大。因此，當(dāng)航程推算或幅度超過(guò)一定的時(shí)間，其造成的誤差已經(jīng)不能夠滿足要求的時(shí)候，系統(tǒng)將切換到手動(dòng)控制模式，避免跟蹤丟失目標(biāo)，同時(shí)給出報(bào)警指示。通過(guò)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)和理論的推算，我們給出各種狀態(tài)下，航程推算或幅度的時(shí)間為

天線跟蹤系統(tǒng)是無(wú)人直升機(jī)遙控遙測(cè)系統(tǒng)的重要組成部分，同時(shí)天線跟蹤系統(tǒng)正常工作與否也直接影響到遙控遙測(cè)系統(tǒng)的工作。一旦天線跟蹤系統(tǒng)丟失跟蹤，將直接導(dǎo)致遙控遙測(cè)系統(tǒng)通信鏈路中斷，其結(jié)果除了地面站不能夠得到飛機(jī)實(shí)時(shí)的狀態(tài)和操縱飛機(jī)以外，天線跟蹤系統(tǒng)也將不能夠通過(guò)遙測(cè)數(shù)據(jù)得到飛機(jī)實(shí)時(shí)的位置數(shù)據(jù)，導(dǎo)致一個(gè)惡性循環(huán)。因此，必須采取相應(yīng)的方法避免進(jìn)入這樣的循環(huán)，保證天線跟蹤系統(tǒng)的可靠性也就顯得非常的重要。
為解決上述問(wèn)題，天線跟蹤系統(tǒng)采用異常數(shù)據(jù)處理方法，確保天線跟蹤系統(tǒng)的可靠性。異常數(shù)據(jù)的處理以剔除野值為主，不僅僅從數(shù)據(jù)的統(tǒng)計(jì)信息進(jìn)行處理，同時(shí)還考慮到直升機(jī)的飛行特點(diǎn)。對(duì)于無(wú)人直升機(jī)方位的數(shù)據(jù)處理可以針對(duì)上述的三種飛行模型采用不同的濾波模型，針對(duì)不同的飛行狀態(tài)采用不同的模型能夠更好的提高野值剔除的能力，關(guān)于采用濾波模型的異常數(shù)據(jù)處理的門限選擇以及虛警概率的計(jì)算。對(duì)于無(wú)人直升機(jī)高度的數(shù)據(jù)處理，也應(yīng)該分成兩個(gè)部分，即穩(wěn)定高度飛行和機(jī)動(dòng)爬高(降落)飛行。穩(wěn)定高度飛行可以使用固定數(shù)值的卡爾曼濾波的處理方法和相應(yīng)的野值剔除方法，對(duì)于機(jī)動(dòng)爬高(降落)飛行可以使用CA或者CV的卡爾曼濾波模型。
以上這些措施的采用，保證了天線跟蹤系統(tǒng)的可靠性。
針對(duì)無(wú)人直升機(jī)的飛行特點(diǎn)，天線跟蹤系統(tǒng)還有兩個(gè)問(wèn)題需要處理(1)過(guò)頂跟蹤問(wèn)題。過(guò)頂飛行是無(wú)人直升飛機(jī)一個(gè)相對(duì)特殊的飛行狀態(tài)，為了保證飛機(jī)在過(guò)頂飛行中，天線跟蹤系統(tǒng)仍然能夠正確的指向，并且能夠保證跟蹤速度，采用了天線座的設(shè)計(jì)方法使得俯仰角完成從-5°到185°的控制。另外，從控制跟蹤的算法上保證天線系統(tǒng)在過(guò)頂跟蹤時(shí)會(huì)采用控制俯仰軸的旋轉(zhuǎn)，從而避免通過(guò)控制方位軸180度旋轉(zhuǎn)而造成跟蹤的延遲。
(2)近距離跟蹤天線擺動(dòng)問(wèn)題。在前面的討論中，由于方位角在近距離的時(shí)候存在相對(duì)較大的誤差，同時(shí)誤差是隨機(jī)分布的，如果不進(jìn)行處理將導(dǎo)致飛機(jī)近距離時(shí)天線將產(chǎn)生擺動(dòng)。為避免這種狀態(tài)，我們放寬在近距離時(shí)的跟蹤誤差，即隨著飛機(jī)距離的不同，采用不同的誤差門限，一旦天線跟蹤系統(tǒng)的誤差超過(guò)了誤差門限，再進(jìn)行糾正。誤差門限的選擇取決于天線的波瓣圖、通信系統(tǒng)的功率裕量、未處理時(shí)的擺動(dòng)量等因素。在本系統(tǒng)中誤差門限選擇如下

在地面系留實(shí)驗(yàn)和飛行試驗(yàn)中，采用該方法，近距離跟蹤的性能完全正常，天線的擺動(dòng)大大減小。
權(quán)利要求
1.一種用于無(wú)人駕駛直升機(jī)的天線跟蹤裝置的操作方法，其特征是系統(tǒng)加電后，程序?qū)⒆詣?dòng)運(yùn)行，此時(shí)，是用鍵盤的上、下、左、右鍵控制天線轉(zhuǎn)臺(tái)指向正北方向和水平方向，此時(shí)系統(tǒng)完成基準(zhǔn)點(diǎn)的讀取工作，然后根據(jù)飛機(jī)的實(shí)際情況可以選擇工作的模式，(1)數(shù)字引導(dǎo)跟蹤模式，系統(tǒng)從地面站中讀取方位角和俯仰角，測(cè)控天線現(xiàn)在所指向的位置可以由兩個(gè)軸向的反饋傳感器通過(guò)控制接口給控制計(jì)算機(jī)，程序?qū)F(xiàn)在的位置與要指向的位置進(jìn)行比較，得到一個(gè)誤差值，控制計(jì)算機(jī)將這個(gè)誤差值轉(zhuǎn)換成為步進(jìn)脈沖的個(gè)數(shù)，通過(guò)控制接口給伺服設(shè)備，從而使天線正確的指向飛機(jī)，只要實(shí)時(shí)遙測(cè)處于正常狀態(tài)，系統(tǒng)將處于此模式狀態(tài)；(2)航程推算或幅度跟蹤模式，一旦系統(tǒng)中的實(shí)時(shí)遙測(cè)信號(hào)失效，即實(shí)時(shí)遙測(cè)處于無(wú)效狀態(tài)時(shí)，系統(tǒng)將根據(jù)上次飛機(jī)的航向、速度信息估算現(xiàn)在飛機(jī)的位置，當(dāng)處于此狀態(tài)時(shí)，系統(tǒng)仍可以在短時(shí)間內(nèi)跟蹤飛機(jī)，直至實(shí)時(shí)遙測(cè)信號(hào)恢復(fù)正常，這種模式的存在提高了系統(tǒng)跟蹤的連續(xù)性；(3)手動(dòng)控制跟蹤模式，當(dāng)用手動(dòng)控制信號(hào)時(shí)，系統(tǒng)將判斷上、下、左、右的控制，使伺服設(shè)備按人工的控制方向旋轉(zhuǎn)，這種狀態(tài)用于人工對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行調(diào)整和基準(zhǔn)點(diǎn)的輸入。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的操作方法，其特征是當(dāng)飛機(jī)距離地面站的距離大于200米時(shí)候，按鍵盤上的F1啟動(dòng)自動(dòng)數(shù)字引導(dǎo)跟蹤模式，此時(shí)天線系統(tǒng)將自動(dòng)對(duì)準(zhǔn)飛機(jī)，如果實(shí)時(shí)遙測(cè)數(shù)據(jù)出現(xiàn)異常狀態(tài)，系統(tǒng)將自動(dòng)切換到航程推算或幅度跟蹤模式，仍然保證天線能夠正確的指向飛機(jī)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的操作方法，其特征是當(dāng)飛機(jī)距離離地面站小于200米，如果天線跟蹤系統(tǒng)擺動(dòng)，或者實(shí)時(shí)遙測(cè)數(shù)據(jù)出現(xiàn)嚴(yán)重故障，使得航程推算或幅度跟蹤模式以及數(shù)字引導(dǎo)跟蹤模式失效時(shí)，按鍵盤上的F2啟動(dòng)手動(dòng)跟蹤模式，利用攝像頭跟蹤飛機(jī)，保證測(cè)控天線正確的指向飛機(jī)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的操作方法，其特征是在切換到手動(dòng)跟蹤模式時(shí)，按下鍵盤上的F3使測(cè)控天線指向正北方向位置，按下鍵盤上的F4使測(cè)控天線指向水平方向位置，按下鍵盤上的F5使測(cè)控天線同時(shí)指向正北方向和水平方向位置。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的操作方法，其特征是在系統(tǒng)操作的任意時(shí)刻，都可以使用鍵盤上的數(shù)字鍵1、2、3進(jìn)行選擇，選擇合適的濾波系統(tǒng)以處理飛機(jī)的實(shí)時(shí)遙測(cè)數(shù)據(jù)，選擇數(shù)字鍵1表示飛機(jī)尚未起飛或者處于懸停狀態(tài)，選擇數(shù)字鍵2表示飛機(jī)處于直線飛行狀態(tài)，選擇數(shù)字鍵3表示飛機(jī)處于盤旋狀態(tài)，選擇正確的濾波模式，將更加有利于提高天線跟蹤系統(tǒng)的性能。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種用于無(wú)人駕駛直升機(jī)的天線跟蹤裝置的操作方法，屬于無(wú)線信號(hào)的一種控制操作方法，該天線跟蹤裝置系統(tǒng)加電后，程序?qū)⒆詣?dòng)運(yùn)行，通過(guò)鍵盤的上、下、左、右鍵控制天線轉(zhuǎn)臺(tái)指向正北方向和水平方向，系統(tǒng)完成基準(zhǔn)點(diǎn)的讀取工作，然后根據(jù)飛機(jī)的實(shí)際情況選擇工作模式，通過(guò)控制界面程序控制天線進(jìn)入數(shù)字引導(dǎo)跟蹤模式、航程推算或幅度模式和手動(dòng)控制模式。該系統(tǒng)使地面天線伺服系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化，大大降低了遙測(cè)地面站的復(fù)雜程度，同時(shí)成功地解決了無(wú)人駕駛直升機(jī)的過(guò)頂跟蹤以及近距離跟蹤的問(wèn)題，從而能夠?qū)崿F(xiàn)集無(wú)人駕駛直升機(jī)操縱控制平臺(tái)、天線伺服系統(tǒng)、遙測(cè)數(shù)據(jù)監(jiān)測(cè)平臺(tái)為一體的多功能車載移動(dòng)地面站。
文檔編號(hào)G01S13/66GK1515914SQ20031011528
公開日2004年7月28日 申請(qǐng)日期2001年12月29日 優(yōu)先權(quán)日2001年12月29日
發(fā)明者張曉林, 金石, 張鳴瑞, 馬文智 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)