CN103323847B - 一种动目标点迹仿真及轨迹关联方法和装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种动目标点迹仿真及轨迹关联的方法，设置动目标的初始位置及初始速度矢量；根据雷达天线的波位间隔及所述动目标的所述初始速度矢量更新所述动目标的位置信息及速度矢量信息，并记录更新后的所述动目标的位置信息及速度矢量信息而形成动目标数据库；确定所述动目标相对于所述载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息；将相邻波位的重叠部分的所述动目标进行合并，并将相邻扫描时检测到的所述动目标进行轨迹关联。本发明还同时公开了一种动目标点迹仿真及轨迹关联装置。采用本发明的技术方案，能通过仿真提供广域监视地面运动目标检测(WAS-GMTI)模式下动目标信息数据，可以对该模式下的相关处理算法进行验证。

Description

一种动目标点迹仿真及轨迹关联方法和装置

技术领域

本发明涉及动目标检测技术，尤其涉及一种动目标点迹仿真及轨迹关联方法和装置。

背景技术

广域监视地面运动目标检测(WAS-GMTI，Wide Area Surveillance GroundMoving target Indication)模式是合成孔径雷达(SAR，Synthetic Aperture Radar)系统的工作模式之一，主要涉及大面积快速监视地面运动目标。WAS-GMTI模式下的距离向测绘范围、距离向分辨率与常规条带模式下的距离向测绘范围、距离向分辨率相同。但在方位向上，由于SAR系统天线采用方位向扫描的工作方式，方位向测绘范围和方位向分辨率具有新的特点，WAS-GMTI模式下的方位向测绘范围包括载机在一次扫描时间内飞过的距离和天线方位向扫描所扩大的测绘范围。因此，在WAS-GMTI模式下，相同飞行时间内可以获得更大范围区域的信息。

但是，WAS-GMTI模式比较复杂，其成像、动目标检测、跟踪处理等一系列处理过程具有很大的难度。而且，在WAS-GMTI模式的处理算法研究等场合，需要有符合特定条件下的数据，这些数据都通过载机飞行获得往往不太实际，而且这些数据又是已有的SAR系统在其他模式下获取的数据所无法取代的，所以，在不通过载机的情况下如何获取WAS-GMTI模式下动目标信息数据是目前亟需解决的问题。

发明内容

有鉴于此，本发明的主要目的在于提供一种动目标的点迹仿真及轨迹关联方法和装置，能通过仿真提供WAS-GMTI模式下动目标信息数据，能对该模式下相关处理算法进行验证。

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：

一种动目标点迹仿真及轨迹关联方法，所述方法包括：

根据载机运动信息和所述载机上的雷达天线的天线扫描信息，确定地面扫描范围，在所述地面扫描范围内设置动目标的初始位置及初始速度矢量；

根据所述雷达天线的波位间隔及所述动目标的所述初始速度矢量更新所述动目标的位置信息及速度矢量信息，并记录更新后的所述动目标的位置信息及速度矢量信息而形成动目标数据库；

根据所述动目标数据库中的各所述动目标的位置信息和速度矢量信息，以及所述载机的位置确定所述动目标相对于所述载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息；

将所述雷达天线的相邻波位的相应覆盖范围对应的重叠部分中的所述动目标进行合并，并将所述雷达天线相邻扫描时测量到的所述动目标进行轨迹关联。

优选地，所述根据所述动目标数据库中的各所述动目标的位置信息和速度矢量信息，以及所述载机的位置、所述雷达天线的波位间隔确定所述动目标相对于所述载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息，包括：

根据所述载机的经纬度信息及其高程信息、以及所述动目标的经纬度信息及其高程信息获取所述动目标相对于所述载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息。

优选地，所述根据所述载机的经纬度信息及其高程信息、以及所述动目标的经纬度信息及其高程信息获取所述动目标相对于所述载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息，包括：

