一种机载下视测量目标的自动跟踪方法

文档序号:10533379
一种机载下视测量目标的自动跟踪方法
【专利摘要】公开了一种机载下视测量目标的自动跟踪方法,包括如下步骤:S1、获取飞机和目标的位置信息,根据位置信息确定将地心坐标系的坐标原点移动至飞机处后的目标的第一坐标;S2、获取飞机的姿态信息,根据姿态信息将目标的第一坐标转换成机体向下坐标系中的第四坐标;S3、基于目标的第四坐标确定雷达天线的方位角和俯仰角,依据方位角和俯仰角调整雷达天线的指向。本发明能够实时自动调整天线波束指向,保证被测量目标始终处于天线主波束中心,无需人工手动操作伺服控制杆来对准目标,显著提高机载下视测量的效率和精度。
【专利说明】
一种机载下视测量目标的自动跟踪方法
技术领域
[0001 ]本发明涉及信号特征控制技术领域,特别涉及一种机载下视测量目标的自动跟踪 方法。
【背景技术】
[0002] 以下对本发明的相关技术背景进行说明,但这些说明并不一定构成本发明的现有 技术。
[0003] 近年来,由于机载下视测量系统能够获取被测目标全方位、大入射余角条件下的 电磁散射特性数据,受到广泛的关注。在机载下视测量过程中,载机与目标是相对运动的, 为确保测量的准确性,必须保证机载测量雷达天线始终对准目标。
[0004] 机载下视测量雷达在工作中需要不断跟踪目标,以得到准确的测量结果。通常这 一工作主要由人工手动完成。但由于飞机平台在空中飞行时容易受到气流扰动等影响,特 别是在恶劣气候条件下,飞机姿态不稳定,再加上飞行过程中载机机舱环境的复杂性,对人 工手动操作提出了较大挑战。
[0005] 因此,现有技术中需要一种能够解决由于飞机平台在空中飞行时容易受到气流扰 动而导致人工手动跟踪目标测量精度差的问题的解决方案。

【发明内容】

[0006] 本发明的目的在于提出一种机载下视测量目标的自动跟踪方法,能够实时自动调 整天线波束指向,保证被测量目标始终处于天线主波束中心,提高机载下视测量的效率和 精度。
[0007] 根据本发明的机载下视测量目标的自动跟踪方法,包括如下步骤:
[0008] S1、获取飞机和目标的位置信息,根据所述位置信息确定将地心坐标系的坐标原 点移动至飞机处后的目标的第一坐标;
[0009] S2、获取飞机的姿态信息,根据所述姿态信息将目标的第一坐标转换成机体向下 坐标系中的第四坐标;
[0010] S3、基于目标的第四坐标确定雷达天线的方位角和俯仰角,依据所述方位角和俯 仰角调整雷达天线的指向;
[0011] 其中,
[0012] 所述位置信息包括:经度、炜度和高度,所述高度是指当前位置到地表的距离;所 述姿态信息包括偏航角、俯仰角和横滚角;
[0013] 地心坐标系中,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X0Z面;
[0014] 机体向下坐标系中,X轴指向飞机的机头方向,Y轴指向飞机的机身右侧,Z轴垂直 机体向下。
[0015] 优选地,步骤S2中根据所述姿态信息将目标的第一坐标转换成机体向下坐标系中 的第四坐标包括:
[0016] S21、将目标的第一坐标转换成东北天坐标系中的第二坐标;
[0017] S22、将目标在东北天坐标系中的第二坐标转换成东南地坐标系中的第三坐标;
[0018] S23、根据所述姿态信息,将目标的第三坐标转换成机体向下坐标系中的第四坐 标;
[0019] 其中,东南地坐标系中,X轴指向正东方向,Y轴指向正南方向,Z轴指向地心;东北 天坐标系中,X轴指向正东方向,Y轴指向正北方向,Z轴指向地心反向。
[0020] 优选地,目标的第二坐标为:
[0021] [X2,y2,z2],=MiMo[xi,yi,zi],
[0022] 其中, -sin(/o/?) cos(/oo) 0 10 0
[0023] M0 = ~cos(/o/〇 -sin(/o/?) 0 , 0 %\r\UaT) collar) 0 0 1 0 -cos(lat) sm(lat)
