CN110456304A - 机载测向定位方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开的一种机载测向定位方法，旨在提供一种定位误差小、运算效率高、收敛速度快、抗干扰能力强、适应能力强的机载平台测向定位方法。本发明通过下述技术方案予以实现骤：在机载平台无源机载测向系统中,采用基于半球的伪线性加权递推最小二乘定位算法的定位处理软件获取前一时刻的定位结果和增益值，作为当前时刻进行定位计算的输入量，然后以正北方向为基准，计算目标与飞机机体方向的夹角，产生方位加权值，并根据飞机平台经纬度和测向值，计算机载测向系统参量、飞机平台经纬度、测向值，观测量；以及当前时刻的定位处理增益；获得输出当前时刻的定位结果，完成定位递推。本发明解决了机载平台上大量测向数据的最优定位解算问题。

Description

机载测向定位方法

技术领域

本发明是机载平台无源测向系统对地面(海面)静止或慢速移动目标辐射无线信号进行多次测向，实现对目标快速定位的机载测向定位方法。更具体地说，本发明是关于基于半球的伪线性加权递推最小二乘定位方法。

背景技术

机载平台搭载有各种无源系统，其中无源测向系统实现对目标辐射的无线信号进行侦收测向，并利用平台高速机动特性，通过平台快速移动以及在不同位置对目标辐射源的测向数据，采用多条测向线交会的方法得到目标位置。在电子支援(ESM)系统中，通过对辐射源的电磁参数、方向角和到达时间的被动测量估算辐射源及其载体平台的位置，称为无源定位。与有源探测设备相比，无源探测设备具有作用距离远、宽带工作、低截获率等优点，可增强系统在电子环境下的抗干扰能力。根据无源定位方法分类，通过2个接收站测量目标信号的到达角，在二维或三维空间上经过射线交叉确定目标位置，这是测向交会定位法。通过多个接收站测量目标信号的到达时间，根据一个时间差确定一组双曲面，三组双曲面的公共点就是目标位置，这是时差定位法(二维需要3个接收站，三维需要4个接收站)。通过多个接收站测量目标信号的到达频率，一个多普勒频差可以确定一组椭球面，根据三组椭球面的公共点确定目标位置，这是差分多普勒定位法(二维需要3个接收站，三维需要4个接收站)。

机载测向机不仅能测量辐射源的方位，而且通过利用飞机在飞行过程中，相对辐射源位置的变化进行多次测向，还能确定辐射源的位置。但测向机装机后，由于载机环境对测向天线的影响，其测向准确度将有所变化。由于测向机的测向准确度指标，通常是在地面标准场地或微波暗室进行检测的，一旦装载飞机使用，由于载机环境对测向天线的影响，测向误差将随辐射目标的频率和入射波方向发生变化，其结果难以通过数学模型来描述。即使采用求解电磁场的数学方法或缩尺模型技术，专门设计的机载测向系统，也需通过空中的实际测试来验证。由于飞机机体和地面的复杂影响，测得的测向误差波动很大，难以显现空中的实际测向结果，必须进行多架次试飞进行验证。由于测向误差不可避免，所以示向线不会是一条线，而是一个区域，相应的交会点变成了四边形ABCD，这个四边形所包围的区域就叫定位模糊区。模糊区越大，定位误差就越大。现有技术采用的测向交叉定位方法是通过载机或地面单站的移动，在不同位置多次测量方位，利用方位线的交会进行定位，或者通过多架飞机或地面固定多站的测角系统所测得的指向线交会进行定位。虽然测向交会定位的原理简单，但在实际工程应用中合适的定位算法会影响定位的效果。具体到机载平台上，首先由于飞机在不同位置测向，测向数据会不断积累，为保证定位精度需保留所有测向数据，这样会不断消耗内存而引起系统崩溃；同时过多的测向数据会引起方程组规模不断扩大，增加定位解算的复杂度。另外机载平台上一般获取的是平台经纬度值，采用直角坐标定位解算需要将平台的大地坐标转换到飞机的地理坐标，解算完后还需要将目标的地理坐标转换到大地坐标，增加了运算步骤；同时从大地坐标系转换到地理坐标系后，平台在不同时刻的地理坐标不在一个平面内，而机载平台往往只测了目标方位角而忽略了俯仰角，造成的结果是在地理坐标系下两测向线不能交会。最后如果机载平台上采用线阵干涉仪测向系统，在不同方位向上测向精度不同，这对定位精度特别是收敛速度会造成影响。

