CN112987049B - 火箭整流罩残骸定位跟踪系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开的一种火箭整流罩残骸定位跟踪系统，解决了火箭整流罩残骸的回收问题。本发明通过下述技术方案实现：各个机动式地面雷达站通过北斗/GNSS共视接收机测得自身的位置信息，并实现站间时间同步和接收信号发射装置对外发出的测距信号，计算接收到的测距信号，得到火箭整流罩残骸与地面站的距离；每个副站将自身的位置信息及测得的自身与整流罩残骸的伪距信息，通过短波电台上报到地面雷达主站，主站根据各站的位置和测得的伪距解算出信号发射装置的位置坐标，并发送到无人机解算出探测器到火箭整流罩残骸的方位及俯仰角，传输到云台；无人机介入整流罩残骸掉落的末段进行目标锁定与跟踪，将图像数据回传到地面雷达主站，确定整流罩残骸的最终掉落点。

Description

火箭整流罩残骸定位跟踪系统

技术领域

本发明涉及航空航天领域，主要涉及一种适用于火箭整流罩残骸的定位、跟踪系统。

背景技术

火箭整流罩是由高强度、轻质、耐高温，且无线电透波性强的材料制成，位于运载火箭的顶部，在保持火箭气动外形的同时，给有效载荷加以保护。火箭升空前，整流罩在地面保护航天器，保证航天器对温度、湿度、洁净度的要求。整流罩为蜂窝式半罩结构，半罩重约1吨，总重约2吨左右，发射升空一段时间后，火箭一二级分离。随后，火箭飞过平流层和中间层，向大气层边缘靠近。火箭升空穿过大气层时，整流罩分成两片向下坠落，以每秒100米的速度飘落于地面。整流罩可以使航天器免受气动力和气动热影响以致损伤。火箭发射升空后，保护航天器的顶部整流罩，在穿过大气层后会被抛掉，在稀薄大气环境下自由飞行，与芯级飞行器相互干扰，产生非定常流动，气动干扰随时间变化剧烈。爬高段内，受初始角速度和气动力的综合作用，其翻转角速度迅速增大，头部冲前飞行状态为静不稳定状态，姿态迅速发散。整流罩由于分离时刻的速度小于第一宇宙速度，分离体不能进入地球轨道，将再入大气层，气流剪切或飞行速度剧变引起的大过载均可能撕裂陨落体使之解体，强大而复杂的气动力/热作用，会导致助推器残骸解体分成若干碎片。在以尾部冲前的方式返回地中，存在财物的疏散和安全问题。

残骸落区监测工作是一项十分复杂的系统工程，残骸坠落过程时间很短(5min左右)，各监测环节之间都有着密切联系，监测框架内的变化都可能对任务带来巨大的影响。目前整流罩一般均采用无控制的再入返回方式，由于各种随机干扰的影响，落点散步较大。当落区位于陆地时，较大的落区范围将带来人员、财物的疏散和安全问题。

随着我国运载火箭发射任务的日益增多，整流罩落区的安全性已成为影响型号飞行方案及运载能力的关键因素。因此亟需解决整流罩的返回控制问题，提高整流罩落区安全性。如何进行整流罩的返回控制，目前尚处于试验阶段，因此获取真实飞行试验中整流罩抛罩后的下落参数至关重要。

目前对火箭整流罩残骸的定位、跟踪，国内暂无相关的技术实现方法。在可查阅的文献中，与之类似的是对弹载黑匣子的定位及搜寻。文献中描述的方法无外乎是基于GPS或者北斗导航定位系统进行自身定位，要么通过北斗短报文或者GPRS或者铱星通信上报其位置，地面搜寻系统再根据其上报的定位信息进行范围锁定进行搜寻。以上方法有着明显的弊端，首先，实时性差。不管是通过北斗短报文、还是铱星系统或者GPRS，地面搜寻系统都不能实时的知道其具体位置。并且采用北斗短报文业务或者铱星通信，都得租用卫星通道，用时还得提前申请卫星通道，自主可控性差。其次，由于整流罩残骸下落姿态未知，即使布几个天线，也不能保证能和距离较远的卫星进行通信，如果采用GPRS通信方式受制于其基站的建设，很多边远地区GPRS覆盖能力有限。所以该方法可靠性差。如果采用基于卫星定位的方式，整流罩上安装的定位装置在解算出自身位置信息后，需通过北斗短报文或者其他方式转发到地面支持系统，而这种转发很难做到连续性。若想利用卫星定位，考虑到卫星与整流罩距离较远，对于接收天线和发射天线的布局，采取哪种形式，其增益是否满足链路要求，整流罩下落时姿态不确定性，都会给设计带来极大的难度。由于站间基线距离过长，引起相关性减弱导致的电离层延迟和对流层延迟的不确定问题，再者就是采用北斗短报文业务发射机耗电量大，为了平衡电池的电量损耗和短报文业务，一般情况下每隔几十秒上报一次，这也是该方法实时性差的一大原因。如果整流罩落区是在山区，一旦下落末段被大山或者森林遮挡，通信中断，需凭最后一次的上报业务的位置信息进行搜寻，这样最终定位精度差，无疑扩大了搜寻范围和提高了搜寻难度。

