CN110440791A - 一种机载雷达rcs测量航线设计方法和装置 - Google Patents

一种机载雷达rcs测量航线设计方法和装置 Download PDF

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CN110440791A CN201910747216.7A CN201910747216A CN110440791A CN 110440791 A CN110440791 A CN 110440791A CN 201910747216 A CN201910747216 A CN 201910747216A CN 110440791 A CN110440791 A CN 110440791A
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卢永革
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Abstract

本发明涉及一种机载雷达RCS测量航线设计方法和装置，涉及电磁散射特性测量技术领域。其中，该方法包括：获取被测目标的经纬度信息；根据机载雷达与被测目标之间的距离、测量时雷达波束的入射余角，确定机载雷达RCS测量时的圆形航线半径；根据所述被测目标的经纬度信息、所述圆形航线半径、以及机载雷达在多个航点上相对于被测目标的方位角信息，确定所述圆形航线上多个航点的经纬度信息。通过以上步骤能够得到用于机载雷达RCS测量的圆形航线，解决现有机载雷达RCS测量航线设计方法存在的测量精度低、测量效率低等问题。

Description

一种机载雷达RCS测量航线设计方法和装置
技术领域
本发明涉及电磁散射特性测量技术领域，尤其涉及一种机载雷达RCS测量航线设计方法和装置。
背景技术
近年来，机载下视RCS(雷达散射截面)测量由于能够获取被测目标全尺寸、大入射余角条件下的目标特性数据，因而受到广泛的关注。在机载下视RCS测量过程中，载机需要在空中按照一定的航线进行飞行。由于载机与被测目标存在相对运动，为确保测量的准确性，必须保证载机飞行航线精准。
在现有的机载雷达RCS测量航线设计方法中，主要是设计直线飞行航线。在针对被测目标进行全方位RCS测量时，往往需要设计多条交互交叉的直线航线。
在实现本发明的过程中，本发明的发明人发现：第一、在基于多条直线航线进行机载雷达RCS测量时，随着载机的运动，载机相对被测目标的角度也会发生变化，导致机载RCS测量精度降低。第二、载机在空中飞行时(特别是在恶劣气候条件下)很容易受到气流扰动等影响，造成载机姿态不稳定，进而导致载机偏离直线航线，降低测量精度。第三、在基于多条直线航线进行机载雷达RCS测量时，存在航线冗余、有效测试时间短、测量效率低、所需申请的空域范围大等缺陷。
因此，针对以上不足，需要提供一种新的机载雷达RCS测量航线设计方案，以提高机载雷达RCS测量的测量精度和测量效率。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明要解决的技术问题是解决现有机载雷达RCS测量航线设计方法存在的测量精度低、测量效率低等问题。
(二)技术方案
为了解决上述技术问题，一方面，本发明提供了一种机载雷达RCS测量航线设计方法。
本发明的机载雷达RCS测量航线设计方法包括：获取被测目标的经纬度信息；根据机载雷达与被测目标之间的距离、测量时雷达波束的入射余角，确定机载雷达RCS测量时的圆形航线半径；根据所述被测目标的经纬度信息、所述圆形航线半径、以及机载雷达在多个航点上相对于被测目标的方位角信息，确定所述圆形航线上多个航点的经纬度信息。
可选地，根据如下公式确定机载雷达RCS测量时的圆形航线半径：
H＝R*sinθ；
其中，R为机载雷达与被测目标之间的距离，θ为测量时雷达波束的入射余角，H为载机飞行高度，r为机载雷达RCS测量时的圆形航线半径。
可选地，根据如下公式确定所述圆形航线上多个航点的经纬度信息：