传统的测向交会定位算法很多，常用的有非线性最小二乘(NLS)、修正非线性最小二乘(ANLS)、总体最小二乘(TLS)、扩展卡尔曼滤波(EKF)等。其中,非线性最小二乘 (NLS)是将测向的非线性方程在目标位置处进行一阶泰勒展开，然后依据使测向误差的方差最小化的原则得到目标位置的迭代解(参考《火力与指挥控制》2009.8，第80～83页)。该方法首先要在某时刻保留所有测向数据，选择一个定位初值，将测向方程组在该定位初值处进行一阶泰勒展开，建立一个N维(N为测向次数)的线性化方程组，然后对该方程组按高斯-牛顿法进行迭代求解。这种方法适合于已知数量的固定侦察站对目标定位的场景，在机载平台上随着测向数据的不断积累，方程组的维数会持续增大，计算复杂度会呈几何级数增加，基本不能使用。

修正非线性最小二乘(ANLS)是在考虑了平台位置误差情况下对NLS的修正方法，它将平台的位置扰动融入到迭代运算的加权矩阵中，从而一定程度减轻平台位置误差对定位结果的影响(参考《宇航学报》2013.12，第1634～1643页)。该方法本质上与NLS相同，因此也不适用于机动侦察平台。

总体最小二乘(TLS)是为了拟制线性方程组系数矩阵扰动误差而提出的方法(参考《上海交通大学学报》2013.7，第1114～1118页)。它首先是将测向的观测方程转化为线性方程，然后建立约束的线性最小二乘模型，采用高斯-牛顿迭代方法得到目标定位点。该方法是在NLS方法的进一步改进，同样不适用于机动平台。

扩展卡尔曼滤波(EKF)是建立了目标状态方程和观测方程后，对测量方程进行一阶泰勒展开进行线性化，采用扩展卡尔曼滤波递推方法得到目标定位点(参考《雷达与对抗》 2006.4,第4-6页)。该方法适用于机动平台，但计算雅克比矩阵稍显复杂，同时定位初值选择不合理会使得算法发散。

以上的方法都是在直角坐标系下建立的方程，在实际应用中由于平台获取的是经纬度，需要将大地坐标转换到飞机地理坐标，计算完成后又需要将地理坐标转换到大地坐标，频繁的转换降低了计算效率。同时以上方法均未考虑线阵干涉仪在不同方位上测向精度不同，将所有方位测向误差建模为等均值高斯分布，这与实际情况存在差异。

综上，传统的方法均很难直接满足机载情况下测向定位的应用需求，需要根据实际情况，利用交会定位原理，对最小二乘等方法进行改进，研究一种适用于机载平台、计算效率高、稳定性好的定位算法。

发明内容

本发明的目的是针对上述对目标测向定位解算中存在的不足之处，提出了一种具有定位误差小、采集数据多、自动化程度高、运算效率高、收敛速度快、抗干扰能力强、稳定性好、适应能力强的机载平台测向定位方法。

本发明的上述目的可以通过以下措施来达到，一种机载测向定位方法，主要包括如下步骤：在机载无源测向系统中,使用MicrosoftVisualStudio为开发平台，采用基于半球的伪线性加权递推最小二乘定位算法,形成台位上的定位处理软件；定位处理软件根据输入的测向数据θ_k，获取前一时刻的定位结果和增益值M(k-1)，作为当前时刻进行定位计算的输入量，然后根据当前时刻飞机的测向数据θ_k和航向角α_k，以正北方向为基准，计算目标与飞机机体方向的夹角ε_k，再根据得到的目标与飞机机体方向的夹角ε_k值，产生方位加权值W_k，并根据飞机平台经纬度和测向值θ_k，计算机载测向系统参量和观测量z_k；利用前一时刻的M(k-1)以及当前时刻的系统参量A_k、方位加权值W_k，计算当前时刻的定位处理增益M(k)；针对当前时刻的M(k)以及z_k、A_k、W_k，对前一时刻定位结果进行修正，输出当前时刻的定位结果完成定位递推，并将定位处理增益M(k)反馈到定位系统输入端，作为下一时刻定位时的输入参数，等待获取新的测向数据。