发明内容

本发明的目的是针现有技术存在的问题，提供一种作用距离远、精度高、实时性好、可靠性强的火箭整流罩残骸的定位与跟踪系统，以便工作人员能根据精确定位、跟踪，很快找到整流罩残骸，第一时间获取记录整流罩飞行参数的装置，解决火箭整流罩残骸的回收问题。

本发明的上述目的可以通过以下措施来达到，一种火箭整流罩残骸定位跟踪系统，包括：地面部署的至少4个机动式地面雷达站，其中1个地面雷达主站，至少3个副站，与机动式地面雷达站进行通信的无人机，安装在火箭整流罩里的测距信号发射装置，其特征在于：无人机通过其GNSS接受机获得自身的位置信息，各个机动式地面雷达站通过北斗 /GNSS共视接收机测得自身的位置信息，并实现站间时间同步和接收信号发射装置对外发出的测距信号，计算接收到的测距信号，得到火箭整流罩残骸与地面站的距离；每个副站将自身的位置信息及测得的自身与整流罩残骸的伪距信息，通过短波电台上报到地面雷达主站，主站采用定位算法解算，根据各站的位置和测得的伪距解算出信号发射装置的位置坐标，将该位置坐标信息发送到无人机；无人机将接收到的火箭整流罩残骸的位置信息与自身的位置进行计算，解算出探测器到火箭整流罩残骸的方位角与俯仰角，并传输到云台进行角度控制，使探测器能实时追踪到火箭整流罩残骸；无人机介入整流罩残骸掉落的末段进行目标锁定与跟踪，将图像数据实时回传到地面雷达主站，主站基于图像信息目标识别和地形匹配算法解算，确定整流罩残骸的最终掉落点。

本发明所涉及的方法具有如下有益效果：

1.定位精度高。本发明通过安装在整流罩里的信号发射装置在整流罩残骸下落过程中发出测距信号，多个机动式地面雷达站对测距信号接收、跟踪，进行联合测距定位。在整流罩残骸下落末段通过基于无人机平台的跟踪锁定技术，通过目标识别和地形匹配算法，能精确锁定整流罩残骸最终掉落点。该系统不依赖于卫星通信，能够实时的、精确的得到整流罩在整个下落过程中的位置，极大提高了定位精度和可靠性，使得后续整流罩残骸的搜寻工作简化，提高了搜寻效率。

2.实时性好。本发明的无线电测距方法采用连续波体制进行伪距测量，通过短波电台能把测得伪距很快的发送到主站上，主站能立即解算出整流罩的位置信息。各个机动式的移动地面站利用卫星共视法进行时间同步。利用导航卫星共视法建立共视数据通讯和对共视导航卫星拟合值的加权互差算法产生的10ns共视比对精度，有效地削弱了站间基线距离过长，引起相关性减弱导致的电离层延迟和对流层延迟的不确定问题，能够避免因卫星导航所涉及的电离层、对流层延迟，卫星星历误差，卫星钟差及相对论相应等问题所带来的影响。而采用基于卫星定位的方式，整流罩上安装的定位装置在解算出自身位置信息后需通过北斗短报文或者其他方式转发到地面支持系统，而这种转发很难做到连续性，所以实时性远远不及本发明所涉及的方法。