[0024] Ion表示飞机的经度,lat表示飞机的炜度,alt表示飞机的高度;幻、71、幻分别表示 将地心坐标系的坐标原点移动至飞机处后目标在X轴、Y轴和Z轴的坐标值;X2、y2、Z2分别表 示目标在东北天坐标系中的X轴、Y轴和Z轴的坐标值。
[0025]优选地,目标的第三坐标为:
[0026] [X3,y3,Z3] ' =Ml8Q[X2,y2,Z2] '
[0027] 其中, 1 0 0,
[0028] Mm - 0 -1 0 0 0-1
[0029] x3、y3、Z3分别表示目标在东南地坐标系中的X轴、Y轴和Z轴的坐标值。
[0030]优选地,目标的第四坐标为:
[0031 ] [X4,y4, Z4],=Mr〇LlMpITChMyAQ[X3,y3,Z3] '
[0032] 其中, ~cos(90-YAW) -siri(90 -?^F) O'
[0033] M)in = %in(90-YAW) co^(90-YAW) 0 0 0 1 -cos{P!TCII) 0 -^n(PITCH)
[0034] Mwm = 0 1 〇 sin( PITCH) 0 cos(/3/7C//)] 一 1 0 0 '
[0035] non ~ 〇 cos(ROL丄)sin(ROL丄) 0 sm(ROLL) cos(ROLL)
[0036] X4、y4、Z4分别表示目标在机体向下坐标系中的X轴、Y轴和Z轴的坐标值;YAW表示飞 机的偏航角,PITCH表示飞机的俯仰角,ROLL表示飞机的横滚角。
[0037]优选地,步骤S3中基于目标的第四坐标确定雷达天线的方位角和俯仰角包括: [0038] S31、根据雷达在飞机上的安装误差对目标的第四坐标进行校正,得到目标的第五 坐标;
[0039] S32、根据第五坐标确定雷达天线的方位角和俯仰角。
[0040] 优选地,目标的第五坐标为:
[0041] [xs.ys.zs]' = [x4+x0,y4+yo,Z4+z0]'
[0042]其中,X5、y5、z5分别表示校正安装误差后的目标在机体向下坐标系中的X轴、Y轴和 Z轴的坐标值;xo、yo、zo分别表不在机体向下坐标系的X轴、Y轴和Z轴方向上的飞机惯导设备 在天线平台的安装误差值。
[0043]优选地,雷达天线的方位角azT为: a lan( v5 / .v,) + 180 .v5 < 0 [0044] azT - a lan( / .vs) + 360 .v. > 〇, < 〇 otan(_y5/x5)其他
[0045]雷达天线的俯仰角pitchT为:
[0046] pitchT = <3 tan((x5 + v52;)/z5)
[0047] 其中,a表示在WGS-84地球模型中椭球的长半轴。
[0048]优选地,飞机的姿态信息为:
[0049] YAff=YAffo+eyaw
[0050] PITCH=PITCHo+epitch
[0051] R〇LL = R〇LL〇+er〇n
[0052]其中,YAWQ、PITCHQ、R0LL()分别表示飞机惯导设备测得的飞机的偏航角、俯仰角和 横滚角;^^^^^^&^分别表示飞机惯导设备在天线平台的偏航角安装误差值^府仰角安 装误差值和横滚角安装误差值。
[0053] 优选地,飞机在地心坐标系的坐标为: x = (N + ait) collar} cosUon)
[0054] r = (/V -f a^)cos{iat)v,in(!on) z = (;V(1 -c2) +
[0055]目标在地心坐标系的坐标为: xr = (-V7 + ait, )c〇fi(latl )cos(/e>/7,)
[0056] <: v, = (A^, + alt, jco^Iat., )sin(/w?7) zt N,(i - ) H- c///,)si)
[0057] 其中,
[0058] N = a/^j\-e-sur(!an ^ N ^ a / ^j\-e2 (la t,)
[0059] a表示在WGS-84地球模型中椭球的长半轴,a = 6378137m;偏心率平方e2 = 0.0066944;x、y、z分别表;飞机在地心坐标系中的X轴、Y轴和Z轴的坐标值;XT、yT、ZT分别表 示目标在地心坐标系中的X轴、Y轴和Z轴的坐标值;Ion表示飞机的经度,lat表示飞机的纬 度,alt表;^飞机的_度;lonT表亦目标的经度,latT表亦目标的讳度,altT表亦目标的_度。