其中，lonp为圆形航线上航点p的经度，latp为圆形航线上航点p的纬度，Rc为地球长半轴，Rd为地球短半轴，lont为被测目标的经度，latt为被测目标的纬度，为机载雷达在航点p上相对于被测目标的方位角。
可选地，所述方法还包括：将被测目标所处的坐标系变换至载机坐标系，以使机载雷达按照所述圆形航线进行RCS测量时能够在同一坐标系下跟踪被测目标。
可选地，所述将被测目标所处的坐标系变换至载机坐标系的步骤包括：根据被测目标的经纬度信息和高度信息确定地心坐标系中被测目标的位置坐标，根据坐标系变换公式将被测目标的位置坐标由地心坐标系变换至载机坐标系。
为了解决上述技术问题，另一方面，本发明还提供了一种机载雷达RCS测量航线设计装置。
本发明的RCS测量航线设计装置包括：获取模块，用于获取被测目标的经纬度信息；第一确定模块，用于根据机载雷达与被测目标之间的距离、测量时雷达波束的入射余角，确定机载雷达RCS测量时的圆形航线半径；第二确定模块，用于根据所述被测目标的经纬度信息、所述圆形航线半径、以及机载雷达在多个航点上相对于被测目标的方位角信息，确定所述圆形航线上多个航点的经纬度信息。
可选地，所述第一确定模块根据如下公式确定机载雷达RCS测量时的圆形航线半径：
H＝R*sinθ；
其中，R为机载雷达与被测目标之间的距离，θ为测量时雷达波束的入射余角，H为载机飞行高度，r为机载雷达RCS测量时的圆形航线半径。
可选地，所述第二确定模块根据如下公式确定所述圆形航线上多个航点的经纬度信息：
其中，lonp为圆形航线上航点p的经度，latp为圆形航线上航点p的纬度，Rc为地球长半轴，Rd为地球短半轴，lont为被测目标的经度，latt为被测目标的纬度，为机载雷达在航点p上相对于被测目标的方位角。
可选地，所述装置还包括：变换模块，用于将被测目标所处的坐标系变换至载机坐标系，以使机载雷达按照所述圆形航线进行RCS测量时能够在同一坐标系下跟踪被测目标。
可选地，所述变换模块将被测目标所处的坐标系变换至载机坐标系包括：所述变换模块根据被测目标的经纬度信息和高度信息确定地心坐标系中被测目标的位置坐标，所述变换模块根据坐标系变换公式将被测目标的位置坐标由地心坐标系变换至载机坐标系。
(三)有益效果
本发明的上述技术方案具有如下优点：通过获取被测目标的经纬度信息，根据机载雷达与被测目标之间的距离、测量时雷达波束的入射余角确定机载雷达RCS测量时的圆形航线半径，根据所述被测目标的经纬度信息、所述圆形航线半径、以及机载雷达在多个航点上相对于被测目标的方位角信息，确定所述圆形航线上多个航点的经纬度信息这些步骤，能够得到用于机载雷达RCS测量的圆形航线，解决现有机载雷达RCS测量航线设计方法存在的测量精度低、测量效率低等问题。本发明的方法相比于传统航线设计方法可以获取更高效和更准确的飞行航线，提高机载雷达RCS测量效率和测量精度。
附图说明
图1是本发明实施例一中的机载雷达RCS测量航线设计方法的主要流程示意图；
图2是本发明实施例二中的机载雷达RCS测量航线设计方法的主要流程示意图；
图3是地心坐标系示意图；
图4是载机坐标系示意图；
图5是测量时载机与被测目标的相对位置示意图；
图6是根据本发明实施例设计的机载雷达RCS测量航线的示意图；
图7是本发明实施例三中的机载雷达RCS测量航线设计装置的主要模块示意图；
图8是本发明实施例四中的机载雷达RCS测量航线设计装置的主要模块示意图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例一
图1是本发明实施例一中的机载雷达RCS测量航线设计方法的主要流程示意图。如图1所示，本发明实施例中的机载雷达RCS测量航线设计方法包括：
步骤S101、获取被测目标的经纬度信息。
在该步骤中，可通过安装于被测目标上的GPS测量设备(比如惯性导航装置等)实时采集被测目标的经纬度信息；也可预先采集被测目标的经纬度信息并存储，然后从存储模块中获取被测目标的经纬度信息。
步骤S102、根据机载雷达与被测目标之间的距离、测量时雷达波束的入射余角，确定机载雷达RCS测量时的圆形航线半径。
