本发明涉及二次雷达技术领域，特别涉及一种信息处理方法及测控系统。
背景技术：
二次雷达通过地面与空中协作工作方式进行空域目标的监视，空域目标的点迹/航迹主要由距离、方位角等信息组成，因此，目标的方位角是目标定位的重要信息之一。
目前方位角提取主要是根据伺服转台的方位码盘的编码采集，利用信号传统信号处理方式，即根据获取的目标信息结合本转台的实时方位编码采集进行取值处理，对目标的方位角进行提取。
但针对测控链系统例如无人机等，由于地面的信息获取通过测控链的传输会产生延时，而且地面与空中信息获取的参照坐标系也不相同。当位置等信息通过传送给地面接收进行目标的位置、方位等信息处理时，需要从接收信号中分辨出是否是需要目标的有用的信号，另一方面由于载机相对观测目标飞机的姿态是不断变化的，天线伺服转台也会受到飞机姿态变化的影响，从而使二次雷达探测天线的波束也随飞机的姿态而发生变化，仅通过转台的方位编码采集进行取值处理对探测目标进行测角存在较大的方位角误差。
技术实现要素：
本发明实施例提供一种信息处理方法及测控系统，用于解决二次雷达常规探测方位角误差大的技术问题。
第一方面，本发明实施例提供一种信息处理方法，包括以下步骤：
通过所述测控系统中的空域设备获取目标机在当前时刻的实测飞行参数信息，并根据所述实测飞行参数信息推测下两个时刻的预测飞行参数信息；其中，飞行参数信息至少包括所述目标机的速度参数、所述目标机相对于所述空域设备的经度、纬度、相对坐标及距离；
确定所述当前时刻对应的两个预测飞行参数信息，并判断所述实测飞行参数信息所表征的所述目标机的实测位置是否处于概率模型、所述两个预测信息对应的预测范围内；其中，所述两个预测飞行参数信息为所述空域设备分别在当前时刻前一时刻的后两个时刻的预测飞行参数信息；
若所述实测位置处于所述预测范围内，根据所述实测飞行参数信息、所述当前时刻前一时刻的后两个时刻预测飞行参数、所述当前时刻之前的至少两个历史实测飞行参数信息、概率模型，确定所述目标机航迹，得到相对于地面控制装置的方位角参数。
第二方面，本发明例提供一种测控系统，包括：
获取模块，用于通过所述测控系统中的空域设备获取目标机在当前时刻的实测飞行参数信息，并根据所述实测飞行参数信息推测下两个时刻的预测飞行参数信息；其中，飞行参数信息至少包括所述目标机的速度参数、所述目标机相对于所述空域设备的经度、纬度、相对坐标及距离；
操作模块，用于确定所述当前时刻对应的两个预测飞行参数信息，并判断所述实测飞行参数信息所表征的所述目标机的实测位置是否符合概率模型，并处于所述两个预测信息对应的预测范围内；其中，所述两个预测飞行参数信息为所述空域设备分别在当前时刻前一时刻的后两个时刻预测飞行参数、所述当前时刻之前的至少两个历史实测飞行参数信息、概率模型、所述目标机在所述当前时刻的飞行参数信息；
第一确定模块，用于若所述实测位置处于所述预测范围内，根据所述实测飞行参数信息、预测飞行参数、所述当前时刻之前的至少两个历史实测飞行参数信息、概率模型，确定所述目标机相对于地面控制装置的方位角参数。
本发明实施例提供的一个或多个技术方案，具有以下相应的技术效果：
首先需要系统针对空域设备和观测点建立利于目标探测计算处理的wg84坐标系。对于运动平台，当飞机运动时，它的平台方位的指向不断地变化，二次雷达监视、跟踪对目标进行探测，得到目标的距离、方位、速度等信息。地面系统数据是惯性坐标系的数据，飞机通过测控链传输到地面的显示控制综合站的数据是基于wg84的直角坐标系，将飞机在wg84的直角坐标系中的位置和相对位置转换到惯性坐标系，从而得到飞机惯性坐标系的的基准数据。
二次雷达根据实时获得的目标位置，根据已经获得的信息预测后两个时刻的目标预测位置，然后根据实时获得获取的姿态、导航等信息，实时计算出飞机相对目标的距离和方位角，通过结合实测位置、预测飞行参数信息等信息，完成对目标的方位角等探测信息的提取，计算目标的方位角信息，此方位角作为目标获取方位角的参数之一，并作为目标实时开启探测的基准。通过后续探测目标的点迹，通过航迹数字滤波、匹配得到最终的方位角信息。作为飞机探测、监视的信息之一。
