CN105739542A - 一种基于两轴机载雷达伺服平台的兴趣点跟踪控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种基于两轴机载雷达伺服平台的兴趣点跟踪控制方法，首先对两轴机载雷达伺服平台针对全球范围兴趣点采用空间相对位置识别获得飞机速度坐标系下雷达理论指向，而后采用姿态隔离算法对飞机姿态和外界扰动进行实时隔离，保证兴趣点指向的实时准确性，最后针对平台天线顶端附近的兴趣点指向控制采用了伺服防过顶处理算法得到平台天线最短路径，代替了以往楔形转台轴的功能，实现少轴高动态快速响应。本发明可以获得高性能姿态隔离效果和精准的兴趣点波束跟踪控制效果，兴趣点跟踪范围扩大到了全球范围，减少了传统雷达楔形转台轴的安装，降低了雷达结构复杂性，同时使伺服平台具有较强的抗扰动能力，可实现雷达波束的精准稳定指向控制。

Description

一种基于两轴机载雷达伺服平台的兴趣点跟踪控制方法

技术领域

本发明涉及一种基于两轴机载雷达伺服平台的兴趣点跟踪控制方法，属于控制科学中雷达伺服控制领域。

背景技术

机载雷达伺服平台在对兴趣点进行成像时，传统雷达主要针对部分半球的兴趣点进行波束跟踪控制，不能对全球范围的兴趣点进行跟踪控制。在控制波束精确隔离飞机姿态扰动、快速响应并准确的指向兴趣点是雷达对兴趣点跟踪的主要技术难题，为了提高控制系统响应的快速性、准确性，传统控制方法通常采用多轴的雷达结构配合姿态隔离来达到目标。传统机载雷达伺服平台的多轴联合控制虽然实现了对飞机姿态的隔离，使得雷达天线稳定的指向兴趣点，但是这种雷达存在伺服平台结构复杂，控制系统繁琐的情况。在处理雷达天线指向顶端附近的情况时，传统雷达采用附加安装楔形转台轴的方法。楔形转台轴是附加在雷达之外的小角度范围的转轴，在天线指向顶端附近时，采用控制楔形转台轴的小角度转动，配合雷达各轴转动获得雷达天线快速转到期望角度的效果。然而，这使得控制系统及雷达伺服平台结构复杂，雷达天线响应速度不高。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服传统雷达局限于对某半球范围内的兴趣点进行跟踪控制的现状，针对雷达采用安装楔形转台轴的方法处理雷达天线指向顶端附近的解决方法，提出了一种基于两轴机载雷达伺服平台的兴趣点跟踪控制方法：采用对全球不同半球内的经纬度设置统一的取值标准，实现对全球范围的兴趣点进行跟踪控制，有效扩大了传统雷达的兴趣点跟踪范围；采用坐标转换方法实现对飞机姿态的隔离，并采用防过顶处理算法处理天线指向顶端附近的情况，获得最优天线规划路径下的方位轴指令角和俯仰轴指令角。从而避免了天线大幅转动而延长响应时间，代替了传统在方位轴外安装楔形转台轴的解决方案，为伺服平台减少了一个机械轴的安装与控制，有效提高了伺服平台的响应速度，增强跟踪控制的精度，强力降低了雷达成本及控制系统结构复杂性。

本发明的技术解决方案是：一种基于两轴机载雷达伺服平台的兴趣点跟踪控制方法，步骤如下：

(1)对飞机惯导输出的惯导数据中的飞机速度数据、飞机姿态数据进行滤波，滤波中心频率根据需求进行设定。飞机惯导输出的机载惯导数据，包括飞机位置数据、飞机速度数据、飞机姿态数据；

(2)根据步骤(1)的飞机位置数据及需要观测的兴趣点位置数据，对飞机及兴趣点所处地球位置进行识别，计算飞机到兴趣点连线在地面投影的长度；其中，兴趣点所处地球位置进行识别中的兴趣点为全球范围内的兴趣点。将地球视为标准球体，半径为6371.004m，设飞机惯导输出的飞机的经纬度分别为R_lo,R_la，需要观测的兴趣点经纬度分别为T_lo,T_la，设置位置经纬度取值标准为以子午线为0°经度线，东经取经度的正值，西经取经度的负值，以赤道为0°纬度线，北纬取90°减纬度值，南纬取90°加纬度值，根据步骤(1)的飞机惯导位置数据及需要观测的兴趣点位置数据，确定以上标准下飞机位置经度NR_lo及纬度NR_la、兴趣点位置经度NT_lo及纬度NT_la，进而计算新的飞机雷达位置和兴趣点位置在地面投影的距离D；