在载机中心C的三维坐标为(x₁，y₁，h₁)，动目标中心P的三维坐标为(x₂，y₂，h₂)时，

动目标中心P与载机中心C的距离R表示为：

$R=\sqrt{{(h_2-h_1)}^2+{(2\·R_e\·\arcsin \left(\frac{\sqrt{2\·[1-\cos (y_2-y_1)+\cos y_1\·\cos y_2-\cos y_1\·{\cos y}_2\·\cos (x_2-x_1)]}}{2}\right))}^2}$

其中，h₂为动目标的高程，h₁为载机的高程；x₂为动目标的经度，x₁为载机的经度；y₂为动目标的纬度，y₁为载机的纬度；R_e为所述动目标所在位置所对应的地球半径；

方位角θ为所述动目标中心P和所述载机中心C的连线CP与所述载机机尾方向的夹角，其中，点A为载机机尾方向的任一点，所述方位角θ表示为：

$\mathrm{\θ}=\∠\mathrm{ACP}=\arccos \left(\frac{{\mathrm{AC}}^2+{\mathrm{CP}}^2-{\mathrm{AP}}^2}{2\·\mathrm{AC}\·\mathrm{CP}}\right);$

径向速度为所述动目标速度在所述载机中心C与所述动目标中心P连线上的投影，其中，点B为所述动目标速度所在方向任一点，所述径向速度表示为：

${\stackrel{\→}{v}}_r=\cos (\mathrm{\π}-\∠\mathrm{BPO})\·\stackrel{\→}{v}.$

优选地，所述将所述雷达天线的相邻波位的相应覆盖范围对应的重叠部分中的所述动目标进行合并，包括：

确定所述雷达天线的相邻波位中的两个动目标到载机的斜距之差小于设定的第一门限值，且所述两个动目标的多普勒频率之差小于设定的第二门限值时，将所述两个动目标确定为同一个动目标，将所述两个动目标合并。

优选地，所述将所述雷达天线相邻扫描时检测到的所述动目标进行轨迹关联，为：

在所述载机到所述动目标的距离为R、所述动目标的径向速度为时，对于每个动目标，将所述动目标所对应的R和进行T＝α·ΔR+β·Δv_r的加权处理；

其中，α、β均为加权值，α+β＝1，ΔR为由所述动目标因自身运动而在两不同位置的动目标的R值之差，Δv_r为在两不同位置的动目标的v_r值之差，且α>β；

确定相邻两次雷达天线的天线扫描中两不同位置的动目标的表达式T的值小于设定的第三门限值时，将所述两不同位置的动目标进行关联。

一种动目标点迹仿真及轨迹关联装置，该装置包括设置模块、获取模块和合并关联模块；其中，

所述设置模块，用于根据载机运动信息和所述载机上的雷达天线的天线扫描信息，确定地面扫描范围，在所述地面扫描范围内设置动目标的初始位置及初始速度矢量；根据所述雷达天线的波位间隔及所述动目标的所述初始速度矢量更新所述动目标的位置信息及速度矢量信息，并记录更新后的所述动目标的位置信息及速度矢量信息而形成动目标数据库；

所述获取模块，用于根据所述动目标数据库中的各所述动目标的位置信息和速度矢量信息，以及所述载机的位置确定所述动目标相对于所述载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息；

所述合并关联模块，用于将所述雷达天线的相邻波位的相应覆盖范围对应的重叠部分中的所述动目标进行合并，并将所述雷达天线相邻扫描时检测到的所述动目标进行轨迹关联。

优选地，所述获取模块，还用于根据所述载机的经纬度信息及其高程信息、以及所述动目标的经纬度信息及其高程信息获取所述动目标相对于所述载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息。

优选地，所述获取模块还用于，在载机中心C的三维坐标为(x₁，y₁，h₁)，动目标中心P的三维坐标为(x₂，y₂，h₂)时，

动目标中心P与载机中心C的距离R表示为：

$R=\sqrt{{(h_2-h_1)}^2+{(2\·R_e\·\arcsin \left(\frac{\sqrt{2\·[1-\cos (y_2-y_1)+\cos y_1\·\cos y_2-\cos y_1\·{\cos y}_2\·\cos (x_2-x_1)]}}{2}\right))}^2}$

