一种弹载雷达挂飞试验方法与流程

本发明涉及一种弹载雷达挂飞试验方法。

背景技术：

通常在弹载雷达挂飞试验中，需要根据规划航路预先计算出弹目相对角度、相对距离和相对速度关系，并依据计算结果对弹载雷达进行预定。由于预装值都是试验前计算得到，无法根据实际飞行情况，针对挂飞试验中存在的偏差对预装信息进行修正，影响了挂飞试验的成功率。

技术实现要素：

本发明提供一种弹载雷达挂飞试验方法，实现了弹载雷达与目标间相对角度、距离和速度的实时解算，为弹载雷达挂飞试验提供准确的预装值，采用稳定回路的角速度控制方式可有效降低挂载平台低频扰动的影响，提高了挂飞试验的成功率，具有实时性、通用性的优点，计算量小且易于实现，应用后可以提高弹载雷达挂飞预装值的准确性。

为了达到上述目的，本发明提供一种弹载雷达挂飞试验方法，包含以下步骤：

步骤s1、将组合惯导设备与发射数传电台安装在试验目标上，将接收数传电台安装在弹载雷达挂飞平台上，并与挂飞数据综合处理与控制终端连接，将组合惯导设备安装在弹载雷达挂飞平台上，并保持组合惯导设备与弹载雷达安装在同一平面上；

步骤s2、试验目标上的发射数传电台将目标的位置信息与速度信息发送给弹载雷达挂飞平台；

所述的目标位置信息与速度信息包含：经度lont(k)、纬度latt(k)和高度ht(k)以及目标的东北天速度vx,t(k),vy,t(k),vz,t(k)；

步骤s3、弹载雷达挂飞平台上的接收数传电台获得目标位置信息与速度信息，并发送给挂飞数据综合处理与控制终端，挂飞数据综合处理与控制终端对目标位置信息进行有效性判断；

步骤s4、挂飞数据综合处理与控制终端根据接收到的目标位置信息与速度信息以及弹载雷达的位置、速度和惯导姿态信息实时解算弹目相对距离rt(k)、速度vt(k)，为弹载雷达提供预装信息；

步骤s5、根据弹载雷达机构偏航角反馈值ft(k)与俯仰角反馈值gt(k)和弹载雷达的偏航预装值αt(k)和俯仰预装值βt(k)，采用稳定回路的角速度控制方式进行角度预定控制。

在所述的步骤s3中，判断目标位置信息有效性的公式如下：

lont.min≤lont(k)lont.max

latt.min≤latt(k)≤latt.max

|ht(k)-eh(k)|≤σh,max

其中，lont(k)表示目标经度值，latt(k)表示目标纬度值，ht(k)表示目标高度值，k表示采样时刻，lont.min表示试验挂飞区域经度最小值，lont.max表示试验挂飞区域经度最大值，latt.min表示试验挂飞区域纬度最小值，latt.max表示试验挂飞区域纬度最大值，表示k时刻前目标高度的均值，σh,max表示挂飞试验飞行过程中高度起伏的最大值。

所述的步骤s4中，根据接收到的目标位置信息与弹载雷达的位置信息解算出弹目间相对距离rt(k)的计算公式如下：

xt(k)＝(rt0+h(k))*(cos(latt(k))*cos(lont(k)))

yt(k)＝(rt0+h(k))*(cos(latt(k))*sin(lont(k)))

zt(k)＝(rt0*(1+e)*(1-e)+ht(k))*(sin(latt(k)))

xm(k)＝(rm0+h(k))*(cos(latm(k))*cos(lonm(k)))

ym(k)＝(rm0+h(k))*(cos(latm(k))*sin(lonm(k)))

zm(k)＝(rm0*(1+e)*(1-e)+hm(k))*(sin(latm(k)))

