飛行器遙測跟蹤的多模式自動轉(zhuǎn)換方法研究*

張 娜，劉 穎，付慶勇，張 軍，呂彥東

（中國人民解放軍63850部隊 白城 137000）

引 言

遙測是飛行器試驗任務(wù)重要的測試手段之一，而保證遙測數(shù)據(jù)有效性是完成試驗任務(wù)的關(guān)鍵環(huán)節(jié)之一。遙測數(shù)據(jù)有效性主要由遙測跟蹤系統(tǒng)、信道系統(tǒng)、解調(diào)系統(tǒng)等部分共同保證，其中遙測跟蹤系統(tǒng)用于控制天線始終對準(zhǔn)目標(biāo)，以獲得最強的射頻遙測信號[1]。

遙測跟蹤系統(tǒng)常用的跟蹤模式有自跟蹤、外引導(dǎo)、程控引導(dǎo)等自動跟蹤模式，也有手動跟蹤模式，這些跟蹤模式在不同遙測試驗中各有優(yōu)點，同時也存在自身的不足之處，因此經(jīng)常需要多種跟蹤模式變換使用、協(xié)同工作，才能確保遙測數(shù)據(jù)的有效性[2]。本文主要針對遙測全軌道跟蹤過程中經(jīng)常需要變換跟蹤模式的問題，力圖建立一種遙測多模式自動轉(zhuǎn)換方法，評估并約束遙測試驗中的各種跟蹤模式，實現(xiàn)遙測天線的自動跟蹤、自動評估、自動轉(zhuǎn)換，從而提高跟蹤的時效性和穩(wěn)定性。

1 遙測跟蹤的多模式聯(lián)合工作需求

飛行器試驗中需要通過遙測獲取足夠的試驗數(shù)據(jù)信息，但飛行試驗最突出的特點是飛行過程的不確定性，如飛行距離、飛行航線、空中動作等變化導(dǎo)致實際情況與理論上存在著較大的差異，一旦飛行試驗出現(xiàn)異常情況，遙測數(shù)據(jù)將是分析故障原因和改進系統(tǒng)設(shè)計的重要參考依據(jù)之一。因此，如何快速、準(zhǔn)確跟蹤捕獲到異常飛行的空間目標(biāo)，是遙測跟蹤系統(tǒng)必須解決的問題之一。

遙測地面站可靠接收遙測數(shù)據(jù)的基本前提是遙測天線始終對準(zhǔn)目標(biāo)，在跟蹤飛行正常的空間目標(biāo)時，目標(biāo)飛行航線一般較為穩(wěn)定，因而遙測天線運動軌跡也較為平滑，不易丟失目標(biāo)。而在跟蹤飛行異?；蜻M行特定動作的空間目標(biāo)時，由于目標(biāo)距離、高度、姿態(tài)等可能發(fā)生劇烈變化，導(dǎo)致遙測天線極易丟失目標(biāo)[3]。下面試舉例分析。

圖1是某型導(dǎo)彈靶試過程中的飛行高度示意圖，導(dǎo)彈發(fā)動機二級點火失敗，導(dǎo)彈快速下降。該型導(dǎo)彈以往多次試驗中，飛行航跡與理論彈道吻合良好，對遙測而言適合采用程序跟蹤模式，即根據(jù)理論彈道及射擊諸元計算出遙測天線每秒應(yīng)處于的方位、俯仰角度，裝訂到天控驅(qū)動系統(tǒng)，待接收到起飛信號后天線自動按預(yù)設(shè)的角度值進行有序運轉(zhuǎn)。一旦武器飛行異常，由于高度和距離的急劇變化，天線采用程序跟蹤將無法捕獲目標(biāo)，為此在遙測接收信號變差時，需要快速轉(zhuǎn)換到外引導(dǎo)跟蹤或自跟蹤模式。