在一个可选实施方式中，步骤S102具体包括：步骤A和步骤B。
步骤A、根据机载雷达与被测目标之间的距离(或者称为“雷达作用距离”)R、以及测量时雷达波束的入射余角θ计算载机飞行高度H，计算公式如下：
H＝R*sinθ
步骤B、根据载机飞行高度H和测量时雷达波束的入射余角θ计算机载雷达RCS测量时的圆形航线半径r，计算公式如下：
步骤S103、根据所述被测目标的经纬度信息、所述圆形航线半径、以及机载雷达在多个航点上相对于被测目标的方位角信息，确定所述圆形航线上多个航点的经纬度信息。
进一步，在步骤S103中，可根据如下公式确定所述圆形航线上多个航点的经纬度信息：
其中，lonp为圆形航线上航点p的经度，单位为度；latp为圆形航线上航点p的纬度，单位为度；Rc为地球长半轴；Rd为地球短半轴；lont为被测目标的经度，单位为度；latt为被测目标的纬度，单位为度；为机载雷达在航点p上相对于被测目标的方位角，单位为度。
在本发明实施例中，通过以上步骤能够得到用于机载雷达RCS测量的圆形航线，降低传统直线航线所需空域的范围，减少航线冗余，大幅提升机载雷达RCS测量精度；同时，由于圆形航线以被测目标为圆心，不论载机如何运动被测目标到载机的距离不变、机载雷达RCS测量时的入射余角也保持不变，从而能够大幅提升机载RCS测量精度，降低载机姿态不稳定对飞行航线的影响。
实施例二
图2是本发明实施例二中的机载雷达RCS测量航线设计方法的主要流程示意图。如图2所示，本发明实施例中的机载雷达RCS测量航线设计方法包括：
步骤S201、将被测目标所处的坐标系变换至载机坐标系。
在一个可选实施方式中，步骤S201具体包括：步骤a1和步骤a2。
步骤a1、根据被测目标的经纬度信息和高度信息确定地心坐标系中被测目标的位置坐标。
地心坐标系的示意图可参见图3。在地心坐标系中，椭球中心与地球质心重合，Z轴指向地球北极，X轴指向格林威治子午面与地球赤道的交点，Y轴垂直于XOZ面，X轴、Y轴和Z轴构成右手坐标系。
进一步，步骤a1可采用如下公式确定地心坐标系中被测目标的位置坐标：
其中，altt为被测目标的高度，latt为被测目标的纬度，lont为被测目标的经度，Rc为地球长半轴，xt、yt、zt为被测目标在地心坐标系中的位置坐标。在WGS-84地球模型中，Rc＝6378137m，偏心率平方e2＝0.0066944。
步骤a2、根据坐标系变换公式将被测目标的位置坐标由地心坐标系变换至载机坐标系。
载机坐标系(即东北天坐标系)的示意图可参见图4。在东北天坐标系中，X轴指向正东方向，Y轴指向正北方向，Z轴指向地心反方向。
进一步，步骤a2所采用的坐标系变换公式如下：
(x1,y1,z1)＝(xt-x,yt-y,zt-z)
(x2,y2,z2)T＝M0M1(x1,y1,z1)T
其中，第一个变换公式表示平移变换，具体为：将坐标原点从地心平移至飞机处；第二个变换公式表示旋转变换，具体为：先以Z向为旋转轴，把坐标轴按右手螺旋方向旋转(90+lont)度，再以X向为轴，把坐标轴按右手螺旋方向旋转(90-latt)度；(x,y,z)为载机在地心坐标系中的位置坐标；(xt,yt,zt)为被测目标在地心坐标系中的位置坐标；(x2,y2,z2)为被测目标在载机坐标系中的位置坐标；M0、M1为两个旋转矩阵，且满足：
其中，latt为被测目标的纬度，lont为被测目标的经度。
在本发明实施例中，通过步骤S201能够将载机和被测目标的坐标系统一起来。在载机按照本发明实施例提供的圆形航线飞行时，可通过同一坐标系下的自动跟踪算法准确跟踪被测目标。
步骤S202、获取被测目标的经纬度信息。
在该步骤中，可通过安装于被测目标上的GPS测量设备(比如惯性导航装置等)实时采集被测目标的经纬度信息；也可预先采集被测目标的经纬度信息并存储，然后从存储模块中获取被测目标的经纬度信息。
步骤S203、根据机载雷达与被测目标之间的距离、测量时雷达波束的入射余角，确定机载雷达RCS测量时的圆形航线半径。