其中，h₂为动目标的高程，h₁为载机的高程；x₂为动目标的经度，x₁为载机的经度；y₂为动目标的纬度，y₁为载机的纬度；R_e为所述动目标所在位置所对应的地球半径；

方位角θ为所述动目标中心P和所述载机中心C的连线CP与所述载机机尾方向的夹角，其中，点A为载机机尾方向的任一点，所述方位角θ表示为：

$\mathrm{\θ}=\∠\mathrm{ACP}=\arccos \left(\frac{{\mathrm{AC}}^2+{\mathrm{CP}}^2-{\mathrm{AP}}^2}{2\·\mathrm{AC}\·\mathrm{CP}}\right);$

径向速度为所述动目标速度在所述载机中心C与所述动目标中心P连线上的投影，其中，点B为所述动目标速度所在方向任一点，所述径向速度表示为：

${\stackrel{\→}{v}}_r=\cos (\mathrm{\π}-\∠\mathrm{BPO})\·\stackrel{\→}{v}.$

优选地，所述合并关联模块，还用于确定所述雷达天线的相邻波位中的两个动目标到载机的斜距之差小于设定的第一门限值，且所述两个动目标的多普勒频率之差小于设定的第二门限值时，将所述两个动目标确定为同一个动目标，将所述两个动目标合并。

优选地，所述合并关联模块还用于，在所述载机到所述动目标的距离为R、所述动目标的径向速度为时，对于每个动目标，将所述动目标所对应的R和进行T＝α·ΔR+β·Δv_r的加权处理；

其中，α、β均为加权值，α+β＝1，ΔR为由所述动目标因自身运动而在两不同位置的动目标的R值之差，Δv_r为在两不同位置的动目标的v_r值之差，且α>β；

确定相邻两次雷达天线的天线扫描中两不同位置的动目标的表达式T的值小于设定的第三门限值时，将所述两不同位置的动目标进行关联。

本发明所提供的动目标点迹仿真及轨迹关联方法和装置，设置动目标的经纬度及速度矢量；获取所述动目标相对于载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息；合并相邻波位重叠部分的相同动目标，将相邻扫描时观测到的动目标进行轨迹关联；将轨迹关联后的动目标斜距和角度信息转换为经纬度信息，标注在参考地图上。如此，本发明能通过仿真提供WAS-GMTI模式下动目标信息数据，降低了成本。此外，由于用现有技术中应用软件对本发明方法进行了有效性验证，因此，本发明方法可应用于实际工程中的SAR系统上。

附图说明

图1为本发明动目标点迹仿真及轨迹关联方法的流程示意图；

图2为本发明相位中心同动目标的几何关系示意图；

图3为本发明动目标定位几何关系示意图；

图4为本发明动目标关联所用信息示意图；

图5为本发明动目标点迹仿真及轨迹关联的装置的组成结构示意图；

图6为本发明实施例对重复出现的相同动目标做合并前后的标注结果对比示意图；

图7为本发明实施例利用仿真软件仿真出的动目标信息经过定位、关联后的标注结果示意图。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施例对本发明再作进一步详细的说明。

图1为本发明动目标点迹仿真及轨迹关联方法的流程示意图，如图1所示，该方法包括：

步骤101：根据载机运动信息和所述载机上的雷达天线的天线扫描信息，确定地面扫描范围，在所述地面扫描范围内设置动目标的初始位置及初始速度矢量；

这里，所述载机运动信息包括载机的速度信息、高程信息和经纬度信息；所述天线扫描信息包括天线的方位向扫描范围、二维波束宽度和波束的俯仰角等。所述天线的方位向扫描范围，根据具体情况进行设定。