圖2是某飛行器航跡圖，其中遙測地面站布置在落點附近，針對掛飛速度、飛行高度、彈載發(fā)射天線等技術(shù)參數(shù)，采用自跟蹤模式實現(xiàn)對該飛行器遙測信號的接收。但是載機進行轉(zhuǎn)彎動作時，由于該飛行器掛于載機下方，輻射的遙測信號大部分被遮擋，只有極少部分通過直射或多徑反射到達遙測地面站，造成自跟蹤接收機收到的遙測信號幅值較小，且電信號參數(shù)不穩(wěn)定，不利于遙測地面站采用自跟蹤模式，因此需要轉(zhuǎn)換到外引導(dǎo)跟蹤模式。載機轉(zhuǎn)彎過程時間較短，轉(zhuǎn)彎后迅速進入投彈準(zhǔn)備程序，準(zhǔn)備過程中遙測和雷達設(shè)備均能有效跟蹤該飛行器。但投彈時，由于載機伴飛和已分離的飛行器相對目標(biāo)較小，雷達在一段時間內(nèi)不能可靠分辨、捕獲目標(biāo)，因此需要再次將跟蹤模式由外引導(dǎo)轉(zhuǎn)換到自跟蹤模式。

圖1 某型導(dǎo)彈飛行異常圖Fig.1 Abnormal trajectory of a missile

圖2 某機載飛行器轉(zhuǎn)彎圖Fig.2 Trajectory of an airborne craft

在各種飛行試驗中，為了可靠跟蹤、捕獲空間目標(biāo)，遙測地面站經(jīng)常需要在自跟蹤、外引導(dǎo)、程控引導(dǎo)等跟蹤模式之間轉(zhuǎn)換。以往的轉(zhuǎn)換方法是一旦發(fā)現(xiàn)某種跟蹤方式不能有效捕獲遙測目標(biāo)后，馬上通過人眼觀察其它幾種跟蹤方式提供的參數(shù)信息，如引導(dǎo)數(shù)據(jù)是否有效、自跟蹤誤差信號和AGC電平等，通過人工判別轉(zhuǎn)換到適合的跟蹤模式。這種方法存在隨意性強、反應(yīng)慢等缺點，而跟蹤模式轉(zhuǎn)換的時刻通常都是被跟蹤目標(biāo)執(zhí)行特定動作或飛行異常開始的時刻，該時段的遙測數(shù)據(jù)對于分析系統(tǒng)性能具有非常關(guān)鍵的作用，因此有必要提高遙測跟蹤模式的時效性和穩(wěn)定性，使遙測跟蹤模式由手動切換向自動控制方向發(fā)展[4]。

2 遙測跟蹤的多模式自動轉(zhuǎn)換

遙測有自跟蹤、外引導(dǎo)、程控等多種跟蹤方式，每種跟蹤模式都具有其自身特點，是否滿足跟蹤狀態(tài)是由多個條件決定的。遙測跟蹤多模式自動轉(zhuǎn)換的核心就是在跟蹤空間目標(biāo)的同時，評估其它跟蹤模式的有效性，一旦出現(xiàn)遙測信號接收異常的情況，將自動轉(zhuǎn)入最有可能再次跟蹤到目標(biāo)的跟蹤模式，實現(xiàn)遙測全程跟蹤過程中的自動、無人操作。

2.1 自跟蹤模式

常用的自跟蹤體制，其跟蹤環(huán)路基本相同，以圓錐掃描體制和單脈沖單通道體制使用最為廣泛，區(qū)別在于饋源網(wǎng)絡(luò)和接收機的角誤差檢出設(shè)備不同[5]。以圓錐掃描自跟蹤體制為例，自跟蹤狀態(tài)由跟蹤接收機提供的參數(shù)決定，自跟蹤模式唯一的信號來源是空間無線電遙測信號，狀態(tài)是否有效的決定因素是方位誤差電壓Ua、俯仰誤差電壓Ue、第一級AGC增益電壓Uagc1、第二級AGC增益電壓Uagc2，其中Ua、Ue大于1.0V為有效，Uagc1、Uagc2大于1.0V為有效。設(shè)當(dāng)前時間t0，之前一段時間為Δtb，實質(zhì)上就是根據(jù)Δtb區(qū)間的Ua、Ue、Uagc1、Uagc2的統(tǒng)計數(shù)據(jù)，估算出t0時刻轉(zhuǎn)換到自跟蹤模式的可靠程度。自跟蹤模式的有效性計算公式如式（1）所示。

