CN102565765A - 一种便携式空管监视雷达的空中动态校验系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种便携式空管监视雷达的空中动态校验系统，应用于空中交通管制中空管监视雷达的飞行校验。系统主要有GPS双天线，便携式GPS接收机及笔记本电脑组成。该便携系统不对飞机进行任何改装，不与飞机进行电气交联，避免了适航认证。同时本系统采用空地自动数据记录模式，突破了传统雷达校验系统的工作模式，实现了空管监视雷达的自动飞行校验。同时为普通机型扩展了简易飞行校验能力，缓解我国目前飞行校验资源紧张的问题，为实现我国自主的自动飞行校验系统积累经验。

Description

一种便携式空管监视雷达的空中动态校验系统

技术领域

本发明涉及一种便携式空管监视雷达的空中动态校验系统，应用于空中交通管制领域。

背景技术

空中动态校验是指为保证飞行安全，使用安装有专用校验设备的飞机，按照空中动态校验的有关规范，校准、检查和评估各种导航、雷达、通信和助航等设备的空间信号的质量及其容限，并依据结果出具飞行校验报告，为空管决策部门提供详尽的数据、资料的过程。

二次监视雷达(Secondary Surveillance Radar，SSR)是空中交通管制(Air TrafficControl，ATC)系统的基本组成设备之一，它相当于一部询问机，向空中发射询问信号，飞机上的应答器在收到询问信号后自动做出应答。SSR接收机载应答机回答的脉冲串信号，并送到信号处理设备解码，从而得出飞机的定位信息。由于同步窜扰和非同步窜扰及固定目标的反射等原因，降低了雷达的目标分辨力。如果应答机被占据或受到其他干扰，测得方位的精度也会降低。因此，我们需要一个平台对雷达的定位精度进行校验。

雷达系统是我国空中动态校验的主要对象之一，目前在国内民用航空中，雷达校验的空中动态校准方法是在飞机飞到规定检查点位置时，校验员在飞行过程中接收雷达操作员报告的雷达距离或方位，瞬间按下事件按钮并将距离、方位等参数输入到校验系统中，由校验系统与飞机雷达测定的距离或方位计算出测距或方位误差。该雷达校验方法只能在载有飞行校验系统的飞机上进行，随着机场业务的逐渐展开，潜在的国际雷达及空管自动化校验任务越来越多，空中交通繁忙，仅靠校验飞机难以满足飞行校验需求。因此，需要开发新的空中动态校验系统，扩大雷达校验的范围，提高飞行校验的精度和可靠性。

双天线就是采用两个GPS接收天线来接收GPS卫星信号，其工作原理为两个GPS天线采集的信号通过一个频率合成器合成一路信号传输到GPS接收机中进行定位，其使用条件是两个GPS天线不能有共视卫星。采用双天线减少了单天线对使用条件的限制，应用方便灵活，采用双天线的实现方案不需要对飞行进行任何改装，同时与飞机无电气交联，避免了适航认证需求。

通过多次静态、动态试验验证，GPS双天线的静态定位精度达米级，动态定位精度达十几米甚至米级，根据国际民航组织相关标准文献的技术要求，空管监视雷达的定位精度为150m或距离的3％-5％(取两者中较大值)，因此GPS双天线技术可以应用于空管监视雷达的飞行校验中。

发明内容

本发明的目的是为了解决必须使用专业校验飞机对现有雷达校验的局限问题，提供一种便携式空管监视雷达的空中动态校验系统，该系统在实际应用中容易实施，实现了空管监视雷达的自动校验。该系统无需改装飞机结构及设备，因此无需再申请获得适航认证，为非校验飞机提供了全球导航卫星系统(Global Navigation Satellite System，GNSS)应用及空中动态校验能力，为缓解我国目前飞行校验资源紧张的问题提供一种解决途径。

一种便携式空管监视雷达的空中动态校验系统，包括两个GPS接收天线、合成器、GPS接收机和PC机；

两个小型GPS接收天线分别贴于相对称的飞机两侧舷窗上，接收GPS卫星信号，GPS接收天线通过两根电缆线连至合成器中，合成一路信号进入便携式GPS接收机内，便携式GPS接收机得到飞机的GPS定位数据，GPS定位数据为WGS-84坐标系下飞机飞行的坐标，然后通过标准RS-232串口送至PC机；