3.可靠性高。本发明采用每个副站将自身的位置信息及测得的自身与整流罩残骸的伪距信息，通过短波电台上报到地面雷达主站，主站采用定位算法解算，根据各站的位置和测得的伪距解算出信号发射装置的位置坐标，将该位置坐标信息发送到无人机；首先，机动式地面雷达站对于整流罩伪距的测量通常情况下最多就在几百公里的范围内，这使得整流罩下落过程中不管姿态如何，仅需互成180度布两幅全向天线，就能满足地面雷达站对于接收信号灵敏度的最低要求。相比于各种若想利用卫星定位，采用接收天线和发射天线的布局形式，整流罩下落时姿态不确定性，其可靠性不及本发明提及的方法。

4.后续搜寻效率得到极大提高。本发明在整流罩残骸的下落末段，机动式地面雷达由于俯仰角限制，无法跟踪整流罩残骸进行距离测量时，此时采用无人机，无人机将接收到的火箭整流罩残骸的位置信息与自身的位置信息进行计算，解算出无人机探测器到火箭整流罩残骸的方位角与俯仰角，并传输到云台进行角度控制，使探测器能实时追踪到火箭整流罩残骸，能够继续保持对整流罩残骸的锁定、跟踪整流罩残骸坠落于预报落区内,能将搜寻范围精确到点，抑或整流罩残骸落入丛林，其搜寻范围也能控制在10米以内。这使得地面搜寻人员能通过定位迅速找到整流罩残骸，增强了搜索工作的针对性，极大的提高了搜寻的效率。实际落点与预报落点间的距离小于2km。

5.作用距离远。本发明采用地面部署的至少4个机动式地面雷达站，其中1个地面雷达主站，至少3个副站，与机动式地面雷达站进行通信的无人机，安装在火箭整流罩里的测距信号发射装置，可以对500公里内的目标进行精确定位、跟踪。

6.应用广泛。随着航天发射业务、再入返回任务的日益频繁，由于运载火箭或返回式航天器的工作特点决定，需要对运载火箭助推器、一/二级火箭壳体、返回式卫星、科学试验载荷及载人飞船等进行精确、及时、快速的定位、跟踪搜索。这些需求均可采用本发明的方法。其主要目的在于：保障航天员生命安全、快速回收科学试验载荷、任务载荷、关键高价值部件重复利用、防止技术参数泄密、第一时间处置附带破坏。

附图说明

图1是本发明火箭整流罩残骸定位跟踪系统组成及应用场景示意图；

图2是本发明信号发射装置组成示意图；

图3是图1机动式地面雷达站组成示意图；

图4是本发明测距信号处理装置组成示意图；

图5是本发明无人机载荷组成示意图。

具体实施方式

参阅图1。在以下描述的优选实施例中，一种火箭整流罩残骸定位跟踪系统，包括：地面部署的至少4个机动式地面雷达站，其中1个地面雷达主站，至少3个副站，与机动式地面雷达站进行通信的无人机，安装在火箭整流罩里的测距信号发射装置，从而组成由安装在整流罩里的信号发射装置、机动式地面雷达站和无人机三大系统的火箭整流罩残骸定位、跟踪系统。在定位、跟踪火箭整流罩残骸中，无人机通过其GNSS接受机获得自身的位置信息，各个机动式地面雷达站通过北斗/GNSS共视接收机测得自身的位置信息，并实现站间时间同步和接收信号发射装置对外发出的测距信号，计算接收到的测距信号，得到火箭整流罩残骸与地面站的距离；每个副站将自身的位置信息及测得的自身与整流罩残骸的伪距信息，通过短波电台上报到地面雷达主站，主站采用定位算法解算，根据各站位置和测得的伪距解算出信号发射装置的位置坐标，将该位置坐标信息发送到无人机；无人机将接收到的火箭整流罩残骸的位置信息与自身的位置信息进行计算，解算出探测器到火箭整流罩残骸的方位角与俯仰角，并传输到云台进行角度控制，使探测器能实时追踪到火箭整流罩残骸；无人机介入整流罩残骸掉落的末段进行目标锁定与跟踪，将图像数据实时回传到地面雷达主站，主站基于图像信息目标识别和地形匹配算法解算，确定整流罩残骸的最终掉落点。地面搜寻小分队根据落点位置，辅以图像信息，搜寻火箭整流罩残骸。