[0060] 根据本发明的机载下视测量目标的自动跟踪方法,根据飞机和目标的位置信息和 姿态信息确定目标相对于天线平台的位置关系,从而实时自动调整天线波束指向,保证被 测量目标始终处于天线主波束中心。根据本发明的自动跟踪方法在机载下视测量目标时, 无需人工手动操作伺服控制杆来对准目标,能显著提高机载下视测量的效率和精度。
【附图说明】
[0061] 通过以下参照附图而提供的【具体实施方式】部分,本发明的特征和优点将变得更加 容易理解,在附图中:
[0062] 图1是根据本发明的机载下视测量目标的自动跟踪方法的流程图;
[0063] 图2是示出根据本发明的地心坐标系的示意图;
[0064] 图3是根据本发明的东北天坐标系的示意图;
[0065] 图4是根据本发明的机体向下坐标系的示意图;
[0066]图5是根据本发明的飞机偏航角的不意图;
[0067] 图6是根据本发明的飞机俯仰角的示意图;
[0068] 图7是根据本发明的飞机横滚角的示意图。
【具体实施方式】
[0069] 下面参照附图对本发明的示例性实施方式进行详细描述。对示例性实施方式的描 述仅仅是出于示范目的,而绝不是对本发明及其应用或用法的限制。
[0070] 人工手动跟踪目标主要通过人眼进行观察,准确性较差。受气流扰动等因素的影 响,飞机飞行时的姿态角不稳定,进一步增加了人工手动跟踪目标的操作难度,使得测量精 度无法得到保证。为了解决现有技术中的问题,本发明根据飞机和目标的位置信息和姿态 信息自动确定和调整雷达天线的波束指向,图1示出了根据本发明的机载下视测量目标的 自动跟踪方法的流程图。
[0071 ]根据本发明的自动跟踪方法,在步骤S1中首先获取飞机和目标的在地心坐标系中 的位置信息,包括:经度、炜度和高度。图2示出了根据本发明的地心坐标系的示意图,其中, 地心坐标系的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X0Z 面。图中,点〇代表地心坐标系的原点,点P代表飞机的位置,Ion表示飞机的经度,lat表示飞 机的炜度,a 11表示飞机的高度,本发明中的高度是指当前位置到地表的距离。
[0072]可以按照如下公式确定飞机和目标在地心坐标系的坐标:
[0073] 飞机在地心坐标系的坐标为: ,v = (A; ait) cos(iat}co^(jon)
[0074] r := (/V + "/')cos(/"')sin('V"?) z = (/V(l -c?) + alt)s\r\(lat)
[0075]目标在地心坐标系的坐标为: x. = (Nr -\-alt, )cos(/6Y; )Q〇%{lon,)
[0076] - y, ^alt, )cos(A://; )sin(/o/7;) z-i 0 - el) + alt.^^xnUat,)
[0077] 其中,
[0078] 小-fsWihn,^ =4-^sm2(/~
[0079] a表示在WGS-84地球模型中椭球的长半轴,a = 6378137m;偏心率平方e2 = 0.0066944; x、y、z分别表不飞机在地心坐标系中的X轴、Y轴和Z轴的坐标值;XT、yT、ZT分别表 示目标在地心坐标系中的X轴、Y轴和Z轴的坐标值;Ion表示飞机的经度,lat表示飞机的炜 度,alt表不飞机的尚度;lonT表不目标的经度,latT表不目标的韩度,altT表不目标的尚度。
[0080] 本发明通过飞机和目标的信息确定目标相对于飞机的位置,进行调整雷达天线的 波束指向。例如,可以根据飞机和目标在地心坐标系中的位置分别获取飞机和目标在机体 向下坐标系中的坐标信息,然后再根据飞机和目标在机体向下坐标系中的坐标信息确定目 标与飞机的相对位置。但是这种分别计划飞机和目标在机体向下坐标系中的坐标信息的方 式步骤繁琐,工作量大。本发明直接根据飞机和目标在地心坐标系中的位置信息确定目标 相对于飞机的相对位置坐标,然后再确定将地心坐标系的坐标原点移动至飞机处后的目标 的第一坐标。根据本发明,不仅便于直观了解确定目标相对于飞机的位置,还能简化数据处 理过程,降低后续步骤进行坐标转化时的工作量,提高工作效率。
