一種天基雙基地雷達(dá)飛行狀態(tài)的配置方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及雷達(dá)信息獲取技術(shù)領(lǐng)域，具體公開了一種天基雙基地雷達(dá)飛行狀態(tài)的配置方法；包括：以基線為中心，將發(fā)射機(jī)與接收機(jī)在地面投影與地區(qū)水平方向切線構(gòu)成的平面分成左右兩個(gè)平面；根據(jù)正側(cè)接收天線陣的狀態(tài)，確定飛機(jī)在基線右側(cè)平面R或是在基線左側(cè)平面L內(nèi)飛行；當(dāng)接收天線陣為右側(cè)視狀態(tài)時(shí)，飛機(jī)的應(yīng)在基線正方向右側(cè)的右平面R內(nèi)飛行；當(dāng)接收天線陣為左側(cè)視狀態(tài)時(shí)，飛機(jī)的應(yīng)在基線正方向左側(cè)的左平面L內(nèi)飛行；飛機(jī)速度方向與基線正方向的交角滿足0°≤γR，γL≤180°。本發(fā)明基于正側(cè)面接收天線陣狀態(tài)與雙基地基線聯(lián)合原則確定了星?空天基雙基地雷達(dá)飛行狀態(tài)的配置方法，基于該配置方式下的改善雙基地雜波特性的效果明顯。
【專利說明】
一種天基雙基地雷達(dá)飛行狀態(tài)的配置方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本發(fā)明涉及雷達(dá)信息獲取技術(shù)領(lǐng)域，尤其是涉及一種通過正側(cè)面接收天線陣狀態(tài)與雙基地基線的聯(lián)合原則確定星-空天基雙基地雷達(dá)飛行狀態(tài)的配置方法，實(shí)現(xiàn)對天基雙基地雷達(dá)雜波特性的改善。
【背景技術(shù)】
[0002]天基雷達(dá)(Space Based Radar, SBR)又稱為星載雷達(dá)或太空雷達(dá),是指以航天器為工作平臺的交會(huì)雷達(dá)、合成孔徑雷達(dá)或預(yù)警雷達(dá)。天基雷達(dá)一般以衛(wèi)星為載體，如高軌道星載雷達(dá)，它被設(shè)置在36000km高空的同步衛(wèi)星上，利用直徑30m左右的天線把太陽能提供的發(fā)射功率輻射到地面上，再由地面上的相控陣多波束天線接收運(yùn)動(dòng)目標(biāo)的信號，構(gòu)成大面積的對空搜索范圍。
[0003]與單基地天基雷達(dá)相比，天基雙基地雷達(dá)由于收發(fā)系統(tǒng)分置，雙基地系統(tǒng)的發(fā)射機(jī)位于太空中，遠(yuǎn)離戰(zhàn)場，將一個(gè)或者多個(gè)空基或天基的接收機(jī)配置于所關(guān)注的區(qū)域，具有獲取信息豐富，作用距離遠(yuǎn)，安全性高，抗干擾能力強(qiáng)和抗截獲性能好等突出優(yōu)點(diǎn)。但是由于平臺的運(yùn)動(dòng)，地球的自轉(zhuǎn)影響以及接收機(jī)下視的工作方式，使得天基雙基地雷達(dá)表現(xiàn)出比單基地天基雷達(dá)更為復(fù)雜的雜波特性，使得雜波抑制的難度增大。雙基地雷達(dá)有一個(gè)顯著的缺陷，即接收機(jī)存在嚴(yán)重的多普勒彌散現(xiàn)象，且雜波的功率密度極大，這使得慢速移動(dòng)目標(biāo)的弱信號淹沒其中，難以被檢測出來，這對天基雙基地雷達(dá)系統(tǒng)來說尤為嚴(yán)重。另外，雙基地雷達(dá)不同距離門的雜波方位-多普勒特性(雜波背脊線)差異較大，表現(xiàn)了雙基地雷達(dá)雜波的非靜態(tài)特性。距離門指的是雷達(dá)的不同距離分辨單元;雜波方位—多普勒特性指雜波在方位維(距離)以及多普勒維(Hz)的分布；非靜態(tài)性指的是其呈動(dòng)態(tài)特性。
