【正文】 (2) 視頻與遙測共用天線 當視頻傳輸和遙測的載波頻段比較接近時，為了減少天線個數，可以采用視頻傳輸與遙測。 (1) 遙控與遙測共用天線 當遙控和遙測的載波頻段比較接近時，為了減少天線個數，可以采用遙控與遙測共用天線方案。無人機系統(tǒng)往往對設備的規(guī)模和成本有特殊的要求，復雜的系統(tǒng)必然給設備 (特別是天線 )小型化和機動性造成困難。機載終端處理機完成遙控數據的基帶解調和解碼，遙測數據的編碼和基帶調制，以及測距信號的同步。其中終端處理機完成收發(fā)信機輸入輸出基帶信號的變換和處理。機載設備也稱機載數據終端，包括機載天線、遙控接收機、遙測發(fā)射機、視頻發(fā)射機和終端處理機等。 無人機數據鏈基本組成如圖 4－ 2 所示。測控站通過上行無線鏈路向無人機發(fā)送遙控指令和數據 ，無人機通過下行無線鏈路向測控站回傳無人機狀態(tài)數據和任務傳感器所獲取的視頻偵察信息。為了簡化系統(tǒng)，視頻信息傳輸和遙測可共用一個信道。偵察信息要求有比遙控和遙測數據高得多的傳輸帶寬 (一般要幾兆赫，最高的可達幾十兆赫，甚至上百兆赫 )。 信息傳輸是無人機系統(tǒng)完成偵察任務的關鍵。圖像偵察信息的信號形式因圖像傳感器類型有所區(qū)別，有電視攝像機的模擬或數字 電視信號，有成像雷達或行掃式攝像機的圖片數據信號。 信息傳輸 無人機信息傳輸就是通過下行無線信道向測控站傳送由機載任務傳感器所獲取的視頻偵察信息。如果這種高增 益定向天線能自動跟蹤無人機，即具有了跟蹤測角能力，那么再結合測距功能就可實現對無人機的跟蹤定位。 對于遠距離飛行的無人機，測控站天線一般采用高增益定向天線。然而，在有些不能完全依賴機上導航定位的情況下，則需要由測控站對無人機進行測角和測距，確定無人機與測控站的相對位置，再結合測控站本身的位置，就可實現對無人機的跟蹤定位。這既是操縱無人機的要求，也是對偵察目標進行定位的 需要。通常采取糾錯編碼等措施提高遙測數據的傳輸質量。無人機遙測的設計應重視數據的傳輸質量。 在現代先進的無人機系統(tǒng)中，遙測的作用為 ： ? 下行傳輸無人機的各種飛行狀態(tài)數據； ? 下行傳輸無人機的機載設備狀態(tài)數據； ? 下行傳輸測距碼，實現對無人機的測距； ? 提供測控站跟蹤測角的信標。通過遙測傳回的測距碼，與發(fā)送的測距碼進行比對，能夠完成無人機相對測控站的斜距測量。操縱人員借助這些數據可以方便地對無人機及其任務設備進行操縱，完成各種任務。 (2) 51 遙測 遙測是了解無人機狀態(tài)和對其實施遙控的必要監(jiān)測手段。遙控指令和數據的傳輸一般在較低碼速率下進行，保證足夠的信道電平并不困難。在現代先進的無人機系統(tǒng)中，遙控的作用可歸納如下： ? 對無人機飛行的遠距離操縱； ? 對無人機機載設備的遠距離控制； ? 上行測距碼 的傳輸； ? 供無人機導航用的數據 (包括航路設置或修改數據、測控站位置、由測控站測定的無人機位置、差分 GPS 修正數據等 )的上行傳輸。 遙控 遙控是無人機數據鏈必備的功能，用于實現對無人機和任務設備的遠距離操作。設計涉及到遙控遙測、跟蹤定位、圖像傳輸、微波通信、衛(wèi)星通信、抗干擾通信、天線伺服、自動控制和計算機應用等多個技術領域，是一項復雜的信息系統(tǒng)工程。 復合制導常在初始段和中段采用自主式或指令制導模式，而在末段上采用尋的制導模式，以達到高的導引精度。 