[0081] S2、获取飞机的姿态信息,包括偏航角、俯仰角和横滚角,根据飞机的姿态信息将 目标的第一坐标转换成机体向下坐标系中的第四坐标。图4示出了根据本发明的机体向下 坐标系的示意图,其中,机体向下坐标系的X轴指向飞机的机头方向、Y轴指向飞机的机身右 侧、Z轴垂直机体向下。偏航角指机头方向与正北向的夹角,顺时针为正,旋转轴为Z;俯仰角 指机身前后向相对水平面的转角,以Y为旋转轴,右手螺旋为正,抬头为正,低头为负;横滚 角指机身左右向相对水平面的转角,以X为旋转轴,右手螺旋为正,左高为正,右高为负。
[0082] 飞机沿着预设的航行轨迹飞行,为了便于统计分析飞机的速度和航向等信息,在 本发明的一些实施例中,将地心坐标系的坐标原点移动至飞机处后的目标的第一坐标后, 将该第一坐标转化成以飞机为坐标原点的东北天坐标系中的第二坐标。由于飞机惯导设备 一般标称东北天坐标系的Z轴以下,因此在获得第二坐标以后进一步将其转化成东南地坐 标系中的第三坐标。具体地址,步骤S2中根据飞机的姿态信息将目标的第一坐标转换成机 体向下坐标系中的第四坐标包括:
[0083] S21、将目标的第一坐标转换成东北天坐标系中的第二坐标;
[0084] S22、将目标在东北天坐标系中的第二坐标转换成东南地坐标系中的第三坐标;
[0085] S23、根据飞机的姿态信息,将目标的第三坐标转换成机体向下坐标系中的第四坐 标;
[0086]其中,东南地坐标系中,X轴指向正东方向,Y轴指向正南方向,Z轴指向地心;东北 天坐标系中,X轴指向正东方向,Y轴指向正北方向,Z轴指向地心反向,参见图3。
[0087] 优选地,将地心坐标系的坐标原点移动至飞机处后,先以地心坐标系的Z轴为旋转 轴,把移动后的地心坐标系按右手螺旋方向旋转(90+lon)度;再以地心坐标系的X轴为旋转 轴,把地心坐标系按右手螺旋方向旋转(90-lat)度,得到目标的第二坐标为:
[0088] [X2,y2,Z2],=MiMo[xi,yi,zi] '
[0089] 其中, ~sin(I〇fi) cos(/o/?) 0 1 0 0
[0090] ;V/() = -cos(/o/?) -sin(/o/7) 0 ,M, - 0 sin(/^/r) cos(lat) 0 0 1 0 -cQs(lat) sin(to)
[0091] Ion表示飞机的经度,lat表示飞机的炜度,alt表示飞机的高度;幻、71、幻分别表示 将地心坐标系的坐标原点移动至飞机处后目标在X轴、Y轴和Z轴的坐标值;X2、y2、Z2分别表 示目标在东北天坐标系中的X轴、Y轴和Z轴的坐标值。
[0092] 优选地,步骤S22中以东北天坐标系的X轴为旋转轴,将东北天坐标系顺时针旋转 180度得到东南地坐标系,目标的第三坐标为:
[0093] [X3,y3,z3] ' =Mi8〇[X2,y2,Z2] '
[0094] 其中, -10 0 -
[0095] Mm - 0: -1 0 0 0 -1
[0096] x3、y3、z3分别表示目标在东南地坐标系中的X轴、Y轴和Z轴的坐标值。
[0097]优选地,将目标在东南地坐标系中的第三坐标转换成在机体向下坐标系中的第四 坐标的过程中,先以东南地坐标系的Z轴为旋转轴,逆右手螺旋转动(90-YAW),YAW表示飞机 的偏航角,参见图5。旋转矩阵为: ~cos(90-YAW) -^n(90-YAW) Q~
[0098] M)li; = sin(90-K4lf) cos(90-K4H〇 0 0 0 1
[0099]然后以东南地坐标系的Y轴为旋转轴,右手螺旋转动PITCH角度,PITCH表示飞机的 俯仰角,参见图6。旋转矩阵为: ~co%( PITCH) 0 -sin(P 丨 TC/rf [0100] M mm = 0 1 0 sim:/)"r") 0 c〇i.(PlTCll)]
