CN105242248A - 一种基于测控设备的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于测控设备的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，包含以下步骤：雷达挂飞试验前，将所有目标的位置信息输入至测控设备中；雷达挂飞试验时，测控设备实时读取载机惯导设备的惯导信息，以获取载机的位置信息及姿态信息；测控设备根据目标的位置信息、载机的位置信息及载机的姿态信息实时计算载机的当前位置与每一个目标之间的相对位置预装参数；当载机到达开机位置范围内时，测控设备发出预警信息，操作人员根据预警信息选择目标后，测控设备将对应的相对位置预装参数进行装订，完成雷达挂飞试验的位置参数装订。本发明使得装订参数更全面、装订的误差可控、装订效率高，并且出错率低，为雷达搜索和截获的精度提供了保障。

Description

一种基于测控设备的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法

技术领域

本发明涉及测试技术领域，具体涉及一种基于测控设备的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法。

背景技术

在进行雷达挂飞试验时，为确保雷达能够正确搜索和截获目标，需要在开机前对雷达相对于目标的“方位安装角”、“俯仰安装角”以及“相对距离”等参数进行装订。

目前的参数装订方式多为手动方式为主，即预先设置好挂飞试验的雷达开机点，根据开机点和目标的位置信息，计算雷达在开机点时与目标之间的“方位角度”、“俯仰角度”以及“相对距离”等参数信息。然后手动将上述参数作为“方位初始安装角”、“俯仰初始安装角”、“初始相对距离”信息输入到测控设备中，实现对雷达参数的预装。

手动装订方式存在以下三个缺点：

1、参数装订误差不可控

挂飞试验时，载机飞行线路与规划线路之间是存在偏差的，这种偏差将直接导致实际开机点与预定开机点之间的偏差，进而造成实际位置参数与装订位置参数之间存在误差。由于飞行路线与规划路线之间的偏差是不可控，因此参数装订误差也是不可控的。

2、参数装订效率低

采用手动参数装订的方式，操作人员需要将所有位置参数按照顺序一个一个地输入测控设备，无法实现所有参数的同时装订，装订效率低下。若存在两个开机点之间距离较短的情况，由于效率低，容易造成错过开机点的情况。即使两个开机点之间距离足够，也会因为手动操作时人的反应时间、操作延时等因素，造成装订参数与实际开机点误差较大的情况出现。

3、参数装订出错概率高

手动参数装订容易出现填写数据错误、参数装订错位等错误，出错概率较高，装订可靠性不强。

手动装订位置参数的以上三个缺点将严重地影响挂飞试验的成功概率和可信度。

现有技术中，2013年2月第33卷第1期发表在《弹箭与制导学报》的《目标指示信息延迟对反舰导弹末制导雷达参数装订的影响分析》公开了一种搜索扇面方法，基于该方法可以计算末制导雷达装订参数，以缩短目标指示信息延迟对参数装订的影响，但并未提及利用测控设备来完成计算过程，更未提及测控设备的自动装订方法。再如，2013年哈尔滨工业大学的硕士学位论文《某雷达挂飞试验测控设备研制》，公开了一种雷达挂飞试验测控设备的研制方法，提到了该测控设备可以通过GPS信息计算雷达惯导数据，通过惯导数据进一步获取目标相对雷达方位角、俯仰角和距离，但是也没有提及测控设备的自动装订功能，更没有提到在需要速度补偿的雷达系统中，载机“东向速度”、“北向速度”和“天向速度”三个方向速度(简称“东北天”三向速度)的解算和自动装订。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于测控设备的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，使得装订参数更全面、装订的误差可控、装订效率高，并且出错率低，为雷达搜索和截获的精度提供了保障。

为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：一种基于测控设备的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，其特点是，包含以下步骤：

S1、雷达挂飞试验前，将所有目标的位置信息输入至测控设备中；

S2、雷达挂飞试验时，测控设备实时读取载机惯导设备的惯导信息，以获取载机的位置信息及姿态信息；

S3、测控设备根据目标的位置信息、载机的位置信息及载机的姿态信息实时计算载机的当前位置与每一个目标之间的相对位置预装参数；

S4、当载机到达开机位置范围内时，测控设备发出预警信息，操作人员根据预警信息选择目标后，测控设备将对应的相对位置预装参数进行装订，完成雷达挂飞试验的位置参数装订。