本发明实施例中，通过空域设备在当前时刻获取目标机在空域中当前位置的实测飞行参数信息，至少包括目标机的速度参数、目标机相对于空域设备的经度、纬度、相对坐标及距离等参数信息，进而向地面控制装置发送该实测飞行参数信息。空域设备实测飞行参数信息后，可以判断实测飞行参数信息所表征的目标机的实测位置是否处于前时刻两个预测信息对应的预测范围内，在确定处于时，即可根据实测飞行参数信息、预测飞行参数以及当前时刻之前的至少两个历史实测飞行参数信息，确定目标机的航迹，得到方位角参数，故在确定方位角参数过程中，通过结合实测位置、预测飞行参数信息等信息，完成对目标的方位角等探测信息的提取，提高距离、方位角等位置信息精度，有效提高了二次雷达监视系统的目标检测能力。
附图说明
图1为本发明实施例中信息处理方法的结构框图；
图2为本发明实施例中信息处理方法的点迹框图；
图3为本发明实施例中信息处理方法的流程图；
图4为本发明实施例中测控系统的模块结构图；
图5为本发明实施例中计算机装置的结构示意图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部份实施例，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前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明实施例中，空域设备可以是测控链路的测控系统中的载机，例如无人机。其中，测控链路系统是用于地面和载机协作工作进行空域目标的监视控制系统，相对于现有的非测控链路系统来说，测控链路系统的结构增加了包括测控发射/接收以及数据传输的链路。
本发明实施例中的目标机可以是空域设备需要监视的飞行设备，例如飞机或载机或其它飞行设备等，本发明实施例对此不作具体限制。
在实际应用中，测控系统还括地面控制装置，该装置可以是与空域设备通过测控链进行信息传输，空域设备在检测到相关的数据后，可以通过测控链传输到地面的显示控制综合站，即地面控制装置。
此外，本申请中，“和/或”，描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，a和/或b，可以表示：单独存在a，同时存在a和b，单独存在b这三种情况。另外，字符“/”，如无特殊说明，一般表示前后关联对象是一种“或”的关系。
下面结合说明书附图对本发明实施例提供的技术方案作进一步详细描述。
实施例一
如图1所示，本发明实施例提供一种信息处理方法，可以应用于上述测控系统中，该方法的过程可以描述如下：
s11：通过测控系统中的空域设备在当前时刻获取目标机实测飞行参数信息，并根据实测飞行参数信息推测下两个时刻的预测飞行参数信息；其中，飞行参数信息至少包括所述目标机的速度参数、目标机相对于空域设备的经度、纬度、相对坐标及距离。
本发明实施例中，目标机可以是空域设备需要监视的飞机或其它飞行设备等。在实际应用中，目标机处于移动状态，相对于空域设备及地面的方位角、位置等信息通常随时间变化处于变化状态，目标机的点迹和航迹主要由距离、方位角、速度、编号等信息组成。
本发明实施例中，空域设备可以通过二次雷达技术检测，得到目标机在空域中相应的位置等飞行参数信息，获得的飞行参数信息可以包括目标机的速度参数、目标机相对于空域设备的经度、纬度、相对坐标及距离等参数信息。
例如，无人机可以通过二次雷达向目标飞机发送询问信号，触发目标飞机进行应答，通过应答信号得到目标机的飞行速度、高度、位置等信息。
本发明实施例中，测控系统在采集目标机的实测飞行参数信息的过程中，还可以实时预推目标机在下两时刻的预测飞行参数信息。
