本發(fā)明涉及天線測向技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種機載雙天線測向方法及裝置。

背景技術(shù)：

現(xiàn)有技術(shù)中對飛行載體的定位采用絕對定位方式，這種定位方法容易受到衛(wèi)星誤差、大氣傳播誤差等因素的影響，定位誤差較大，往往不能體現(xiàn)載波相位高精度測量的優(yōu)點。為解決上述問題，需要提出一種相對定位方法對飛行載體實現(xiàn)定位。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的旨在至少解決所述技術(shù)缺陷之一。

為此，本發(fā)明的目的在于提出一種機載雙天線測向方法及裝置，可以盡量消除各種誤差干擾的影響，實現(xiàn)快速準確地得到兩個天線的坐標，采用航向解算方法和載波相對定位原理可以很容易確定所要測量的具體數(shù)據(jù)。

為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明的實施例提供一種機載雙天線測向方法，包括如下步驟：

步驟s1，采用載波相位測量定位方法計算出機載第一天線和機載第二天線的空間坐標；

步驟s2，根據(jù)所述機載第一天線和機載第二天線的空間坐標，計算由所述機載第一天線指向所述機載第二天線的方向向量；

步驟s3，根據(jù)所述方向向量計算載體的航向角和俯仰角。

進一步，在所述步驟s1中，計算由所述機載第一天線指向所述機載第二天線的向量方向，包括：

設(shè)置機載第一天線的坐標為(x1,y1,z1)，機載第二天線的坐標為(x2,y2,z2)；

計算由所述機載第一天線指向所述機載第二天線的方向向量，沿x,y,z軸三個方向的分量為：

δx＝x2-x1；δy＝y(tǒng)2-y1；δz＝z2-z1。

進一步，在所述步驟s2中，計算載體的航向角和俯仰角θ分別為：

本發(fā)明實施例還提出一種機載雙天線測向裝置，包括：天線空間坐標測量模塊、方向向量計算模塊和角度計算模塊，其中，

所述天線空間坐標測量模塊用于采用載波相位測量定位方法計算出機載第一天線和機載第二天線的空間坐標；

所述方向向量計算模塊與所述天線空間坐標測量模塊相連，用于根據(jù)所述機載第一天線和機載第二天線的空間坐標，計算由所述機載第一天線指向所述機載第二天線的方向向量；

所述角度計算模塊與所述方向向量計算模塊相連，用于根據(jù)所述方向向量計算載體的航向角和俯仰角。

進一步，所述方向向量計算模塊計算由所述機載第一天線指向所述機載第二天線的向量方向，包括：

設(shè)置機載第一天線的坐標為(x1,y1,z1)，機載第二天線的坐標為(x2,y2,z2)；

計算由所述機載第一天線指向所述機載第二天線的方向向量，沿x,y,z軸三個方向的分量為：

δx＝x2-x1；δy＝y(tǒng)2-y1；δz＝z2-z1。

進一步，所述角度計算模塊計算載體的航向角和俯仰角θ分別為：

根據(jù)本發(fā)明實施例的機載雙天線測向方法及裝置，采用載波相位測量定位技術(shù)獲取機載雙天線的坐標，并根據(jù)坐標計算方向向量，進而根據(jù)方向向量計算出載體的航向角和俯仰角，從而實現(xiàn)對載體的定位跟蹤。本發(fā)明采用航向解算方法和載波相對定位原理，從而可以很容易確定所要測量的具體數(shù)據(jù)。本發(fā)明通過采用載波相位測量定位技術(shù)，可以盡量消除各種誤差干擾的影響，實現(xiàn)快速準確地得到兩個天線的坐標，這種方式獲取的天線坐標準確率更高。

本發(fā)明附加的方面和優(yōu)點將在下面的描述中部分給出，部分將從下面的描述中變得明顯，或通過本發(fā)明的實踐了解到。

附圖說明

本發(fā)明的上述和/或附加的方面和優(yōu)點從結(jié)合下面附圖對實施例的描述中將變得明顯和容易理解，其中：

圖1為根據(jù)本發(fā)明實施例的機載雙天線測向方法的流程圖；

圖2為根據(jù)本發(fā)明實施例的方向向量的姿態(tài)示意圖；

圖3為根據(jù)本發(fā)明實施例的載波相位測量示意圖；

圖4為根據(jù)本發(fā)明實施例的載波相位測量原理示意圖；

圖5為根據(jù)本發(fā)明實施例的機載雙天線測向裝置的結(jié)構(gòu)圖。

具體實施方式

下面詳細描述本發(fā)明的實施例，實施例的示例在附圖中示出，其中自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制。

