CN106707255B

CN106707255B - 一种相控阵雷达仿真系统及方法

Info

Publication number: CN106707255B
Application number: CN201710209624.8A
Authority: CN
Inventors: 张芃芃; 陈军; 郝亚南; 罗涛
Original assignee: Chengdu Zirui Qingyun Aerospace Technology Co Ltd
Current assignee: Chengdu Zirui Qingyun Aerospace Technology Co Ltd
Priority date: 2017-03-31
Filing date: 2017-03-31
Publication date: 2019-12-10
Anticipated expiration: 2037-03-31
Also published as: CN106707255A

Abstract

本发明公开了一种相控阵雷达仿真系统，包括目标探测子系统，信号产生与处理子系统，数据处理子系统；所述目标探测子系统用于识别被探测目标，得到所述被探测目标特征信号，并将所述特征信号发送到信号产生与处理子系统；所述信号产生与处理子系统用于根据所述特征信号计算得到特征参数，并将所述特征参数发送到所述数据处理子系统；所述数据处理子系统用于对所述特征参数进行处理，得到被探测目标的航迹。本发明的一种相控阵雷达仿真系统，通过目标探测子系统识别目标，通过信号产生与信号处理子系统与数据处理子系统对目标特征信号进行处理得到目标航迹，本发明的方法相比传统方法误差较小、仿真准确度较高。

Description

一种相控阵雷达仿真系统及方法

技术领域

本发明涉及雷达仿真领域，特别涉及一种相控阵雷达仿真系统及方法。

背景技术

相控阵雷达是一种多功能、高性能的新型雷达系统，主要能满足以下两类需求：作用距离远；天线波束扫描要快，能跟踪快速移动的目标，并缩短控制反应时间，提高跟踪速度；实现上述两类需求，可采用下述两类方式：第一类需求，可以通过加大天线面积和电波的发射功率，设计最佳信号波形，以及降低接收机噪声来解决；第二类需求，机械扫描的常规雷达已不能胜任，需采用电扫描雷达波束指向系统，这种系统，在搜索和跟踪目标时，整个天线系统可以固定不动，通过控制阵列天线中各个阵元的相位，便可得到所需要的天线方向图和波束指向；相控阵雷达从理论上满足了作用距离远和反应时间短、多目标跟踪的要求，正是因为相控阵雷达的高效能、多功能，使得其系统十分复杂，仿真难度很大。同时，相控阵雷达与机械扫描雷达一样，其发射分系统和接收分系统仍然是两个基本分系统：发射分系统包括发射天线阵；发射馈电系统(发射波束形成网络)；发射信号产生及功率放大部分。接收分系统包括接收天线阵；接收机前端；接收波束形成网络；多路接收机；信号处理机；雷达终端设备。

相控阵雷达系统是一个非常灵活、复杂的系统，要仿真这样一个复杂系统的工作过程，面面俱到是不现实的，不可能做到和实际雷达设备一一对应，必须有所侧重，有所取舍，抓住影响其处理结果的关键因素和关心的主要方面，在保证一定的可信度的条件下，通过把各个模块的功能抽象化，融合后得到高效、可靠的仿真系统。

专利CN201410173557.5通过资源调度模块产生当前雷达事件；所述信号产生模块执行当前雷达事件，并将形成的信号产生结果输送到资源调度模块；所述信号处理模块从资源调度模块获取上个雷达事件的信号产生结果，处理所述信号产生结果，并将形成的信号处理结果输送到资源调度模块；所述的数据处理模块从资源调度模块获取上个雷达事件的信号处理结果，处理所述的信号处理结果，并将处理结果输送到调度模块。利用OpenMP的并行计算方法实现计算，通过消息传递接口传递消息。该方案虽然与本发明模块架构类似，但其仅仅说明了模块间的联系关系与简单实现功能，未详细说明实现原理及实现方案。

专利CN201310585730.8公开了仿真系统将系统框架划分为一主体子系统——雷达工作台仿真子系统和三个辅助子系统——仿真场景控制子系统、雷达主控计算机子系统和雷达分析评估子系统，其中，；仿真场景控制子系统主要由仿真参数装订模块、1类目标航迹生成模块、2类目标航迹生成模块和3类目标航迹生成模块组成，为雷达工作台仿真子系统提供输入数据。然而该方案虽然并未公开如何实现有效的目标跟踪方案。