[0004]天-空配置的雙基地雷達(dá)(HB-SBR)的雜波特性十分復(fù)雜，雜波在不同的雙基地配置下表現(xiàn)差異很大，這種復(fù)雜的雜波分布特性對于用于地面動(dòng)目標(biāo)檢測的雜波抑制而言是非常困難的。對于機(jī)載的單基地雷達(dá)的雜波來說，雜波不同距離門的背脊線重合，雜波表現(xiàn)強(qiáng)的距離的平穩(wěn)性，這種具有靜態(tài)特性的雜波在進(jìn)行動(dòng)目標(biāo)檢測應(yīng)用時(shí)可以方便利用空時(shí)自適應(yīng)處理的技術(shù)方便的將雜波抑制掉。而HB-SBR天基雙基地雷達(dá)雜波不同距離門的雜波背脊線不重合且形狀差異較大，不但具有強(qiáng)的距離不平穩(wěn)性，而且當(dāng)天-空配置的雙基地雷達(dá)兩種不同的飛行狀態(tài)導(dǎo)致不同距離門的雜波背脊線不重合其形狀差異較大時(shí)，雜波的多普勒帶寬也會(huì)相應(yīng)急劇展寬。
[0005]研究發(fā)現(xiàn)在特定的配置狀態(tài)下，雜波特性呈現(xiàn)了明顯的改善，比如雜波平穩(wěn)性增強(qiáng)或者雜波的多普勒展寬變小等，因此在HB-SBR天基雙基地雷達(dá)中，若合理配置星-機(jī)的飛行狀態(tài)，可以獲得情況改善的雙基地雜波特性。
[0006]如何合理配置星-機(jī)的飛行狀態(tài)，目前還沒有有效的方案。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]本發(fā)明所解決的技術(shù)問題是提供一種天基雙基地雷達(dá)飛行狀態(tài)的配置方法，本發(fā)明基于正側(cè)面接收天線陣狀態(tài)與雙基地基線聯(lián)合原則確定了星-空天基雙基地雷達(dá)飛行狀態(tài)的配置方法，基于該配置方式下的HB-SBR天基雙基地雷達(dá)改善的雙基地雜波特性的效果明顯，為進(jìn)行后期的雜波抑制以及動(dòng)目標(biāo)檢測提供了良好的條件。
[0008]為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明提供了一種天基雙基地雷達(dá)飛行狀態(tài)的配置方法，包括:
[0009]Rx和Tx分別表示飛機(jī)和衛(wèi)星在地面的投影點(diǎn)，所述飛機(jī)作為接收機(jī)，所述衛(wèi)星作為發(fā)射機(jī)；點(diǎn)Rx和Tx之間的直線為雙基地雷達(dá)基線在地球上的投影，稱為基線；定義從Rx到Tx的方向?yàn)樗龌€的正方向；
[0010]以所述基線為中心，將所述發(fā)射機(jī)與所述接收機(jī)在地面投影與地區(qū)水平方向切線構(gòu)成的平面分成左右兩個(gè)平面，分別為右平面R和左平面L ；va表示飛機(jī)的速度，Y R和Yl分別表示Va在右平面R上與所述基線的正方向的夾角以及Va在左平面L上與所述基線的正方向的夾角；
[0011]雙基地雷達(dá)飛行狀態(tài)配置方法只考慮所述飛機(jī)的飛行狀態(tài)；
[0012]根據(jù)正側(cè)接收天線陣的右側(cè)視狀態(tài)或左側(cè)視狀態(tài)，判斷飛機(jī)在所述基線的所述右平面R或是在所述基線的所述左平面L內(nèi)飛行；
[0013]當(dāng)接收天線陣為右側(cè)視狀態(tài)時(shí)，所述飛機(jī)應(yīng)在所述基線的正方向右側(cè)的所述右平面R內(nèi)飛行；
[0014]當(dāng)接收天線陣為左側(cè)視狀態(tài)時(shí)，所述飛機(jī)應(yīng)在所述基線的正方向左側(cè)的所述左平面L內(nèi)飛行；