如圖1所示，本發(fā)明實施例的機載雙天線測向方法，包括如下步驟：

步驟s1，采用載波相位測量定位方法計算出機載第一天線和機載第二天線的空間坐標。

下面首先對載波相位測量定位方法的原理進行說明。

北斗/gps定位定向設(shè)備的核心定位算法是載波相位測量定位，由于其載波波長短，因而在測量精度上擁有較明顯的優(yōu)勢，能達到很高的測量精度。載波相位測量定位方法是將bd接收機所接收到的衛(wèi)星載波信號與接收機晶振產(chǎn)生的參考信號的相位差作為觀測量。在接收到的bd信號中，由于載波信號已進行相位調(diào)制，調(diào)制后的信號載波相位已不再連續(xù)，所以需要對載波相位進行解調(diào)并重建載波。載波信號不能直接使用，必須在解調(diào)之后，才可以便可以用于載波相位測量。

如圖3所示，衛(wèi)星s發(fā)出初始相位為的載波信號，此信號經(jīng)過傳輸距離ρ后到達接收機u處，此時信號的相位為由此可知由s至u的相位變化為信號的傳輸距離為ρ，相位變化為其中既包括了載波相位的整周數(shù)變化和變化不足一周的小數(shù)部分。衛(wèi)星s到接收機u的距離ρ可以表示為：

式(1)中，n0為載波相位的整周數(shù)，為載波相位變化不足一周的小數(shù)部分，λ為bd信號載波的波長。

在實際觀測中，是由衛(wèi)星發(fā)出的，無法直接測量。相位測量過程中，需要在復現(xiàn)一個頻率和相位與衛(wèi)星載波信號完全相同的本地信號。利用本地復現(xiàn)信號的相位與衛(wèi)星載波信號的相位比對。接收機的振蕩器能夠產(chǎn)生這個基準信號。下圖表示了載波相位測量的原理。

如圖4所示，載波信號測量時，當觀測時間為t0時，接收機基準信號的載波相位為接收機收到衛(wèi)星載波信號的相位為測定此時的相位差為表達式為：

式(2)中為整周載波數(shù)。在實際測量過程中，整周數(shù)部分是無法直接確定，只能測量不足一周的小數(shù)部分所以將稱為整周模糊度。

首次測量后，接收機跟蹤衛(wèi)星，連續(xù)測量載波信號的整周相位變化。從t0到t1時刻，測得的整周模糊度為δn；在t1時刻，接收機基準載波信號相位為和接收到衛(wèi)星載波信號相位為兩者間的關(guān)系式為：

依此類推，在時間tj時刻，接收機接收到了ti時刻發(fā)出的衛(wèi)星信號，其傳輸時間為δτ＝tj-ti.考慮到衛(wèi)星時鐘和接收機時鐘同系統(tǒng)時鐘的差值，得到ti＝ti+δti和tj＝tj+δtj，其中ti和tj分別為衛(wèi)星和接收機的鐘面時刻，δti和δtj分別為ti和tj時刻的鐘差。根據(jù)上式，得到tj的載波觀測量：

式(4)中δn表示首次觀測到時刻tj時的整周模糊度變化量。

震蕩頻率較為穩(wěn)定是衛(wèi)星時鐘和接收機時鐘的基本特點，因此可以將信號的相位與頻率的關(guān)系近似表示為：

上式中f為信號頻率，δτ為微小時間間隔。

設(shè)f^s為衛(wèi)星發(fā)射的載波頻率，fu為接收機產(chǎn)生的基準頻率，且f^s＝fu＝f，考慮tj＝ti+δτ,則有

根據(jù)式(5)和式(6)，式(4)可以改寫為

考慮ρion和ρtro為包含在傳播距離ρ中的電離層和對流層誤差對定位的影響，則有

上式中c為電磁波傳播速度亦即是光速，ρ為從衛(wèi)星到接收機的距離，代入式(7)得到

式(8)即為接收機u對衛(wèi)星s的載波相位方程。方程右邊各項均含有未知數(shù)，采用線性化方法，對進行ρ線性化。實際測量中是未知的，需要使用一定的方法才能確定。