其中，F(xiàn)Auto表示自跟蹤模式有效性的估算結(jié)果，n為參與計算的數(shù)據(jù)元素長度，αi為參與計算的數(shù)據(jù)元素優(yōu)先因子，F(xiàn)U為參與計算的單個數(shù)據(jù)的有效性。

FAuto值越大，表示自跟蹤模式的可靠性越高。當(dāng)目標(biāo)相對于測站的運動是以水平方向為主時，α1取值較大；當(dāng)目標(biāo)相對于測站的運動是以垂直方向為主時，α2取值較大。當(dāng)目標(biāo)信號較強或是距離較近時，α3取值較大；當(dāng)目標(biāo)信號較弱或是距離較遠(yuǎn)時，α4取值較大。

2.2 外引導(dǎo)模式

外引導(dǎo)跟蹤是遙測地面站頻繁采用的一種跟蹤模式，特別是在再次捕獲過程中得到了廣泛應(yīng)用。外引導(dǎo)跟蹤就是采用光測、雷測等實時傳輸?shù)哪繕?biāo)空間定位信息，經(jīng)過一系列轉(zhuǎn)換計算后，得出當(dāng)前遙測天線應(yīng)處于的角度，通過直接將角度信息發(fā)送給ADU單元實現(xiàn)對目標(biāo)信號的跟蹤。外引導(dǎo)數(shù)據(jù)包含外測數(shù)據(jù)的時間、數(shù)據(jù)狀態(tài)、距離、方位角度、俯仰角度等信息，判斷外引導(dǎo)數(shù)據(jù)是否連續(xù)有效的依據(jù)是根據(jù)t0時刻之前Δtb區(qū)間的數(shù)據(jù)狀態(tài)s、距離R、角度A和E，模擬出t0時刻之后的目標(biāo)彈道信息，并跟蹤這些信息，計算出t0時刻轉(zhuǎn)換到外引導(dǎo)模式的可信程度[4]。外引導(dǎo)數(shù)據(jù)的有效性公式如式（2）所示。

其中，F(xiàn)con為外引導(dǎo)數(shù)據(jù)有效性的估算結(jié)果，n為參與計算的數(shù)據(jù)元素長度，βi為參與計算的數(shù)據(jù)元素加權(quán)因子；R、A、E為外引導(dǎo)的數(shù)據(jù)值。

Fcon值越大，表示外引導(dǎo)數(shù)據(jù)的有效性越高。當(dāng)外引導(dǎo)設(shè)備以雷達為主時，β取值較大。當(dāng)外引1導(dǎo)設(shè)備以光測設(shè)備為主時，β2和β3取值較大，其中，當(dāng)目標(biāo)相對于測站的運動是以水平方向為主時，β2取值相對更大一些；當(dāng)目標(biāo)相對于測站的運動是以垂直方向為主時，β3取值相對更大一些。

外引導(dǎo)數(shù)據(jù)一般每秒傳輸20次，在短時間內(nèi)就能積累較多的數(shù)據(jù)，在估算出數(shù)據(jù)有效性的基礎(chǔ)上，外引導(dǎo)模式的有效性如式（3）所示。

其中，F(xiàn)Usher表示外引導(dǎo)模式有效性的估算結(jié)果，F(xiàn)s為轉(zhuǎn)換時刻外引導(dǎo)數(shù)據(jù)有效性的估計值，αi表示參與計算的數(shù)據(jù)元素優(yōu)先因子。

FUsher值越大，表示外引導(dǎo)模式的有效性越高。為提高Fs在外引導(dǎo)模式有效性計算中的比重，通常將α1取值較大，α2取值較小。

2.3 程控跟蹤模式

程控跟蹤就是根據(jù)預(yù)先給定的理論彈道信息，計算并驅(qū)動遙測天線轉(zhuǎn)動到相應(yīng)時刻的方位、俯仰位置。該跟蹤方式對于跟蹤飛行軌跡穩(wěn)定的目標(biāo)非常有效，特別是某些發(fā)射后無動力、無制導(dǎo)的飛行器。其最大的缺點是：一旦飛行器飛行異常，程控跟蹤依舊按預(yù)定程序執(zhí)行，將無法接收到彈道變化后的目標(biāo)遙測信號。為盡可能保障遙測信號的完整接收，時刻需要監(jiān)視程控跟蹤狀態(tài)，必要時需要快速轉(zhuǎn)換到外引導(dǎo)模式或自跟蹤模式。