(3)根据步骤(1)的飞机惯导位置数据及需要观测的兴趣点位置数据，获取飞机到兴趣点连线在地面投影与正北方向的夹角设定正北为0°，北偏东为正，夹角的范围为[0,360]；

(4)根据步骤(1)滤波后的飞机速度数据，求取飞机的速度方向与正北方向的夹角θ_v，设定正北为0°，北偏东为正，夹角θ_v的范围为[0,360]；

(5)根据飞机位置数据中的海拔高度、及需要观测的兴趣点位置数据中的兴趣点的海拔高度，确定飞机与兴趣点相对高度h，本发明针对飞机平飞情况，即飞机速度为水平方向。设定速度坐标系O-X_VY_VZ_V，以雷达天线中心为O点，速度坐标系的Y_V轴指向飞机的速度正方向，速度坐标系的Z_V轴垂直于Y_V轴指向天空(垂直于水平面)，速度坐标系的X_V轴垂直于OY_VZ_V平面，三轴关系满足笛卡尔直角坐标系关系，根据飞机位置与兴趣点位置和相对高度h，计算速度坐标系下雷达天线指向兴趣点的前视角和下视角；

(6)根据飞机和兴趣点的相对位置，计算步骤(5)设定的速度坐标系下飞机的雷达指向兴趣点的波束的单位方向向量；

(7)设定飞机机体坐标系O-X_RY_RZ_R，机体坐标系的Y_R轴正方向为机头方向，机体坐标系的X_R轴正方向与Y_R轴垂直指向飞机右侧，且在飞机机体水平平面上，Z_R轴垂直于OX_RY_R平面，三轴关系满足笛卡尔直角坐标系关系；根据步骤(1)滤波后的飞机姿态数据，使用坐标转换方法，将步骤(6)得到的波束的单位方向向量从步骤(5)设定的速度坐标系下转换到飞机机体坐标系下，得到飞机机体坐标系下波束的单位方向向量；公式如下：

V_axi[3]＝T_RT_PT_AOv[3]

V_axi[3]为步骤(7)设定的飞机机体坐标系下波束的单位方向向量，Ov[3]为步骤(5)设定的速度坐标系下的波束的单位方向向量，T_A为波束从速度坐标系下转换到机体标系下的绕Z_V轴旋转的转换矩阵，T_P为波束从速度坐标系下转换到机体标系下的绕旋转后的X_V轴旋转的转换矩阵，T_R为波束从速度坐标系下转换到机体标系下的绕旋转后的Y_V轴旋转的转换矩阵；

(8)根据步骤(7)设定的飞机机体坐标系下的波束的单位方向向量，计算两轴雷达伺服平台的雷达天线的方位角和俯仰角两轴雷达伺服平台的雷达天线的方位角和俯仰角为雷达天线方位轴指令角和俯仰轴指令角，即需要方位轴和俯仰轴转到的角度；

(9)通过传感器得到雷达天线实时的方位角η_a和俯仰角η_p，并根据步骤(8)得到的两轴雷达伺服平台的方位轴指令角和俯仰轴指令角控制雷达天线从实时的方位角η_a转到方位轴指令角控制雷达天线从实时的俯仰角η_p转到俯仰轴指令角当雷达天线实时方位角度η_a与方位角指令的角度差大于η_a与旋转180°后位置的角度差时，采用防过顶处理算法获得最终雷达天线方位轴指令角和俯仰轴指令角当雷达天线实时方位角度η_a与方位角指令的角度差小于等于η_a与旋转180°后位置的角度差时，直接将雷达天线方位轴指令角和轴指令角分别作为最终雷达天线方位轴指令角和俯仰轴指令角然后，控制雷达天线从实时的方位角η_a转到方位轴指令角控制雷达天线实时的俯仰角η_p转到俯仰轴指令角防过顶处理算法公式如下：

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明通过步骤(2)中对飞机及兴趣点所处地球位置进行识别的方法，实现对全球范围内的兴趣点的波束跟踪控制。通过对全球不同半球内的经纬度设置统一的取值标准，实现在全球范围内，对飞机和兴趣点的相对位置进行计算，进而实现对全球范围的兴趣点进行跟踪控制。有效扩大了传统雷达的兴趣点跟踪范围。

