曾湘洪，茍玉玲，唐 博

(1.四川九洲空管科技有限責(zé)任公司，四川 綿陽 621000;2.四川九洲電器集團(tuán)有限責(zé)任公司，四川 綿陽 621000)

0 引 言

二次雷達(dá)信號處理主要采用應(yīng)答信號幅度信息，相位信息只用來計(jì)算天線符號位。近年來，由于飛行流量大幅提高，飛行近距離接近頻繁，二次雷達(dá)系統(tǒng)缺陷日漸顯現(xiàn)。由于應(yīng)答信號交織情況下，交織碼元幅度信息發(fā)生無規(guī)律變化，單純利用應(yīng)答信號的幅度信息勢必造成二次雷達(dá)代碼和高度提取錯(cuò)誤，以至監(jiān)視性能急劇下降。

《ICAO附件10》規(guī)定，二次雷達(dá)A/C模式應(yīng)答機(jī)應(yīng)答頻率為1 090 MHz±3 MHz，S模式應(yīng)答機(jī)頻率為1 090 MHz±1 MHz。由于每個(gè)應(yīng)答機(jī)應(yīng)答頻率存在隨機(jī)的抖動(dòng)，不同應(yīng)答機(jī)之間的應(yīng)答信號相位都不具有相關(guān)性。因此可通過接收信號的相位信息特征較好實(shí)現(xiàn)交織信號的分離，并正確還原交織信號的碼元，提高交織情況下二次雷達(dá)的監(jiān)視性能。

1 SSR應(yīng)答信號交織情況分析

1.1 SSR應(yīng)答信號特點(diǎn)

SSR常規(guī)模式應(yīng)答信號采用ASK調(diào)制方式。應(yīng)答脈沖由14個(gè)碼元+SPI特殊位置識別碼組成，可標(biāo)識4 096種飛機(jī)代碼，-0.304～38.633 km飛行高度。應(yīng)答編碼格式如圖1所示。

圖1 SSR應(yīng)答信號格式

飛機(jī)代碼采用八進(jìn)制表示方式，排列順序?yàn)椋?/p>

AAABBBCCCDDD

應(yīng)答代碼中有3組碼代表危急信息，不能選作識別碼，即： 7700 表示飛機(jī)機(jī)械故障； 7600 表示飛機(jī)通信故障； 7500 表示飛機(jī)受非法干擾。

高度碼同樣采用八進(jìn)制表示方式，排列順序?yàn)椋?/p>

DDDAAABBBCCC

信號處理過程中，通過檢測F、F應(yīng)答框架，提取應(yīng)答代碼和高度數(shù)據(jù)，并根據(jù)和差通道信號幅度差進(jìn)行偏離視軸方向角(OBA)修正，求解應(yīng)答飛機(jī)真實(shí)方位。

1.2 交織情況下應(yīng)答信號特征分析

由于應(yīng)答信號框架寬度為20.3 μs，在未開啟SPI情況下，當(dāng)2架飛機(jī)距離間隔小于3 km(20.3 μs×150 m/μs≈3 km)時(shí)，應(yīng)答框架就會(huì)產(chǎn)生交織，如圖2所示。

圖2 飛機(jī)距離小于3 km時(shí)應(yīng)答信號交織情況

當(dāng)交織產(chǎn)生碼位占據(jù)時(shí)，正常碼位的幅度發(fā)生畸變，并產(chǎn)生多個(gè)虛假框架。通過基于幅度的譯碼方式很難將多個(gè)交織信號分離開，造成監(jiān)視代碼、高度錯(cuò)誤，監(jiān)視方位精度惡化。

針對代碼跳變通常采用航跡處理進(jìn)行平滑外推，但在跨管制區(qū)變更應(yīng)答代碼時(shí)造成代碼探測延時(shí)，在飛機(jī)大機(jī)動(dòng)拐彎時(shí)偏離真實(shí)航跡。特別是近距離編隊(duì)飛行、多徑引起的交織，通過后端軟件處理并不能達(dá)到理想的解交織效果，甚至?xí)霈F(xiàn)二次代碼、高度、方位完全紊亂，二次雷達(dá)情報(bào)質(zhì)量下降。

從圖3中可以看出，A代碼為5154、0047的飛機(jī)飛行距離過近，應(yīng)答信號交織。造成監(jiān)視點(diǎn)跡扭曲嚴(yán)重，并出現(xiàn)錯(cuò)誤代碼5174。