某些特殊情況下，如飛行器從高空轉(zhuǎn)為低空巡航時，雷達不易跟蹤目標(biāo)，若自跟蹤狀態(tài)也不能滿足，則需要轉(zhuǎn)換到程控跟蹤。程控跟蹤狀態(tài)有效的主要決定因素是目標(biāo)當(dāng)前實測的距離、高度、橫偏、矢量速度與相應(yīng)時刻理論彈道的差異，其中實測目標(biāo)參數(shù)由各種外測設(shè)備提供。設(shè)當(dāng)前時間t0，飛行距離r0，高度h0，橫偏p0，速度v0，理論彈道相近時刻的參數(shù)依次為之前一段時間為Δtb，之后一段時間為Δtf，實質(zhì)上就是根據(jù)Δtb區(qū)間的理論彈道與實測參數(shù)、Δtf區(qū)間的理論彈道與模擬計算的彈道參數(shù)，計算出t0時刻前后飛行器實際飛行與實驗?zāi)M之間的差異，進行彈道相似分析后，確定t0時刻轉(zhuǎn)換到程控跟蹤模式的有效程度。程控跟蹤模式Δtb內(nèi)的彈道相似系數(shù)計算公式如式（4）所示。

其中，F(xiàn)sim1表示程控跟蹤前Δtb的彈道相似性估算結(jié)果，n為參與計算的數(shù)據(jù)元素長度，β為參與計算的數(shù)據(jù)元素加權(quán)因子，r、h、p為程控跟蹤模式下獲得的目標(biāo)空間位置信息，r′、h′、p′為實驗室模擬的目標(biāo)理論彈道。

Fsim1值越大，表示彈道相似性越高。對于彈道中段或平飛段，β取值較大；對于彈道上升段，β12取值較大；對于彈道下降段，β3取值較大。

程控跟蹤模式的有效性不僅取決于前段Δtb時間內(nèi)的相似性，而且需要根據(jù)已知數(shù)據(jù)推算后段時間Δtf內(nèi)的相似性，計算出該模式的總有效性[5]，計算公式如式（5）所示。

其中，F(xiàn)Pro為程控跟蹤模式有效性的估算結(jié)果，α為參與計算的分時加權(quán)因子，F(xiàn)(r,h,p)為實驗室彈道模擬函數(shù)。

FPro值越大，表示程控跟蹤模式的有效性越高。為提高Fsim1在程控跟蹤模式有效性計算中的比重，通常將α1取值較大，α2取值較小。

圖3 遙測跟蹤模式轉(zhuǎn)換Fig.3 Multi-mode switching for telemetry tracking

2.4 遙測跟蹤模式轉(zhuǎn)換程序設(shè)計

在多種跟蹤模式的實時控制中，每次只能有一個跟蹤模式處于工作狀態(tài)，且由于每種飛行器空中飛行狀態(tài)不一，相應(yīng)有一種較合適的跟蹤方式，即該跟蹤模式在轉(zhuǎn)換時具有一定的優(yōu)先權(quán)。在計算各種跟蹤模式當(dāng)前時刻有效性的基礎(chǔ)上，通過加權(quán)比較擇優(yōu)，轉(zhuǎn)換至合適的跟蹤模式。遙測跟蹤模式轉(zhuǎn)換如圖3所示。

由此得到，遙測多模式自動轉(zhuǎn)換跟蹤方式優(yōu)選計算公式為：

式（6）中權(quán)值α的選取，需要根據(jù)試驗中的不同情況而定。一般而言，自跟蹤是首選，其次是外引導(dǎo)，最后是程控跟蹤。但是，在一些特殊情況下，需要做一些調(diào)整。例如，遙測地面站位于火箭尾焰覆蓋區(qū)、目標(biāo)疾速轉(zhuǎn)彎、機翼遮擋天線等情況，會造成遙測信號衰減，自跟蹤容易丟失，此時應(yīng)降低自跟蹤權(quán)值，提高外引導(dǎo)權(quán)值。在涉及諸如機彈分離等多目標(biāo)切換的情況下，雷達識別會出現(xiàn)空白期，此時應(yīng)提高自跟蹤權(quán)值，降低外引導(dǎo)權(quán)值。而對于一些相對成熟的飛行器試驗，產(chǎn)品性能穩(wěn)定，理論彈道精確，則可以適當(dāng)提高程控跟蹤的權(quán)值。