下面对各组成部分的功能和具体设计实现进行详细描述。

残骸定位原理与倒GPS原理类似。机动式地面雷达站接收测距信号发射装置的信号，根据测距信号发射装置与地面站的时钟钟差Δt、整流罩残骸的位置坐标(x，y，z)和各地面站 i＝1～n的位置坐标x_i，y_i，z_i，测得的伪距为

并分别根据解算出的接收时间T乘以光速C，得到各移动地面站与整流罩残骸的伪距。

各地面站将测得的同一采样点的伪距传到主站，主站根据四站测得的伪距解算出信号发射装置(火箭整流罩残骸)的坐标。

根据方程中有四个未知数 (x、y、z、Δt)，因此只需要有四个地面站的测量数据，即可得到火箭整流罩残骸的位置坐标。

整流罩在下降末段，移动地面站由于雷达仰角限制，已经不能跟踪到整流罩信号发生装置所发出的信号。此时无人机介入，对整流罩残骸掉落的末段进行目标锁定与跟踪，并将图像数据回传至机动式地面雷达站主站，主站基于目标识别和地形匹配定位算法，对图像信息进行解算，解算出火箭整流罩残骸的掉落点位置，为后续搜寻提供了极大的便利。

目标识别是指一个特殊目标(或一种类型的目标)从其它目标(或其它类型的目标) 中被区分出来的过程。针对火箭整流罩残骸这类运动目标的识别，可采用帧间差分法、背景差分法、光流法等。

地球表面的山川、平原、森林、河流、湾流、建筑物等构成了地表特征性状，这些信息一般不随时间和气候的变化而变化，也难以伪装和隐蔽。通过大地测量、航空摄影、卫星摄影等方法将地形数据(主要是地形位置和高度数据)制作成数字化地图，存储在飞行器的计算机中。数字地图把实际的地形图分成若干个小方块，称为网络划分。通常按照经纬度方向划分成等间隔网格，网格越小精度越高，同时数据量也越大，对计算机的要求也越高。但网格不能划分太大，至少能分辨出地表的地物或自然起伏，如公路、小河、房屋等。网格的位置包含了x，y两个坐标，网格中的数字表示这一格中的地面高度的平均值，这样一个格就表示了x，y，z三维坐标，存储在计算机中的是各种数字和每个数字对应的x，y坐标。地形匹配用的地形轮廓，是从这样的数字地图中提取出的一组数据组成的。进行地形匹配定位算法过程：火箭整流罩残骸下落到地面时，从运动目标变为静止。静止时刻时，火箭整流罩残骸在图像中对应的地形位置与存储在计算机中的数字地图进行匹配，提取出对应的网格参数，即得到火箭整流罩残骸的三维坐标。由此，将通过大地测量、航空摄影、卫星摄影方法获得的地形位置、高度数据的地形数据制作成数字化地图，根据数字地图把实际的地形图分成若干个小方块并进行网络划分，按照经纬度方向划分成包含了x，y两个坐标等间隔网格，并且网格的位置包含了x，y两个坐标，网格中的数字表示这一格中的地面高度的平均值，形成表示了x，y，z三维坐标的网络，将各种数字和每个数字对应的x，y坐标构成的数字地图存储在存储在飞行器的计算机中。然后从数字地图中提取出一组数据进行地形匹配，组成地形匹配用的地形轮廓，利用地形匹配定位算法，将火箭整流罩残骸下落到地面静止时刻的火箭整流罩残骸在图像对应的地形位置与存储在计算机中的数字地图进行匹配，提取出对应的网格参数，得到火箭整流罩残骸的三维坐标。

参见图2。信号发射装置的功能是产生测距信号并发射。信号发射装置包括：带有电源的信标机，通过高频电缆相连的两幅180°发射天线，两幅全向天线对外发出测距信号。考虑到火箭整流罩残骸在下落过程中其姿态翻滚、旋转等变化的影响，信标机的发射天线选择全向天线，考虑到天线安装问题，以火箭整流罩中心轴对称方向安装两个天线。如果两个天线的极化方式一样，则在一轴向方向的天线合成方向图会出现较深的零点，因此考虑采用两个极化方式不一样的天线，如两个天线分别为左旋圆极化及右旋圆极化，相应的每个机动式地面雷达站接收天线需要两个：左旋圆极化及右旋圆极化天线。