本发明相比于现有技术的有益效果在于：

定位误差小。本发明使用MicrosoftVisualStudio为开发平台，形成台位上的定位处理软件，定位结果可以直接上地图显示。由于系统利用了所有的测向线数据，同时采用了递推的方法，解决了测向线数据量过大无法及时完成定位解算，导致大量测向线数据丢弃影响定位精度的难题，使得定位结果精度高、稳定性好。算法使用了伪线性测量模型，避免了非线性模型下复杂的导数运算，减轻了非线性模型进行线性化的二阶舍入误差。

本发明采用球坐标系，根据飞机平台经纬度和测向值，直接计算观测量，得到伪观测量，不需要将经纬度转换到直角坐标系。避免了坐标系的多次转换，在不降低定位精度情况下，大大优化了计算步骤。克服了传统方法需要在大地坐标与地理坐标系之间进行多次转换，存在舍入误差的缺陷。

本发明根据实际的线阵测向系统在不同的方位向上测向精度不同，对不同方位的测向线赋予不同的加权值，在一定程度减小了不同方位上测向差异对定位的影响，提高了定位收敛速度的速度。

本发明根据当前时刻的测向值，以及前一时刻的定位结果、处理增益，对前一时刻定位结果进行修正，获得当前时刻定位结果，完成定位递推。通过机载平台快速运动，实现对目标测向交会定位。所发明的方法，不需要频繁的大地坐标与地理坐标间转换，不需要复杂的导数运算和矩阵运算，对不同方位向测向数据赋予不同的加权值，在保证高精度情况下极大降低了运算复杂度，同时减轻了存储压力。由于机载平台上目标测向线不断积累，如果记录所有测向信息，会不断消耗内存容量从而引起系统崩溃，解决了传统方法只缓存最近一段时间的测向数据，不可避免引起定位精度变差的问题。

本发明工程化应用于飞机对地面固定或慢速目标的测向交会定位，体现了其稳定性好、适应性强、计算速度快、定位精度高、自动定位的特点。计算机仿真和实际数据的事后分析表明，本发明可通过修改方程参量用于时差/频差/相位差的定位问题，通过扩展目标运动参数用于对运动目标的定位跟踪，此方法可广泛应用于机载、无人机载、舰载等运动平台的信号侦察系统，实现对通信、雷达、塔康等信号的定位。

附图说明

图1是本发明机载测向定位流程框图；

图2是本发明的基于半球的伪线性加权递推最小二乘定位处理软件实现流程图；；。

图3是图2判定定位初始时刻流程图；；。

图4是两点直角坐标定位流程图；

图5是图2计算加权值流程图；

图6是图5计算目标与机体夹角示意图。

具体实施方式

参阅图1。根据本发明，在机载无源测向系统中,使用MicrosoftVisualStudio 为开发平台，采用基于半球的伪线性加权递推最小二乘定位算法,形成台位上的定位处理软件；定位处理软件根据输入的测向数据θ_k，获取前一时刻的定位结果和增益值 M(k-1)，作为当前时刻进行定位计算的输入量，然后根据当前时刻飞机的测向数据θ_k和航向角α_k，以正北方向为基准，计算目标与飞机机体方向的夹角ε_k，再根据得到的目标与飞机机体方向的夹角ε_k值，产生方位加权值W_k，并根据飞机平台经纬度和测向值θ_k，计算机载测向系统参量A_k和观测量z_k；利用前一时刻的M(k-1)以及当前时刻的系统参量 A_k、方位加权值W_k，计算当前时刻的定位处理增益M(k)；针对当前时刻的M(k)以及z_k、 A_k、W_k，对前一时刻定位结果进行修正，输出当前时刻的定位结果完成定位递推，并将定位处理增益M(k)反馈到定位系统输入端，作为下一时刻定位时的输入参数，等待获取新的测向数据。