[0015]所述飛機(jī)的速度方向與所述基線的正方向的交角滿足0° ( YR, Yl^ 180°。
[0016]優(yōu)選的，對于右側(cè)視接收天線陣的所述接收機(jī)，當(dāng)所述飛機(jī)與所述衛(wèi)星同向飛行時(shí)，使所述飛機(jī)在地面的飛行軌跡始終保持在所述衛(wèi)星在地面軌跡飛行正方向的右側(cè)；當(dāng)所述飛機(jī)與所述衛(wèi)星異向飛行時(shí)，使所述飛機(jī)在地面的飛行軌跡始終保持在所述衛(wèi)星在地面軌跡飛行正方向的左側(cè)。
[0017]更加優(yōu)選的，對于左側(cè)視接收天線陣的所述接收機(jī)，當(dāng)所述飛機(jī)與所述衛(wèi)星同向飛行時(shí)，使所述飛機(jī)在地面的飛行軌跡始終保持在所述衛(wèi)星在地面軌跡飛行正方向的左側(cè)；當(dāng)所述飛機(jī)與所述衛(wèi)星異向飛行時(shí)，使所述飛機(jī)在地面的飛行軌跡始終保持在所述衛(wèi)星在地面軌跡飛行正方向的右側(cè)。
[0018]其中，所述多普勒效應(yīng)是波源和觀察者有相對運(yùn)動(dòng)時(shí)，觀察者接受到波的頻率與波源發(fā)出的頻率并不相同的現(xiàn)象。遠(yuǎn)方急駛過來的火車鳴笛聲變得尖細(xì)(即頻率變高，波長變短)，而離我們而去的火車鳴笛聲變得低沉(即頻率變低，波長變長)，就是多普勒效應(yīng)的現(xiàn)象，同樣現(xiàn)象也發(fā)生在私家車鳴響與火車的敲鐘聲。這一現(xiàn)象最初是由奧地利物理學(xué)家多普勒1842年發(fā)現(xiàn)的。荷蘭氣象學(xué)家拜斯.巴洛特(Buys Ballot)在1845年讓一隊(duì)喇叭手站在一輛從荷蘭烏德勒支附近疾駛而過的敞篷火車上吹奏，他在站臺上測到了音調(diào)的改變。這是科學(xué)史上最有趣的實(shí)驗(yàn)之一。多普勒效應(yīng)從19世紀(jì)下半葉起就被天文學(xué)家用來測量恒星的視向速度?，F(xiàn)已被廣泛用來佐證觀測天體和人造衛(wèi)星的運(yùn)動(dòng)。
[0019]其中，所述空時(shí)自適應(yīng)處理技術(shù)涉及機(jī)載或天基相控陣?yán)走_(dá)中的雜波抑制問題，涵蓋了對地觀測、警戒、偵察領(lǐng)域中機(jī)載或天基MTI雷達(dá)對慢動(dòng)目標(biāo)的檢測原理，以及雜波抑制技術(shù)；還包括信號處理、雜波模型、陣列處理、帶寬影響、非線性天線陣列、反干擾技術(shù)、自適應(yīng)單脈沖處理、雙基雷達(dá)配置結(jié)構(gòu)、SAR和ISAR以及聲吶等。
[0020]本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，具有如下有益效果:
[0021]本發(fā)明提供了一種天基雙基地雷達(dá)飛行狀態(tài)的配置方法，本發(fā)明基于正側(cè)面接收天線陣狀態(tài)與雙基地基線聯(lián)合原則確定了星-空天基雙基地雷達(dá)飛行狀態(tài)的配置方法，基于該配置方式下的HB-SBR天基雙基地雷達(dá)改善的雙基地雜波特性的效果明顯，為進(jìn)行后期的雜波抑制以及動(dòng)目標(biāo)檢測提供了良好的條件，本發(fā)明能為未來天-空混合雙基地雷達(dá)的總體方案的設(shè)計(jì)提供參考依據(jù)。
【附圖說明】
[0022]圖1示例性的示出了本發(fā)明基于正側(cè)面接收天線陣狀態(tài)與雙基地基線聯(lián)合原則不意圖；
[0023]圖2示例性的示出了 HB-SBR天基雙基地雷達(dá)飛行狀態(tài)中飛機(jī)與衛(wèi)星同向飛行示意圖；