(2)本发明通过步骤(7)中使用的坐标转换方法，将波束的单位方向向量从速度坐标系下转换到飞机机体坐标系下，得到飞机机体坐标系下波束的单位方向向量。当雷达天线指向兴趣点时，经过坐标转换，可以实现波束指向对飞机姿态扰动的隔离，使波束不受飞机姿态的影响，快速稳定的从飞机指向兴趣点。应用坐标转换方法提高了雷达波束的动态响应稳定性能，提高了波束控制的精度，有效提升雷达波束成像效果。

(3)本发明通过步骤(9)中采用防过顶处理算法处理天线指向顶端附近的情况，获得最优天线规划路径下的方位轴指令角和俯仰轴指令角。从而避免了天线大幅转动而延长响应时间，代替了传统在方位轴外安装楔形转台轴的解决方案，为伺服平台减少了一个机械轴的安装与控制，有效提高了伺服平台的响应速度，增强跟踪控制的精度，强力降低了雷达成本及控制系统结构复杂性。

附图说明

图1为本发明基于两轴机载雷达伺服平台兴趣点跟踪控制的方法框图；

图2为本发明空间坐标系下雷达波束示意图；

图3本发明基于的两轴机载雷达伺服平台示意图。

具体实施方式

本发明的基本思路为：提出一种两轴机载雷达伺服平台始终指向兴趣点的跟踪控制方法，首先对两轴机载雷达伺服平台针对全球范围兴趣点采用空间相对位置识别获得飞机速度坐标系下雷达理论指向，而后采用姿态隔离算法对飞机姿态和外界扰动进行实时隔离，保证兴趣点指向的实时准确性，最后针对平台天线顶端附近的兴趣点指向控制采用了伺服防过顶处理算法得到平台天线最短路径，代替了以往楔形转台轴的功能，实现少轴高动态快速响应。本发明可以获得高性能姿态隔离效果和精准的兴趣点波束跟踪控制效果，兴趣点跟踪范围扩大到了全球范围，减少了传统雷达楔形转台轴的安装，降低了雷达结构复杂性，同时使伺服平台具有较强的抗扰动能力，可实现雷达波束的精准稳定指向控制。

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

如图3所示，本发明基于的两轴机载雷达伺服平台，用于控制机载雷达天线指向的平台，包括：1雷达底座、2方位轴、3U形框架、4俯仰轴、5雷达天线；2方位轴电机定子连接1雷达底座的中心，2方位轴电机转子连接3U形框架顶端，2方位轴可带动U形框架转动；4俯仰轴安装在3U形框架开口两端上，5雷达天线安装在4俯仰轴转子上，4俯仰轴可带动5雷达天线转动；2方位轴和4俯仰轴两轴共同转动对雷达天线进行控制，2方位轴控制5雷达天线方位角角度，4俯仰轴控制5雷达天线俯仰角角度，在机体坐标系下，1雷达底座与飞机机体水平平面平行，以机头方向为前方，2方位轴以3U形框架所在平面垂直于机体纵向切面时为方位轴0度位置，向飞机左侧转为负角度，向飞机右侧转为正角度，方位轴转动时与方位轴的0度位置的夹角为方位角，方位角的范围为[-180°,180°]，方位轴在0度位置时，雷达天线平面平行于飞机机体水平平面时，4俯仰轴为0度位置，天线向机头方向抬起为正角度，天线向机尾方向抬起为负角度，4俯仰轴转动时与俯仰轴的0度位置的夹角为俯仰角，俯仰角的范围为[-90°,90°]，雷达天线波束指向为雷达天线面的法线方向，即波束辐射方向；

本发明涉及两轴机载雷达伺服平台对地面兴趣点的跟踪控制，兴趣点是指雷达天线需要观测的地面区域，以地球经纬度和海拔高度(即兴趣点位置数据包括兴趣点的地球经纬度和海拔高度)确定该兴趣点的位置，飞机在飞行过程中，通过兴趣点经纬度的输入，控制雷达天线指向兴趣点，实现对兴趣点的跟踪；