其中，rt0表示目标所在位置的地球曲率半径，rm0表示弹载雷达所在位置的地球曲率半径，e表示自然对数。

所述的步骤s4中，根据接收到的目标速度信息与弹载雷达的速度信息解算出弹目间相对速度vt(k)的计算公式如下：

其中，lonm(1)表示起始时刻弹载雷达的经度值，latm(1)表示起始时刻弹载雷达纬度值，xm(1)表示初始时刻弹载雷达在空间直角坐标系下沿x轴的坐标分量，ym(1)表示初始时刻弹载雷达在空间直角坐标系下沿y轴的坐标分量，zm(1)表示初始时刻弹载雷达在空间直角坐标系下沿z轴的坐标分量，xt(k)表示试验目标在空间直角坐标系下沿x轴的坐标分量，yt(k)表示试验目标在空间直角坐标系下沿y轴的坐标分量，zt(k)表示试验目标在空间直角坐标系下沿z轴的坐标分量，vx,t(k)表示试验目标在东北天坐标系下的运动速度x轴的坐标分量，vy,t(k)表示试验目标在东北天坐标系下的运动速度y轴的坐标分量,vz,t(k)表示试验目标在东北天坐标系下的运动速度z轴的坐标分量，vx,m(k)表示弹载雷达在东北天坐标系下的运动速度x轴的坐标分量，vy,m(k)表示弹载雷达在东北天坐标系下的运动速度y轴的坐标分量，vz,m(k)表示弹载雷达在东北天坐标系下的运动速度z轴的坐标分量，δt表示相邻两个采样时刻的时间间隔。

所述的步骤s5中，进行角度预定控制的方法具体包含以下步骤：

步骤s5.1、对弹载雷达伺服机构的俯仰角度反馈值gt(k)，偏航角度反馈值ft(k)，弹载雷达的俯仰角预装值βt(k)，偏航角预装值αt(k)，弹载雷达俯仰预定角速度和偏航预定角速度进行初始化，初始化取值根据实际情况而定；

步骤s5.2、根据接收到的目标位置与弹载雷达的惯导姿态信息更新目标方位角yt(k)和俯仰角pt(k)，计算公式如下：

其中，dx(k)＝|xt(k)-xm(k)|，表示空间直角坐标系下试验目标与弹载雷达间距离沿x轴分量，dy(k)＝|yt(k)-ym(k)|，表示空间直角坐标系下试验目标与弹载雷达间距离沿y轴分量，dz(k)＝|zt(k)-zm(k)|，表示空间直角坐标系下试验目标与弹载雷达间距离沿z轴分量，ga(k)表示惯导的姿态偏航角，gp(k)表示惯导的姿态俯仰角；

步骤s5.3、采用目标方位角yt(k)、俯仰角pt(k)和搜索步长因子s_t(k)对俯仰角预装值βt(k)和偏航角预装值αt(k)进行更新，计算公式如下：

βt(k)＝βt(k-1)+(s_t(k-1)+1)*a*cos(2*π*f0*t(k))

αt(k)＝αt(k-1)+(s_t(k-1)+1)*a*sin(2*π*f0*t(k))

其中，a为角度搜索范围步长，一般可取天线3db波束宽度的0.8倍，f0为搜索频率，取值范围0.5～10。t(k)表示第k个采样时刻的时间；

步骤s5.4、对搜索步长因子s_t(k)进行更新，计算公式如下：

其中，fix(·)表示对括号内表达式取值进行取整运算，结果只保留整数部分，n为每轮搜索范围的圈数；

步骤s5.5、根据俯仰角预装值βt(k)、俯仰角反馈值gt(k)、偏航角预装值αt(k)和偏航角度反馈值ft(k)对弹载雷达俯仰预定角速度和弹载雷达偏航预定角速度进行更新，计算公式如下：

其中，k为角速度比例系数，通常取值k＝2～6；

步骤s5.6、判断弹载雷达是否能够正常截获目标，如果可以，则可以得到最终的目标方位角与俯仰角，转入后续工作，如果不能截获目标，则进行步骤s5.2，重新进行角度预定。

本发明实现了弹载雷达与目标间相对角度、距离和速度的实时解算，为弹载雷达挂飞试验提供准确的预装值，采用稳定回路的角速度控制方式可有效降低挂载平台低频扰动的影响，提高了挂飞试验的成功率。本发明具有实时性、通用性的优点，计算量小且易于实现，应用后可以提高弹载雷达挂飞预装值的准确性。

附图说明

图1是弹载雷达挂飞平台与试验目标上的设备连接关系示意图。

图2是本发明提供的一种弹载雷达挂飞试验方法的流程图。

图3是进行角度预定控制的流程图。

图4为本发明实施实例中目标的方位角真值与实验中弹载雷达机构的偏航角反馈值随时间变化的变化情况以及目标的俯仰角真值与实验中弹载雷达机构的俯仰角反馈值随时间变化的变化情况。