参阅图2。基于半球的伪线性加权递推最小二乘定位处理软件采用C++代码编程软件实现。机载测向系统实现目标辐射源测向后，将测向数据送定位处理软件；定位处理软件根据编号判断当前目标是否已有定位结果，如果有则进入定位递推流程，如果没有则由软件判定定位初始时刻，并生成定位初始值；进入定位递推流程后，软件先对当前测向值θ_k进行野值判断，对一些较大的测向野值不引入定位计算；根据测向值θ_k和飞机航向角α_k，计算得目标与飞机机体方向的夹角ε_k，根据得到的目标与飞机机体方向的夹角ε_k值，产生方位加权值W_k；然后根据飞机平台经纬度和测向值θ_k，计算系统参量A_k和观测量z_k；利用前一时刻的增益值M(k-1)以及当前时刻的系统参量A_k、方位加权值W_k，计算当前时刻的定位处理增益M(k)；根据当前时刻的M(k)以及z_k、A_k、W_k，对前一时刻定位结果进行修正，获得当前时刻定位结果将当前时刻定位结果送地图显示，并将定位处理增益M(k)进行缓存，作为下一时刻定位时的输入参数，等待获取新的测向数据。

由于测向系统在起始工作时状态不稳定，或刚截获到某目标信号时，信号较弱造成测向不稳定，这种初始时刻错误的测向线会严重影响定位收敛速度。为了减轻这种情况，在起始时要判断是否可进入定位处理流程。

(1)测向系统获取目标测向线

机载测向系统一般为独立功能的系统，其作用是完成对目标辐射源方位测定，并将测向线送定位处理软件。目标测向线一般是以正北方向为基准，数据中同时包含有目标编号、测向时间、飞机的经纬度、航姿等信息。

(2)定位处理软件判定目标定位起始时刻

参阅图3。定位处理软件收到某一个目标k-1时刻的测向数据时，将其作为测向初始时刻，同时将有效测向次数n初始化为0；当收到该目标的k时刻测向数据后，定位处理软件计算前后两条测向线的角度变化率当小于角度变化率预设值时，认为当前时刻测向数据有效，n＝n+1，否则定位处理软件认为第一条测向数据无效，将k时刻作为测向初始时刻，同时n赋值为0，等待下一时刻的测向数据。当连续有效测向线条数n超过预设值的有效测向条数门限N时，定位处理软件判断测向数据趋于稳定，当前时刻作为目标定位起始时刻，开始进行目标定位处理，否则重复以上对测向数据有效性的判断步骤，直到n超过N。其中，几个门限值根据测向系统性能、飞机飞行速度等实际情况取值，例如连续有效测向条数门限N可以预设为5～10；方位角变化率门限的值可预设为1°/s～3°/s；前后两次测向数据时间间隔门限t_thresh可预设为10s～30s；这些值都是在定位处理软件初始化时设定，中途不需要改变。

当定位处理软件收到测向系统送来的目标k时刻且为第一条测向线时，将连续有效测向线数量n初始化为0；定位处理软件收到目标k+1测向线时，判断前后两次测向时间间隔 t_k-t_k-1是否＜时间间隔门限t_thresh，是则计算两条相邻测向线的方位角变化率，否则k＝k+1，n＝0，重新等待获取测向数据；然后判断方位角变化率是否＜方位角变化率门限是则n＝n+1，否则k＝k+1,n＝0，重新对有效测向线数量进行积累。最后定位处理软件判断连续有效的测向线数量n是否＞有效测向条数门限N，当n>N时，说明测向稳定，软件开始进行定位解算。

参阅图4。在生成目标定位初值的可选实施案例中，一种方法是采用直角坐标定位，其原理是利用解析几何方法在二维直角坐标系中求两条直线的交点，但由于平台坐标为经纬度，因此涉及到大地坐标到地理坐标的转换。

生成目标定位初值的另一种方法是两点球坐标定位，其利用球面三角的原理，根据两条测向线及飞机平台经纬度生成目标定位初始值。定位处理软件从前面获取的N条有效测向线中，取第一条和最后一条测向数据，数据中包含飞机平台的坐标和测向角度θ₁、θ₂，待求的是目标辐射源的初始定位坐标

计算P₁相对于P₂以及P₂相对于P₁的张角：

A_z1,A_z2∈[0,π]

计算P₁与P₂之间的距离：z∈[0,π]

根据测向角度值θ₁和θ₂，计算P₁与目标之间的距离：

计算目标的经度值：

计算目标纬度值：

当θ₁＝0或π时，,

球坐标相较于直角坐标定位有一定近似，但更适合于机载应用场景。由于飞机探测距离比地球半径小很多，故近似误差很小，可以忽略，且计算方法简单直观，便于实现。直角坐标方法需要用到大量的坐标转换，计算过程复杂；且机载场景一般只测目标方位角没有俯仰角，这个方位角转换到直角坐标系下还存在系统偏差。因此本方案采用球坐标方式进行定位初值解算。