例如，载机在获得目标机在当前(第i时刻)的实测飞行参数信息，包括飞机(目标机)的飞行速度、方向以及相对于载机的距离等，然后可以根据实测飞行参数信息确定目标机在惯性坐标系中所处的位置，进而根据当前的实测位置可以预推飞机在下两个时刻，如第i+1时刻、第i+2时刻的预测飞行参数信息(或称为预测位置)。
在实际应用中，在根据当前的实测飞行参数信息预推下两个时刻的预测飞行参数信息时，如果确定了第i时刻目标机在惯性坐标系中对应的坐标位置，则可以根据预设的偏移量和距离等参数，推测下两个时刻目标机的所对应的两个预测位置，如推测第i+1时刻目标机处于坐标位置1处，第i+2时刻目标机处于坐标位置2处。
空域设备在获得的目标机的实际飞行参数信息后，可将检测的实际飞行参数信息发送给地面控制装置。同时，空域设备也可将自己在当前时刻的实测飞行参数信息一同发送给地面控制装置，例如显示控制综合站。
进而，地面控制终端可以根据当前飞行参数信息确定空域设备在惯性坐标系下的基准数据和位置参数，以及，根据实测飞行参数信息确定目标机在惯性坐标系下的基准数据和位置参数，该基准数据包括目标机的坐标位置、空域设备的坐标位置，及目标机和空域设备之间的相对坐标位置，从而将载机和目标机的位置统一到同一惯性坐标系中。
在实际应用中，由于载机通过测控链传输到地面站终端显示控制的数据是基于惯性坐标系而非wg84的直角坐标系，为了将数据进行分析处理，可将相关数据转换到相同坐标系中，即进行坐标变换。
例如，在将地面wg84的直角坐标系中的数据转换到惯性坐标系中时，相应的数据转换过程可以是：通过计算得到目标飞机和载机的经度、纬度等参数计算在wg84的直角坐标系中的位置和相对位置，进而将wg84坐标系转换到惯性坐标系，从而得到惯性坐标系下的飞机的基准数据。
具体来说，在本发明实施例中，在通过测控系统中的空域设备(如载机/无人机)监测目标机(如目标飞机)时，可以包括以下过程：
首先，操作人员选择显示控制综合站的菜单可根据飞机和观测点，在无人机、目标机、地面站(地面控制装置处)建立利于目标探测计算处理的坐标系，这里可以选择惯性坐标系。
飞机运动时，对于运动平台或静止平台(如观测点)来说，目标飞机的平台方位的指向等信息不断地变化，飞机的参数测量和获取与参照系的选择关系密切，无人机对运动的目标平台监测例如目标飞机时一般选择载机无人机为参照系，但是由于无人机信息必须通过测控链传输到地面监测终端，地面控制站才能真正获取监测的目标飞机的运动轨迹，例如包括飞机的距离、方位、速度等信息。
无人机在获取目标飞机的飞行参数信息之后，通过数据链系统将监视系统的数据传送到地面站终端显示，无人机通过发射二次雷达询问信号，将通过处理获取的目标机相对本机的距离、方位角输出。此时采取天线坐标系，选择飞机的质点为圆心，径向距离为无人机与目标的相对距离，方位角为目标与电轴的水平夹角，速度可以设置为相向为正，背离为负。将数据经过转换处理后转换为惯性坐标系即地理坐标系的信息。
为了便于观测，地面站显示终端采用世界大地坐标系wgs-84，以地球质心为原点，x轴指向bih1984.0的0度子午面和ctp赤道的交点，z轴指向bih1984.0定义的协议地极ctp方向。
由于载机通过测控链传输到地面站终端显示控制的数据是基于惯性坐标系而非wg84的直角坐标系，为了将数据进行分析处理，可将相关数据转换到相同坐标系中，即进行坐标变换。
s12：通过地面控制装置确定当前时刻对应的两个预测飞行参数信息，并判断实测飞行参数信息所表征的目标机的实测位置是否符合概率模型，并处于两个预测信息对应的预测范围内；其中，两个预测飞行参数信息为空域设备分别在当前时刻之前一时刻的后两时刻推测的飞行参数信息。
其中，概率模型可以是根据测试的飞行参数设置的，例如根据计算实测位置与预测位置的匹配度大于预设概率，例如0.80，则认为实测位置属于范围的置信度高，反之则认为置信度低，不可信。预测范围可以是根据两个预测信息和概率模型确定的，例如根据两个预测信息对应的预测位置在概率模型中分别对应的位置来确定预测范围。