采用上述載波相位測量定位方法，可以盡量消除各種誤差干擾的影響，例如大氣誤差和衛(wèi)星誤差的干擾，實現(xiàn)快速準確地得到兩個天線的坐標。

步驟s2，根據(jù)機載第一天線和機載第二天線的空間坐標，計算由機載第一天線指向機載第二天線的方向向量。

具體地，載體在測向或測姿時，需要確定第一天線指向第二天線的向量方向。當在三維空間中確定此向量方向后，載體的二維姿態(tài)(航向角和俯仰角)就完全的確定下來。

為此，在本步驟中，首先計算由機載第一天線指向機載第二天線的方向向量。

設(shè)第一天線位于點a也就是原點位置，第二天線位于點b，其分別對應的坐標為(x1,y1,z1)和(x2,y2,z2)。

如圖2所示，當解算確定a，b兩點在wgs-84坐標系下的坐標后，由a點指向b點的向量分別沿x,y,z軸三個方向的分量為：

δx＝x2-x1；

δy＝y(tǒng)2-y1；

δz＝z2-z1(10)

步驟s3，根據(jù)方向向量計算載體的航向角和俯仰角。

根據(jù)步驟s2中計算得到的由a點指向b點的向量沿x,y,z軸三個方向的分量，計算載體的航向角和俯仰角θ分別為：

其中，向量確定的航向角為在xoy平面上的投影與y軸的夾角；向量確定的俯仰角θ為與xoy平面的夾角。

需要說明的是：在測向過程中航向角的變化范圍為0～360°，俯仰角θ的變化范圍為-90～+90°。由地理坐標系的定義知道x軸指向正東方，其又被稱為東北天坐標系，所以偏航角也可看成向量或載體與正東方的夾角。由此，通過坐標變化以及基線向量的三維空間處理，只要確定了兩個天線的空間坐標，即可很方便的計算出向量的航向角和俯仰角，實現(xiàn)對載體的定位跟蹤。

如圖5所示，本發(fā)明實施例的機載雙天線測向裝置，包括：天線空間坐標測量模塊1、方向向量計算模塊2和角度計算模塊3。

具體地，天線空間坐標測量模塊1用于采用載波相位測量定位方法計算出機載第一天線和機載第二天線的空間坐標。

采用上述載波相位測量定位方法，可以盡量消除各種誤差干擾的影響，例如大氣誤差和衛(wèi)星誤差的干擾，實現(xiàn)快速準確地得到兩個天線的坐標。設(shè)計算得到的第一天線位于點a也就是原點位置，第二天線位于點b，其分別對應的坐標為(x1,y1,z1)和(x2,y2,z2)。

方向向量計算模塊2與天線空間坐標測量模塊1相連，用于根據(jù)機載第一天線和機載第二天線的空間坐標，計算由機載第一天線指向機載第二天線的方向向量。

當天線空間坐標測量模塊1解算確定a，b兩點在wgs-84坐標系下的坐標后，方向向量計算模塊2計算由a點指向b點的向量分別沿x,y,z軸三個方向的分量為：

δx＝x2-x1；

δy＝y(tǒng)2-y1；

δz＝z2-z1。

角度計算模塊3與方向向量計算模塊2相連，用于根據(jù)方向向量計算載體的航向角和俯仰角。其中，

表1示出了本發(fā)明實施例的機載雙天線測向裝置的參數(shù)。

表1

根據(jù)本發(fā)明實施例的機載雙天線測向方法及裝置，采用載波相位測量定位技術(shù)獲取機載雙天線的坐標，并根據(jù)坐標計算方向向量，進而根據(jù)方向向量計算出載體的航向角和俯仰角，從而實現(xiàn)對載體的定位跟蹤。本發(fā)明采用航向解算方法和載波相對定位原理，從而可以很容易確定所要測量的具體數(shù)據(jù)。本發(fā)明通過采用載波相位測量定位技術(shù)，可以盡量消除各種誤差干擾的影響，實現(xiàn)快速準確地得到兩個天線的坐標，這種方式獲取的天線坐標準確率更高。

在本說明書的描述中，參考術(shù)語“一個實施例”、“一些實施例”、“示例”、“具體示例”、或“一些示例”等的描述意指結(jié)合該實施例或示例描述的具體特征、結(jié)構(gòu)、材料或者特點包含于本發(fā)明的至少一個實施例或示例中。在本說明書中，對上述術(shù)語的示意性表述不一定指的是相同的實施例或示例。而且，描述的具體特征、結(jié)構(gòu)、材料或者特點可以在任何的一個或多個實施例或示例中以合適的方式結(jié)合。

盡管上面已經(jīng)示出和描述了本發(fā)明的實施例，可以理解的是，上述實施例是示例性的，不能理解為對本發(fā)明的限制，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員在不脫離本發(fā)明的原理和宗旨的情況下在本發(fā)明的范圍內(nèi)可以對上述實施例進行變化、修改、替換和變型。本發(fā)明的范圍由所附權(quán)利要求及其等同限定。