(3)定位处理软件判断目标定位是否重新开始

这一步是为了保证目标定位结果的一致性。当一个目标消失一段时间后，如果又重新收到该目标测向线，最好重新开始一个定位处理流程，防止新测向线中的错误值对定位结果的影响。判断的方法是：

如果定位处理软件判断两次测向间隔t_k-t_k-1很大时，则需要重新进行定位起始时刻判断。重新定位时间间隔门限t_thresh2可以根据飞行实际情况在定位处理软件初始化时预设，例如可以设为300s～600s。

(4)定位处理软件对测向线野值进行判断

由于飞行过程中环境等因素对测向系统的影响，测向数据中会存在一些测向误差较大的情况，即测向野值。定位处理软件为了减小测向野值对定位精度和收敛时间的影响，在处理过程中通过计算测向线方位角变化率判断测向野值，判断的方法为：

当前时刻方位角变化率大于该门限时，说明该测向值为野值，不参与定位；当方位角变化率小于门限时，说明测向线有效，参与后续定位处理。

(5)软件计算测向角度加权值

实际的线阵测向系统在不同的方位角，测向精度存在差异，为了减轻这种差异对定位收敛速度的影响，对不同方位的测向线采用不同的加权值，可有效减轻这种差异的影响。

参阅图5。定位处理软件获取k时刻测向数据θ_k和飞机航向角α_k，计算k时刻目标与机体法向夹角，根据目标与机体法向夹角计算方位加权值W_k，求目标与飞机法向夹角：根据k时刻获取的测向值θ_k以及飞机航向角α_k，计算目标与飞机机体的夹角，从而为加权值的计算提供依据。其原理参考图6，计算方法为：

β_k＝mod(θ_k-α_k,360)

ε_k表示目标与飞机机体法线方向的夹角，α_k表示飞机航向角。

计算加权值：

对不同方位的测向线采用不同的加权值，主要是为了减小不同方位测向线测向误差对定位的影响，计算方法为，

(6)软件计算机载测向系统参量和观测量

机载测向系统参量A_k和观测量z_k都通过当前时刻平台经纬度、测向值进行计算，它们表征了机载测向系统的运行规律，是进行定位递推的中间量。计算方法为：

其中A_k是一个2维矢量，z_k是标量。

(7)计算处理增益

定位的处理增益M_k表示对前一次定位结果进行调整的大小，代表了当前时刻的测向线对目标定位的贡献。其计算公式为：

其中M(k-1)表示前一时刻的处理增益，M(0)＝cI，c任取一个很大的正数，I是一个2×2单位矩阵。上式中的矩阵求逆部分，由于是一个标量，不存在矩阵求逆的计算。

(8)更新定位结果

采用对前一次定位结果进行更新的方式得到当前时刻定位结果，更新公式为：

其中表示k时刻目标经纬度，X(k-1)表示前一时刻目标经纬度。

(9)反馈定位结果和增益值

软件保存当前时刻的定位结果X(k)和处理增益值M_k，这两个数据和下一次测向结果一起作为下一时刻定位的输入量，从而构成完整的递推过程。随着飞机运动，每获取一条测向线，重复步骤(5)～(9)，得到不断收敛的目标位置。

(10)地图显示定位结果是目标的经纬度，不需要再做转换，可以直接在GIS等地图上进行显示。

对于本领域的技术人员来说，可根据以上描述的技术方案以及构思，做出其它各种相应的改变以及变形，而所有的这些改变以及变形都应该属于本发明权利要求的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种机载测向定位方法，其特征在于包括如下步骤：在机载无源测向系统中,使用MicrosoftVisualStudio为开发平台，采用基于半球的伪线性加权递推最小二乘定位算法,形成台位上的定位处理软件；定位处理软件根据输入的测向数据θ_k，获取前一时刻的定位结果和增益值M(k-1)，作为当前时刻进行定位计算的输入量，然后根据当前时刻飞机的测向数据θ_k和航向角α_k，以正北方向为基准，计算目标与飞机机体方向的夹角ε_k，再根据得到的目标与飞机机体方向的夹角ε_k值，产生方位加权值W_k，并根据飞机平台经纬度和测向值θ_k，计算机载测向系统参量A_k和观测量z_k；利用前一时刻的M(k-1)以及当前时刻的上述参量A_k、方位加权值W_k，计算当前时刻的定位处理增益M(k)；针对当前时刻的M(k)以及z_k、A_k、W_k，对前一时刻定位结果进行修正，输出当前时刻的定位结果完成定位递推，并将定位处理增益M(k)反馈到定位系统输入端，作为下一时刻定位时的输入参数，等待获取新的测向数据。