专利CN201110460669.5公开了一种通用的雷达仿真系统及其仿真应用方法，通过层次化的雷达仿真组件模型库，以促进雷达仿真组件的管理、查询与重用。其中，分系统模型层用于描述雷达仿真应用系统的功能，并包括目标与环境特性模型分系统、雷达装备模型分系统以及评估模型分系统；对象模型层有若干对象模型，而且如目标与环境特性模型分系统的对象模型组成有:目标特性对象模型、环境特性对象模型、杂波信号对象模型以及干扰信号对象模型。但只是涉及到了目标特性对象模型、环境特性对象模型、杂波信号对象模型以及干扰信号对象模型，具体的仿真方式并没有公开。

文献《相控阵雷达系统仿真模型研究》(李钦富、许小剑，《中国电子科学研究院学报》,2007(3):239-243)公开了一种常用架构的雷达仿真系统，然而该系统并未具体描述仿真方法，同时其目标发现方法采用常规的探测概率计算模型，误差较大，目标发现准确度较低。

综上所述，现有的相控阵雷达系统仿真系统均未给出完成的仿真过程仅仅从原理上进行的说明，且其采用的仿真模型均为传统模型，误差较大，仿真准确度较低。

发明内容

本发明在于克服现有技术的上述不足，提供一种误差较小、仿真准确度较高的相控阵雷达仿真系统及方法。

为了实现上述发明目的，本发明采用的技术方案是：

一种相控阵雷达仿真系统，包括目标探测子系统，信号产生与处理子系统，数据处理子系统；所述目标探测子系统用于识别被探测目标，得到所述被探测目标特征信号，并将所述特征信号发送到信号产生与处理子系统；所述信号产生与处理子系统用于根据所述特征信号计算得到特征参数，并将所述特征参数发送到所述数据处理子系统；所述数据处理子系统用于对所述特征参数进行处理，得到被探测目标的航迹。

进一步地，所述目标探测子系统还包括坐标系转换模块、相对位置计算模块、位置判断模块，所述坐标系转换模块用于将在大地系中的目标描述，转化成在地心系中的目标描述，将目标的经纬度转化成地心系中的三维坐标；所述相对位置计算模块用于根据本机雷达在地心系中的位姿参数，得到目标在本机雷达阵面直角系中的参数，得出在阵面直角系中目标相对本机雷达的俯仰角、方位角、斜距；所述位置判断模块用于当判断所述目标相对本机雷达的俯仰角、方位角和斜距在探测范围内时，输出目标坐标值到信号产生与处理子系统。

进一步地，所述信号产生与处理子系统还包括，发射波发生模块、回波接收模块、计算模块所述发射波发生模块用于产生雷达发射信号；所述回波接收模块用于接收反射的回波信号；所述计算模块用于根据所述发射信号的发射时间与对应回波接收的时间，得到目标相对本机雷达的斜距、目标在球坐标系的俯仰角和方位角。

进一步地，所述数据处理子系统用于根据所述斜距、俯仰角和方位角生成航迹列表，根据所述航迹列表计算空间统计距离，对所述空间统计距离筛选后得到航迹。

本发明同时提供一种相控阵雷达仿真方法，包括以下步骤：

S1、识别被探测目标，得到所述被探测目标特征信号；

S2、根据所述特征信号计算得到特征参数；

S3、对所述特征参数进行处理，得到被探测目标的航迹。

进一步地，所述步骤S1具体包括：

S11、将在大地系中的目标描述，转化成在地心系中的目标描述，将目标的经纬海拔转化成地心系中的三维坐标；

S12、根据本机雷达在地心系中的位姿参数，得到目标在本机雷达阵面直角系中的参数，得出在阵面直角系中目标相对本机雷达的俯仰角、方位角、斜距；

S13、当判断所述目标相对本机雷达的俯仰角、方位角和斜距在探测范围内时，输出目标坐标值。

进一步地，所述步骤S2具体包括：

S21、产生雷达发射信号；

S22、接收反射的回波信号；

S23、根据所述发射信号的发射时间与对应回波接收的时间，得到目标相对本机雷达的斜距。

进一步地，所述步骤S3具体包括：根据所述斜距、俯仰角和方位角生成航迹列表，根据所述航迹列表计算空间统计距离，对所述空间统计距离筛选后得到航迹。

与现有技术相比，本发明的有益效果

本发明的一种相控阵雷达仿真系统，通过目标探测子系统识别目标，通过信号产生与信号处理子系统与数据处理子系统对目标特征信号进行处理得到目标航迹，本发明的方法相比传统方法误差较小、仿真准确度较高。