图5给出了测量时载机与被测目标的相对位置关系。如图5所示，在该步骤中，可采用如下公式确定机载雷达RCS测量时的圆形航线半径：
H＝R*sinθ；
其中，R为机载雷达与被测目标之间的距离(即雷达作用距离)，θ为测量时雷达波束的入射余角，H为载机飞行高度，r为机载雷达RCS测量时的圆形航线半径。
步骤S204、确定机载雷达在各个航点处相对于被测目标的方位角信息。
具体实施时，可根据机载雷达RCS测量需求确定航点的数量以及各个航点处的方位角信息。例如，若需要在方位向上每隔22.5°均匀测量被测目标的RCS，则将圆形航线均匀划分成16个航点，并令各个航点相对被测目标的方位角相隔22.5°。比如，令第1个航点相对于被测目标的方位角为0°，令第2个航点相对于被测目标的方位角为22.5°，令第3个航点相对于被测目标的方位角为45°，令第16个航点相对于被测目标的方位角为337.5°。
步骤S205、根据所述被测目标的经纬度信息、所述圆形航线半径、以及机载雷达在各个航点上相对于被测目标的方位角信息，确定所述圆形航线上各个航点的经纬度信息。
进一步，在步骤S205中，可根据如下公式确定所述圆形航线上多个航点的经纬度信息：
其中，lonp为圆形航线上航点p的经度，单位为度；latp为圆形航线上航点p的纬度，单位为度；Rc为地球长半轴；Rd为地球短半轴；lont为被测目标的经度，单位为度；latt为被测目标的纬度，单位为度；为机载雷达在航点p上相对于被测目标的方位角，单位为度。
在得到各个航点的经纬度信息后，将各个航点连接起来即可得到如图6所示的圆形航线。
在本发明实施例中，通过以上步骤能够得到用于机载雷达RCS测量的圆形航线，降低传统直线航线所需空域的范围，减少航线冗余，大幅提升机载雷达RCS测量精度；同时，由于圆形航线以被测目标为圆心，不论载机如何运动被测目标到载机的距离不变、机载雷达RCS测量时的入射余角也保持不变，从而能够大幅提升机载RCS测量精度，降低载机姿态不稳定对飞行航线的影响。
实施例三
图7是本发明实施例三中的机载雷达RCS测量航线设计装置的主要模块示意图。如图7所示，本发明实施例的机载雷达RCS测量航线设计装置700包括：获取模块701、第一确定模块702、第二确定模块703。
获取模块701，用于获取被测目标的经纬度信息。
具体实施时，可通过安装于被测目标上的GPS测量设备(比如惯性导航装置等)实时采集被测目标的经纬度信息，也可预先采集被测目标的经纬度信息并存储，然后从存储模块中获取被测目标的经纬度信息。
第一确定模块702，用于根据机载雷达与被测目标之间的距离、测量时雷达波束的入射余角，确定机载雷达RCS测量时的圆形航线半径。
在一个可选实施方式中，第一确定模块702根据机载雷达与被测目标之间的距离、测量时雷达波束的入射余角，确定机载雷达RCS测量时的圆形航线半径具体包括：
首先，第一确定模块702根据机载雷达与被测目标之间的距离(或者称为“雷达作用距离”)R、以及测量时雷达波束的入射余角θ计算载机飞行高度H。所采用的计算公式如下：
H＝R*sinθ
然后，第一确定模块702根据载机飞行高度H和测量时雷达波束的入射余角θ计算机载雷达RCS测量时的圆形航线半径r。所采用的计算公式如下：
第二确定模块703，用于根据所述被测目标的经纬度信息、所述圆形航线半径、以及机载雷达在多个航点上相对于被测目标的方位角信息，确定所述圆形航线上多个航点的经纬度信息。
在一个可选实施方式中，第二确定模块703可根据如下公式确定所述圆形航线上多个航点的经纬度信息：
其中，lonp为圆形航线上航点p的经度，单位为度；latp为圆形航线上航点p的纬度，单位为度；Rc为地球长半轴；Rd为地球短半轴；lont为被测目标的经度，单位为度；latt为被测目标的纬度，单位为度；为机载雷达在航点p上相对于被测目标的方位角，单位为度。