圖3 交織情況下點(diǎn)跡上報(bào)結(jié)果

2 基于相位特性的解交織理論分析

2.1 應(yīng)答信號相位特征

應(yīng)答機(jī)應(yīng)答編碼器將編好碼的基帶信號輸出，通過混頻方式將基帶信號調(diào)制到1 090 MHz發(fā)射頻率上。由于混頻本振存在一定的頻率抖動(dòng)，一般在±200 kHz左右，因此不同飛機(jī)應(yīng)答頻率、相位會(huì)存在一定差異。

發(fā)射調(diào)制時(shí)基帶信號類似一個(gè)開關(guān)，本振在基帶信號1或0的控制下通或斷，而本振頻率短時(shí)間內(nèi)可看作不變，因此同一個(gè)應(yīng)答框架內(nèi)，所有碼元的相位連續(xù)，如圖4所示。

圖4 調(diào)制后信號和本振相位關(guān)系時(shí)間

從以上分析總結(jié)應(yīng)答信號特征如下：

(1) 同一飛機(jī)應(yīng)答信號到達(dá)二次雷達(dá)接收機(jī)的相位連續(xù)；

(2) 不同飛機(jī)應(yīng)答信號到達(dá)二次雷達(dá)接收機(jī)的相位不一致；

(3) 相同應(yīng)答信號，經(jīng)過多徑反射前后到達(dá)二次雷達(dá)接收機(jī)的相位不一致。

通過以上3點(diǎn)，可以從應(yīng)答信號到達(dá)接收機(jī)后的相位特征得到可靠的解交織手段。

2.2 應(yīng)答信號相位特性的數(shù)學(xué)模型

假設(shè)2架飛機(jī)應(yīng)答信號

S

(

t

)、

S

(

t

)發(fā)生交織，應(yīng)答信號數(shù)學(xué)模型為：

S

(

t

)=

m

(

t

)cos(

w

t

+

φ

)

(1)

S

(

t

)=

m

(

t

)cos(

w

t

+

φ

)

(2)

式中：

m

、

m

為基帶信號；

w

、

w

為應(yīng)答信號頻率；

φ

、

φ

為應(yīng)答信號相對SSR接收機(jī)混頻源相位。

混頻后I路信號為：

(3)

經(jīng)過低通濾波后，基帶Q路信號為：

(4)

混頻后信號Q路信號為：

(5)

經(jīng)過低通濾波后，基帶Q路信號為：

(6)

式中：

Δ

1=

w

-

w

；

Δ

2=

w

-

w

。

經(jīng)過科斯塔斯環(huán)求解幅度：

(7)

從上式可以看出，交織情況下解調(diào)出基帶信號幅度不僅跟信號功率有關(guān)，還跟2個(gè)交織信號相位有關(guān)。因此信號交織部分解調(diào)幅度信息已經(jīng)不可靠，不能作為碼元提取的依據(jù)。

當(dāng)2個(gè)應(yīng)答框架交織時(shí)，交織碼元解調(diào)相位為arctan(

V

(

t

)/

V

(

t

))，其相位與

Δ

1、

Δ

2、

φ

、

φ

有關(guān)。因此，交織前后碼元相位會(huì)發(fā)生突變，根據(jù)相位突變情況可準(zhǔn)確定位交織位置，確定各碼元?dú)w屬框架，防止代碼提取錯(cuò)誤。由于同一框架內(nèi)脈沖相位連續(xù)，頻率不變，結(jié)合計(jì)算出的相位信息，計(jì)算出預(yù)測相位值，預(yù)測相位值為：

(8)

通過預(yù)測相位和真實(shí)相位的比對，準(zhǔn)確定位交織位置、碼元幅度置信度、碼元?dú)w屬框架。

3 基于相位特性解交織仿真

Matlab中模擬2架飛機(jī)產(chǎn)生2組應(yīng)答信號，飛機(jī)方位差小于1個(gè)主波束寬度，距離1.74 km，因此在詢問波束都照射到2架飛機(jī)后，2個(gè)應(yīng)答信號會(huì)發(fā)生碼位占據(jù)交織。碼位占據(jù)交織往往會(huì)產(chǎn)生多個(gè)虛假應(yīng)答框架、虛假代碼，常規(guī)基于幅度的解交織方法幾乎失效。圖5中模擬了2架飛機(jī)應(yīng)答頻率一致、相位差90°的交織情況。