附图说明

图1所示为本发明的相控阵雷达仿真系统模块框图。

图2所示为本发明目标探测子系统模块框图。

图3所示为本发明的目标探测子系统仿真算法流程框图。

图4所述为本发明的相控阵雷达仿真方法目标探测流程图。

图5所示为本发明目标探测子系统仿真结果示意图。

图6所示为本发明回波信号仿真示意图。

图7所示为本发明距离变值回波信号仿真示意图。

图8所示为本发明发射波信号与回波信号仿真对比图。

图9所述为本发明的相控阵雷达仿真方法流程图。

图10所述为本发明的相控阵雷达仿真方法具体处理流程图。

图11所述为本发明的相控阵雷达仿真方法具体处理流程图。

具体实施方式

下面结合具体实施方式对本发明作进一步的详细描述。但不应将此理解为本发明上述主题的范围仅限于以下的实施例，凡基于本发明内容所实现的技术均属于本发明的范围。

实施例1：

一种相控阵雷达仿真系统，参看图1-图2，包括目标探测子系统1，信号产生与处理子系统2，数据处理子系统3；所述目标探测子系统1用于识别被探测目标，得到所述被探测目标特征信号，并将所述特征参数发送到信号产生与处理子系统2；所述信号产生与处理子系统2用于根据所述特征信号计算得到特征参数，并将所述特征参数发送到所述数据处理子系统3；所述数据处理子系统3用于对所述特征参数进行处理，得到被探测目标的航迹。

首先，在目标探测子系统中，进行模型的创建，根据创建的模型进行目标探测仿真，所述目标探测子系统2，还包括坐标系转换模块21、相对位置计算模块22、位置判断模块23，所述坐标系转换模块21用于将在大地系中的目标描述，转化成在地心系中的目标描述，将目标的经纬度转化成地心系中的三维坐标；所述相对位置计算模块22用于根据本机雷达在地心系中的位姿参数，得到目标在本机雷达阵面直角系中的参数，得出在阵面直角系中目标相对本机雷达的俯仰角、方位角、斜距；所述位置判断模块23用于当判断所述目标相对本机雷达的俯仰角、方位角和斜距在探测范围内时，输出目标坐标值到信号产生与处理子系统。

一、创建坐标系转换模型：

目标参数体描述为：

A＝{a₁、a₂、…、a_n}

a_i＝(L_on、L_at、A_lt、φ、θ、ψ、v、α、C_at、RCS)；

各变量的意义：A：由每个目标组成目标集合，称为目标集；a_i：目标集中的元素，表示单个目标；L_on：a_i目标在地理坐标系下的经度；L_at：a_i目标在地理坐标系下的纬度；A_lt：a_i目标在地理坐标系下的海拔高度；φ：a_i目标在机体坐标系下的俯仰角；θ：a_i目标在机体坐标系下的滚转角；ψ：a_i目标在机体坐标系下的偏航角；v：a_i目标相对地面速度；α：a_i目标的航向；C_at：a_i目标的类别；RCS：雷达散射面积。

对于坐标系的转换，可参考如下步骤实现：设有两坐标系O_A-X_AY_AZ_A与O_B-X_BY_BZ_B，在O_A-X_AY_AZ_A坐标系下存在一点坐标为(x，y，z)，在O_B-X_BY_BZ_B坐标系下存在一点坐标为(x‘，y’，z‘)，从O_A-X_AY_AZ_A转换到O_B-X_BY_BZ_B，需要沿(X，Y，Z)轴，分别旋转(γ，ψ，θ)与平移(Δx，Δy，Δz)得到，其各分轴旋转矩阵，及坐标系变换矩阵为：

其中，L(ψ，θ，γ)＝L_x(γ)L_z(θ)L_y(ψ)