如图1所示，本发明基于两轴机载雷达伺服平台的兴趣点跟踪控制方法，机载雷达运动过程中伺服平台可以对全球范围内兴趣点进行波束控制、姿态隔离，及天线防过顶处理控制，并且使用防过顶处理算法代替了楔形转台轴的功能。具体实施方式如下：

(1)飞机惯导输出的惯导数据，包括飞机位置数据、飞机速度数据、飞机姿态数据；在实际输出的惯导数据中，存在一些错误野值和高频变化值，如果直接使用惯导数据，存在的野值和高频变化值会造成雷达天线大幅摆动。为了避免以上情况发生，对飞机惯导输出的机载惯导数据中的飞机速度数据、飞机姿态数据进行滤波，滤波器截止频率根据需求进行设定，一般选取姿态数据滤波器截止频率范围在20～50Hz，速度数据滤波器截止频率范围在80～120Hz。

在此优选为对飞机速度设计100Hz低通滤波器，对飞机姿态设计30Hz低通滤波器，这两种频率的设定，可以使得滤波器实现去除野值和高频变化值的效果，并保留稳定的惯导数据，实现方法为：

${\mathrm{\θ}}_{yl}={\mathrm{\θ}}_y\frac{1+z^{-1}}{100/\left(3\mathrm{\π}\right)+1+(1-100/(3\mathrm{\π}))z^{-1}}$

${\mathrm{\θ}}_{pl}={\mathrm{\θ}}_p\frac{1+z^{-1}}{100/\left(3\mathrm{\π}\right)+1+(1-100/(3\mathrm{\π}))z^{-1}}$

${\mathrm{\θ}}_{rl}={\mathrm{\θ}}_r\frac{1+z^{-1}}{100/\left(3\mathrm{\π}\right)+1+(1-100/(3\mathrm{\π}))z^{-1}}$

$v_{el}=v_e\frac{1+z^{-1}}{10/\mathrm{\π}+1+(1-10/\mathrm{\π})z^{-1}}$

$v_{nl}=v_n\frac{1+z^{-1}}{10/\mathrm{\π}+1+(1-10/\mathrm{\π})z^{-1}}$

式中θ_yl,θ_pl,θ_rl分别为滤波后飞机姿态数据的偏航角、俯仰角、横滚角，θ_y,θ_p,θ_r分别为滤波前飞机姿态数据的偏航角、俯仰角、横滚角，v_el,v_nl分别为滤波后飞机速度数据的东速、北速，v_e,v_n分别为滤波前飞机速度数据的东速、北速，z为z域变换因子，例如θ_yz^-1表示上一时钟周期的偏航角。滤波器的设计，可以消除速度数据和姿态数据中的野值和高频分量，降低其对雷达控制的作用，使得雷达控制更加平稳，提高雷达天线的稳定性；

(2)根据步骤(1)的飞机位置数据及需要观测的兴趣点位置数据，对飞机及兴趣点所处地球位置进行识别，计算飞机到兴趣点连线在地面投影的长度，由于相对于地球，飞机与兴趣点距离较小，将该长度近似为直线计算；其中，兴趣点为全球范围内的兴趣点，可以实现雷达对全球范围内的兴趣点跟踪，扩大了传统雷达的跟踪范围。

将地球视为标准球体，半径为6371.004m，设飞机惯导输出的飞机的经纬度分别为R_lo,R_la，需要观测的兴趣点经纬度分别为T_lo,T_la，为了区分全球范围内兴趣点所在各半球上的经纬度，设置位置经纬度取值标准为以子午线为0°经度线，东经取经度的正值，西经取经度的负值，以赤道为0°纬度线，北纬取90°减纬度值，南纬取90°加纬度值。例如：北纬10°东经120°，在以上标准下取值为纬度80°经度120°，南纬20°西经50°，在以上标准下取值为纬度110°经度-50°。

根据步骤(1)的飞机惯导位置数据及需要观测的兴趣点位置数据，确定本步骤内设定标准下的飞机位置经度NR_lo及纬度NR_la、兴趣点位置经度NT_lo及纬度NT_la，进而计算飞机位置和兴趣点位置在地面投影的距离D。计算公式为：

$D=\frac{6371.004\mathrm{\π}}{180}arccos\[sin\left({\mathrm{NR}}_{la}\right)sin\left({\mathrm{NT}}_{la}\right)cos({\mathrm{NR}}_{lo}-{\mathrm{NT}}_{lo})+cos\left({\mathrm{NR}}_{la}\right)cos\left({\mathrm{NT}}_{la}\right)\]$