信标机在硬件架构上由基带电路及上变频信道电路组成，连续波扩频调制信号主要由现场可编程门阵列FPGA产生；上变频信道由本振、变频器、放大器、滤波器、功分器组成。

电源部分包含了锂电池和电源开关，信标机通过电池供电，电池开机输出后信标机开始工作。考虑到电池如果在火箭发射前开机，势必会减少后续正常工作的时间。因此将设备的电源开关放置于电池上，电池采用自行启动的方式。本实施例采用加速度开关的设计。能很好解决信标机在火箭发射后的开机问题。

信号发射装置工作原理如下。在火箭发射时，信标机电源开关感应到箭体的加速度，开启锂电池开关，信标机开始工作，信标机通过软件无线电实现发射信号，可以基于现场可编程逻辑门阵列FPGA产生连续波扩频调制信号经变频器上变频后，发射天线选择连续波体制向地面站发射信号。在信标机信号体制选择上，考虑到火箭整流罩残骸在下降过程处于旋转或翻滚状态，信号相当的不稳定，因此发射信号选择连续波体制，采用高灵敏度跟踪技术，以保证移动地面站的有效信号接收及测量时间。

通常情况下，火箭整流罩与火箭分离点位置是预先能够知道的，移动地面站可根据事先预估的分离点位置进行布局，按两者之间距离用最远500公里进行估算。一般地面站的接收机接收灵敏度为-160dBW，由此可见选择L或者S频段的发射频率是比较合适的。

火箭在发射后起飞时有很大的加速度，这个过程区别于运输状态，通过压力传感器将加速度转换成压力，推动开关开启，无需外力作用，开启后通过电路设计保证锁定开启状态，对安装位置要求不高，也不需要人工干预，比较适合箭上环境。为防止上电过程中的接触振荡，通过在开关上增加自锁电路可以锁定电源开启状态，增加加速度感应开关的可靠性。

参阅图3。机动式地面雷达站包括：连接短波电台和天线的北斗/GNSS共视接收机，连接发电机和相控阵天线的测距信号处理装置，北斗/GNSS共视接收机通过自身定位功能，配合短波电台及其短波天线，利用共视法实现各个机动式地面站的时间同步和自身定位，导航卫星采用共视法建立共视数据通讯和对共视导航卫星拟合值的加权互差算法，削弱站间基线过长距离，协同各个机动式地面雷达站的跟踪接收整流罩上信号和发射装置发射的测距信号，短波电台通过短波天线传输短波信号，将测距信号处理装置测得距离参数统一上报到机动式地面雷达站主站，主站根据各个机动式地面雷达站的位置以及整流罩到各个地面站的距离，解算出其实时的坐标信息，同时将该坐标信息发送到无人机。

参见图4。测距信号处理装置包括：连接电源转换模块的基带信号处理模块，连接在相控阵天线与发射天线之间的下变频模块、基带信号处理模块和上变频模块，电源转换模块将发电机提供的电压转换为测距信号处理装置各模块所需的基准工作电压，相控阵天线接收来自火箭整流罩残骸内置的发射装置所发出的测距信号，经下变频模块下变频成中频信号后，被基带信号处理模块的A/D转换器转换成数字信号，经同步、解扩、解调一系列软件无线电算法，实现对伪距的解算，如果是副站，将伪距信息和其自身位置信息发送给短波电台，再将其发送到主站，如果是主站，各个副站通过短波电台传输来的各个伪距信息和各个地面站的位置信息进行联合解算，计算出火箭整流罩残骸的位置信息，位置信息经过编码、调制成中频信号、经D/A变换，上变频模块上变频成S波段信号，由无源发射天线将其发送给无人机，以便火箭整流罩残骸下落末段的定位及搜寻。

由于各机动式地面雷达站幅站需将测量数据传到主站进行位置解算，因此站与站之间需有通信链路。短波电台短波通信利用天波及地波实现无线电信号传播，采用频分多址的方式实现多站通信。与卫星通信相比较，短波通信在使用时不需要申请资源及支付费用，通信速率可满足需要，因此本发明采用短波通信进行各移动站间的数据传输。