这里，所述根据载机运动信息和天线扫描信息，确定地面扫描观测范围的方法；以及，从电子地图中提取所述地面扫描观测范围内的所述动目标所在道路的经纬度坐标的方法与现有技术相同，在此不再赘述。所述电子地图为谷歌(Google)光学地图、或为矢量地图等。

这里，设置动目标的初始位置及初始速度矢量时，可从电子地图中提取所述地面扫描范围内道路信息；沿道路设置所述动目标的位置信息及速度矢量，且所述动目标的运动方向与道路方向一致。

步骤102：根据所述雷达天线的波位间隔及所述动目标的所述初始速度矢量更新所述动目标的位置信息及速度矢量信息，并记录更新后的所述动目标的位置信息及速度矢量信息而形成动目标数据库；

这里，所述道路方向有两个方向，设置所述动目标的运动方向与道路方向一致，包括：设置所述动目标的运动方向与道路方向之一一致即可。

这里，所述波位间隔也即波束宽度。

这里，由于波束处于不停的扫描状态，所以需根据波位间隔及目标速度更新动目标的位置信息和径向速度，进而形成动目标数据库。

这里，对所述地面扫描观测范围进行扫描时，不同波位的观测范围子集组成了整个一次扫描的观测范围，从动目标数据库中提取动目标嵌入对应时刻、对应波位的地面观测范围子集中。

步骤103：根据所述动目标数据库中的各所述动目标的位置信息和速度矢量信息，以及所述载机的位置确定所述动目标相对于所述载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息；

具体地，所述根据所述动目标数据库中的各所述动目标的位置信息和速度矢量信息，以及所述载机的位置确定所述动目标相对于所述载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息，包括：

根据所述载机的经纬度信息及其高程信息、以及所述动目标的经纬度信息及其高程信息获取所述动目标相对于所述载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息。

具体地，所述获取的动目标相对于载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息，包括：动目标与载机的距离R、目标方位角θ和目标的径向速度

如图2所示，在载机中心C的三维坐标为(x₁，y₁，h₁)，动目标中心P的三维坐标为(x₂，y₂，h₂)时，

动目标中心P与载机中心C的距离R表示为：

$R=\sqrt{{(h_2-h_1)}^2+{(2\·R_e\·\arcsin \left(\frac{\sqrt{2\·[1-\cos (y_2-y_1)+\cos y_1\·\cos y_2-\cos y_1\·{\cos y}_2\·\cos (x_2-x_1)]}}{2}\right))}^2}---\left(1\right)$

其中，h₂为动目标的高程，h₁为载机的高程；x₂为动目标的经度，x₁为载机的经度；y₂为动目标的纬度，y₁为载机的纬度；R_e为所述动目标所在位置所对应的地球半径；

方位角θ为动目标中心P和载机中心C的连线CP与所述载机机尾方向的夹角，其中，点A为载机机尾方向的任一点，所述方位角θ表示为：

$\mathrm{\θ}=\∠\mathrm{ACP}=\arccos \left(\frac{{\mathrm{AC}}^2+{\mathrm{CP}}^2-{\mathrm{AP}}^2}{2\·\mathrm{AC}\·\mathrm{CP}}\right)---\left(2\right)$

径向速度为动目标速度在载机中心C与动目标中心P连线上的投影，其中，点B为动目标速度所在方向任一点，所述径向速度表示为：

${\stackrel{\→}{v}}_r=\cos (\mathrm{\π}-\∠\mathrm{BPO})\·\stackrel{\→}{v}---\left(3\right)$

这里，步骤101和步骤102完成后，即完成了对所述动目标点迹的仿真。

步骤104：将所述雷达天线的相邻波位相应覆盖范围对应的重叠部分中的所述动目标进行合并，并将所述雷达天线相邻扫描时测量到的所述动目标进行轨迹关联。

具体地，所述将所述雷达天线的相邻波位的相应覆盖范围对应的重叠部分中的所述动目标进行合并，包括：

确定所述雷达天线的相邻波位中的两个动目标到载机的斜距之差小于设定的第一门限值，且所述两个动目标的多普勒频率之差小于设定的第二门限值时，将所述两个动目标确定为同一个动目标，将所述两个动目标合并。