地面雷达站获取雷达定位数据，定位数据为以雷达站为原点的站心直角坐标系下飞机的坐标，当系统采用实时工作模式时，地面雷达站通过语音通信系统的语音播报方式实时将雷达定位数据播报给机组人员，并且输入至PC机中，当系统采用后处理工作模式时，飞机校验飞行结束后，雷达定位数据直接输出给PC机中；

PC机对雷达定位数据和GPS定位数据进行处理，将雷达定位数据与GPS定位数据比对，进行误差分析并对雷达定位精度做出评估。

本发明的优点在于：

(1)兼容以往雷达校验技术；

(2)无需对机载设备进行任何改装，与飞机也没有任何电性的连接，因此无需试航论证的要求；

(3)便携，整个硬件系统由便携式GPS接收机，便携式PC机，小型GPS双天线，合成器及相应的接线组成，体积小，重量轻，携带方便；

(4)操作简洁，灵活。

附图说明

图1是本发明的硬件设备接连图；

图2是本发明的功能框图；

图3是本发明软件系统的功能图；

图4是本发明的软件流程图；

图中：

1G-PS接收天线 2-合成器            3-GPS接收机

4-PC机        5-信号处理子系统    6-人机交互界面子系统

501-GPS数据处理单元     502-雷达数据单元    503-误差模型单元

504-误差分析及评估单元  505-数据存储单元    601-图形显示单元

602-用户设置单元        603-数据报表单元    604-飞机轨迹显示单元

605-误差曲线显示单元

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

本发明是一种便携式空管监视雷达的空中动态校验系统，如图1所示，硬件方面，包括两个GPS接收天线1、合成器2、GPS接收机3和PC机4。

两个小型GPS接收天线1分别贴于相对称的飞机两侧舷窗上，接收GPS卫星信号，GPS接收天线1通过两根电缆线连至合成器2中，合成一路信号进入便携式GPS接收机3内，便携式GPS接收机3得到飞机的GPS定位数据，GPS定位数据为WGS-84坐标系下飞机飞行的坐标，然后通过标准RS-232串口送至PC机4的GPS数据处理单元501。

如图2所示，地面雷达站获取雷达定位数据，定位数据为以雷达站为原点的站心直角坐标系下飞机的坐标，当系统采用实时工作模式时，地面雷达站通过语音通信系统的语音播报方式实时将雷达定位数据播报给机组人员，并且输入至PC机4中雷达数据单元502的实时雷达数据单元506，当系统采用后处理工作模式时，飞机校验飞行结束后，雷达定位数据直接输出给PC机4中雷达数据单元502的后处理雷达数据单元507。

GPS接收天线1、合成器2、GPS接收机3和地面雷达站构成空间信号采集子系统7，空间信号采集子系统7主要完成对GPS空间信号和雷达数据的采集工作，建立空间信号采集模型，为校验系统提供信号处理的数据来源。

如图2所示，PC机4包括信号处理子系统5和人机交互界面子系统6。

信号处理子系统5对空间信号采集子系统7输出的相关导航信息进行处理，将雷达定位数据与GPS定位数据比对，进行误差分析并对雷达定位精度做出评估，同时完成数据存储，包括GPS数据处理单元501、雷达数据单元502、误差模型单元503、误差分析及评估单元504和数据存储单元505。

GPS数据处理单元501采集GPS接收机3输出的GPS定位数据，并且将GPS定位数据输出给数据存储单元505和误差模型单元503，雷达数据单元502包括实时雷达数据单元506和后处理雷达数据单元507，当系统采用实时工作模式时，实时雷达数据单元506采集地面雷达站的雷达定位数据，并将雷达定位数据输出至数据存储单元505和误差模型单元503。当系统采用后处理工作模式时，飞机校验飞行结束后，后处理雷达数据单元507采集地面雷达站的雷达定位数据，并将雷达定位数据输出至数据存储单元505和误差模型单元503。

误差模型单元503将GPS定位数据的坐标系转为雷达定位数据的坐标系，并且，将雷达定位数据最终转换为雷达站站心极坐标，然后将转换后的GPS定位数据和雷达定位数据输出至误差分析及评估单元504，转换具体为：