本发明实施例中，由于空域设备在获取目标机的实测飞行参数信息的过程中，实时地对目标机的下两个时刻的预测飞行参数信息(表征位置)进行了推测，故在当前时刻，可以获取在当前时刻之前推测的两个预测飞行参数信息。例如，在第i-1时刻及第i-2时刻分别推测了目标机在下两个时刻的飞行参数信息，第i时刻也有两个预测飞行参数信息。
进而，判断实测飞行参数信息所表征的目标机的实测位置进行处理计算是否处于预测信息对应的预测范围内。
具体来说，确定实测飞行参数信息在惯性坐标系中对应的实测位置，及确定至少两个预测信息在惯性坐标系中的两个测试位置，并将实测位置与两个测试位置分别进行处理计算和比对，判断实测位置是否处于两个测试位置中任一测试位置的范围内。
例如，如图2所示，若在第i时刻测试获得目标机的实测位置1(实心圆圈1)，同时推测并记录第ii时刻的预测位置2(空心圆圈2)和第iii时刻的预测位置3。进一步，在第ii时刻，测控系统获得目标机的实测位置1+，如果实测位置1+在预测位置2、3的范围内，并符合概率模型，更新点迹，如果实测位置1+不在预测位置2、3的范围内，则保存该点用于后续处理。以实测位置1+为基准，推测预测位置4和预测位置5。则在第iii时刻，测控系统获得目标机的实测位置1++，将实测位置1++位置分别与预测位置3、预测位置4和预测位置5进行比较，看实测位置1++是否处于相应的预测位置的允许范围内，该允许范围可以是根据实测位置1和实测位置2、实测位置3之间的时间、速度等推出的距离范围，允许范围可以是差值+附加值。
s13：若实测位置符合概率模型并处于预测范围内，根据实测飞行参数信息、当前时刻前的至少两个历史实测飞行参数信息，确定目标机点迹，得到目标机相对于地面实测飞行参数、预测飞行参数、所述当前时刻之前的至少两个历史实测飞行参数信息、概率模型，确定目标机的航迹，得到相对于地面控制装置的方位角参数。
本发明实施例中，若通过s12的判断，确定符合概率模型并当前时刻的实测位置处于预测范围内，例如处于两个测试位置中的第一测试位置的范围内，此时可以以第一测试位置为基准位置，预测下两个时刻的预测位置，若确定预测的下两个时刻的预测位置中与两个测试位置中的第二测试位置符合概率模型并当前时刻的实测位置处于预测范围内，根据测飞行参数信息对应的实测位置、当前时刻之前的至少两个历史实测飞行参数信息，确定目标机点迹，得到相对于地面控制装置的方位角参数。
实际应用中，在根据实测飞行参数信息、当前时刻之前的至少两个历史实测飞行参数信息、概率模型，确定目标机相对于空域设备的方位角参数时，首先，可以根据实测飞行参数信息、当前时刻之前的至少两个历史实测飞行参数信息，确定目标机的航迹信息，进而通过对航迹信息进行滤除处理，即可获得目标机在当前时刻相对于地面控制装置的方位角等参数，从而空域设备可以根据方位角等信息调整空域设备的功率控制和工作状态等。本发明实施例中，测控系统处理方位角的流程如图3所示。
当然，空域设备在获得目标机相对于地面控制装置的方位角等参数后，还可将位置、方位角、飞行参数反馈给地面控制装置，以便地面控制装置结合反馈的信息预推下两个时刻的预测飞行参数信息，提高预推位置的准确性。
下面通过举例具体说明本发明实施例中根据探测的目标机的实际飞行参数信息，实现对二次雷达方位角的处理过程。
在将地面wg84的直角坐标系中的数据转换到惯性坐标系中时，相应的数据转换过程可以是：通过计算得到目标飞机和载机的经度、纬度等参数计算在wg84的直角坐标系中的位置和相对位置，进而将wg84坐标系转换到惯性坐标系，从而得到惯性坐标系下的飞机的基准数据。
若rl为椭球长半径，e为第一偏心率，n为曲率半径，载机在惯性坐标系下的基准数据(r00，az00，el00)，在载机惯性坐标系下的基准数据为v0e。