即得

大地系转地心系

上式各变量的意义为：

L_at：纬度；L_on：经度；A_lt：高度；

(X，Y，Z)：分别为地心坐标系中的坐标值；

其中：

在针对地心坐标系转换为雷达坐标系时，将地心坐标系平移，使原点与雷达坐标系原点重合。然后用三个姿态角来确定雷达坐标系对地心坐标系的方位。

设目标在雷达直角坐标系中的坐标为(x₁，y₁，z₁)，在地心坐标系中的坐标为(x_e，y_e，z_e)。则其转换公式为：φ为经度，l为纬度

其中RT为其转换的旋转矩阵。

(x′，y′，z′)为平移的距离。

在针对雷达极坐标系与本地直角坐标系之间的转换公式时：

其中，ρ为斜距，θ为方位角，ε为仰角。

在针对地心坐标系转大地坐标系时，

L_on＝tan^-12(Y，X)

上式各变量的意义为：

L_at：纬度；L_on：经度；A_lt：高度；

(X，Y，Z)：分别为地心坐标系中的坐标值；

其中：

其余转换方法均为现有技术，在此不再赘述。

如下对本发明下式中出现的公式参数的含义进行说明：

P_t：发射功率(单位：瓦)；L_t：发射综合损耗；g_vt(θ)：发射天线方向图(电压增益)；T_p：脉冲宽度(单位：毫秒)；BW_rg：调频带宽(单位：HZ)；G_t：发射天线增益；G_r：接收天线增益；λ：载波波长；σ：RCS(目标散射截面积)；R(t)：T时刻目标斜距；L_s：等效损耗；c＝3*10⁸：光速；K_RF：射频滤波放大系数；A：振幅；输出量：E_p：目标在阵面直角坐标系下的俯仰角；A_p：目标在阵面直角坐标系下的方位角；D：目标与本机雷达在阵面直角坐标系下的斜距；

二、天线方向图模型创建：

对相控阵雷达系统仿真而言，天线方向图的仿真是基础，同时也是整个系统仿真中的难点之一。依据天线方向图的乘积原理可知，相控阵天线的电压方向图及相关模型可描述为：

在描述中，各变量意义及范围为：

天线方向图；方向性因子；阵因子；阵元因子；A：天线孔径面积；分别为阵面球坐标系下的俯仰角和方位角，失配及欧姆损耗总和，通常为0.4～0.7；η：加权效率，η∈(0.6，0.8)；N_x、N_y：由(2N_x+1)×(2N_y+1)个阵元组成的平面阵；d_x、d_y：为x，y方向上相邻阵元的间隔；k：为波位数；I_mn：为加权系数；为波束指向；

组合上述方程组，即得：

对于天线方向图的模型创建，本发明采用高斯函数拟合天线方向图，

其中取天线方向图系数α＝ln4，与Δθ_0.5分别为波束在方位向和俯仰向的波束宽度。

经推导，得四个馈源天线辐射强度式为：

分别为四个馈源天线的辐射强度。

三、天线增益模创建：

对于天线增益，由天线原理可知，第(i，j)单元相控阵天线的增益可描述为：

式中为天线的方向性因子，可近似表示为

上式中：S：为天线孔径面积(m²)；η：为幅度加权孔径效率；

为波束指向处的阵元失配时的反射系数的幅度；

L_Ω：为波束形成网络的综合欧姆损耗。

其在理想情况下，加权效率η＝1，失配和综合欧姆损耗综合 (实际系统中通常为(0.4～0.7)。

综合上式可以得到在天线方向图函数归一化情况下的天线增益模型：

即得天线增益模型为：

上式中，(d_z，d_y)：天线单元间间距；λ：波长；球坐标系的俯仰角和方位角。

四、雷达探测距离计算：

对于雷达的探测范围，可由天线方向图模型得出，雷达探测距离计算如下：

距离波门以G(t)表示，其宽度为f_g，前沿时间为t_g，如距离波门前沿时间t_g所代表的距离为R，由下式可知：

当t_g≤t≤t_g+f_g时，G(t)＝1；当t＜t_g，t＞t_g+f_g时，G(t)＝0。

雷达的探测距离通常分为最大探测距离和最小探测距离最大探测距离可以表示为：

同时可推导为：

上式中：P_t：雷达发射功率，单位为W；λ：载波波长；δ：目标的雷达截面积，即为RCS，单位为m²；k：玻尔兹曼常数；T：绝对温度表示的雷达接收机噪声温度，单位为K；B_r：雷达接收机线性前端3分贝带宽，单位为Hz；最小输出信号噪声功率比；F：噪声系数，单位为倍。