这里，所述第一门限值、以及第二门限值均可根据SAR系统的参数进行设定。

具体地，所述将所述雷达天线相邻扫描时测量到的所述动目标的轨迹进行关联，其实施原理及步骤，为：

在所述载机到所述动目标的距离为R、所述动目标的径向速度为时，对于每个动目标，将所述动目标所对应的R和进行T＝α·ΔR+β·Δv_r的加权处理；

其中，α、β均为加权值，α+β＝1，ΔR为由所述动目标因自身运动而在两不同位置的动目标的R值之差，Δv_r为在两不同位置的动目标的v_r值之差，且ΔR的优先级较高，Δv_r的优先级较低，在所述表达式中，α>β；

确定相邻两次雷达天线的天线扫描中两不同位置的动目标的表达式T的值小于设定的第三门限值时，将所述两不同位置的动目标进行关联。

进一步的，在步骤103完成后，为更好的验证本发明所述的点迹仿真及轨迹关联方法，可将轨迹关联后的动目标斜距和角度信息转换为经纬度信息，并将所述经纬度信息标注在参考地图上。

具体地，以图2及图4为例，将轨迹关联后的动目标斜距和角度信息转换为经纬度信息，具体为：

首先，确定出动目标中心P与载机中心C在地面投影位置O之间的地距OP，并确定出OP相对于正侧视方向的方位角

这里，所述动目标位置P与载机在地面投影位置O之间的地距OP，也即动目标斜距。

取动目标中心P点所在波位的平均高程作为P点的高程信息r：

$r=\sqrt{R^2-{(h_1-h_2)}^2}---\left(4\right)$

进而，可得到：其中，X＝R·sin(θ-90)，θ为动目标中心P与载机中心C的连线和载机机尾方向的夹角。

进一步的，可根据公式(5)确定在右侧视情况下动目标P的经纬度信息，根据公式(6)确定在左侧视情况下动目标P的经纬度信息。这里，所述右侧视和左侧视式是相对载机的航线而言的，具体地，波束指向左边时，为左侧视情况；波束指向右边时，为右侧视情况。

如图4所示，右侧视情况下，P点经纬度表示为：

   (5)

同理，左侧视情况下，P点经纬度表示为：

   (6)

其中，为动目标P的纬度，为动目标P的经度；OP为动目标位置与载机地面投影位置之间的地距；x₂为动目标的经度，x₁为载机的经度；y₂为动目标的纬度，y₁为载机的纬度。

图5为本发明动目标点迹仿真及轨迹关联装置的组成结构示意图，如图5所示，该装置包括：设置模块51、获取模块52和合并关联模块53；其中，

所述设置模块51，用于根据载机运动信息和所述载机上的雷达天线的天线扫描信息，确定地面扫描范围，在所述地面扫描范围内设置动目标的初始位置及初始速度矢量；根据所述雷达天线的波位间隔及所述动目标的所述初始速度矢量更新所述动目标的位置信息及速度矢量信息，并记录更新后的所述动目标的位置信息及速度矢量信息而形成动目标数据库；

所述获取模块52，用于根据所述动目标数据库中的各所述动目标的位置信息和速度矢量信息，以及所述载机的位置确定所述动目标相对于所述载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息；

所述合并关联模块53，用于将所述雷达天线的相邻波位相应覆盖范围对应的重叠部分中的所述动目标进行合并，并将所述雷达天线相邻扫描时检测到的所述动目标的轨迹进行关联。

具体地，所述获取模块52，还用于根据所述载机的经纬度信息及其高程信息、以及所述动目标的经纬度信息及其高程信息获取所述动目标相对于所述载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息。