[0101] 最后以东南地坐标系的X轴为旋转轴,右手螺旋转动ROLL角度,ROLL表示飞机的横 滚角,参见图7。旋转矩阵为: '1 0 0 '
[0102] ^non ~ 〇 cos{ROLL) sin(ROLL) 0 -s\n(ROLL.) co^(ROLL)
[0103] 按照上述方法得到的目标在机体向下坐标系中的第四坐标为:
[0104] [X4,y4, Z4],=Mr〇LlMpITChMyAQ[X3,y3,Z3],〇
[0105] 其中,X4、y4、Z4分别表示目标在机体向下坐标系中的X轴、Y轴和Z轴的坐标值。
[0106] 实际安装过程中,天线平台中心和惯导设备中心有可能不完全重合,存在安装误 差,使得获取的飞机的姿态信息与实际值有偏差。为了尽量减小测量的姿态信息与实际姿 态信息的偏差,可以按照如下公式对飞机的姿态信息进行校正:
[0107] YAff=YAffo+eyaw
[0108] PITCH=PITCHo+epitch
[0109] ROLL = ROLL〇+er〇n
[0110]其中,YAWQ、PITCHQ、R0LL()分别表示飞机惯导设备测得的飞机的偏航角、俯仰角和 横滚角;^^^^^^&^分别表示飞机惯导设备在天线平台的偏航角安装误差值^府仰角安 装误差值和横滚角安装误差值。
[0111] S3、基于目标的第四坐标确定雷达天线的方位角和俯仰角,依据所述方位角和俯 仰角调整雷达天线的指向。
[0112] 实际安装过程中,天线平台中心和惯导设备中心有可能不完全重合、存在安装误 差。为了尽量减小该安装误差对测量结果准确性的影响,在本发明的一些实施例子中,步骤 S3中基于目标的第四坐标确定雷达天线的方位角和俯仰角包括:
[0113] S31、根据雷达在飞机上的安装误差对目标的第四坐标进行校正,得到目标的第五 坐标;
[0114] S32、根据第五坐标确定雷达天线的方位角和俯仰角。
[0115] 优选地,目标的第五坐标为:
[0116] [X5,y5,Z5],=[X4+XO,y4+y0,Z4+ZO],
[0117]其中,X5、y5、Z5分别表示校正安装误差后的目标在机体向下坐标系中的X轴、Y轴和 Z轴的坐标值;xo、yo、zo分别表不在机体向下坐标系的X轴、Y轴和Z轴方向上的飞机惯导设备 在天线平台的安装误差值。
[0118] 进一步优选地,雷达天线的方位角azT为: alan( rs / .vs) + 180 as < 0
[0119] cizT - a ian( / .vs) + 360 ,vs > 0、艽 <0 a tan(_y5 / jc5.)其他
[0120]雷达天线的俯仰角pitchT为:
[0121 ] 7' = " tan((.\':十 )
[0122] 其中,a表示在WGS-84地球模型中椭球的长半轴。
[0123] 与现有技术相比,本发明飞机和目标的位置信息和姿态信息获得目标相对于天线 平台的位置关系,从而实时调整天线波束指向,保证被测量目标始终处于天线主波束中心。 这样在机载下视测量目标时,无需人工手动操作伺服控制杆来对准目标,可由程序自动控 制完成,提尚机载下视测量的效率和精度。
[0124] 虽然参照示例性实施方式对本发明进行了描述,但是应当理解,本发明并不局限 于文中详细描述和示出的【具体实施方式】,在不偏离权利要求书所限定的范围的情况下,本 领域技术人员可以对所述示例性实施方式做出各种改变。
【主权项】
1. 一种机载下视测量目标的自动跟踪方法,其特征在于包括如下步骤: 51、 获取飞机和目标的位置信息,根据所述位置信息确定将地心坐标系的坐标原点移 动至飞机处后的目标的第一坐标; 52、 获取飞机的姿态信息,根据所述姿态信息将目标的第一坐标转换成机体向下坐标 系中的第四坐标; 53、 基于目标的第四坐标确定雷达天线的方位角和俯仰角,依据所述方位角和俯仰角 调整雷达天线的指向; 其中, 所述位置信息包括:经度、炜度和高度,所述高度是指当前位置到地表的距离;所述姿 态信息包括偏航角、俯仰角和横滚角; 地心坐标系中,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XOZ面; 机体向下坐标系中,X轴指向飞机的机头方向,Y轴指向飞机的机身右侧,Z轴垂直机体 向下。