采用復合制導系統(tǒng)的目的是使無人機在完成戰(zhàn)術技術指標時，更好地發(fā)揮 各種制導體制的優(yōu)越性。 (2) 49 自動駕駛儀：改善機體的控制特性，按照指令要求控制飛機飛行。 尋的制導控制系統(tǒng)主要由尋的導引頭、制導指令形成裝置、自動駕駛儀三部分組成，各組成部分功能分別為： 導引頭：測量飛機和目標的相對運動，輸出相應的制導誤差信息，同時穩(wěn)定導引頭天線盡可能消除機體運動所造成的耦合。 尋的制導系統(tǒng) 采用尋的制導系統(tǒng)的無人機能夠自主地搜索、捕捉、識別、跟蹤目標，其尋的裝置都裝在無人機上，直接接收目標發(fā)射或反射的信息，確定目標在框架坐標系中的位置以及瞄準軸與目標間的偏差大小，由偏差信號與某些測量裝置產生的信號一起組成制導信號，導引無人機改變速度矢量，進而改變與目標間的偏差量。 (2) 48 (2) 駕束制導系統(tǒng) 駕束制導系統(tǒng)由指揮站和無人機上的制導控制裝置組成。傳統(tǒng)遙控制導分為指令制導和駕束制導兩大類。但隨著近來各種數據融合技術的發(fā)展，采用 GPS/INS 的精確制導能力有大幅度提高，制導精度可達到 10 米以內。 無人機上常用的位置測量系統(tǒng)有磁測量系統(tǒng)、慣導系統(tǒng)、全球定位系統(tǒng)等。 (2) 47 廣泛采用的制導系統(tǒng)分類包括 ① 自主控制制導系統(tǒng) ② 遙測制導系統(tǒng) ③ 自動尋的制導系統(tǒng) ④ 復合制導系統(tǒng)等四大類。無人機法向力的矢量方向在機體坐標系中由兩個分量確定，因此制導系統(tǒng)要由兩個通道組成，一般把制導系統(tǒng)分成縱向制導和側向制導兩個通道。因此制導系統(tǒng)的基本功能就是在無人機飛向目標的整個過程中，不斷地測量無人機的實際飛行軌跡相對于所要求的飛行軌跡之間的偏差，或者測量無人機與目標的相對位置及其偏差，按照一定的導引規(guī)律，計算出無人機擊中目標所必須的控制指令，以便控制無人機修 正偏差，準確飛向目標。因此，利用機載的各種導航傳感器 (具有獨立的硬件和一定導航功能的系統(tǒng) )，采用先進 的數據融合、濾波技術和智能化技術，構成以慣性為基礎的 “ 慣性 /多傳感器導航系統(tǒng) ” 是滿足未來無人機戰(zhàn)術技術要求的主要發(fā)展趨勢。未來發(fā)展對導航系統(tǒng)的性能要求，概括起來為：高精度、高可靠性和可用性、高度的自主和高動態(tài)性能及高抗干擾性能。同時，雷達成像時，飛機速度的變化及天線姿態(tài)的穩(wěn)定影響成像質量，為提高其成像質量，需按 INS 所提供的速度及姿態(tài)信息對其進行運動補償，這樣，利用INS 和 SAR 的互補性和相互依賴性，再加上 GPS,增加系統(tǒng)的冗余性，形成一種先進的組合導航系統(tǒng)，目前尚不成熟 ，是未來無人機導航系統(tǒng)的發(fā)展方向。將獲得的定位數據對 INS 進行修正。通過對SAR 獲得的雷達圖像信息與預先存儲的數字地圖進行比較與辯識，確定飛機的所處的即時位置。利用 GPS 與地形匹配的互補特性再與 INS 組合所構成的導航系統(tǒng)在各類戰(zhàn)術無人機中可發(fā)揮重要作用。 (3) 航程推算 /GPS/無線電定位組合導航系統(tǒng) 當 GPS 定位狀態(tài)正常時，用 GPS 修正航程推算； GPS 受干擾工作不正常時，當無線電數據鏈信道暢通時，切換到無線電定位，對 DR進行修正。