[0024]圖3示例性的示出了 HB-SBR天基雙基地雷達(dá)飛行狀態(tài)中飛機(jī)與衛(wèi)星異向飛行示意圖；
[0025]圖4示例性的示出了 HB-SBR天基雙基地雷達(dá)飛行狀態(tài)仿真驗(yàn)證示意圖；
[0026]圖5示例性的示出了本發(fā)明B1狀態(tài)下雜波特性分布圖中不同等距離和的雜波背脊線示意圖；
[0027]圖6示例性的示出了本發(fā)明B2狀態(tài)下雜波特性分布圖中不同等距離和的雜波背脊線示意圖；
[0028]圖7示例性的示出了本發(fā)明B3狀態(tài)下雜波特性分布圖中不同等距離和的雜波背脊線示意圖；
[0029]圖8示例性的示出了本發(fā)明B4狀態(tài)下雜波特性分布圖中不同等距離和的雜波背脊線示意圖；
[0030]圖9示例性的示出了本發(fā)明B5狀態(tài)下雜波特性分布圖中不同等距離和的雜波背脊線示意圖；
[0031]圖10示例性的示出了本發(fā)明B6狀態(tài)下雜波特性分布圖中不同等距離和的雜波背脊線示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0032]為了更好的理解本發(fā)明所解決的技術(shù)問題、所提供的技術(shù)方案，以下結(jié)合附圖及實(shí)施例，對本發(fā)明進(jìn)行進(jìn)一步詳細(xì)說明。此處所描述的具體實(shí)施例僅用以解釋本發(fā)明的實(shí)施，但并不用于限定本發(fā)明。
[0033]圖1給出了正側(cè)面接收天線陣狀態(tài)與雙基地基線聯(lián)合確定原則的示意圖，圖中Rx和Tx分布表示飛機(jī)(接收機(jī))和衛(wèi)星(發(fā)射機(jī))在地面的投影點(diǎn)，點(diǎn)Rx和Tx之間的直線為HB-SBR雙基地雷達(dá)基線在地球上的投影，簡稱其為“基線”，并定義從Rx到Tx的方向?yàn)榛€正方向。以基線為中心，分成左右兩個(gè)平面，分別為平面R和平面L，va為飛機(jī)的速度，Yr和U分布表示va在平面R上與基線正方向的夾角以及Va在平面L上與基線正方向的夾角。
[0034]HB-SBR天基雙基地雷達(dá)飛行狀態(tài)配置原則如下:
[0035]不需要考慮衛(wèi)星的飛行狀態(tài)，只需要考慮飛機(jī)的飛行狀態(tài)；
[0036]根據(jù)正側(cè)接收天線陣的狀態(tài)，即右側(cè)視狀態(tài)或是左側(cè)視狀態(tài)，確定飛機(jī)在基線右側(cè)平面R或是在基線左側(cè)平面L內(nèi)飛行。當(dāng)接收天線陣為右側(cè)視狀態(tài)時(shí)，飛機(jī)的應(yīng)在基線正方向右側(cè)的平面R內(nèi)飛行；當(dāng)接收天線陣為左側(cè)視狀態(tài)時(shí)，飛機(jī)的應(yīng)在基線正方向左側(cè)的平面R內(nèi)飛行；
[0037]飛機(jī)速度方向與基線正方向的交角滿足0° ( YR, Yl^ 180°。
[0038]基于以上原則，具體在應(yīng)用中HB-SBR天基雙基地雷達(dá)的飛行狀態(tài)配置如下:
[0039]對于右側(cè)視接收天線陣的接收機(jī)，當(dāng)飛機(jī)與衛(wèi)星同向飛行時(shí)，應(yīng)使飛機(jī)在地面的飛行軌跡始終保持在衛(wèi)星在地面軌跡飛行正方向的右側(cè)；當(dāng)飛機(jī)與衛(wèi)星異向飛行時(shí)，應(yīng)使飛機(jī)在地面的飛行軌跡始終保持在衛(wèi)星在地面軌跡飛行正方向的左側(cè)；