具体地，所述获取模块52还用于，在载机中心C的三维坐标为(x₁，y₁，h₁)，动目标中心P的三维坐标为(x₂，y₂，h₂)时，

动目标中心P与载机中心C的距离R表示为：

$R=\sqrt{{(h_2-h_1)}^2+{(2\·R_e\·\arcsin \left(\frac{\sqrt{2\·[1-\cos (y_2-y_1)+\cos y_1\·\cos y_2-\cos y_1\·{\cos y}_2\·\cos (x_2-x_1)]}}{2}\right))}^2}$

其中，h₂为动目标的高程，h₁为载机的高程；x₂为动目标的经度，x₁为载机的经度；y₂为动目标的纬度，y₁为载机的纬度；R_e为所述动目标所在位置所对应的地球半径；

方位角θ为动目标中心P和载机中心C的连线CP与所述载机机尾方向的夹角，其中，点A为载机机尾方向的任一点，所述方位角θ表示为：

$\mathrm{\θ}=\∠\mathrm{ACP}=\arccos \left(\frac{{\mathrm{AC}}^2+{\mathrm{CP}}^2-{\mathrm{AP}}^2}{2\·\mathrm{AC}\·\mathrm{CP}}\right);$

径向速度为动目标速度在载机中心C与动目标中心P连线上的投影，其中，点B为动目标速度所在方向任一点，所述径向速度表示为：

${\stackrel{\→}{v}}_r=\cos (\mathrm{\π}-\∠\mathrm{BPO})\·\stackrel{\→}{v}.$

具体地，所述合并关联模块53，还用于确定所述雷达天线的相邻波位中的两个动目标到载机的斜距之差小于设定的第一门限值，且所述两个动目标的多普勒频率之差小于设定的第二门限值时，将所述两个动目标确定为同一个动目标，将所述两个动目标合并。

具体地，所述合并关联模块53还用于，在所述载机到所述动目标的距离为R、所述动目标的径向速度为时，对于每个动目标，将所述动目标所对应的R和进行T＝α·ΔR+β·Δv_r的加权处理；

其中，α、β均为加权值，α+β＝1，ΔR为由所述动目标因自身运动而在两不同位置的动目标的R值之差，Δv_r为在两不同位置的动目标的v_r值之差，且α>β；

确定相邻两次雷达天线的天线扫描中两不同位置的动目标的表达式T的值小于设定的第三门限值时，将所述两不同位置的动目标进行关联。

具体地，所述设置模块51的功能可通过前述步骤101记载的处理方式实现；所述获取模块52的功能可通过前述步骤102记载的处理方式实现；所述合并关联模块53的功能可通过前述步骤103记载的处理方式实现，在此不再赘述。并且，确定出动目标位置P与载机在地面投影位置O之间的地距OP以及OP相对于正侧视方向的方位角后，进而根据公式(5)或公式(6)计算出动目标的经纬度。

本领域技术人员应当理解，图5中所示的动目标点迹仿真及轨迹关联装置中的各处理模块的实现功能可参照前述动目标点迹仿真和轨迹关联方法的相关描述而理解。本领域技术人员应当理解，图5所示的动目标点迹仿真及轨迹关联装置中各处理单元的功能可通过运行于处理器上的程序而实现，也可通过具体地逻辑电路而实现。

为了更好地说明本发明方法的实现效果，可将本发明的动目标检测应用于现有技术中的SAR系统仿真软件中，进行实验。

图6为对重复出现的相同动目标做合并前后的标注结果对比示意图；其中，图6(a)为合并前示意图，图6(b)为合并后示意图。从图6(a)可看出，图6(a)中的A点处、B点处，均有两个动目标，实际上，A点处的两个动目标为同一个动目标，B点处的两个动目标也为同一个动目标；图6(b)为利用本发明方法中目标合并准则将A点处的两个动目标、B点处的两个动目标进行合并后的示意图。显然，从图6(b)可看出，将图6(a)中的A点处的两个动目标合并成同一个动目标Aˊ，将图6(a)中的B点处的两个动目标合并成同一个动目标Bˊ，验证了本发明方法中目标合并准则的有效性。在此基础上，对所述动目标Aˊ进行关联，或对动目标点处Bˊ进行关联，提高了动目标的跟踪精度和稳定性，进而提高了WAS-GMTI模式下对动目标进行跟踪、检测的性能。