在衛(wèi)星定位失效的情況下，利用失效前估計出的風場信息或利用預先裝定的任務規(guī)劃數據中氣象預測的風場信息以及機載傳感器信息，進行航程推算定位。 (2) 44 (2) 航程推算 (DR)/衛(wèi)星定位系統(tǒng)組合 以 GPS 或 GPS+GLONASS或北斗衛(wèi)星定位信息為依據，與航程推算 (DR)組合進行導航。松散組合的主要特點是： GPS 和慣導獨立工作，組合僅表現在 GPS 輔助慣導。 根據不同的應用技術，其組合有不同的方式：即組合的深度不同。而且，利用故障自動檢測和軟件控制，可實現不同工作方式的自動轉換。通過組合，取長補短，可顯著提高系統(tǒng)的導 航精度，增強可靠性。無人機不同于導彈，待機時間很長，慣導系統(tǒng)單獨長時間工作無法滿足導航精度要求。如廣泛使用的 GPS，其優(yōu)點是體積小、價格低、定位精度高；缺點也是顯著的：非自主，易受干擾和電子欺騙等。(2) 43 在空氣稀薄的高空，天文導航是比較理想 的；但在低空，天文導航受到云層及氣象條件的限制。 (4) 天文導航 天文導航是利用光學儀器觀測星體高度角和方位角，進而確定飛機的位置。在飛行過程中，利用機載傳感器攝取實時景象圖，并從基準圖中裁取大小適中的圖像塊，作為匹配的搜索區(qū)域進行匹配，最終獲得飛機當前的確切位置。具體地，它把兩個不同傳感器從同一地塊錄取下來的兩幅景象圖在空間上進行對準，由此可確定飛機實際飛行的地理位置及其與標準位置的偏 差。 地形匹配與慣導組合是完全自主的導航系統(tǒng)，是一種很好的輔助修正定位手段，適應于丘陵、低高度地區(qū)，不適宜在非常平坦的地帶和海平面上工作。 (3) 地形匹配 /景象匹配輔助定位系統(tǒng) (2) 42 地形輪廓匹配和景象匹配都屬于相關匹配技術，其基本原理相同。正因如此，對單純的慣性導航系統(tǒng)來說，就需要具有高質量的慣性元件和溫度控制系統(tǒng)，尤其是陀螺。但是，從初始對準開始，其導航誤差隨時間增加。目前航空慣性導航系統(tǒng)幾乎都屬于半解析式慣導系統(tǒng)，目前常用的此類系統(tǒng)可分為平臺式慣導系統(tǒng)和捷聯式慣導系統(tǒng)。 慣導系統(tǒng)的分類可以根據結構形式分為三環(huán)平臺、四環(huán)平臺和無環(huán) (“ 數學 ”) 平臺式慣導系統(tǒng)；還可根據慣性元件 的不同分為液浮陀螺、撓性陀螺、激光陀螺和二自由度陀螺、三自由度陀螺等構成的慣導系統(tǒng)；目前比較普遍的是根據參考坐標系的方式分類，對于近地面的慣性導航來說，主要的導航參數都是由導航坐標系相對慣性坐標系的位置關系求出的。 (2) 慣性導航系統(tǒng) (INS) (2) 41 慣性導航利用慣性敏感元件測量飛機相對慣性空間的線運動和角運動參數。 自主式導航系統(tǒng) (1) 航程推算 (DR)系統(tǒng) 航程推算是利用空速、磁航向、飛機姿態(tài)及風場等參數進行濾波再積分推算出 水平方向的位置坐標，與機載氣壓高度值組成三維飛機坐標，連續(xù)輸出。它與 GPS 的主要差別在于： GLONASS 采用頻分制，即每顆衛(wèi)星采用不同的射電頻率；而 GPS 是采用碼分制。這種方式由地面基準站的實時觀測同一區(qū)域的衛(wèi)星參數 ，將其定位信息與地面基準比較，并將差分誤差信息發(fā)送給機載 GPS 接收機；機載設備接收差分信息后進行差分，消除誤差后送出高精度定位信息。