[0040]對于左側(cè)視接收天線陣的接收機(jī)，當(dāng)飛機(jī)與衛(wèi)星同向飛行時(shí)，應(yīng)使飛機(jī)在地面的飛行軌跡始終保持在衛(wèi)星在地面軌跡飛行正方向的左側(cè)；當(dāng)飛機(jī)與衛(wèi)星異向飛行時(shí)，應(yīng)使飛機(jī)在地面的飛行軌跡始終保持在衛(wèi)星在地面軌跡飛行正方向的右側(cè)。
[0041]如圖2和圖3所示，HB-SBR天基雙基地雷達(dá)這種配置方式的飛行狀態(tài)中，由于0° ( YR, Yl^ 180°的限制飛機(jī)在衛(wèi)星過頂?shù)倪^程中只能做單向飛行運(yùn)動(dòng)，不能進(jìn)行閉合飛行軌跡的運(yùn)動(dòng)。
[0042]具體實(shí)施例:
[0043]以右側(cè)視天線接收陣為例說明HB-SBR天基雙基地雷達(dá)的飛行狀態(tài)配置原則。假設(shè)衛(wèi)星軌道傾角60°，軌道高度807km，瞬時(shí)星下點(diǎn)位置Tx(65°，0° );飛機(jī)高度20km(飛機(jī)最大可視范圍半徑為500km)，飛行速度180m / s，設(shè)定飛機(jī)四個(gè)不同的飛行狀態(tài)匕、B2、B3、B4、B5、B6，YR1> YR2> YR3> YR4> YR5> Yr6分別表示各個(gè)狀態(tài)飛機(jī)速度Va與基線正方向的夾角，如圖4所示,橫坐標(biāo)Longitude為經(jīng)度(Deg度)，縱坐標(biāo)Latitude為纟韋度(Deg度)。
[0044]狀態(tài)B1 對應(yīng) Rx(70°，0。) Yri = 45° ;狀態(tài) B2 對應(yīng) Rx(70°，0。) Yr2 =135。；狀態(tài) B3 對應(yīng) Rx(70°，0° ) Yr3 = 45° ;狀態(tài) B4 對應(yīng) Rx (60°，0° ) Yr4 = 45° ;狀態(tài) B5 對IS Rx (60°，0。) Yr5 = 45° ;狀態(tài) B6 對應(yīng) Rx (60°，0。) Yr6 = 45°。根據(jù) HB-SBR 天基雙基地雷達(dá)的飛行狀態(tài)配置原則狀態(tài)Bp B2與狀態(tài)B4、B5滿足該配置原則。依照仿真流程和所建立的仿真模型，對四個(gè)飛行狀態(tài)雜波分布特性進(jìn)行研究，以期驗(yàn)證所提出的基于正側(cè)面接收天線陣狀態(tài)與雙基地基線聯(lián)合確定原則的星-空天基雙基地配置方式正確性。
[0045]圖5、圖6、圖7、圖8、圖9和圖10中虛線部分為B1?B6狀態(tài)后向雜波背脊線，實(shí)線部分SB1?B6狀態(tài)前向雜波背脊線；圖5為不同距離門的雜波脊曲線Dopplor-angletraces for different range bins,圖5中橫坐標(biāo)為數(shù)學(xué)函數(shù)cos ( Φ),縱坐標(biāo)為多普勒Doppler (赫茲Hz)。由各圖分析可知，B1'B2與狀態(tài)B4、B5的雜波前向背脊線分布要明顯好于雜波后向背脊線分布，主要表現(xiàn)在雜波譜帶寬減小以及雜波的多普勒展寬的減小上。B3、B6飛行狀態(tài)不符合配置原則，主要表現(xiàn)在雜波的前向背脊線比后向雜波背脊線的雜波譜帶寬增大以及雜波多普勒帶寬的展寬增大方面。
[0046]大量的仿真實(shí)驗(yàn)表明在符合基于正側(cè)面接收天線陣狀態(tài)與雙基地基線聯(lián)合確定原則的星-空天基雙基地配置方式的飛行狀態(tài)中，當(dāng)0°時(shí)能獲得更好的雜波分布特性，所以在實(shí)際的HB-SBR天基雙基地雷達(dá)配置，為了減少對雜波抑制的難度，飛機(jī)速度方向與基線正方向的交角應(yīng)盡量滿足0° < YR，Yl<90°。