若当|F(S/N)|＝1(考虑到波位扫描时)，认为此时得到的值为的包络不失一般性，当为常数K时，得到

同时，雷达最小探测距离是指雷达能测量的最近目标的距离，对于收发公用天线，在发射脉冲宽度时间内，接收机和天线馈线系统是“断开”的，不能正常接收目标回波，另外，发射脉冲过去后天线收发开关恢复到接收状态，也需要一段时间，在这段时间内，由于不能正常接收回波信号，雷达是很难进行测距的，因此，雷达的最小可测距离为：

R_min＝0.5c(τ+t₀)

理想状态下，t₀≈0，上式可简化为：

R_min＝0.5cτ

因此由上述可知雷达探测距离模型为：

由上模型设计可知仿真算法流程框图设计如图3所示，

五、雷达扫描模式建立：

雷达扫描时，扫描方式分为：逐行扫描、双行扫描。

雷达的扫描方式是关于时间t的一个函数：

x＝kt

上式参变量意义为：

k：为常量系数。

因此在确定雷达的覆盖范围后，根据雷达的扫描方式即可确定在某时刻目标是否会出现在雷达该时刻的扫描范围内。

该模型建立完成后，进行目标探测。在具体进行目标判断时，目标判断逻辑单元，主要完成在每个仿真步长内，判断目标群中，有哪些目标个体是在被探测范围内，此过程主要以逻辑流程为主，且有以下几个逻辑流程，具体参看图4所示，仿真结果参看图5所示：

第一步：将在大地系中的目标描述，转化成在地心系中的目标描述，将目标的经纬度转化成地心系中的三维坐标；

第二步：输入本机雷达在地心系中的位姿参数，求解目标在本机雷达阵面直角系中的参数，得出目标相对本机雷达的俯仰角、方位角、斜距；

第三步：将求解出的目标俯仰角、方位角、斜距这三个参数，置于雷达方向图模型中，判断目标是否在探测范围之内，若在范围之内，则输出目标坐标值，否则不输出此目标值；

第四步：经过第三步判断后，判断目标群是否循环完毕，若循环完毕则跳出循环，若未循环完毕，则继续循环，进入第一步流程。

具体的，对于上述步骤中目标俯仰角、方位角、斜距这三个参数的求解为：设目标状态描述为a_i＝(L_on、L_at、A_lt、φ、θ、ψ、v、α、C_at、RCS)，将目标状态在大地坐标系下的描述(L_on、L_at、A_lt)，转换成在地心坐标系中的描述(X_i，Y_i，Z_i)，根据坐标系旋转变换基础模型，用下述公式可算出本机在地心坐标系中的描述(X_B，Y_B，Z_B)：

其中，a_i：目标集中的元素，表示单个目标；L_on：a_i目标在地理坐标系下的经度；L_at：a_i目标在地理坐标系下的纬度；A_lt：a_i目标在地理坐标系下的海拔高度；φ：a_i目标在机体坐标系下的俯仰角；θ：a_i目标在机体坐标系下的滚转角；ψ：a_i目标在机体坐标系下的方位角；v：a_i目标相对地面速度；α：a_i目标的航向；RCS：雷达散射面积；N：地心半径。

设本机在地心系的坐标为(x_BD，y_BD，z_BD)，目标在本机雷达阵面直角坐标系的坐标为(x_MZ，y_Mz，z_MZ)，则：

从而得出在本机阵面直角系中目标相对本机雷达的俯仰角E_p、方位角A_p、斜距d。

其次，在信号产生与处理子系统中，进行发射波发生模块、回波接收模块、计算模块进行模型创建与仿真。所述信号产生与处理子系统还包括，发射波发生模块、回波接收模块、计算模块，所述发射波发生模块用于产生雷达发射信号；所述回波接收模块用于接收反射的回波信号；所述计算模块用于根据所述发射信号的发射时间与对应回波接收的时间，得到目标相对本机雷达的斜距、目标在球坐标系的俯仰角和方位角。参看图6-图8

一、对于发射波模型的仿真。

本发明的发射波模型，可采用线性调频脉冲模式(LFM)，其典型模型为：

则可设计发射信号模型为：

上式中振幅为

在模拟中取P_t＝90000；L_t＝100；g_vt(θ)≡1；T_p＝0.01；BW_rg＝2*10⁸；

其中：P_t：发射功率(单位：瓦)；L_t为发射综合损耗；g_vt(θ)为发射天线方向图(电压增益)；T_p为脉冲宽度(单位：毫秒，实取1)；BW_rg为调频带宽(单位：HZ；200MHZ)实取2*10²)。