WGS-84大地坐标与地心地固(Earth-Centered Earth-Fixed，ECEF)坐标之间的坐标转换方程如公式(1)所示：

$\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}(r\_n+\mathrm{alt})*\cos \left(\mathrm{lat}\right)*\cos \left(\mathrm{lon}\right)\\ (r\_n+\mathrm{alt})*\cos \left(\mathrm{lat}\right)*\sin \left(\mathrm{lon}\right)\\ \left[(r\_n*(1-\mathrm{NAV}\_E2)+\mathrm{alt})\right]*\cos \left(\mathrm{lat}\right)\end{array}\right]---\left(1\right)$

其中：

x、y、z为飞机在地心地固坐标系下的坐标；

alt为飞机在WGS-84坐标下的高度；

lat为飞机在WGS-84坐标下的地纬度；

lon为飞机在WGS-84坐标下的地经度；

地球半径：A_EARTH＝6378137；

WGS-84系椭球的扁率：flattening＝1/298.2572235；

第一偏心率：NAV_E2＝(2-flattening)*flattening

卯酉圈曲率半径： $r\_n=\frac{A\_\mathrm{EARTH}}{\sqrt{1-\mathrm{NAV}\_E2*{\left(\sin \left(\mathrm{lat}\right)\right)}^2}};$

地心地固坐标系与站心直角坐标系之间的坐标转换方程如公式(2)所示：

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{xg}\\ \mathrm{yg}\\ \mathrm{zg}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}\cos \left(\mathrm{lon}\right)*(\mathrm{ye}-\mathrm{yu})-\sin \left(\mathrm{lon}\right)*(\mathrm{xe}-\mathrm{xu})\\ \cos \left(\mathrm{lat}\right)*(\mathrm{ze}-\mathrm{zu})-\sin \left(\mathrm{lat}\right)*\cos \left(\mathrm{lon}\right)*(\mathrm{xe}-\mathrm{xu})-\sin \left(\mathrm{lat}\right)*\sin \left(\mathrm{lon}\right)*(\mathrm{ye}-\mathrm{yu})\\ \cos \left(\mathrm{lat}\right)*\cos \left(\mathrm{lon}\right)*(\mathrm{xe}-\mathrm{xu})+\cos \left(\mathrm{lat}\right)*\sin \left(\mathrm{lon}\right)*(\mathrm{ye}-\mathrm{yu})+\sin \left(\mathrm{lat}\right)*(\mathrm{ze}-\mathrm{zu})\end{array}\right]---\left(2\right)$

其中：(xg，yg，zg)是转换后飞机在雷达站心直角坐标系下的坐标，(xe，ye，ze)是飞机在ECEF坐标系下的坐标，(xu，yu，zu)是雷达站在ECEF坐标系下的坐标；

雷达站心直角坐标与雷达站站心极坐标之间的坐标转换如公式(3)所示：

$\left[\begin{array}{c}R\\ A\\ E\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}\sqrt{x^2+y^2+z^2}\\ \arctan \left(\frac{x}{y}\right)\\ \arcsin \left(\frac{z}{R}\right)\end{array}\right]---\left(3\right)$

其中：(R，A，E)为雷达站心极坐标分量，分别是雷达测得的目标的斜距、方位和仰角，(x，y，z)是飞机在雷达站心直角坐标坐标系中的坐标；

误差分析及评估单元504按照同一UTC时间的标准对GPS定位数据和雷达定位数据进行对齐，得出在同一时刻，雷达相对于GPS的测距及测角误差，对雷达定位精度做出评估。并且，将结果输出至数据存储单元505。

人机交互子系统6包括图形显示单元601、用户设置单元602和数据报表单元603。

图形显示单元601通过信号处理子系统5得到的数据，实时监视可视卫星的数据及每颗卫星的工作状态等信息，可据此来判断GPS接收机的工作状态及其定位精度。图形显示单元601包括飞机轨迹显示单元604和误差曲线显示单元605，飞机轨迹显示单元604同时能够实时描绘飞机飞行的航迹图，利用GPS定位数据和雷达定位数据，在以雷达为极心的极坐标系中描绘出飞机在1-2个小时内的飞行轨迹，误差曲线显示单元605将雷达定位数据相对于GPS定位数据的误差信息也以曲线形式描绘出来，方便用户直观观测出误差值的大小。另外可根据用户的需求，数据报表单元603产生一定格式的报表。用户通过用户设置单元602实现对界面显示、GPS接收机参数的设置、校验科目的选择、校验类型，飞行程序及参考站，跑道信息的录入，在进行飞行校验前，需要对校验科目进行选择，通过用户设置单元对校验科目进行选择，校验科目包括圆周飞行校验科目、径向飞行校验科目和进近飞行校验科目，在飞行校验某一科目结束后，可以选择更新校验科目。该信息变更时程序中其他相关数据和信息都需要进行更新。