(3)据步骤(1)的飞机惯导位置数据及需要观测的兴趣点位置数据，获取飞机到兴趣点连线在地面投影的方向与正北方向的夹角飞机到兴趣点连线在地面投影的方向指的是从飞机指向兴趣点的矢量线段在地面投影的方向。设定正北为0°，北偏东为正，夹角的范围为[0,360]，其具体方法为：首先，为了避免数据计算过程中出现零值作为分母导致数据计算结果溢出，对飞机与兴趣点纬度差NT_la-NR_la做零值保护，即如果NT_la-NR_la的绝对值低于0.000001，则取与其同号的0.000001或-0.000001，然后，根据直角三角形关系，获取飞机到兴趣点连线在地面投影与正北方向的夹角计算公式为：

${\mathrm{\θ}}_{rt}=arctan\frac{{\mathrm{NT}}_{lo}-{\mathrm{NR}}_{lo}}{{\mathrm{NT}}_{la}-{\mathrm{NR}}_{la}}$

式中，θ_rt为中间变量。

(4)根据步骤(1)滤波后的飞机速度数据，求取飞机的水平方向合成速度的方向与正北方向的夹角θ_v，设定正北为0°，北偏东为正，夹角θ_v的范围为[0,360]，针对不同惯导速度数据输出形式，需要对数据进行不同处理才能求得水平方向合成速度，例如输出东速、北速和天速的惯导，采用对东速、北速进行合成作为水平合成速度，并根据东速、北速大小求取合成速度的方向与正北方向的夹角θ_v，例如对于输出地速、地速方向的惯导，可以直接取地速方向作为水平方向合成速度的方向与正北方向的夹角θ_v。本发明针对输出东速、北速和天速的惯导进行计算，计算方法为：

${\mathrm{\&theta;}}_v=\left\{\begin{array}{cc}arctan\frac{v_{el}}{v_{nl}},& v_{el}>0,v_{nl}>0\\ 180+\arctan \frac{v_{el}}{v_{nl}},& v_{el}<0,v_{nl}<0\\ 180+\arctan \frac{v_{el}}{v_{nl}},& v_{el}>0,v_{nl}<0\\ 360+\arctan \frac{v_{el}}{v_{nl}}.& v_{el}<0,v_{nl}>0\end{array}\right.$

(5)根据飞机位置数据中的海拔高度、及需要观测的兴趣点位置数据中的兴趣点的海拔高度，确定飞机与兴趣点相对高度h，本发明针对飞机平飞情况，即飞机速度为水平方向，设定速度坐标系O-X_VY_VZ_V，以雷达天线中心为O点，速度坐标系的Y_V轴指向飞机的速度正方向，速度坐标系的Z_V轴垂直于Y_V轴指向天空，由于飞机速度为水平方向，故Z_V轴垂直于水平面，速度坐标系的X_V轴垂直于OY_VZ_V平面，三轴关系满足笛卡尔直角坐标系关系，如图2所示，X_V'轴、Y_V'轴分别为X_V轴、Y_V轴在OEN平面的投影，雷达位置R与兴趣点位置T如图2所示，图中E为东向，N为北向，Z为天向，Y_V轴正方向为速度方向，根据飞机位置与兴趣点位置和相对高度h，计算速度坐标系下雷达天线指向兴趣点的矢量线段即雷达波束的前视角α和下视角β，前视角α为雷达波束与速度坐标系中OX_VZ_V平面的夹角，当波束向下指时，即波束方向偏向于Y_V轴负方向时，α为正值，波束方向偏向于Y_V轴正方向时，α为负值，下视角β为雷达波束在OX_VZ_V平面内投影与Z_V轴的夹角，当波束方向偏向于X_V轴正方向时，β为正值，波束方向偏向于X_V轴负方向时，β为负值，计算公式为：

(6)根据步骤(5)中所得的雷达波束的前视角α和下视角β，计算步骤(5)设定的速度坐标系下飞机的雷达指向兴趣点的波束的单位方向向量Ov[3]，使用向量表示方法可以唯一确定波束在速度坐标系下的方向，计算步骤如下：