如果当前(第i时刻)探测飞机的gps经度、纬度、海拔高度参数为(j10，w10，h10)；目标的gps经度、纬度、海拔高度参数为(j20，w20，h20),计算载机在wgs-84坐标系的位置为(xz0，yz0，zz0),计算目标机在wgs-84坐标系的位置为(xm0，ym0，zm0),目标机与载机在wgs-84坐标系的相对位置为(xzm0，yzm0，zzm0)。
则，wgs-84坐标系到探测飞机惯性坐标系的变换矩阵为：
目标机与载机从wgs-84坐标系变换到载机惯性坐标系的位置(δx0，δy0，δz0)为：
目标机与载机在载机惯性坐标系下的基准数据(r0，az0，el0)为：
目标机三向速度从目标所在惯性坐标系转换到wgs-84坐标系，其转换矩阵为：
目标机三向速度从wgs-84坐标系转换到载机所在惯性坐标系，其转换矩阵为：
假设载机所在惯性坐标系三向速度为
目标机与载机在载机惯性坐标系下的基准数据v00为：
在确定目标机的预测位置信息时，空域设备可以根据飞行参数信息确定目标机在当前时刻及之前的一段时间采集的目标机的多个历史位置、速度、航向等信息，每个历史位置包括在相应时刻采集的目标机的经度、纬度、距离参数以及方位参数，进而空域设备根据多个历史位置信息可预测目标机在下一时刻(第i+1时刻)的预测位置信息。
下两时刻(第i+1时刻、第i+2时刻)预测探测飞机的gps经度、纬度、海拔高度参数(j11,w11,h11)、(j110，w110，h110)；目标的gps经度、纬度、海拔高度参数(j21,w21,h21)、(j210，w210，h210),计算载机在wgs-84坐标系的位置为(xz1,yz1,zz1)、(xz10，yz10，zz10),计算目标机在wgs-84坐标系的位置为(xm1,ym1,zm1)、(xm10，ym10，zm10),目标机与载机在wgs-84坐标系的相对位置为(xzm1,yzm1,zzm1)、(xzm10，yzm10，zzm10)。
wgs-84坐标系到探测飞机惯性坐标系的变换矩阵为：
目标机与载机从wgs-84坐标系变换到载机惯性坐标系的位置(δx1，δy1，δz1)、(δx10，δy10，δz10)为：
目标机与载机在载机惯性坐标系下的基准数据(r1，az1，el1)、(r10，az10，el10)为：
目标机三向速度从目标所在惯性坐标系转换到wgs-84坐标系，其转换矩阵为：
目标机三向速度从wgs-84坐标系转换到载机所在惯性坐标系，其转换矩阵为：
假设载机所在惯性坐标系三向速度为
目标机与载机在载机惯性坐标系下的基准数据v01、v010为
进而，二次雷达根据实时获取的姿态、导航等信息，可实时计算出飞机相对目标机的距离和方位角等信息。
下一时刻(第i+1)实际探测飞机的gps经度、纬度、海拔高度参数(j12,w12,h12)；目标机的gps经度、纬度、海拔高度参数(j22,w22,h22),计算载机在wgs-84坐标系的位置为(xz2,yz2,zz2),计算目标机在wgs-84坐标系的位置为(xm2,ym2,zm2)，目标机与载机在wgs-84坐标系的相对位置为(xzm2,yzm2,zzm2)。
wgs-84坐标系到探测飞机惯性坐标系的变换矩阵为：
目标机与载机从wgs-84坐标系变换到载机惯性坐标系的位置(δx2，δy2，δz2)为：
目标机与载机在载机惯性坐标系下的基准数据(r2，az2，el2)为:
目标机三向速度从目标所在惯性坐标系转换到wgs-84坐标系，其转换矩阵为:
目标机三向速度从wgs-84坐标系转换到载机所在惯性坐标系，其转换矩阵为:
设载机所在惯性坐标系三向速度为
目标机与载机在载机惯性坐标系下的基准数据v02为:
根据当前时刻(第i时刻)、下两个时刻(第i+2、i+3时刻)以及载机姿态等参数，地面终端进行综合处理四个时刻的目标机相对与地面站的距离和方位角、当前时刻(第1时刻)、下两时刻(第2、3时刻)预推的位置及位置差，计算出目标机相对载机和地面终端的位置、距离、方位角等信息。