表1列出了不同情況下各權(quán)值選取的參考值。

表1 權(quán)值選取Table 1 Selection of weight

2.5 遙測跟蹤多模式自動轉(zhuǎn)換方法在飛行器飛行試驗中的應(yīng)用

為驗證該方法的合理性，在航模搭載信號源模擬驗證飛行試驗中，一臺遙測地面站采用手動操作，另外一臺采用多模式自動轉(zhuǎn)換跟蹤方式進行操作，遙測數(shù)據(jù)記錄時刻以同一時刻的同一幀計數(shù)為準(zhǔn)，連續(xù)工作20min，Δt取120s。由于航模轉(zhuǎn)彎和俯沖對遙測信號的影響，遙測數(shù)據(jù)必然會出現(xiàn)或多或少的數(shù)據(jù)丟失情況。在多次掛飛試驗中，遙測跟蹤系統(tǒng)根據(jù)不同飛行情況，按表1分別預(yù)設(shè)模式1：自跟蹤優(yōu)先權(quán)值為0.8，外引導(dǎo)優(yōu)先權(quán)值為0.7；模式2：自跟蹤優(yōu)先權(quán)值為0.7，外引導(dǎo)優(yōu)先權(quán)值為0.8。經(jīng)過試后數(shù)據(jù)處理，這兩種參數(shù)設(shè)置的多模式自動轉(zhuǎn)換跟蹤方式與手動操作方式的遙測數(shù)據(jù)錄取率對比如圖4所示[6]。

圖4 多模式自動轉(zhuǎn)換跟蹤方式和手動操作的數(shù)據(jù)錄取率對比Fig.4 Data acceptance rate comparison of multi-mode automatic switching and manual operation

通過圖4可以看出，多模式自動轉(zhuǎn)換跟蹤方式的總體數(shù)據(jù)錄取率要大于手動操作，且由于目標(biāo)進行較長時間的飛行，通視條件較好，滿足自跟蹤模式的時間較多，因此預(yù)設(shè)自跟蹤模式優(yōu)先的數(shù)據(jù)錄取率也較大。

在某飛行器修正技術(shù)試驗中，一臺遙測地面站采用程控操作，另外一臺采用多模式自動轉(zhuǎn)換跟蹤方式進行操作，并設(shè)置程控跟蹤方式具有較高的優(yōu)先權(quán)值，其它初始參數(shù)設(shè)置不變。在對一次異常飛行的遙測數(shù)據(jù)進行試后處理后，不同跟蹤方式的兩臺遙測地面站數(shù)據(jù)錄取率如圖5所示。

圖5 多模式自動轉(zhuǎn)換跟蹤與程控跟蹤的數(shù)據(jù)錄取率對比Fig.5 Data acceptance rate comparison of multi-mode automatic switching and program-control-tracking

由圖5可以看出，多模式自動轉(zhuǎn)換跟蹤方法的數(shù)據(jù)錄取率遠(yuǎn)大于程控跟蹤。實際情況是該目標(biāo)主動段飛行后就偏離正常航道，此時程控跟蹤繼續(xù)采用原有模式，而多模式自動轉(zhuǎn)換跟蹤方式在信號變差時自動切換到外引導(dǎo)模式，提高了試驗任務(wù)的數(shù)據(jù)有效性。

3 結(jié)束語

本文通過一種遙測跟蹤多模式自動轉(zhuǎn)換方法實現(xiàn)飛行器試驗中遙測天線的自動跟蹤，可以適應(yīng)各種試驗過程中的意外情況，最大限度地跟蹤捕獲目標(biāo)，大幅度提高遙測試驗中的數(shù)據(jù)有效性，為飛行器性能分析和設(shè)計方案改進提供有力的依據(jù)。