机动式地面站工作原理为：

北斗/GNSS共视接收机接收导航卫星信号，通过短波电台配合完成站间时间同步；同时完成本站的坐标位置测量；机动式地面雷达站采用宽波束搜索信标机信号，搜到信号后，切换到高增益窄波束，接收信号，测量本站与安装在整流罩上信号发生装置的伪距；机动式地面雷达站副站将自身的位置信息及测得的伪距，通过短波电台发送到主站，主站收到三站的位置信息和伪距后，解算得到信号发生装置的位置，即火箭整流罩残骸的位置信息，同时，将其通过定向天线发送给无人机，以便残骸在下落末段的定位与跟踪。

无人机跟踪搜寻系统的功能是在火箭整流罩残骸下落末段，对其进行位置测定、跟踪，并把整个过程的实时图像回传。

参见图5。无人机包含连接信号处理端机的GNSS接收机、带有光电吊舱、可见光/红外探测器的云台，GNSS接收机、信号处理端机以及收发天线组成。无人机根据任务载荷执行时间(白天或者黑夜)，可搭载可见光或者红外探测器，可见光探测器可选择像素数 1920×1080，30倍光学变焦，红外探测器可选分辨率：640×512，45mm等相关参数的设备。以上探测器的配置参数，均能保证顺利执行任务。

无人机通过云台接收并执行来自信号处理端机发出的俯仰角、方位角指令，通过可见光/红外探测器，实时对准下落中的火箭整流罩残骸，GNSS接收机将接收到的无人机导航位置信息发送到信号处理端机，信号处理端机根据机动式地面站所发出的火箭整流罩位置信息，结合自身的位置信息，实时计算出云台发送的方位角和俯仰角，通过可见光/红外探测器，将实时的图像信息发送到主站，主站可根据实时图像信息进行基于运动目标识别与跟踪，锁定整流罩残骸，再根据事先存入的电子地图，进行地形匹配定位计算，确定整流罩残骸的最终掉落位置。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种火箭整流罩残骸定位跟踪系统，包括：地面部署的至少4个机动式地面雷达站，其中1个地面雷达主站，至少3个副站，与机动式地面雷达站进行通信的无人机，安装在火箭整流罩里的测距信号发射装置，其特征在于：无人机通过其GNSS接受机获得自身的位置信息，各个机动式地面雷达站通过北斗/GNSS共视接收机测得自身的位置信息，并实现站间时间同步和接收信号发射装置对外发出的测距信号，计算接收到的测距信号，得到火箭整流罩残骸与地面站的距离；每个副站将自身的位置信息及测得的自身与整流罩残骸的伪距信息，通过短波电台上报到地面雷达主站，主站采用定位算法解算，根据各站的位置和测得的伪距解算出信号发射装置的位置坐标，将该位置坐标信息发送到无人机；无人机将接收到的火箭整流罩残骸的位置信息与自身的位置信息进行计算，解算出探测器到火箭整流罩残骸的方位角与俯仰角，并传输到云台进行角度控制，使探测器能实时追踪到火箭整流罩残骸；无人机介入整流罩残骸掉落的末段进行目标锁定与跟踪，将图像数据实时回传到地面雷达主站，主站基于图像信息目标识别和地形匹配算法解算，确定整流罩残骸的最终掉落点。

2.如权利要求1所述的火箭整流罩残骸定位跟踪系统，其特征在于：机动式地面雷达站接收测距信号发射装置的信号，根据测距信号发射装置与地面站的时钟钟差Δt、整流罩残骸的位置坐标(x，y，z)和各地面站i＝1～n的位置坐标x_i，y_i，z_i，测得的伪距ρ_i，并分别根据解算出的接收时间T乘以光速C，得到各移动地面站与整流罩残骸的伪距；

根据方程中有四个未知数(x、y、z、Δt)，利用四个地面站的测量数据，得到火箭整流罩残骸的位置坐标。

3.如权利要求1所述的火箭整流罩残骸定位跟踪系统，其特征在于：整流罩在下降末段，无人机介入，对整流罩残骸掉落的末段进行目标锁定与跟踪，并将图像数据回传至机动式地面雷达站主站，主站基于目标识别和地形匹配定位算法，对图像信息进行解算，解算出火箭整流罩残骸的掉落点位置。

4.如权利要求1所述的火箭整流罩残骸定位跟踪系统，其特征在于：将通过大地测量、航空摄影、卫星摄影方法获得的地形位置、高度数据的地形数据制作成数字化地图，根据数字地图把实际的地形图分成若干个小方块并进行网络划分，按照经纬度方向划分成包含了x，y两个坐标等间隔网格，并且网格的位置包含了x，y两个坐标，网格中的数字表示这一格中的地面高度的平均值，形成表示了x，y，z三维坐标的网络，将各种数字和每个数字对应的x，y坐标构成的数字地图存储在飞行器的计算机中。