2. 如权利要求1所述的自动跟踪方法,其中,步骤S2中根据所述姿态信息将目标的第一 坐标转换成机体向下坐标系中的第四坐标包括: 521、 将目标的第一坐标转换成东北天坐标系中的第二坐标; 522、 将目标在东北天坐标系中的第二坐标转换成东南地坐标系中的第三坐标; 523、 根据所述姿态信息,将目标的第三坐标转换成机体向下坐标系中的第四坐标; 其中,东南地坐标系中,X轴指向正东方向,Y轴指向正南方向,Z轴指向地心;东北天坐 标系中,X轴指向正东方向,Y轴指向正北方向,Z轴指向地心反向。3. 如权利要求2所述的自动跟踪方法,其中,目标的第二坐标为: [X2,y2,Z2] ' =MlM〇[Xl,yi,Zl] ' 其中,Ion表示飞机的经度,Iat表示飞机的炜度,alt表示飞机的高度;幻、71、21分别表示将地 心坐标系的坐标原点移动至飞机处后目标在X轴、Y轴和Z轴的坐标值;X2、y2、Z2分别表示目 标在东北天坐标系中的X轴、Y轴和Z轴的坐标值。4. 如权利要求3所述的自动跟踪方法,其中,目标的第三坐标为: [X3,y3,Z3] ' =Ml80[X2,y2,Z2] ' 其中,X3、y3、Z3分别表示目标在东南地坐标系中的X轴、Y轴和Z轴的坐标值。5. 如权利要求4所述的自动跟踪方法,其中,目标的第四坐标为: [x4,y4,Z4] ' =MR0LLMpiTCHMYAQ[x3,y3,Z3]' 其中,X4、y4、Z4分别表示目标在机体向下坐标系中的X轴、Y轴和Z轴的坐标值;YAW表示飞机的 偏航角,PITCH表示飞机的俯仰角,ROLL表示飞机的横滚角。6. 如权利要求5所述的自动跟踪方法,其中,步骤S3中基于目标的第四坐标确定雷达天 线的方位角和俯仰角包括: 531、 根据雷达在飞机上的安装误差对目标的第四坐标进行校正,得到目标的第五坐 标; 532、 根据第五坐标确定雷达天线的方位角和俯仰角。7. 如权利要求6所述的自动跟踪方法,其中,目标的第五坐标为: [χδ,Υδ,Ζδ]'=[x4+XO,Y4+y〇,Z4+Z〇]' 其中,X5、y5、Z5分别表示校正安装误差后的目标在机体向下坐标系中的X轴、Y轴和Z轴 的坐标值;XQ、yo、ZQ分别表不在机体向下坐标系的X轴、Y轴和Z轴方向上的飞机惯导设备在 天线平台的安装误差值。8. 如权利要求7所述的自动跟踪方法,其中,雷达天线的方位角azT为:雷达天线的俯仰角PitchT为: /;//£'/?7-' = tanfXd 十.tv) /Z5) 其中,a表示在WGS-84地球模型中椭球的长半轴。9. 如权利要求8所述的自动跟踪方法,其中,飞机的姿态信息为: YAff=YAff o+eyaw PITCH=PITCH〇+ePitch ROLL = ROLL〇+er〇n 其中,YAWo、PI TCHo、ROLLo分别表示飞机惯导设备测得的飞机的偏航角、俯仰角和横滚 角;eyaw、epiteh分别表示飞机惯导设备在天线平台的偏航角安装误差值、俯仰角安装误 差值和横滚角安装误差值。10. 如权利要求1所述的自动跟踪方法,其中,飞机在地心坐标系的坐标为: 目标在地心:其中, a表示在WGS-84地球模型中椭球的长半轴,a = 6378137m;偏心率平方e2 = 0.0066944 ;x、 y、z分别表示飞机在地心坐标系中的X轴、Y轴和Z轴的坐标值;χτ、yT、ζτ分别表示目标在地心 坐标系中的X轴、Y轴和Z轴的坐标值;Ion表示飞机的经度,Iat表示飞机的炜度,alt表示飞 机的高度;Iom表示目标的经度,lat T表示目标的炜度,altT表示目标的高度。
【文档编号】G01S13/72GK105891821SQ201610350347
【公开日】2016年8月24日
【申请日】2016年5月24日
【发明人】徐志明, 卢永革, 姚京萍
【申请人】北京环境特性研究所
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