图5是本发明实施实例中弹载雷达方位角反馈值与俯仰角的反馈值变化情况。

具体实施方式

以下根据图1～图5，具体说明本发明的较佳实施例。

本发明提供一种弹载雷达挂飞试验方法，包含以下步骤：

步骤s1、将组合惯导设备(含gps天线，gps天线用于接收惯导位置坐标、速度、高度、海拔高度等数据)与发射数传电台安装在试验目标上，将接收数传电台安装在弹载雷达挂飞平台上，并与挂飞数据综合处理与控制终端连接，将组合惯导设备(含gps天线)安装在弹载雷达挂飞平台上，并保持组合惯导设备与弹载雷达安装在同一平面上，组合惯导航向指向与弹载雷达航向指向相同，安装误差小于1°；

如图1所示，在试验目标上，gps天线连接组合惯导设备，组合惯导设备连接发射数传电台，发射数传电台分别连接组合惯导设备和发射天线；在弹载雷达挂飞平台上，挂飞数据综合处理与控制终端连接弹载雷达，接收数传电台连接挂飞数据综合处理与控制终端，接收天线连接接收数传电台，组合惯导设备与弹载雷达安装在同一平面上，gps天线连接组合惯导设备；

步骤s2、试验目标上的发射数传电台将目标的位置信息与速度信息发送给弹载雷达挂飞平台；

所述的目标位置信息与速度信息包含：经度lont(k)、纬度latt(k)和高度ht(k)以及目标的东北天速度vx,t(k),vy,t(k),vz,t(k)；

步骤s3、弹载雷达挂飞平台上的接收数传电台获得目标位置信息与速度信息，并发送给挂飞数据综合处理与控制终端，挂飞数据综合处理与控制终端对目标位置信息进行有效性判断；

步骤s4、挂飞数据综合处理与控制终端根据接收到的目标位置信息与速度信息以及弹载雷达的位置、速度和惯导姿态信息实时解算弹目相对距离rt(k)、速度vt(k)，为弹载雷达提供预装信息；

步骤s5、根据弹载雷达机构偏航角反馈值ft(k)与俯仰角反馈值gt(k)和弹载雷达的偏航预装值αt(k)和俯仰预装值βt(k)，采用稳定回路的角速度控制方式进行角度预定控制。

在所述的步骤s3中，判断目标位置信息有效性的公式如下：

lont.min≤lont(k)lont.max

latt.min≤latt(k)≤latt.max

|ht(k)-eh(k)|≤σh,max

其中，lont(k)表示目标经度值，latt(k)表示目标纬度值，ht(k)表示目标高度值，k表示采样时刻，lont.min表示试验挂飞区域经度最小值，lont.max表示试验挂飞区域经度最大值，latt.min表示试验挂飞区域纬度最小值，latt.max表示试验挂飞区域纬度最大值，表示k时刻前目标高度的均值，σh,max表示挂飞试验飞行过程中高度起伏的最大值。

所述的步骤s4中，解算弹目相对距离rt(k)和速度的方法包含：

1、根据接收到的目标位置信息与弹载雷达的位置信息解算出弹目间相对距离rt(k)的计算公式如下：

xt(k)＝(rt0+h(k))*(cos(latt(k))*cos(lont(k)))

yt(k)＝(rt0+h(k))*(cos(latt(k))*sin(lont(k)))

zt(k)＝(rt0*(1+e)*(1-e)+ht(k))*(sin(latt(k)))

xm(k)＝(rm0+h(k))*(cos(latm(k))*cos(lonm(k)))

ym(k)＝(rm0+h(k))*(cos(latm(k))*sin(lonm(k)))

zm(k)＝(rm0*(1+e)*(1-e)+hm(k))*(sin(latm(k)))

其中，rt0表示目标所在位置的地球曲率半径，rm0表示弹载雷达所在位置的地球曲率半径，e表示自然对数；

2、根据接收到的目标速度信息与弹载雷达的速度信息解算出弹目间相对速度vt(k)的计算公式如下：

其中，lonm(1)表示起始时刻弹载雷达的经度值，latm(1)表示起始时刻弹载雷达纬度值，xm(1)表示初始时刻弹载雷达在空间直角坐标系下沿x轴的坐标分量，ym(1)表示初始时刻弹载雷达在空间直角坐标系下沿y轴的坐标分量，zm(1)表示初始时刻弹载雷达在空间直角坐标系下沿z轴的坐标分量，xt(k)表示试验目标在空间直角坐标系下沿x轴的坐标分量，yt(k)表示试验目标在空间直角坐标系下沿y轴的坐标分量，zt(k)表示试验目标在空间直角坐标系下沿z轴的坐标分量，vx,t(k)表示试验目标在东北天坐标系下的运动速度x轴的坐标分量，vy,t(k)表示试验目标在东北天坐标系下的运动速度y轴的坐标分量,vz,t(k)表示试验目标在东北天坐标系下的运动速度z轴的坐标分量，vx,m(k)表示弹载雷达在东北天坐标系下的运动速度x轴的坐标分量，vy,m(k)表示弹载雷达在东北天坐标系下的运动速度y轴的坐标分量，vz,m(k)表示弹载雷达在东北天坐标系下的运动速度z轴的坐标分量，δt表示相邻两个采样时刻的时间间隔。