所述的步骤S1中的目标的位置信息包含目标的纬度信息及目标的经度信息。

所述的步骤S2中的载机的位置信息包含载机的经度、纬度及高度。

所述的步骤S2中的载机的姿态信息包含偏航角、俯仰角、滚转角及东北天三向速度信息。

所述的步骤S3中的相对位置预装参数包含方位角度、俯仰角度及相对距离。

所述的方位角度的计算公式为：

$\mathrm{\&alpha;}=\left\{\begin{array}{cc}\mathrm{\&delta;},& \left|\mathrm{\&delta;}\right|<180\\ \mathrm{\&delta;}-360,& \left|\mathrm{\&delta;}\right|\&GreaterEqual;180,\mathrm{\&delta;}\&GreaterEqual;0\\ \mathrm{\&delta;}+360,& \left|\mathrm{\&delta;}\right|\&GreaterEqual;180,\mathrm{\&delta;}<0\end{array}\right.$

$\mathrm{\&phi;}=\arcsin \left(\frac{\arccos \left(C_{yy}\right)}{\arccos \left(C\right)}\right)$

C_yy＝cos(La_M)·cos(La_T)+sin(La_M)·sin(La_T)

C＝cos(La_M)·cos(La_T)·cos(Lo_M-Lo_T)+sin(La_M)·sin(La_T)

其中，α表示方位角度；δ、φ、C_yy及C为中间变量；ψ表示载机飞行方向与正北方向的夹角，可由惯导设备实时获取；La_M为载机的纬度；La_T为目标的纬度；Lo_M为载机的经度；Lo_T为目标的经度。

所述的相对距离的计算公式为：

$D=\sqrt{H^2+{D_s}^2}$

$D_s=\frac{R\&CenterDot;\arccos \left(C\right)\&CenterDot;\mathrm{\&pi;}}{180}$

C＝cos(La_M)·cos(La_T)·cos(Lo_M-Lo_T)+sin(La_M)·sin(La_T)

其中，D表示相对距离；H表示载机的飞行高度，可由惯导设备实时获取；D_s表示雷达与目标在地面上的投影距离；R为地球平均半径；C为中间变量；La_M为载机的纬度；La_T为目标的纬度；Lo_M为载机的经度；Lo_T为目标的经度。

所述的俯仰角度的计算公式为：

$\mathrm{\&beta;}=-1\&CenterDot;\left(\arctan \right(\frac{H}{D_s})+pitch)$

其中，H表示载机的飞行高度，可由惯导设备实时获取；D_s表示雷达与目标在地面上的投影距离；pitch为“雷达俯仰姿态角”。

所述的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法还包含步骤S5；

S5、若雷达需要运动补偿，则测控设备将获取的载机的东北天三向速度信息实时地装订给雷达。

本发明一种基于测控设备的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法与现有技术相比具有以下优点：由于惯导设备实时刷新载机的位置信息和姿态信息，使得测控设备能够实时计算多个目标与载机的相对位置预装参数，操作人员仅仅需要选择雷达所要搜索截获的具体目标，一键操作便可以使测控设备完成装订的整个过程，测控设备始终是利用载机的实际位置来计算相对位置预装参数，这使得相对位置预装参数的误差在可控范围之内，精度高、装订效率高；由于相对位置预装参数中包含载机的“东北天”三向速度以便必要时做速度补偿；整个装订过程无需操作人员干预，避免了人为装订错误的出现。

附图说明

图1为本发明一种基于测控设备的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法的流程图；

图2为方位角度计算示意图；

图3为俯仰角度和相对距离计算示意图；

图4为方位角方向定义图。

具体实施方式

以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。

如图1所示，一种基于测控设备的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，包含以下步骤：

S1、雷达挂飞试验前，将所有目标的位置信息输入至测控设备中；

S2、雷达挂飞试验时，测控设备实时读取载机惯导设备的惯导信息，以获取载机的位置信息及姿态信息；

S3、测控设备根据目标的位置信息、载机的位置信息及载机的姿态信息实时计算载机的当前位置与每一个目标之间的相对位置预装参数；

S4、当载机到达开机位置范围内时，测控设备发出预警信息，操作人员根据预警信息选择目标后，测控设备将对应的相对位置预装参数进行装订，完成雷达挂飞试验的位置参数装订。