为了说明本发明中定位方法的有效性，从仿真数据中随机选择了八个动目标，对比其初始设定的经纬度和使用本发明中定位方法定位之后的经纬度，所述动目标初始设定的经纬度与定位结果对比结果如表1所示：

表1

从表1可以发现，本发明中的定位方法是精确有效的。

图7为本发明实施例利用仿真软件仿真出的动目标信息经过定位、关联后的标注结果示意图。如图7所示，图7中给出了六个完整的动目标关联图，对每个动目标关联六次。从图7可看出，动目标1、动目标2、动目标3、动目标4、动目标5和动目标6基本处于相应区域的相应道路附近，基本与实际情况相符。并且，证实了采用本发明方法能够对多个动目标进行较好地跟踪，获得较好的跟踪精度与稳定性。

实验结果表明，本发明方法尤其适合于实时对陆地上的地面动目标进行跟踪、检测。

以上所述，仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种动目标点迹仿真及轨迹关联方法，其特征在于，所述方法包括：

根据载机运动信息和所述载机上的雷达天线的天线扫描信息，确定地面扫描范围，在所述地面扫描范围内设置动目标的初始位置及初始速度矢量；

根据所述雷达天线的波位间隔及所述动目标的所述初始速度矢量更新所述动目标的位置信息及速度矢量信息，并记录更新后的所述动目标的位置信息及速度矢量信息而形成动目标数据库；

根据所述动目标数据库中的各所述动目标的位置信息和速度矢量信息，以及所述载机的位置确定所述动目标相对于所述载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息；

确定所述雷达天线的相邻波位中的两个动目标到载机的斜距之差小于设定的第一门限值，且所述两个动目标的多普勒频率之差小于设定的第二门限值时，将所述两个动目标确定为同一个动目标，将所述两个动目标合并，并在所述载机到所述动目标的距离为R、所述动目标的径向速度为时，对于每个动目标，将所述动目标所对应的R和进行T＝α·ΔR+β·Δv_r的加权处理，确定相邻两次雷达天线的天线扫描中两不同位置的动目标的表达式T的值小于设定的第三门限值时，将所述两不同位置的动目标进行关联；

其中，α、β均为加权值，α+β＝1，ΔR为由所述动目标因自身运动而在两不同位置的动目标的R值之差，Δv_r为在两不同位置的动目标的v_r值之差，且α>β。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述动目标数据库中的各所述动目标的位置信息和速度矢量信息，以及所述载机的位置确定所述动目标相对于所述载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息，包括：

根据所述载机的经纬度信息及其高程信息、以及所述动目标的经纬度信息及其高程信息获取所述动目标相对于所述载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据所述载机的经纬度信息及其高程信息、以及所述动目标的经纬度信息及其高程信息获取所述动目标相对于所述载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息，包括：

在载机中心C的三维坐标为(x₁，y₁，h₁)，动目标中心P的三维坐标为(x₂，y₂，h₂)时，

动目标中心P与载机中心C的距离R表示为：

$R=\sqrt{{(h_2-h_1)}^2+{(2\·R_e\·\arcsin \left(\frac{\sqrt{2\·[1-\cos (y_2-y_1)+\cos y_1\·\cos y_2-\cos y_1\·\cos y_2\cos (x_2-x_1)]}}{2}\right))}^2}$

其中，h₂为动目标的高程，h₁为载机的高程；x₂为动目标的经度，x₁为载机的经度；y₂为动目标的纬度，y₁为载机的纬度；R_e为所述动目标所在位置所对应的地球半径；