2.如权利要求1所述的机载测向定位方法，其特征在于：基于半球的伪线性加权递推最小二乘定位处理软件采用C++代码编程软件实现。

3.如权利要求1所述的机载测向定位方法，其特征在于：机载测向系统实现目标辐射源测向后，将测向数据送入定位处理软件；定位处理软件根据测向系统获取的目标编号判断当前目标是否已有定位结果，如果有则进入定位递推流程，如果没有则由软件判定定位初始时刻，并生成定位初始值。

4.如权利要求3所述的机载测向定位方法，其特征在于：进入定位递推流程后，定位处理软件先对当前测向值θ_k进行野值判断，对一些较大的测向野值不引入定位计算；根据测向值θ_k和飞机航向角α_k，计算得目标与飞机机体方向的夹角ε_k，根据得到的目标与飞机机体方向的夹角ε_k值，产生方位加权值W_k,然后根据飞机平台经纬度和测向值θ_k，计算机载测向系统参量A_k和观测量z_k。

5.如权利要求3所述的机载测向定位方法，其特征在于：定位处理软件根据当前时刻的M(k)以及z_k、A_k、W_k，对前一时刻定位结果进行修正；将当前时刻获得的当前时刻定位结果送地图显示，并将定位处理增益M(k)进行缓存，作为下一时刻定位时的输入参数，等待获取新的测向数据。

6.如权利要求5所述的机载测向定位方法，其特征在于：定位处理软件收到某一个目标k-1时刻的测向数据时，将其作为测向初始时刻，同时将有效测向次数n初始化为0；当收到该目标的k时刻测向数据后，定位处理软件计算前后两条测向线的角度变化率当小于角度变化率预设值时，认为当前时刻测向数据有效，n＝n+1，否则定位处理软件认为第一条测向数据无效，将k时刻作为测向初始时刻，同时n赋值为0，等待下一时刻的测向数据。

7.如权利要求6所述的机载测向定位方法，其特征在于：当连续有效测向线条数n超过预设值的有效测向条数门限N时，定位处理软件判断测向数据趋于稳定，当前时刻作为目标定位起始时刻，开始进行目标定位处理，否则重复以上对测向数据进行有效性的判断，直到n超过N。

8.如权利要求7所述的机载测向定位方法，其特征在于：当定位处理软件收到测向系统送来的目标k时刻且为第一条测向线时，将连续有效测向线数量n初始化为0，在收到目标k+1测向线时，判断前后两次测向时间间隔t_k-t_k-1是否＜时间间隔门限t_thresh，是则计算两条相邻测向线的方位角变化率否则k＝k+1，n＝0，重新等待获取测向数据，然后判断方位角变化率是否＜方位角变化率门限是则n＝n+1，否则k＝k+1,n＝0，重新对有效测向线数量进行积累；最后判断连续有效的测向线数量n是否＞有效测向条数门限N，当n>N时，开始进行定位解算。

9.如权利要求8所述的机载测向定位方法，其特征在于：定位处理软件从获取的N条有效测向线中，取第一条和最后一条测向数据，根据飞机平台中的经纬度坐标 和测向角度θ₁、θ₂，经度λ，纬度以及待求的目标辐射源的坐标计算P₁相对于P₂以及P₂相对于P₁的张角：

A_z1,A_z2∈[0,π]

计算P₁与P₂之间的距离：z∈[0,π]，根据测向角度值θ₁和θ₂，计算P₁与目标之间的距离：

计算目标的经度值：

计算目标纬度值：

10.如权利要求9所述的机载测向定位方法，其特征在于：定位处理软件在对测向线有效性判决过程中通过计算测向线方位角变化率判断测向野值，判断的方法为：