對 CA 碼接收機按信號接收和處理原理，又分為 CA 碼偽距接收機和 CA 碼載(2) 40 波相位接收機。若能同時觀察到四顆以上的衛(wèi)星，即可得到含 x、 y、 z 及接收機鐘差導致的誤差項在內的四元方程組，通過解算就獲得其定位信息。目前，無人機最常用的衛(wèi)星導航系統(tǒng)為 GPS、 GPS+GLONASS組合系統(tǒng)。其水平定位精度與運載體的高度測量精度直接相關。 (2) 雙曲線系統(tǒng) 我國新近研制的 “ 北斗 ” 衛(wèi)星定位系統(tǒng)屬于雙曲線系統(tǒng)。 無線電導航主要分為如下幾類： (1) 無線電跟蹤定位系統(tǒng) (2) 39 無線電數據鏈系統(tǒng)完成對無人機的跟蹤測角與測距，實現對無人機的跟蹤定位。按照發(fā)射 機或轉發(fā)器所在的位置，無線電導航可分為地面基導航系統(tǒng)或空間基導航系統(tǒng)。 非自主式導航系統(tǒng) 非自主式導航系統(tǒng)主要指機載設備依靠外部基準 (地面基準或衛(wèi)星基準 )導航臺獲取導航信息、數據的一種導航方式，如無線電導航定位法。在 20世紀 70年代初，美國學者 Lemay 提出用以下 4 個特點來代表航天器自主導航的概念：⑴ 自給或者獨立； ⑵ 實時； ⑶ 無發(fā)射； ⑷ 不依靠地面站。自主導航隱蔽性好，導航信息不依靠外界條件的支持。 導航方法通常分為自主與非自主兩大類。它的任務是確定無人機相對于所選定的參考坐標系的位置、速度、飛行姿態(tài)，引導無人機沿規(guī)定的航線安全、按時、準確地從一點飛到另一點。用來完成上述引導任務的設備稱為導航系統(tǒng)。 (2) 36 側 偏 距 離側 偏 距離 增 益?zhèn)?偏 速 度側 偏 速度 增 益滾 轉 角滾 轉 角速 度滾 轉 角增 益滾 轉 角速 度 增 益副 翼 偏 轉 指 令 (a) 側偏距離控制結構 側 偏 距 離側 偏 距離 增 益?zhèn)?偏 速 度滾 轉 角滾 轉 角速 度滾 轉 角增 益滾 轉 角速 度 增 益副 翼 偏 轉 指 令側 偏 速度 增 益?zhèn)?偏 積分 增 益? (b) 側偏距離控制結構 圖 3－ 9 側偏控制結構 升降速度控制 升降速度控制一般用于自動輪式著陸的拉平階段，其控制結構由俯仰內回路和升降速度外回路組成，如圖 3－ 10 所示。側偏距離為相對于期望航線的距離，即期望航線與實際航線之差。 (2) 35 空 速比 例空 速 積分 增 益?給 定 空 速 空 速油 門 指 令 圖 3－ 6 發(fā)動機節(jié)風門空速控制結構 空 速比 例空 速 積分 增 益?給 定 空 速 空 速俯 仰 角增 益俯 仰 角速 度 增 益俯 仰 角俯 仰角 速 度升 降 舵 指 令 圖 3－ 7 俯仰空速控制結構 空 速比 例空 速 積分 增 益?給 定 空 速 空 速 阻 力 板開 度 指 令 圖 3－ 8 阻力空速控制結構 側向偏離控制 側向偏離控制可實現側向航跡控制。 節(jié)風門空速控制的結構如圖 3－ 6 所示，俯仰空速控制結構如圖 3－ 7所示，阻力空速控制結構如圖 3－ 8 所示。 高 度比 例高 度 積分 增 益升 降 速度 增 益?給 定 高 度 高 度升 降 速 度俯 仰 角增 益俯 仰 角速 度 增 益俯 仰 角俯 仰角 速 度升 降 舵 指 令 圖 3－ 5 高度控制結構 空速