二、对于回波模型的仿真：

回波模型可表示为：

即得：

对上式进行形式化简得：

在模拟中取P_t＝90000；R(t)＝1000；L_t＝100；g_vt(θ)≡1；T_p＝0.01；BW_rg＝2*10⁸；c＝3*10⁸；K_RF＝1；

三、对于信号干扰模型的仿真：

本发明同时引入了信号干扰模型，假设信号干扰模型服从(0，σ²)分布的高斯白噪声，即高斯白噪声概率密度函数：

由此产生高斯白噪声，其中μ为期望值，σ为方差，x为随机变量。

四、利用上述模型分别进行距离解算和角度解算。

1、距离解算：距离解算主要是算出R(t)的值，对回波公式进行分析可得：

其简化形式为：

不妨设

则可继续化简得：

由上式可知，决定是否等于0值，是由A与μ共同决定，当且仅当时，cos(μ)＝0，又因为：

μ＝f₁(BW_rg，t，T_p)

所以，决定μ＝0的变量为t，当t的变化量Δt足够小，则R(t)的解算，将由A所决定，因此可设距离解算公式为：

距离解算公式设置依据如下：

要使A＝0，则判断是否等于0，因所以同一发射波的回波时间差化简即得：

上式中，Δt_i表示同一脉冲在发射与回收之间的时间差值，即Δt_i＝t′_i-t_i，上式中，t′_i是雷达接收第i个回波的时间，t_i是雷达发射第i个脉冲波的时间。

2、角度解算。对于角度测量采用幅度和差单脉冲法，得到目标的方位差(相对于天线指向)和俯仰差(相对天线指向)。其解算模型为：

其中目标在雷达坐标系中方位角的测量值和俯仰角的测量值θ为：

上式中：S_∑(t)：和波束功率；方位差波束功率；S_Δθ(t)：俯仰差波束功率。

最后，将解算后的结果作为目标航迹预测的依据，数据处理子系统根据所述斜距、俯仰角和方位角生成航迹列表，根据所述航迹列表计算空间统计距离，对所述空间统计距离筛选后得到航迹。

具体地，本发明采用最近邻法进行计算，选择使“统计距离”最小的检测点迹作为目标的配对点迹。

首先，进行“粗关联”，得到相同或相邻扇区(对空域的划分，按照俯仰角、方位角进行划分)内的两个航迹列表，按先后顺序分别把两个列表里的所有航迹与所有检测点进行配对，并将点迹——航迹之间的统计距离(斜距差或空间统计距离)作为关联的基本依据。

设雷达探测空域按照俯仰角、方位角进行划分(阵面直角坐标系)，可分为n个扇区，第i个扇区的俯仰角或方位角范围为

t₁时刻为雷达开启工作的起始时刻，即为雷达工作首次探测后生成结果的时刻；

此时，i＝1扇区，探测到个点，设记为：

分别表示t₁时刻探测q的俯仰角、方位角、斜距值。

在t₁时刻，无旧航迹列表，即生成条航迹，将条航迹置于新建的旧航迹列表中，则旧航迹列表如表1：

表1

i＝2扇区，探测到个点，设记为：

第一步：粗关联

设t_i时刻(i＞1)，雷达扫描到第k个扇区，则第k个扇区的粗关联扇区有8个，依次为：

提取旧航迹列表，判断旧航迹列表t_i-1时刻各航迹点的值，若存在某条航迹l_r：则提取此条航迹所有航迹点，置于动态航迹列表中，直至遍历完所有旧航迹列表，以此生成动态航迹列表，如表2：