二次雷达根据实时获取的姿态、导航等信息计算出飞机相对目标机的距离和方位角，该计算的方位角可以作为目标获取方位角的参数之一，并根据计算实时获取目标机的位置、方位角等信息，通过工作状态、模式、功率控制等情况下采用不同的航迹数字滤波、关联区域、特征匹配、概率模型等得到目标飞机的点迹、航迹等信息。
在实际应用中，可将当前时刻目标飞机的点迹和航迹信息作为获取下一时刻位置、方位角等信息预推和滤波匹配的基准，然后通过二次雷达实时获取的方位角信息、距离等飞行参数进行距离分段、速度、航向、位置、编号等滤波和匹配。获取实时探测信息，即探测目标机的点迹，该点迹可以用作飞机探测、监视的重要信息之一，进而空域设备通过对目标机的点迹所形成的航迹对该目标机进行连续监视。
设置外推值与实时探测值的关联区域，通过外推值与实时探测值是否在关联区域内进行判断，当符合关联区域，通过概率模型判断点迹的置信度，探测值为高置信度的点迹时，替换作为航迹点，不符合关联区域，置信度低则在初始保留作为后续处理，并赋予低置信度点迹。在不同的工作状态、模式、功率控制等情况下关联区域不同并且置信度的取值也不一样。
因此，本发明实施例中通过在不同的工作状态、模式、功率控制等情况下结合实测位置、预测位置、航迹等信息以及关联区域、概率模型、测角、滤波、特征匹配等方式，完成对目标的方位角等探测信息的提取，通过在同一坐标系的地面终端统一处理，避免不同坐标系计算以及传输延时带来的计算误差大的问题，提高距离、方位角等位置信息精度，有效提高了二次雷达监视系统的目标检测能力。
实施例二
基于同一发明构思，本发明实施例提供一种测控系统，可以用于执行实施例一中的信息处理方法。如图4所示，该测控系统可以包括获取模块21、操作模块22和第一确定模块23。
具体来说，获取模块21可以用于通过所述测控系统中的空域设备获取目标机在当前时刻的实测飞行参数信息，并根据所述实测飞行参数信息推测下两个时刻的预测飞行参数信息；其中，飞行参数信息至少包括所述目标机的速度参数、所述目标机相对于所述空域设备的经度、纬度、相对坐标及距离。
操作模块22用于确定所述当前时刻对应的两个预测飞行参数信息，并判断所述实测飞行参数信息所表征的所述目标机的实测位置是否处于概率模型、所述两个预测信息对应的预测范围内；其中，所述两个预测飞行参数信息为所述空域设备分别在当前时刻前一时刻的后两个时刻预测飞行参数、所述当前时刻之前的至少两个历史实测飞行参数信息、概率模型、所述目标机在所述当前时刻的飞行参数信息。
第一确定模块23可以用于若所述实测位置符合所述概率模型并处于所述预测范围内，根据所述实测飞行参数信息、预测飞行参数、所述当前时刻之前的至少两个历史实测飞行参数信息、概率模型，确定所述目标机相对于地面控制装置的方位角参数。
可选的，所述测控系统还包括：
控制模块，用于在通过所述测控系统中的空域设备获取目标机在当前时刻的实测飞行参数信息之后，确定所述空域设备在当前时刻的当前飞行参数，控制所述空域设备将所述实测飞行参数信息发送给与所述地面控制终端；
第二确定模块，用于根据所述当前飞行参数信息确定所述空域设备在惯性坐标系下的基准数据和位置参数，及，根据所述实测飞行参数信息确定所述目标机在惯性坐标系下的基准数据和位置参数；其中，所述基准数据包括所述目标机的坐标位置、所述空域设备的坐标位置，及所述目标机和所述空域设备之间的相对坐标位置。
可选的，所述第一确定模块23可以用于：
根据所述实测飞行参数信息、预测飞行参数、所述当前时刻之前的至少两个历史实测飞行参数信息、概率模型，确定所述目标机的点迹和航迹信息；
对所述航迹信息进行滤除处理，获得所述目标机在当前时刻相对于所述地面控制装置的方位角参数。
可以的，所述操作模块22可以用于：
确定所述实测飞行参数信息在所述惯性坐标系中对应的实测位置，及确定所述至少两个预测信息在所述惯性坐标系中的两个测试位置；
判断所述实测位置是否符合所述概率模型并处于所述两个测试位置中任一位置的范围内。
可选的，所述操作模块22可以用于：