S5、若雷达需要运动补偿，则测控设备将获取的载机的东北天三向速度信息实时地装订给雷达。

在本实施例中，所述的步骤S1中的目标的位置信息包含目标的纬度信息及目标的经度信息。

在本实施例中，所述的步骤S2中的载机的位置信息包含载机的经度、纬度及高度；所述的载机的姿态信息包含偏航角、俯仰角、滚转角及东北天三向速度信息。

在本实施例中，所述的步骤S3中的相对位置预装参数包含方位角度、俯仰角度及相对距离。

如图2及图4所示，计算目标与载机方位角度，图2中，N表示北向，E表示东向，T为目标所在位置点，O为载机所在位置点，ψ为载机飞行方向与北向的夹角，为目标与载机连线方向与北向的夹角，α为目标相对于载机的方位夹角；其中，ψ角、O点经度及纬度由载机的惯导设备提供，T点经度及纬度是预先设置好的，可由载机经度及纬度和目标的经度及纬度通过公式计算得到。

由图2可知，在得到ψ角和角后，目标相对于载机的方位夹角α由角减去ψ角得到。方位夹角α的解算方法，需要用到的信息为载机的经度、纬度和目标的经度、纬度。定义正北方向为0°，顺时针方向为角度增大的方向，如图4所示。考虑到正负方向的问题，载机和目标连线与正北方向的夹角的计算方法如下：

C＝cos(La_M)·cos(La_T)·cos(Lo_M-Lo_T)+sin(La_M)·sin(La_T)

C_yy＝cos(La_M)·cos(La_T)+sin(La_M)·sin(La_T)

$\mathrm{\&phi;}=\arcsin \left(\frac{\arccos \left(C_{yy}\right)}{\arccos \left(C\right)}\right)$

其中，La_M为载机的纬度，La_T为目标的纬度；

Lo_M为载机的经度，Lo_T为目标的经度；

C、C_yy与φ为中间变量。

载机飞行方向与正北方向的夹角ψ可由惯导设备实时获取，ψ与经过一定的换算可以得到目标相对载机的方位角度α。

计算关系如下：

$\mathrm{\&alpha;}=\left\{\begin{array}{cc}\mathrm{\&delta;},& \left|\mathrm{\&delta;}\right|<180\\ \mathrm{\&delta;}-360,& \left|\mathrm{\&delta;}\right|\&GreaterEqual;180,\mathrm{\&delta;}\&GreaterEqual;0\\ \mathrm{\&delta;}+360,& \left|\mathrm{\&delta;}\right|\&GreaterEqual;180,\mathrm{\&delta;}<0\end{array}\right.$

其中，δ为中间变量。

如图3所示，O为载机在地面上投影的位置点，T为目标位置点，H表示载机飞行高度，D_s表示载机在地面上的投影点与目标之间的距离，D为载机与目标之间的相对距离，β为目标相对于载机的俯仰夹角。其中，飞行高度H和O点经度、纬度由载机惯导设备提供，T点经度、纬度是预先设定好的，D_s可由载机经度、纬度和目标经纬度通过公式计算得到，D和β可由H和D_s通过公式计算得到。图2中所示的载机与目标的相对距离D的解算方法，需要用到的信息为载机的经度、纬度、飞行高度及目标的经度、纬度。通过载机的经度、纬度、与目标的经度、纬度，计算出载机与目标在地面上的投影距离D_s，计算关系如下：

C＝cos(La_M)·cos(La_T)·cos(Lo_M-Lo_T)+sin(La_M)·sin(La_T)

$D_s=\frac{R\&CenterDot;\arccos \left(C\right)\&CenterDot;\mathrm{\&pi;}}{180}$

其中，La_M为载机的纬度，La_T为目标的纬度；

Lo_M为载机的经度，Lo_T为目标的经度；

C为中间变量；

R为地球平均半径，取6371.004km。

随后由载机飞行高度和投影距离，可以得到载机与目标的相对距离D，计算关系如下：

$D=\sqrt{H^2+{D_s}^2}$

其中，D_s为雷达与目标在地面上的投影距离；

H为载机飞行高度；

D为载机与目标的相对距离。

图2所示的俯仰角度β的解算方法，需要用到的信息为载机与目标在地面上的投影距离D_s和载机飞行高度H，计算关系如下：

$\mathrm{\&beta;}=-1\&CenterDot;\left(\arctan \right(\frac{H}{D_s})+pitch)$

其中，H为载机飞行高度；

D_s为雷达与目标在地面上的投影距离；

pitch为“雷达俯仰姿态角”。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (9)