Ov[1]＝-sinα

Ov[2]＝-cosβcosα

式中Ov[0]、Ov[1]、Ov[2]、分别为单位波束向量在X_V轴、Y_V轴、Z_V轴的分量；

(7)飞机在飞行过程中存在姿态变动，这种姿态变动会对雷达天线产生作用，使得天线出现相同姿态变化，导致波束不能稳定的指向兴趣点，为了去除飞机姿态对雷达雷达的影响，需要在雷达波束指向计算过程中对飞机姿态进行隔离，本发明使用坐标转换方法实现对飞机姿态的隔离，姿态数据可以从飞机惯导输出，姿态数据经过步骤(1)的姿态滤波处理，得到偏航角θ_yl、俯仰角θ_pl、横滚角θ_rl；

设定飞机机体坐标系O-X_RY_RZ_R，机体坐标系的Y_R轴正方向为机头方向，机体坐标系的X_R轴正方向与Y_R轴垂直指向飞机右侧，且在飞机机体水平平面上，Z_R轴垂直于OX_RY_R平面，三轴关系满足笛卡尔直角坐标系关系；结合步骤(4)得到的水平方向合成速度的方向与正北方向的夹角θ_v，以及飞机姿态数据，使用坐标转换方法，将步骤(6)得到的波束的单位方向向量从步骤(5)设定的速度坐标系下转换到飞机机体坐标系下，得到飞机机体坐标系下波束的单位方向向量，转换公式如下：

$V_{axi}\&lsqb;3\&rsqb;=\left[\begin{array}{c}{V}_{axi}\&lsqb;0\&rsqb;\\ V_{axi}\&lsqb;1\&rsqb;\\ V_{axi}\&lsqb;2\&rsqb;\end{array}\right]=T_R{T}_P{T}_{A}Ov\&lsqb;3\&rsqb;$

V_axi[3]为步骤(7)设定的飞机机体坐标系下波束的单位方向向量，Ov[3]为步骤(5)设定的速度坐标系下的波束的单位方向向量，V_axi[0]、V_axi[1]、V_axi[2]分别为波束向量在X_R轴、Y_R轴、Z_R轴方向的分量，T_A为波束从速度坐标系下转换到机体标系下的绕Z_V轴旋转的转换矩阵，T_P为波束从速度坐标系下转换到机体标系下的绕旋转后的X_V轴旋转的转换矩阵，T_R为波束从速度坐标系下转换到机体标系下的绕旋转后的Y_V轴旋转的转换矩阵，三个转换矩阵T_A、T_P、T_R具体为：

$T_A=\left[\begin{array}{ccc}\frac{\mathrm{\&pi;}}{180}\cos ({\mathrm{\&theta;}}_v-{\mathrm{\&theta;}}_{yl})& \frac{\mathrm{\&pi;}}{180}\sin ({\mathrm{\&theta;}}_v-{\mathrm{\&theta;}}_{yl})& 0\\ -\frac{\mathrm{\&pi;}}{180}\sin ({\mathrm{\&theta;}}_v-{\mathrm{\&theta;}}_{yl})& \frac{\mathrm{\&pi;}}{180}\cos ({\mathrm{\&theta;}}_v-{\mathrm{\&theta;}}_{yl})& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]$

$T_P=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& {\mathrm{cos\&theta;}}_{pl}& {\mathrm{sin\&theta;}}_{pl}\\ 0& -{\mathrm{sin\&theta;}}_{pl}& {\mathrm{cos\&theta;}}_{pl}\end{array}\right]$

$T_R=\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{cos\&theta;}}_{rl}& 0& -{\mathrm{sin\&theta;}}_{rl}\\ 0& 1& 0\\ {\mathrm{sin\&theta;}}_{rl}& 0& {\mathrm{cos\&theta;}}_{rl}\end{array}\right]$

步骤(7)使用的坐标转换实现将波束单位方向向量从速度坐标系下转换到飞机机体坐标系下，转换矩阵中的各元素来源于飞机姿态数据，是时变值，当雷达天线指向兴趣点时，经过坐标转换，可以实现波束指向对飞机姿态扰动的隔离，使波束不受飞机姿态的影响，快速稳定的从飞机指向兴趣点，应用坐标转换方法提高了雷达波束的动态响应稳定性能，有效提升雷达波束成像效果：