校验科目包括：

圆周飞行校验科目指飞机以雷达为中心，以选定的高度和半径进行圆周飞行，圆周半径应选择在20海里至40海里范围内；

径向飞行校验科目指飞机沿选定的雷达径向在规定的高度和距离范围内进行飞行，即通常所说的径向飞行，以雷达台站为中心，飞机在一定高度，背台或向台飞行，在选择飞行校准径向时，应选择地形较好且雷达杂波较小的方位；

进近飞行校验科目指飞机以恒定高度横越跑道中心线，一般采用高度为1000英尺，起始距离为10海里，到跑道入口后平飞通场。

本发明本校验系统是采用空地数据自动记录工作模式，在空中飞行结束后，对记录的数据进行后处理。同时为了兼容以往雷达校验技术，实时获取空中交通管制员播报的雷达数据对空管监视雷达进行实时的评估。

所述的两个小型GPS接收天线1形成GPS双天线，GPS双天线的功能是接收GPS卫星信号，合成器2将两路GPS卫星信号合成一路送至GPS接收机3中进行定位，PC机4主要完成动态监视及信息管理等功能。

所述的GPS接收机3采用的是JAVAD便携式GPS接收机，其与PC机4通过标准的RS-232进行通信，通信数据位为8位，1位停止位，无奇偶校验位，通信的波特率为115200。不同于一般的GPS接收机，除了上电以外，还要给Prego接收机发送指令命令，它才对外发送导航信息。

图3是本发明软件系统的功能图，根据雷达数据的两种方式不同，软件可以有两种工作模式，即实时工作模式和后处理工作模式。实时处理工作模式是指在校飞过程中，雷达数据通过语音通信系统由机组人员送记录并置入系统。后处理工作模式是指校验飞行结束后，将雷达站提供的数据与GPS数据进行处理和分析。在飞行校验过程中，机组人员利用雷达站位置信息(已知)和解读GPS信号得到的飞机位置信息，通过相关的坐标转换和误差模型等算法，可以计算出飞机在雷达站站心坐标系中的位置。将雷达提供的飞机位置信息与GPS计算出来的飞机在雷达站心坐标系中的位置信息进行比对，可以得出雷达定位数据与GPS定位数据的误差，并以曲线形式显示出来。同时，将这两种计算得出来的位置信息，在以雷达站为极心的极坐标系中描绘出来，构成两条飞机轨迹图，可以直观地观测出二者的偏差。最后，要将相关的数据存储在数据库内以后处理。同时可根据按照用户的需求，生成一定格式的数据报表。

由图4可知本发明系统的软件工作流程如下：

1、登录系统

软件登录界面主要用于记录飞行校验期间机组人员和校验的情况，包括机长、副驾驶、校验员、飞机识别码及机尾号等信息。

2、校验科目

此步用来选择进行飞行校验，还是进行数据回放。如果是进行数据回放，直接到第五步数据的显示与处理。若是进行飞行校验，则根据飞行需要选择飞行校验科目，其中包括飞行程序的选择，雷达站信息以及跑道信息的录入。

3、通信配置

本系统采用JAVAD便携式GPS接收机，其与PC机通过标准的RS-232进行通信。选择校验科目完毕后，即可打开串口与接收机进行通信。进行对接收机控制命令的发送，以及对接收机输出的导航定位信息的提取。

4、数据获取

建立了与接收机的通信，即可选择开始接收数据，不同于一般的GPS接收机，除了上电以外，还要给Prego接收机发送指令命令，它才对外发送导航信息。此时，软件开始接收NMEA-0183数据格式的定位数据。