若所述实测位置符合所述概率模型并处于所述预测范围内，以所述两个测试位置中最新所述实测飞行参数信息所处的第一测试位置为基准位置，预测下两个时刻的预测位置；
若确定预测的下两个时刻的预测位置中与所述两个测试位置中的第二测试位置具有相应时刻的预测位置处于所述第二测试位置的范围内，根据所述实测飞行参数信息对应的实测位置、当前时刻前一时刻的后两个时刻预测飞行参数、所述当前时刻之前的至少两个历史实测飞行参数信息对应的至少两个实测位置、概率模型，确定所述目标机航迹，得到方位角参数，通过处理计算得到相对于所述地面控制装置的方位角参数。
实施例三
本发明实施例中还提供一种计算机装置，其结构如图5所示，该计算机装置包括处理器31和存储器32，其中，处理器31用于执行存储器32中存储的计算机程序时实现本发明实施例一中提供的信息处理方法的步骤。
可选的，处理器31具体可以是中央处理器、特定应用集成电路(applicationspecificintegratedcircuit，asic)，可以是一个或多个用于控制程序执行的集成电路，可以是使用现场可编程门阵列(fieldprogrammablegatearray，fpga)开发的硬件电路，可以是基带处理器。
可选的，处理器31可以包括至少一个处理核。
可选的，电子设备还包括存储器32，存储器32可以包括只读存储器(readonlymemory，rom)、随机存取存储器(randomaccessmemory，ram)和磁盘存储器。存储器32用于存储处理器31运行时所需的数据。存储器32的数量为一个或多个。
实施例四
本发明实施例中还提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质存储有计算机指令，当计算机指令指令在计算机上运行时可以实现如本发明实施一例提供的信息处理方法的步骤。
在本发明实施例中，应该理解到，所揭露车窗检测的方法及设备，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的设备实施例仅仅是示意性的，例如，单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，设备或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性或其它的形式。
在本发明实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，或者各个单元也可以均是独立的物理模块。
集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明实施例的技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备，例如可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等，或处理器(processor)执行本发明各个实施例的方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：通用串行总线闪存盘(universalserialbusflashdrive，usb)、移动硬盘、只读存储器(read-onlymemory，rom)、随机存取存储器(randomaccessmemory，ram)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
以上实施例仅用于对本发明的技术方案进行了详细介绍，但以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明实施例的方法，不应理解为对本发明实施例的限制。本技术领域的技术人员可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明实施例的保护范围之内。