圖5 模擬產(chǎn)生虛假框架和幅度異常情況

從圖5可以看出，交織后產(chǎn)生多個(gè)虛假應(yīng)答框架，產(chǎn)生虛假應(yīng)答；交織后通過幅度無法確定碼元?dú)w屬框架，代碼提取錯(cuò)誤，造成對真實(shí)飛機(jī)監(jiān)視失效。

經(jīng)對混頻、濾波后的I、Q信號相位特征進(jìn)行計(jì)算，得到以[-π/2:π/2]為周期的變化相位值，相位變化率即應(yīng)答信號與混頻本振信號角頻率的差值

Δ

。

由于交織位置在2個(gè)框架中間，信號最前和最后脈沖未交織；因此，相位預(yù)測采用從所有檢測框架中最前框架的F開始正向推算，從最后框架的F反向推算。采用2個(gè)框架雙相位預(yù)測方式(如圖6)進(jìn)行判斷。

圖6 碼位占據(jù)解調(diào)相位及雙向預(yù)測相位

碼位歸屬判斷可采用表1的決策方法。

表1 雙向相位預(yù)測碼位判決方法

由于脈沖上升和下降沿相位計(jì)算結(jié)果存在抖動(dòng)，會(huì)影響角頻率計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性；因此，可采用對解調(diào)幅度進(jìn)行視頻處理后產(chǎn)生的相位處理門，使相位取值盡量選取脈沖中間部分的相位值。

利用單獨(dú)1個(gè)或2個(gè)碼元計(jì)算角頻率會(huì)產(chǎn)生一定誤差，會(huì)造成遠(yuǎn)離計(jì)算起始點(diǎn)的相位預(yù)測值偏離真實(shí)相位，可能引起預(yù)測錯(cuò)誤。采用逐步遞推修正法，通過多個(gè)碼元逐步將計(jì)算角頻率

Δ

的誤差降至最小值。

4 實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

搭建實(shí)驗(yàn)平臺(tái)，詢問主機(jī)通過功分器連接2個(gè)應(yīng)答器，調(diào)節(jié)2個(gè)應(yīng)答器的應(yīng)答距離，實(shí)現(xiàn)2個(gè)應(yīng)答代碼的碼位占據(jù)交織。實(shí)驗(yàn)平臺(tái)搭建示意圖如圖7所示。

圖7 基于相位特性的SSR解交織實(shí)驗(yàn)平臺(tái)示意

應(yīng)答模擬器和ATC-1400應(yīng)答距離設(shè)置相距1.74 km，使得應(yīng)答信號1的B1碼位與應(yīng)答信號2的F1碼位占據(jù)交織。分別解算應(yīng)答信號交織下后的幅度和相位信息。圖8為應(yīng)答功率下交織信號的解調(diào)幅度和相位信息。

圖8中由于噪聲疊加的影響，造成相位解調(diào)結(jié)果抖動(dòng)較大。通過對幅度信號進(jìn)行6 dB視頻處理，將處理得到的相位處理門信號與相位信號相乘，剔除脈沖間的相位噪聲。

圖8 解調(diào)后原始幅度及相位信息

由于噪聲疊加到有效應(yīng)答脈沖上，造成單個(gè)碼位的相位變化率抖動(dòng)，存在較大誤差。通過單個(gè)脈沖無法計(jì)算出趨近真實(shí)的角頻率

Δ

。

結(jié)合二次雷達(dá)譯碼的框架提取算法，找到最前、最后2個(gè)應(yīng)答框架，計(jì)算正向和反向雙向預(yù)測曲線。采用表1的判定方法，判定碼元?dú)w屬，如圖9所示。

圖9 2個(gè)目標(biāo)碼位占據(jù)解交織情況

5 結(jié)束語

當(dāng)2架飛機(jī)距離較近，且長時(shí)間編隊(duì)飛行時(shí)，應(yīng)答代碼容易出現(xiàn)碼位占據(jù)交織的情況。傳統(tǒng)基于幅度的譯碼方式無法解算出正確的飛機(jī)代碼，造成二次雷達(dá)監(jiān)視失效?；谙辔惶匦缘慕饨豢椉夹g(shù)在基于幅度的基礎(chǔ)上，引入了信號的相位特性，可輕松完成兩重碼位占據(jù)交織的框架代碼分離，提高譯碼結(jié)果的可靠性，極大提高二次雷達(dá)的解交織能力。但由于受噪聲和多徑干擾的影響，對信噪比較小的信號提取角頻率

Δ

時(shí)，精度的下降會(huì)擴(kuò)大解交織運(yùn)算的模糊區(qū)，影響基于相位特征的二次雷達(dá)解交織的效能。