5、数据显示与处理

对数据进行计算、显示等处理，按照要求进行数据格式的变换、是否存储数据，根据需要绘制各种图形。

6、人机交互

软件工作的同时，需要与用户之间进行信息交互。用户可以实时更改校验科目，同时对于突发情况或其他特殊时刻进行记录、响应等操作。

7、数据管理

根据不同的校验科目分别存储数据，包括原始数据、定位数据、机组人员、雷达站、跑道等信息的存储。用户可以根据需要选择存储不同时间段的数据。

8、图形模式

在不同的校验科目下，需要绘制不同的图形显示不同的信息。包括星空图、品质因数图、飞行轨迹图、飞行高度图、偏移距离图、偏移角度图等图形的绘制。其中星空图、品质因数图是始终要显示的。飞行轨迹图、飞行高度图、偏移距离和偏移角度图根据不同科目会有所不同。

9、数据回放

本系统还有数据回放的功能，登陆系统后，选择回放文件，即可回放实时飞行的情况。

Claims (5)

1.一种便携式空管监视雷达的空中动态校验系统，其特征在于，包括两个GPS接收天线、合成器、GPS接收机和PC机；

两个小型GPS接收天线分别贴于相对称的飞机两侧舷窗上，接收GPS卫星信号，GPS接收天线通过两根电缆线连至合成器中，合成一路信号进入便携式GPS接收机内，便携式GPS接收机得到飞机的GPS定位数据，GPS定位数据为WGS-84坐标系下飞机飞行的坐标，然后通过标准RS-232串口送至PC机；

地面雷达站获取雷达定位数据，定位数据为以雷达站为原点的站心直角坐标系下飞机的坐标，当系统采用实时工作模式时，地面雷达站通过语音通信系统的语音播报方式实时将雷达定位数据播报给机组人员，并且输入至PC机中，当系统采用后处理工作模式时，飞机校验飞行结束后，雷达定位数据直接输出给PC机中；

PC机对雷达定位数据和GPS定位数据进行处理，将雷达定位数据与GPS定位数据比对，进行误差分析并对雷达定位精度做出评估。

2.根据权利要求1所述的一种便携式空管监视雷达的空中动态校验系统，其特征在于，所述的GPS接收天线、合成器、GPS接收机和地面雷达站构成空间信号采集子系统，空间信号采集子系统主要完成对GPS空间信号和雷达数据的采集工作，建立空间信号采集模型，为校验系统提供信号处理的数据来源。

3.根据权利要求1所述的一种便携式空管监视雷达的空中动态校验系统，其特征在于，所述的PC机包括信号处理子系统和人机交互界面子系统；

信号处理子系统包括GPS数据处理单元、雷达数据单元、误差模型单元、误差分析及评估单元和数据存储单元；

GPS数据处理单元采集GPS接收机输出的GPS定位数据，并且将GPS定位数据输出给数据存储单元和误差模型单元，雷达数据单元包括实时雷达数据单元和后处理雷达数据单元，当系统采用实时工作模式时，实时雷达数据单元采集地面雷达站的雷达定位数据，并将雷达定位数据输出至数据存储单元和误差模型单元；当系统采用后处理工作模式时，飞机校验飞行结束后，后处理雷达数据单元采集地面雷达站的雷达定位数据，并将雷达定位数据输出至数据存储单元和误差模型单元；

误差模型单元将GPS定位数据的坐标系转为雷达定位数据的坐标系，并且，将雷达定位数据最终转换为雷达站站心极坐标，然后将转换后的GPS定位数据和雷达定位数据输出至误差分析及评估单元；

误差分析及评估单元按照同一UTC时间的标准对GPS定位数据和雷达定位数据进行对齐，得出在同一时刻，雷达相对于GPS的测距及测角误差，对雷达定位精度做出评估；并且，将结果输出至数据存储单元；

人机交互子系统包括图形显示单元、用户设置单元和数据报表单元；

图形显示单元通过信号处理子系统得到的数据，实时监视可视卫星的数据及每颗卫星的工作状态等信息，判断GPS接收机的工作状态及其定位精度；图形显示单元包括飞机轨迹显示单元和误差曲线显示单元，飞机轨迹显示单元同时能够实时描绘飞机飞行的航迹图，利用GPS定位数据和雷达定位数据，在以雷达为极心的极坐标系中描绘出飞机在1-2个小时内的飞行轨迹，误差曲线显示单元将雷达定位数据相对于GPS定位数据的误差信息也以曲线形式描绘出来；另外可根据用户的需求，数据报表单元产生一定格式的报表；用户通过用户设置单元实现对界面显示、GPS接收机参数的设置、校验科目的选择、校验类型，飞行程序及参考站，跑道信息的录入，在进行飞行校验前，需要对校验科目进行选择，通过用户设置单元对校验科目进行选择，校验科目包括圆周飞行校验科目、径向飞行校验科目和进近飞行校验科目，在飞行校验某一科目结束后，选择更新校验科目。