在本发明实施例中，通过获取模块获取被测目标的经纬度信息，通过第一确定模块确定机载雷达RCS测量时的圆形航线半径，通过第二确定模块根据被测目标的经纬度信息、圆形航线半径、以及机载雷达在多个航点上相对于被测目标的方位角信息确定所述圆形航线上多个航点的经纬度信息，能够得到用于机载雷达RCS测量的圆形航线，降低传统直线航线所需空域的范围，减少航线冗余，大幅提升了机载雷达RCS测量精度；同时，由于圆形航线以被测目标为圆心，不论载机如何运动被测目标到载机的距离不变、机载雷达RCS测量时的入射余角也保持不变，从而能够大幅提升机载RCS测量精度，降低载机姿态不稳定对飞行航线的影响。
实施例四
图8是本发明实施例四中的机载雷达RCS测量航线设计装置的主要模块示意图。如图8所示，本发明实施例的机载雷达RCS测量航线设计装置800包括：变换模块801、获取模块802、第一确定模块803、第二确定模块804。
变换模块801，用于将被测目标所处的坐标系变换至载机坐标系。
具体来说，变换模块801将被测目标所处的坐标系变换至载机坐标系包括：
首先，变换模块801根据被测目标的经纬度信息和高度信息确定地心坐标系中被测目标的位置坐标。具体实施时，变换模块801可采用如下公式确定地心坐标系中被测目标的位置坐标：
其中，altt为被测目标的高度，latt为被测目标的纬度，lont为被测目标的经度，Rc为地球长半轴，xt、yt、zt为被测目标在地心坐标系中的位置坐标。在WGS-84地球模型中，Rc＝6378137m，偏心率平方e2＝0.0066944。
然后，变换模块801根据坐标系变换公式将被测目标的位置坐标由地心坐标系变换至载机坐标系。具体实施时，变换模块801可采用如下坐标系变换公式：
(x1,y1,z1)＝(xt-x,yt-y,zt-z)
(x2,y2,z2)T＝M0M1(x1,y1,z1)T
其中，第一个变换公式表示平移变换，具体为：将坐标原点从地心平移至飞机处；第二个变换公式表示旋转变换，具体为：先以Z向为旋转轴，把坐标轴按右手螺旋方向旋转(90+lont)度，再以X向为轴，把坐标轴按右手螺旋方向旋转(90-latt)度；(x,y,z)为载机在地心坐标系中的位置坐标；(xt,yt,zt)为被测目标在地心坐标系中的位置坐标；(x2,y2,z2)为被测目标在载机坐标系中的位置坐标；M0、M1为两个旋转矩阵，且满足：
其中，latt为被测目标的纬度，lont为被测目标的经度。
在本发明实施例中，通过变换模块801能够将载机和被测目标的坐标系统一起来。进而，在载机按照本发明实施例提供的圆形航线飞行时，可通过同一坐标系下的自动跟踪算法准确跟踪被测目标。
获取模块802，用于获取被测目标的经纬度信息。具体实施时，可通过安装于被测目标上的GPS测量设备(比如惯性导航装置等)实时采集被测目标的经纬度信息，也可预先采集被测目标的经纬度信息并存储，然后从存储模块中获取被测目标的经纬度信息。
第一确定模块803，用于根据机载雷达与被测目标之间的距离、测量时雷达波束的入射余角，确定机载雷达RCS测量时的圆形航线半径。
在一个可选实施方式中，第一确定模块803可根据如下公式确定机载雷达RCS测量时的圆形航线半径：
H＝R*sinθ；
其中，R为机载雷达与被测目标之间的距离(即雷达作用距离)，θ为测量时雷达波束的入射余角，H为载机飞行高度，r为机载雷达RCS测量时的圆形航线半径。
第二确定模块804，用于根据所述被测目标的经纬度信息、所述圆形航线半径、以及机载雷达在多个航点上相对于被测目标的方位角信息，确定所述圆形航线上多个航点的经纬度信息。
在一个可选实施方式中，第二确定模块804可根据如下公式确定所述圆形航线上多个航点的经纬度信息：
其中，lonp为圆形航线上航点p的经度，单位为度；latp为圆形航线上航点p的纬度，单位为度；Rc为地球长半轴；Rd为地球短半轴；lont为被测目标的经度，单位为度；latt为被测目标的纬度，单位为度；为机载雷达在航点p上相对于被测目标的方位角，单位为度。