方位角θ为所述动目标中心P和所述载机中心C的连线CP与所述载机机尾方向的夹角，其中，点A为载机机尾方向的任一点，所述方位角θ表示为：

$\mathrm{\θ}=\∠\mathrm{ACP}=\arccos \left(\frac{{\mathrm{AC}}^2+{\mathrm{CP}}^2-{\mathrm{AP}}^2}{2\·\mathrm{AC}\·\mathrm{CP}}\right);$

径向速度为所述动目标速度在所述载机中心C与所述动目标中心P连线上的投影，其中，点B为所述动目标速度所在方向任一点，点O为所述载机中心C在地面的投影位置，所述径向速度表示为：

4.一种动目标点迹仿真及轨迹关联装置，其特征在于，该装置包括设置模块、获取模块和合并关联模块；其中，

所述设置模块，用于根据载机运动信息和所述载机上的雷达天线的天线扫描信息，确定地面扫描范围，在所述地面扫描范围内设置动目标的初始位置及初始速度矢量；根据所述雷达天线的波位间隔及所述动目标的所述初始速度矢量更新所述动目标的位置信息及速度矢量信息，并记录更新后的所述动目标的位置信息及速度矢量信息而形成动目标数据库；

所述获取模块，用于根据所述动目标数据库中的各所述动目标的位置信息和速度矢量信息，以及所述载机的位置确定所述动目标相对于所述载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息；

所述合并关联模块，用于确定所述雷达天线的相邻波位中的两个动目标到载机的斜距之差小于设定的第一门限值，且所述两个动目标的多普勒频率之差小于设定的第二门限值时，将所述两个动目标确定为同一个动目标，将所述两个动目标合并，并在所述载机到所述动目标的距离为R、所述动目标的径向速度为时，对于每个动目标，将所述动目标所对应的R和进行T＝α·ΔR+β·Δv_r的加权处理，确定相邻两次雷达天线的天线扫描中两不同位置的动目标的表达式T的值小于设定的第三门限值时，将所述两不同位置的动目标进行关联；

其中，α、β均为加权值，α+β＝1，ΔR为由所述动目标因自身运动而在两不同位置的动目标的R值之差，Δv_r为在两不同位置的动目标的v_r值之差，且α>β。

5.根据权利要求4所述的装置，其特征在于，所述获取模块，还用于根据所述载机的经纬度信息及其高程信息、以及所述动目标的经纬度信息及其高程信息获取所述动目标相对于所述载机的位置及沿波束指向方向的速度投影信息。

6.根据权利要求4所述的装置，其特征在于，所述获取模块还用于，在载机中心C的三维坐标为(x₁，y₁，h₁)，动目标中心P的三维坐标为(x₂，y₂，h₂)时，

动目标中心P与载机中心C的距离R表示为：

$R=\sqrt{{(h_2-h_1)}^2+{(2\·R_e\·\arcsin \left(\frac{\sqrt{2\·[1-\cos (y_2-y_1)+\cos y_1\·\cos y_2-\cos y_1\·\cos y_2\cos (x_2-x_1)]}}{2}\right))}^2}$

其中，h₂为动目标的高程，h₁为载机的高程；x₂为动目标的经度，x₁为载机的经度；y₂为动目标的纬度，y₁为载机的纬度；R_e为所述动目标所在位置所对应的地球半径；

方位角θ为所述动目标中心P和所述载机中心C的连线CP与所述载机机尾方向的夹角，其中，点A为载机机尾方向的任一点，所述方位角θ表示为：

$\mathrm{\θ}=\∠\mathrm{ACP}=\arccos \left(\frac{{\mathrm{AC}}^2+{\mathrm{CP}}^2-{\mathrm{AP}}^2}{2\·\mathrm{AC}\·\mathrm{CP}}\right);$

径向速度为所述动目标速度在所述载机中心C与所述动目标中心P连线上的投影，其中，点B为所述动目标速度所在方向任一点，点O为所述载机中心C在地面的投影位置，所述径向速度表示为：