4.根据权利要求3所述的一种便携式空管监视雷达的空中动态校验系统，其特征在于，所述的误差模型单元中坐标的转换具体为：

WGS-84大地坐标与地心地固坐标之间的坐标转换方程如公式(1)所示：

$\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}(r\_n+\mathrm{alt})*\cos \left(\mathrm{lat}\right)*\cos \left(\mathrm{lon}\right)\\ (r\_n+\mathrm{alt})*\cos \left(\mathrm{lat}\right)*\sin \left(\mathrm{lon}\right)\\ \left[(r\_n*(1-\mathrm{NAV}\_E2)+\mathrm{alt})\right]*\cos \left(\mathrm{lat}\right)\end{array}\right]---\left(1\right)$

其中：

x、y、z为飞机在地心地固坐标系下的坐标；

alt为飞机在WGS-84坐标下的高度；

lat为飞机在WGS-84坐标下的地纬度；

lon为飞机在WGS-84坐标下的地经度；

地球半径：A_EARTH＝6378137；

WGS-84系椭球的扁率：flattening＝1/298.2572235；

第一偏心率：NAV_E2＝(2-flattening)*flattening

卯酉圈曲率半径： $r\_n=\frac{A\_\mathrm{EARTH}}{\sqrt{1-\mathrm{NAV}\_E2*{\left(\sin \left(\mathrm{lat}\right)\right)}^2}};$

地心地固坐标系与站心直角坐标系之间的坐标转换方程如公式(2)所示：

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{xg}\\ \mathrm{yg}\\ \mathrm{zg}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}\cos \left(\mathrm{lon}\right)*(\mathrm{ye}-\mathrm{yu})-\sin \left(\mathrm{lon}\right)*(\mathrm{xe}-\mathrm{xu})\\ \cos \left(\mathrm{lat}\right)*(\mathrm{ze}-\mathrm{zu})-\sin \left(\mathrm{lat}\right)*\cos \left(\mathrm{lon}\right)*(\mathrm{xe}-\mathrm{xu})-\sin \left(\mathrm{lat}\right)*\sin \left(\mathrm{lon}\right)*(\mathrm{ye}-\mathrm{yu})\\ \cos \left(\mathrm{lat}\right)*\cos \left(\mathrm{lon}\right)*(\mathrm{xe}-\mathrm{xu})+\cos \left(\mathrm{lat}\right)*\sin \left(\mathrm{lon}\right)*(\mathrm{ye}-\mathrm{yu})+\sin \left(\mathrm{lat}\right)*(\mathrm{ze}-\mathrm{zu})\end{array}\right]---\left(2\right)$

其中：(xg，yg，zg)是转换后飞机在雷达站心直角坐标系下的坐标，(xe，ye，ze)是飞机在ECEF坐标系下的坐标，(xu，yu，zu)是雷达站在ECEF坐标系下的坐标；

雷达站心直角坐标与雷达站站心极坐标之间的坐标转换如公式(3)所示：

$\left[\begin{array}{c}R\\ A\\ E\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}\sqrt{x^2+y^2+z^2}\\ \arctan \left(\frac{x}{y}\right)\\ \arcsin \left(\frac{z}{R}\right)\end{array}\right]---\left(3\right)$

其中：(R，A，E)为雷达站心极坐标分量，分别是雷达测得的目标的斜距、方位和仰角，(x，y，z)是飞机在雷达站心直角坐标坐标系中的坐标。

5.根据权利要求3所述的一种便携式空管监视雷达的空中动态校验系统，其特征在于，所述的校验科目包括：

圆周飞行校验科目指飞机以雷达为中心，以选定的高度和半径进行圆周飞行，圆周半径应选择在20海里至40海里范围内；

径向飞行校验科目指飞机沿选定的雷达径向在规定的高度和距离范围内进行飞行，即通常所说的径向飞行，以雷达台站为中心，飞机在一定高度，背台或向台飞行，在选择飞行校准径向时，应选择地形较好且雷达杂波较小的方位；

进近飞行校验科目指飞机以恒定高度横越跑道中心线，一般采用高度为1000英尺，起始距离为10海里，到跑道入口后平飞通场。

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