如图3所示，所述的步骤s5中，进行角度预定控制的方法具体包含以下步骤：

步骤s5.1、对弹载雷达伺服机构的俯仰角度反馈值gt(k)，偏航角度反馈值ft(k)，弹载雷达的俯仰角预装值βt(k)，偏航角预装值αt(k)，弹载雷达俯仰预定角速度和偏航预定角速度进行初始化，初始化取值根据实际情况而定；

步骤s5.2、根据接收到的目标位置与弹载雷达的惯导姿态信息更新目标方位角yt(k)和俯仰角pt(k)，计算公式如下：

其中，dx(k)＝|xt(k)-xm(k)|，表示空间直角坐标系下试验目标与弹载雷达间距离沿x轴分量，dy(k)＝|yt(k)-ym(k)|，表示空间直角坐标系下试验目标与弹载雷达间距离沿y轴分量，dz(k)＝|zt(k)-zm(k)|，表示空间直角坐标系下试验目标与弹载雷达间距离沿z轴分量，ga(k)表示惯导的姿态偏航角，gp(k)表示惯导的姿态俯仰角；

步骤s5.3、采用目标方位角yt(k)、俯仰角pt(k)和搜索步长因子s_t(k)对俯仰角预装值βt(k)和偏航角预装值αt(k)进行更新，计算公式如下：

βt(k)＝βt(k-1)+(s_t(k-1)+1)*a*cos(2*π*f0*t(k))

αt(k)＝αt(k-1)+(s_t(k-1)+1)*a*sin(2*π*f0*t(k))

其中，a为角度搜索范围步长，一般可取天线3db波束宽度的0.8倍，f0为搜索频率，取值范围0.5～10。t(k)表示第k个采样时刻的时间；

步骤s5.4、对搜索步长因子s_t(k)进行更新，计算公式如下：

其中，fix(·)表示对括号内表达式取值进行取整运算，结果只保留整数部分，n为每轮搜索范围的圈数；

步骤s5.5、根据俯仰角预装值βt(k)、俯仰角反馈值gt(k)、偏航角预装值αt(k)和偏航角度反馈值ft(k)对弹载雷达俯仰预定角速度和弹载雷达偏航预定角速度进行更新，计算公式如下：

其中，k为角速度比例系数，通常取值k＝2～6；

步骤s5.6、判断弹载雷达是否能够正常截获目标，如果可以，则可以得到最终的目标方位角与俯仰角，转入后续工作，如果不能截获目标，则进行步骤s5.2，重新进行角度预定。

本发明在某在研型号弹载雷达外场挂飞试验中得到了验证。试验中，根据本发明方法得到了准确的预装值，弹载雷达能够稳定截获目标，提高了目标的检测概率。从试验结果上看，通过应用本发明设定的弹载雷达挂飞试验方法可以完成挂飞目标弹目相对距离、速度与角度的计算，提供准确的预装值。

如图4所示，在搜索过程弹载雷达机构角度反馈值始终以目标实际角度为中心，按照发明中角预定的规律变化，搜索区域能够包含目标所在位置，确保弹载雷达搜索过程中能够对准目标。同时搜索步长因子能够随着时间增加而变化。在本发明实施实例中，目标与弹载雷达位置按照规划路径变化，目标的俯仰角始终保持在0°附近，目标的偏航角由0°逐渐增加到4.799°。

如图5所示，从图中可以看出弹载雷达的方位角和俯仰角变化规则，预定呈现明显的周期性，可以有效避免飞机平台低频扰动对天线指向的影响。

专业人员还可以进一步意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，为了清楚地说明硬件和软件的可互换性，在上述说明中已经按照功能一般性地描述了各示例的组成及步骤。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。

本发明实现了弹载雷达与目标间相对角度、距离和速度的实时解算，为弹载雷达挂飞试验提供准确的预装值，采用稳定回路的角速度控制方式可有效降低挂载平台低频扰动的影响，提高了挂飞试验的成功率。本发明具有实时性、通用性的优点，计算量小且易于实现，应用后可以提高弹载雷达挂飞预装值的准确性。

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。