基于模拟雷达系干扰源方位角不变的被动定位测试方法与流程

本发明属于机载火控雷达领域，涉及雷达被动定位干扰源工作方式的测试验证。

背景技术：

被动定位的目的是利用雷达接收到的角度测量数据和载机导航数据通过非线性滤波将被跟踪的目标或干扰源运动参数如位置、速度、加速度估计出来。

机载雷达在使用被动定位干扰源功能对地面/海面干扰源进行定位时，载机飞行过程中，地面/海面静止或慢动干扰源相对于载机雷达的地理系方位角一般是不断变化的。实验室测试环境中可以通过两种方式实现模拟：一是将模拟干扰源回波的喇叭天线通过程序控制在二维平面或球表面内运动；二是雷达架在转台上受程序控制转动。但这两种方法都需要大规模的机械装置，并且对于场地的要求很高，一般在外场试飞的实验室是无法实现的。

技术实现要素：

本发明的目的是：通过地面仿真测试验证雷达被动定位算法及工程实现的正确性和精度水平，从而达到缩短试飞周期和降低经费支出的目的。

本发明的技术方案是：

1)将实验室模拟干扰源信号喇叭放置在雷达系方位角为α的位置，α在±10°～±55°之间；

2)在航电仿真器上进行机载传感器参数值初始设置，载机地速Ve、惯性高度He、载机起始航向角β₀、载机初始经度Lon₀、纬度Lat₀、载机爬升角θ，干扰源速度Vj、干扰源高度Hj，干扰源经度Lonj、纬度Latj，载机与干扰源起始GPS距离R₀；

3)当雷达进入被动定位干扰源的工作方式后，启动载机航向角β按航电仿真器更新周期dt自动迭代计算，以确保每个数据更新周期后干扰源的雷达系方位角α均在给定误差范围Δ₀之内保持不变，方位角误差Δ为：

如果Δ≥Δ₀，则：

β_i+1＝β_i+Δ₁ (2)

如果Δ<Δ₀，则：

β_i+1＝β_i (3)

其中(1)式中的flag_V_i和flag_H_i分别为航电仿真器更新第i(i＝0,1，……)个周期时 载机与干扰源之间的GPS距离R_i在垂直向和水平向的分量；

flag_V_i+1＝flag_V_i-Ve×dt×cosβ_i+1 (4)

flag_H_i+1＝flag_H_i-Ve×dt×sinβ_i+1 (5)

当i＝0时：

4)通过航向角β的迭代，自动更新载机的经纬度数据，根据航向角更新的载机经纬度公式如下：

其中:

RR＝6378137/sqrt(1-0.00669449×sin(Lat_i)×sin(Lon_i)) (10)

5)雷达截获干扰源，转入被动定位干扰源的方式后，雷达将实时输出跟踪干扰源的距离Rj_i，航电仿真器模拟的载机与干扰源之间的实时GPS距离为R_i，将Rj_i与R_i进行对比，实现对雷达被动定位干扰源被动定位算法及工程实现的正确性和精度水平的测试验证。

本发明创造的优点和用途：原有的地面仿真测试方法需要大规模的机械装置，并且对于场地的要求很高，现有的外场试飞实验室基本无法满足这些要求。雷达对海对地被动定位算法的正确性及精度，只能通过调整试飞来进行确认，为验证该功能往往需要3～5架次的调整试飞工作，这大大消耗了人力、物力、财力。

本方法通过仿真确定模拟数据的精度是否能够满足被动定位算法的要求，可以初步定量判断被动定位的收敛时间及定位精度随时间的变化情况，然后可通过记录数据可以进行精度分析。

被动定位干扰源已越来越多成为各型机载火控雷达所具有的一种抗干扰手段，通过基于模拟雷达系干扰源方位角不变的被动定位干扰源地面测试方法，可以在普通实验室环境快速验证被动定位算法及工程实现的正确性和精度水平，从而达到缩短试飞周期和降低经费支出的目的。

附图说明

图1为基于雷达系方位角α不变的干扰源被动定位载机航向角更新原理图，图中β为载机航向角，α为干扰源的雷达系方位角，R_i为载机与干扰源的GPS距离，flag_V_i和flag_H_i分别为R_i在垂直向和水平向的分量。

图2为载机航向角β自动更新迭代变化趋势图，横坐标为总线更新周期数，纵坐标为载机航向角，单位度；

图3为载机经纬度随航向角β迭代更新变化趋势图，线条为载机经纬度变化轨迹，圆圈为干扰源经纬度。

具体实施方式

下面对本发明做进一步详细说明。基于模拟雷达系干扰源方位角不变的被动定位测试方法，其特征在于，步骤如下：

1)将实验室模拟干扰源信号喇叭放置在雷达系方位角为α的位置，设α＝27.26°；

2)在航电仿真器上进行机载传感器参数值初始设置，载机地速Ve＝400米/秒、惯性高度He＝3000米、载机起始航向角β₀＝0°、载机初始经度Lon₀＝110.5°、纬度Lat₀＝18°、载机爬升角θ＝5.1°，干扰源起始距离R₀＝200000米、干扰源速度Vj＝0、干扰源高度Hj＝10米、干扰源经度为111.37°，纬度为19.6°；

3)当雷达进入被动定位干扰源的工作方式后，启动载机航向角β按航电仿真器更新周期dt＝50ms自动迭代计算，以确保每个数据更新周期后干扰源的雷达系方位角α均在给定误差范围Δ₀＝1e-4之内保持不变，方位角误差Δ为：

如果Δ≥1e-4，则：

β_i+1＝β_i+1e-8 (2)

如果Δ<1e-4，则：

β_i+1＝β_i (3)

载机航向角β自动更新迭代变化趋势如图2所示。

其中(1)式中的flag_V_i和flag_H_i分别为航电仿真器更新第i(i＝0,1，……)个周期时载机与干扰源之间的GPS距离R_i在垂直向和水平向的分量。

flag_V_i+1＝flag_V_i-Ve×dt×cosβ_i+1 (4)

flag_H_i+1＝flag_H_i-Ve×dt×sinβ_i+1 (5)

当i＝0时：

4)通过航向角β的迭代，自动更新载机的经纬度数据，根据航向角更新的载机经纬度公式如下：

其中:

RR＝6378137/sqrt(1-0.00669449×sin(Lat_i)×sin(Lon_i)) (10)

载机经纬度随航向角β迭代更新变化趋势如图3所示。

航电仿真器模拟的载机与干扰源之间的实时GPS距离R_i与理论上雷达方位角α保持不变状态下计算的载机与干扰源之间的GPS距离对比得到二者的误差在0.4％左右，满足雷达被动定位干扰源被动定位算法及工程实现的正确性和精度水平测试验证的要求；

5)雷达截获干扰源，转入被动定位干扰源的方式后，雷达将实时输出跟踪干扰源的距离Rj_i，航电仿真器模拟的载机与干扰源之间的实时GPS距离为R_i，将Rj_i与R_i进行对比，实现对雷达被动定位干扰源被动定位算法及工程实现的正确性和精度水平的测试验证。