(8)基于本发明涉及的两轴机载雷达伺服平台结构，为了控制雷达天线波束指向，需要控制雷达伺服平台方位轴和俯仰轴转动，实现雷达天线的波束指向兴趣点，根据步骤(7)设定的飞机机体坐标系下的波束的单位方向向量，计算两轴雷达伺服平台的雷达天线的方位角和俯仰角两轴雷达伺服平台的雷达天线的方位角和俯仰角为雷达天线方位轴指令角和俯仰轴指令角，即需要方位轴和俯仰轴转到的角度，方位角机头方向为0°，顺时针为正，范围[-180,180]，俯仰角在波束垂直于地面时为0°，方位角为零时，向机头方向抬起为正，反向抬起为负，范围[-90,90]，计算方法为：

(9)在雷达伺服平台控制过程中，通过传感器得到雷达天线实时的方位角η_a和俯仰角η_p，并根据步骤(8)得到的两轴雷达伺服平台的方位轴指令角和俯仰轴指令角要实现波束指向兴趣点，需要控制雷达天线从实时的方位角η_a转到方位轴指令角控制雷达天线从实时的俯仰角η_p转到俯仰轴指令角当雷达天线实时方位角度η_a与方位角指令的角度差大于η_a与旋转180°后位置的角度差时，传统雷达天线采用安装楔形转台轴的方式进行处理，控制楔形转台轴转动，实现天线就近转向制定位置，本发明采用防过顶处理算法获得最终雷达天线方位轴指令角和俯仰轴指令角当雷达天线实时方位角度η_a与方位角指令的角度差小于等于η_a与旋转180°后位置的角度差时，直接将雷达天线方位轴指令角和轴指令角分别作为最终雷达天线方位轴指令角和俯仰轴指令角然后，控制雷达天线从实时的方位角η_a转到方位轴指令角控制雷达天线实时的俯仰角η_p转到俯仰轴指令角防过顶处理算法公式如下：

得到两轴指令角后，将指令角输出到伺服控制器控制雷达天线转动到指令角度位置，完成了对雷达天线波束指向的控制，在雷达天线转动满足雷达天线实时方位角度η_a与方位角指令的角度差大于η_a与旋转180°后位置的角度差时，使用防过顶处理算法，可以有效减少雷达天线转动角度，减少雷达天线响应时间，提高系统快速响应性能和波束指向的稳定性，避免了由于雷达天线转动过程造成波束偏离兴趣点的情况，起到了优化雷达天线转动路径的作用，同时，防过顶处理算法代替了楔形转台轴的安装，简化了机载雷达的结构设计和控制系统设计。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (5)

1.一种基于两轴机载雷达伺服平台的兴趣点跟踪控制方法，其步骤如下：

(1)对飞机平飞时，即飞机速度为水平方向，飞机惯导输出的惯导数据中的飞机速度数据、飞机姿态数据进行滤波，滤波中心频率根据需求进行设定，飞机惯导输出的机载惯导数据，包括飞机位置数据、飞机速度数据、飞机姿态数据；

(2)根据步骤(1)的飞机位置数据及需要观测的兴趣点位置数据，对飞机及兴趣点所处地球位置进行识别，计算飞机到兴趣点连线在地面投影的长度；

(3)根据步骤(1)的飞机位置数据及需要观测的兴趣点位置数据，获取飞机到兴趣点连线在地面投影与正北方向的夹角设定正北为0°，北偏东为正，夹角的范围为[0,360]；

(4)根据步骤(1)滤波后的飞机速度数据，求取飞机水平方向的合成速度的方向与正北方向的夹角θ_v，设定正北为0°，北偏东为正，夹角θ_v的范围为[0,360]；

(5)根据飞机位置数据中的海拔高度、及需要观测的兴趣点位置数据中的兴趣点的海拔高度，确定飞机与兴趣点相对高度h，设定速度坐标系O-X_VY_VZ_V，以雷达天线中心为O点，速度坐标系的Y_V轴指向飞机的速度正方向，速度坐标系的Z_V轴垂直于Y_V轴指向天空，即垂直于水平面，速度坐标系的X_V轴垂直于OY_VZ_V平面，三轴关系满足笛卡尔直角坐标系关系，根据飞机位置与兴趣点位置和相对高度h，计算速度坐标系下雷达天线指向兴趣点的前视角和下视角；