[0047]以上通過具體的和優(yōu)選的實(shí)施例詳細(xì)的描述了本發(fā)明，但本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)該明白，本發(fā)明并不局限于以上所述實(shí)施例，凡在本發(fā)明的基本原理之內(nèi)，所作的任何修改、組合及等同替換等，均包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種天基雙基地雷達(dá)飛行狀態(tài)的配置方法，其特征在于，包括: Rx和Tx分別表示飛機(jī)和衛(wèi)星在地面的投影點(diǎn)，所述飛機(jī)作為接收機(jī)，所述衛(wèi)星作為發(fā)射機(jī)；點(diǎn)Rx和Tx之間的直線為雙基地雷達(dá)基線在地球上的投影，稱為基線；定義從Rx到Tx的方向?yàn)樗龌€的正方向； 以所述基線為中心，將所述發(fā)射機(jī)與所述接收機(jī)在地面投影與地區(qū)水平方向切線構(gòu)成的平面分成左右兩個(gè)平面，分別為右平面R和左平面L ；va表示飛機(jī)的速度，Y R和Y ^分別表示Va在右平面R上與所述基線的正方向的夾角以及Va在左平面L上與所述基線的正方向的夾角； 雙基地雷達(dá)飛行狀態(tài)配置方法只考慮所述飛機(jī)的飛行狀態(tài)； 根據(jù)正側(cè)接收天線陣的右側(cè)視狀態(tài)或左側(cè)視狀態(tài)，判斷飛機(jī)在所述基線的所述右平面R或是在所述基線的所述左平面L內(nèi)飛行； 當(dāng)接收天線陣為右側(cè)視狀態(tài)時(shí)，所述飛機(jī)應(yīng)在所述基線的正方向右側(cè)的所述右平面R內(nèi)飛行； 當(dāng)接收天線陣為左側(cè)視狀態(tài)時(shí)，所述飛機(jī)應(yīng)在所述基線的正方向左側(cè)的所述左平面L內(nèi)飛行； 所述飛機(jī)的速度方向與所述基線的正方向的交角滿足0° ( yr, Yl^ 180°。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的天基雙基地雷達(dá)飛行狀態(tài)的配置方法，其特征在于，對于右側(cè)視接收天線陣的所述接收機(jī)，當(dāng)所述飛機(jī)與所述衛(wèi)星同向飛行時(shí)，使所述飛機(jī)在地面的飛行軌跡始終保持在所述衛(wèi)星在地面軌跡飛行正方向的右側(cè)；當(dāng)所述飛機(jī)與所述衛(wèi)星異向飛行時(shí)，使所述飛機(jī)在地面的飛行軌跡始終保持在所述衛(wèi)星在地面軌跡飛行正方向的左側(cè)。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的天基雙基地雷達(dá)飛行狀態(tài)的配置方法，其特征在于，對于左側(cè)視接收天線陣的所述接收機(jī)，當(dāng)所述飛機(jī)與所述衛(wèi)星同向飛行時(shí)，使所述飛機(jī)在地面的飛行軌跡始終保持在所述衛(wèi)星在地面軌跡飛行正方向的左側(cè)；當(dāng)所述飛機(jī)與所述衛(wèi)星異向飛行時(shí)，使所述飛機(jī)在地面的飛行軌跡始終保持在所述衛(wèi)星在地面軌跡飛行正方向的右側(cè)。
【文檔編號】G01S7/36GK106019242SQ201410016474
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2014年1月15日
【發(fā)明人】曲衛(wèi), 賈鑫, 朱衛(wèi)綱, 楊君, 李云濤
【申請人】曲衛(wèi)