1.一种基于测控设备的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，其特征在于，包含以下步骤：

S1、雷达挂飞试验前，将所有目标的位置信息输入至测控设备中；

S2、雷达挂飞试验时，测控设备实时读取载机惯导设备的惯导信息，以获取载机的位置信息及姿态信息；

S3、测控设备根据目标的位置信息、载机的位置信息及载机的姿态信息实时计算载机的当前位置与每一个目标之间的相对位置预装参数；

S4、当载机到达开机位置范围内时，测控设备发出预警信息，操作人员根据预警信息选择目标后，测控设备将对应的相对位置预装参数进行装订，完成雷达挂飞试验的位置参数装订。

2.如权利要求1所述的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，其特征在于，所述的步骤S1中的目标的位置信息包含目标的纬度信息及目标的经度信息。

3.如权利要求1所述的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，其特征在于，所述的步骤S2中的载机的位置信息包含载机的经度、纬度及高度。

4.如权利要求1所述的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，其特征在于，所述的步骤S2中的载机的姿态信息包含偏航角、俯仰角、滚转角及东北天三向速度信息。

5.如权利要求1所述的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，其特征在于，所述的步骤S3中的相对位置预装参数包含方位角度、俯仰角度及相对距离。

6.如权利要求4所述的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，其特征在于，所述的方位角度的计算公式为：

$\mathrm{\&alpha;}=\left\{\begin{array}{cc}\mathrm{\&delta;},& \left|\mathrm{\&delta;}\right|<180\\ \mathrm{\&delta;}-360,& \left|\mathrm{\&delta;}\right|\&GreaterEqual;180,\mathrm{\&delta;}\&GreaterEqual;0\\ \mathrm{\&delta;}+360,& \left|\mathrm{\&delta;}\right|\&GreaterEqual;180,\mathrm{\&delta;}<0\end{array}\right.$

$\mathrm{\&phi;}=\arcsin \left(\frac{\arccos \left(C_{yy}\right)}{\arccos \left(C\right)}\right)$

C_yy＝cos(La_M)·cos(La_T)+sin(La_M)·sin(La_T)

C＝cos(La_M)·cos(La_T)·cos(Lo_M-Lo_T)+sin(La_M)·sin(La_T)

其中，a表示方位角度；δ、φ、C_yy及C为中间变量；ψ表示载机飞行方向与正北方向的夹角，可由惯导设备实时获取；La_M为载机的纬度；La_T为目标的纬度；Lo_M为载机的经度；Lo_T为目标的经度。

7.如权利要求4所述的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，其特征在于，所述的相对距离的计算公式为：

$D=\sqrt{H^2+{D_s}^2}$

$D_s=\frac{R\&CenterDot;arccos\left(C\right)\&CenterDot;\mathrm{\&pi;}}{180}$

C＝cos(La_M)·cos(La_T)·cos(Lo_M-Lo_T)+sin(La_M)·sin(La_T)

其中，D表示相对距离；H表示载机的飞行高度，可由惯导设备实时获取；D_s表示雷达与目标在地面上的投影距离；R为地球平均半径；C为中间变量；La_M为载机的纬度；La_T为目标的纬度；Lo_M为载机的经度；Lo_T为目标的经度。

8.如权利要求4所述的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，其特征在于，所述的俯仰角度的计算公式为：

$\mathrm{\&beta;}=-1\&CenterDot;\left(arctan\right(\frac{H}{D_s})+pitch)$

其中，H表示载机的飞行高度，可由惯导设备实时获取；D_s表示雷达与目标在地面上的投影距离；pitch为“雷达俯仰姿态角”。

9.如权利要求4所述的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，其特征在于，进一步包含步骤S5；

S5、若雷达需要运动补偿，则测控设备将获取的载机的东北天三向速度信息实时地装订给雷达。