表2

同时将置于自由点航迹列表中，自由点航迹列表如表3：

表3

第二步：计算空间统计距离，

经过上述过程，得到动态航迹列表与自由点航迹列表，是进行航迹关联计算的条件，以下开始计算航迹关联，主要计算过程可以分为两部分：

若航迹已完成Kalman滤波器的初始化，则先按当前仿真时间进行预测，得到目标预测位置，在计算与所有点迹观测位置的空间统计距离

若航迹还未建立Kalman滤波，则直接用该航迹最近一次观测位置计算与所有点迹的空间统计距离其中，卡尔曼滤波算法为现有技术，在此不再赘述。

空间统计距离公式：

第三步：选择空间统计距离矩阵最小值，

遍历整个矩阵选择所有元素中最小值，若该最小值不是∞，那么该坚持点迹与该航迹配对，并从矩阵里删除该点迹和航迹对应的行和列。

重复上一步骤操作，直到里没有非∞的元素，于是，得到所有关于旧航迹的配对结果。

本发明同时提供一种相控阵雷达仿真方法，参看图4-图6，包括以下步骤：

S11、将在大地系中的目标描述，转化成在地心系中的目标描述，将目标的经纬度转化成地心系中的三维坐标；

S21、产生雷达发射信号；

S22、接收反射的回波信号；

S3、根据所述斜距、俯仰角和方位角生成航迹列表，根据所述航迹列表计算空间统计距离，对所述空间统计距离筛选后得到航迹。

其具体方法步骤的具体实施方式参看本发明内容中的具体描述，在此不再赘述。

上面结合附图对本发明的具体实施方式进行了详细说明，但本发明并不限制于上述实施方式，在不脱离本申请的权利要求的精神和范围情况下，本领域的技术人员可以作出各种修改或改型。

Claims

1.一种相控阵雷达仿真系统，其特征在于，包括目标探测子系统，信号产生与处理子系统，数据处理子系统；所述目标探测子系统用于识别被探测目标，得到所述被探测目标特征信号，并将所述特征信号发送到信号产生与处理子系统；所述信号产生与处理子系统用于根据所述特征信号计算得到特征参数，并将所述特征参数发送到所述数据处理子系统；所述数据处理子系统用于对所述特征参数进行处理，得到被探测目标的航迹；

所述目标探测子系统还包括坐标系转换模块、相对位置计算模块、位置判断模块，所述坐标系转换模块用于将在大地系中的目标描述，转化成在地心系中的目标描述，将目标的经纬度转化成地心系中的三维坐标；所述相对位置计算模块用于根据本机雷达在地心系中的位姿参数，得到目标在本机雷达阵面直角系中的参数，得出在阵面直角系中目标相对本机雷达的俯仰角、方位角、斜距；所述位置判断模块用于当判断所述目标相对本机雷达的俯仰角、方位角和斜距在探测范围内时，输出目标坐标值到信号产生与处理子系统；

所述信号产生与处理子系统还包括，发射波发生模块、回波接收模块、计算模块；所述发射波发生模块用于产生雷达发射信号；所述回波接收模块用于接收反射的回波信号；所述计算模块用于根据所述发射信号的发射时间与对应回波接收的时间，得到目标相对本机雷达的斜距、目标在球坐标系的俯仰角和方位角；

发射信号模型为：

回波信号模型为：

其中：P_t为发射功率，L_t为发射综合损耗，g_vt(θ)为发射天线方向图，T_p为脉冲宽度，BW_rg为调频带宽，G_t为发射天线增益，G_r为接收天线增益，λ为载波波长，δ为目标散射截面积，R(t)为t时刻目标斜距，L_s为等效损耗，K_RF为射频放大系数；

信号干扰模型为高斯白噪声；

所述数据处理子系统用于根据所述斜距、俯仰角和方位角生成动态航迹列表和自由点迹列表，根据所述航迹列表计算空间统计距离，对所述空间统计距离筛选后得到航迹；

若航迹已完成Kalman滤波器的初始化，则先按当前仿真时间进行预测，得到目标预测位置，再计算与所有点迹观测位置的空间统计距离；

若航迹还未建立Kalman滤波，则直接用该航迹最近一次观测位置计算与所有点迹的空间统计距离。

2.一种相控阵雷达仿真方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、识别被探测目标，得到所述被探测目标特征信号；

S2、根据所述特征信号计算得到特征参数；

S3、对所述特征参数进行处理，得到被探测目标的航迹；

所述步骤S1具体包括：

S13、当判断所述目标相对本机雷达的俯仰角、方位角和斜距在探测范围内时，输出目标坐标值；

所述步骤S2具体包括：

S21、产生雷达发射信号；

S22、接收反射的回波信号；

S23、根据所述发射信号的发射时间与对应回波接收的时间，得到目标相对本机雷达的斜距；

发射信号模型为：

回波信号模型为：

信号干扰模型为高斯白噪声；

所述步骤S3具体包括：根据所述斜距、俯仰角和方位角生成动态航迹列表和自由点迹列表，根据所述航迹列表计算空间统计距离，对所述空间统计距离筛选后得到航迹；