(6)根据飞机和兴趣点的相对位置，计算步骤(5)设定的速度坐标系下飞机的雷达指向兴趣点的波束的单位方向向量；

(7)设定飞机机体坐标系O-X_RY_RZ_R，机体坐标系的Y_R轴正方向为机头方向，机体坐标系的X_R轴正方向与Y_R轴垂直指向飞机右侧，且在飞机机体水平平面上，Z_R轴垂直于OX_RY_R平面，三轴关系满足笛卡尔直角坐标系关系；根据步骤(1)滤波后的飞机姿态数据，使用坐标转换方法，将步骤(6)得到的波束的单位方向向量从步骤(5)设定的速度坐标系下转换到飞机机体坐标系下，得到飞机机体坐标系下波束的单位方向向量；

(8)根据步骤(7)设定的飞机机体坐标系下的波束的单位方向向量，计算两轴雷达伺服平台的雷达天线的方位角和俯仰角两轴雷达伺服平台的雷达天线的方位角和俯仰角分别为雷达天线方位轴指令角和俯仰轴指令角，即需要方位轴和俯仰轴转到的角度；

(9)通过传感器得到雷达天线实时的方位角η_a和俯仰角η_p，并根据步骤(8)得到的两轴雷达伺服平台的方位轴指令角和俯仰轴指令角控制雷达天线从实时的方位角η_a转到方位轴指令角控制雷达天线从实时的俯仰角η_p转到俯仰轴指令角实现了雷达天线波束指向兴趣点的跟踪控制。

2.根据权利要求1所述的一种基于两轴机载雷达伺服平台的兴趣点跟踪控制方法，其特征在于：所述步骤(2)中对飞机及兴趣点所处地球位置进行识别中的兴趣点为全球范围内的兴趣点。

3.根据权利要求1所述的一种基于两轴机载雷达伺服平台的兴趣点跟踪控制方法，其特征在于：所述步骤(2)中对飞机及兴趣点所处地球位置进行识别，计算飞机和兴趣点在地面投影的距离，步骤如下：将地球视为标准球体，半径为6371.004m，设飞机惯导输出的飞机的经纬度分别为R_lo,R_la，需要观测的兴趣点经纬度分别为T_lo,T_la，设置位置经纬度取值标准为以子午线为0°经度线，东经取经度的正值，西经取经度的负值，以赤道为0°纬度线，北纬取90°减纬度值，南纬取90°加纬度值，根据步骤(1)的飞机惯导位置数据及需要观测的兴趣点位置数据，确定以上标准下飞机位置经度NR_lo及纬度NR_la、兴趣点位置经度NT_lo及纬度NT_la，进而计算新的飞机雷达位置和兴趣点位置在地面投影的距离D。

4.根据权利要求1所述的一种基于两轴机载雷达伺服平台的兴趣点跟踪控制方法，其特征在于：所述步骤(7)中使用坐标转换方法，将步骤(6)得到的波束的单位方向向量从步骤(5)设定的速度坐标系下转换到步骤(7)设定的飞机机体坐标系下，得到飞机机体坐标系下波束的单位方向向量，公式如下：

V_axi[3]＝T_RT_PT_AOv[3]

V_axi[3]为步骤(7)设定的飞机机体坐标系下波束的单位方向向量，Ov[3]为步骤(5)设定的速度坐标系下的波束的单位方向向量，T_A为波束从速度坐标系下转换到机体标系下的绕Z_V轴旋转的转换矩阵，T_P为波束从速度坐标系下转换到机体标系下的绕旋转后的X_V轴旋转的转换矩阵，T_R为波束从速度坐标系下转换到机体标系下的绕旋转后的Y_V轴旋转的转换矩阵。

5.根据权利要求1所述的一种基于两轴机载雷达伺服平台的兴趣点跟踪控制方法，其特征在于：所述步骤(9)控制雷达天线从实时的方位角η_a转到方位轴指令角控制雷达天线实时的俯仰角η_p转到俯仰轴指令角步骤如下：当雷达天线实时方位角度η_a与方位角指令的角度差大于η_a与旋转180°后位置的角度差时，采用防过顶处理算法获得最终雷达天线方位轴指令角和俯仰轴指令角当雷达天线实时方位角度η_a与方位角指令的角度差小于等于η_a与旋转180°后位置的角度差时，直接将雷达天线方位轴指令角和轴指令角分别作为最终雷达天线方位轴指令角和俯仰轴指令角然后，控制雷达天线从实时的方位角η_a转到方位轴指令角控制雷达天线实时的俯仰角η_p转到俯仰轴指令角防过顶处理算法公式如下：