5.如权利要求1所述的火箭整流罩残骸定位跟踪系统，其特征在于：从数字地图中提取出一组数据进行地形匹配，组成地形匹配用的地形轮廓，利用地形匹配定位算法，将火箭整流罩残骸下落到地面静止时刻的火箭整流罩残骸在图像对应的地形位置与存储在计算机中的数字地图进行匹配，提取出对应的网格参数，得到火箭整流罩残骸的三维坐标。

6.如权利要求1所述的火箭整流罩残骸定位跟踪系统，其特征在于：信号发射装置包括：带有电源的信标机，通过高频电缆相连的两副180°信标机全向发射天线，标机全向发射天线采用两个极化方式不一样的天线对外发出测距信号，若两个天线分别为左旋圆极化及右旋圆极化天线，则相应的每个机动式地面雷达站接收天线需要两个：左旋圆极化及右旋圆极化天线。

7.如权利要求1所述的火箭整流罩残骸定位跟踪系统，其特征在于：在火箭发射时，信标机电源开关感应到箭体的加速度，开启锂电池开关，信标机开始工作，信标机通过软件无线电实现发射信号，基于现场可编程逻辑门阵列FPGA产生连续波扩频调制信号，经变频器上变频后，发射天线选择连续波体制向地面站发射信号。

8.如权利要求1所述的火箭整流罩残骸定位跟踪系统，其特征在于：机动式地面雷达站包括：连接短波电台和天线的北斗/GNSS共视接收机，连接发电机和相控阵天线的测距信号处理装置，北斗/GNSS共视接收机通过自身定位功能，配合短波电台及其短波天线，利用共视法实现各个机动式地面站的时间同步和自身定位，导航卫星采用共视法建立共视数据通讯和对共视导航卫星拟合值的加权互差算法，削弱站间基线过长距离，协同各个机动式地面雷达站的跟踪接收整流罩上信号和发射装置发射的测距信号，短波电台通过短波天线传输短波信号，将测距信号处理装置测得距离参数统一上报到机动式地面雷达站主站，主站根据各个机动式地面雷达站的位置以及整流罩到各个地面站的距离，解算出其实时的坐标信息，同时将该坐标信息发送到无人机。

9.如权利要求1所述的火箭整流罩残骸定位跟踪系统，其特征在于：测距信号处理装置包括：连接电源转换模块的基带信号处理模块，连接在相控阵天线于发射天线之间的下变频模块、基带信号处理模块和上变频模块，电源转换模块将发电机提供的电压转换为测距信号处理装置各模块所需的基准工作电压，相控阵天线接收来自火箭整流罩残骸内置的发射装置所发出的测距信号，经下变频模块下变频成中频信号后，被基带信号处理模块的A/D转换器转换成数字信号，经同步、解扩、解调一系列软件无线电算法，实现对伪距的解算，如果是副站，将伪距信息和其自身位置信息发送给短波电台，再将其发送到主站，如果是主站，各个副站通过短波电台传输来的各个伪距信息和各个地面站的位置信息进行联合解算，计算出火箭整流罩残骸的位置信息，位置信息经过编码、调制成中频信号、经D/A变换，上变频模块上变频成S波段信号，由无源发射天线将其发送给无人机，以便火箭整流罩残骸下落末段的定位及搜寻。

10.如权利要求1所述的火箭整流罩残骸定位跟踪系统，其特征在于：无人机通过云台接收并执行来自信号处理端机发出的俯仰角、方位角指令，通过可见光/红外探测器，实时对准下落中的火箭整流罩残骸，GNSS接收机将接收到的无人机导航位置信息发送到信号处理端机，信号处理端机根据机动式地面站所发出的火箭整流罩位置信息，结合自身的位置信息，实时计算出云台发送的方位角和俯仰角，通过可见光/红外探测器，将实时的图像信息发送到主站，主站根据实时图像信息进行基于运动目标识别与跟踪，锁定整流罩残骸，再根据事先存入的电子地图，进行地形匹配定位计算，确定整流罩残骸的最终掉落位置。