在本发明实施例中，通过以上装置能够设计得到用于机载雷达RCS测量的圆形航线，降低传统直线航线所需空域的范围，减少航线冗余，大幅提升了机载雷达RCS测量精度；同时，由于圆形航线以被测目标为圆心，不论载机如何运动被测目标到载机的距离不变、机载雷达RCS测量时的入射余角也保持不变，从而能够大幅提升机载RCS测量精度，降低载机姿态不稳定对飞行航线的影响。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种机载雷达RCS测量航线设计方法，其特征在于，所述方法包括：
获取被测目标的经纬度信息；
根据机载雷达与被测目标之间的距离、测量时雷达波束的入射余角，确定机载雷达RCS测量时的圆形航线半径；
根据所述被测目标的经纬度信息、所述圆形航线半径、以及机载雷达在多个航点上相对于被测目标的方位角信息，确定所述圆形航线上多个航点的经纬度信息。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据如下公式确定机载雷达RCS测量时的圆形航线半径：
H＝R*sinθ；
其中，R为机载雷达与被测目标之间的距离，θ为测量时雷达波束的入射余角，H为载机飞行高度，r为机载雷达RCS测量时的圆形航线半径。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据如下公式确定所述圆形航线上多个航点的经纬度信息：
其中，lonp为圆形航线上航点p的经度，latp为圆形航线上航点p的纬度，Rc为地球长半轴，Rd为地球短半轴，lont为被测目标的经度，latt为被测目标的纬度，为机载雷达在航点p上相对于被测目标的方位角。
4.根据权利要求1至3任一所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
将被测目标所处的坐标系变换至载机坐标系，以使机载雷达按照所述圆形航线进行RCS测量时能够在同一坐标系下跟踪被测目标。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述将被测目标所处的坐标系变换至载机坐标系的步骤包括：
根据被测目标的经纬度信息和高度信息确定地心坐标系中被测目标的位置坐标，根据坐标系变换公式将被测目标的位置坐标由地心坐标系变换至载机坐标系。
6.一种机载雷达RCS测量航线设计装置，其特征在于，所述装置包括：
获取模块，用于获取被测目标的经纬度信息；
第一确定模块，用于根据机载雷达与被测目标之间的距离、测量时雷达波束的入射余角，确定机载雷达RCS测量时的圆形航线半径；
第二确定模块，用于根据所述被测目标的经纬度信息、所述圆形航线半径、以及机载雷达在多个航点上相对于被测目标的方位角信息，确定所述圆形航线上多个航点的经纬度信息。
7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述第一确定模块根据如下公式确定机载雷达RCS测量时的圆形航线半径：
H＝R*sinθ；
其中，R为机载雷达与被测目标之间的距离，θ为测量时雷达波束的入射余角，H为载机飞行高度，r为机载雷达RCS测量时的圆形航线半径。
8.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述第二确定模块根据如下公式确定所述圆形航线上多个航点的经纬度信息：
其中，lonp为圆形航线上航点p的经度，latp为圆形航线上航点p的纬度，Rc为地球长半轴，Rd为地球短半轴，lont为被测目标的经度，latt为被测目标的纬度，为机载雷达在航点p上相对于被测目标的方位角。
9.根据权利要求6至8任一所述的装置，其特征在于，所述装置还包括：
变换模块，用于将被测目标所处的坐标系变换至载机坐标系，以使机载雷达按照所述圆形航线进行RCS测量时能够在同一坐标系下跟踪被测目标。
10.根据权利要求9所述的装置，其特征在于，所述变换模块将被测目标所处的坐标系变换至载机坐标系包括：
所述变换模块根据被测目标的经纬度信息和高度信息确定地心坐标系中被测目标的位置坐标，所述变换模块根据坐标系变换公式将被测目标的位置坐标由地心坐标系变换至载机坐标系。
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