控设备将获取的载机的东北天三向速度信息实时 地装订给雷达。
[0053] 在本实施例中，所述的步骤S1中的目标的位置信息包含目标的炜度信息及目标 的经度信息。
[0054] 在本实施例中，所述的步骤S2中的载机的位置信息包含载机的经度、炜度及高 度；所述的载机的姿态信息包含偏航角、俯仰角、滚转角及东北天三向速度信息。
[0055] 在本实施例中，所述的步骤S3中的相对位置预装参数包含方位角度、俯仰角度及 相对距离。
[0056] 如图2及图4所示，计算目标与载机方位角度，图2中，N表示北向，E表示东向，T 为目标所在位置点，0为载机所在位置点，Φ为载机飞行方向与北向的夹角，f为目标与载 机连线方向与北向的夹角，α为目标相对于载机的方位夹角；其中，φ角、〇点经度及炜度 由载机的惯导设备提供，Τ点经度及炜度是预先设置好的，(Ρ可由载机经度及炜度和目标的 经度及炜度通过公式计算得到。
[0057] 由图2可知，在得到Φ角和f角后，目标相对于载机的方位夹角α由f角减去Φ 角得到。方位夹角α的解算方法，需要用到的信息为载机的经度、炜度和目标的经度、炜 度。定义正北方向为〇°，顺时针方向为角度增大的方向，如图4所示。考虑到正负方向的 问题，载机和目标连线与正北方向的夹角f的计算方法如下：
[0058] C=cos(LaM) ·cos(LaT) ·cos(LoM_LoT)+sin(LaM) ·sin(LaT)
[0059] Cyy=cos(LaM) ·cos(LaT)+sin(LaM) ·sin(LaT)
[0062] 其中，LaM为载机的炜度，La$目标的炜度；
[0063]L〇M为载机的经度，Lo 目标的经度；
[0064] C、Cyy与Φ为中间变量。
[0065] 载机飞行方向与正北方向的夹角Φ可由惯导设备实时获取，Φ与P经过一定的 换算可以得到目标相对载机的方位角度α。
[0066] 计算关系如下：
[0067]
[0069] 其中，δ为中间变量。
[0070] 如图3所示，0为载机在地面上投影的位置点，Τ为目标位置点，Η表示载机飞行高 度，Ds表示载机在地面上的投影点与目标之间的距离，D为载机与目标之间的相对距离，β 为目标相对于载机的俯仰夹角。其中，飞行高度Η和0点经度、炜度由载机惯导设备提供，Τ 点经度、炜度是预先设定好的，Ds可由载机经度、炜度和目标经炜度通过公式计算得到，D和 β可由!1和比通过公式计算得到。图2中所示的载机与目标的相对距离D的解算方法，需 要用到的信息为载机的经度、炜度、飞行高度及目标的经度、炜度。通过载机的经度、炜度、 与目标的经度、炜度，计算出载机与目标在地面上的投影距离Ds，计算关系如下：
[0071] C=cos(LaM) ·cos(LaT) ·cos(LoM_LoT)+sin(LaM) ·sin(LaT)
[0073] 其中，LaM为载机的炜度，La$目标的炜度；
[0074] L〇M为载机的经度，Lo目标的经度；
[0075] C为中间变量；
[0076]R为地球平均半径，取6371. 004km。
[0077] 随后由载机飞行高度和投影距离，可以得到载机与目标的相对距离D，计算关系如 下：
[0079] 其中，^为雷达与目标在地面上的投影距离；
[0080] Η为载机飞行高度；
[0081] D为载机与目标的相对距离。
[0082] 图2所示的俯仰角度β的解算方法，需要用到的信息为载机与目标在地面上的投 影距离比和载机飞行高度Η，计算关系如下：
[0084] 其中，Η为载机飞行高度；
[0085] 比为雷达与目标在地面上的投影距离；
[0086] pitch为"雷达俯仰姿态角"。
[0087] 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。
【主权项】
1. 一种基于测控设备的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，其特征在于，包含W下 步骤： 51、 雷达挂飞试验前，将所有目标的位置信息输入至测控设备中； 52、 雷达挂飞试验时，测控设备实时读取载机惯导设备的惯导信息，W获取载机的位置 信息及姿态信息； 53、 测控设备根据目标的位置信息、载机的位置信息及载机的姿态信息实时计算载机 的当前位置与每一个目标之间的相对位置预装参数； 54、 当载机到达开机位置范围内时，测控设备发出预警信息，操作人员根据预警信息选 择目标后，测控设备将对应的相对位置预装参数进行装订，完成雷达挂飞试验的位置参数 装订。2. 如权利要求1所述的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，其特征在于，所述的步 骤S1中的目标的位置信息包含目标的缔度信息及目标的经度信息。3. 如权利要求1所述的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，其特征在于，所述的步 骤S2中的载机的位置信息包含载机的经度、缔度及高度。4. 如权利要求1所述的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，其特征在于，所述的步 骤S2中的载机的姿态信息包含偏航角、俯仰角、滚转角及东北天Ξ向速度信息。5. 如权利要求1所述的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，其特征在于，所述的步 骤S3中的相对位置预装参数包含方位角度、俯仰角度及相对距离。6. 如权利要求4所述的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，其特征在于，所述的方 位角度的计算公式为：其中，a表示方位角度；δ、Φ、Cyy及C为中间变量；Φ表示载机飞行方向与正北方向 的夹角，可由惯导设备实时获取；LaM为载机的缔度；LaT为目标的缔度；LoΜ为载机的经度； L〇T为目标的经度。7. 如权利要求4所述的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，其特征在于，所述的相 对距离的计算公式为：其中，D表示相对距离；Η表示载机的飞行高度，可由惯导设备实时获取；D,表示雷达与 目标在地面上的投影距离；R为地球平均半径；C为中间变量；LaM为载机的缔度；La,为目标 的缔度；L〇m为载机的经度；L〇T为目标的经度。8. 如权利要求4所述的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，其特征在于，所述的俯 仰角度的计算公式为：其中，Η表示载机的飞行高度，可由惯导设备实时获取；D,表示雷达与目标在地面上的 投影距离；pitch为"雷达俯仰姿态角"。9. 如权利要求4所述的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，其特征在于，进一步包 含步骤S5 ; S5、若雷达需要运动补偿，则测控设备将获取的载机的东北天Ξ向速度信息实时地装 订给雷达。
【专利摘要】本发明公开了一种基于测控设备的雷达挂飞试验位置参数自动装订方法，包含以下步骤：雷达挂飞试验前，将所有目标的位置信息输入至测控设备中；雷达挂飞试验时，测控设备实时读取载机惯导设备的惯导信息，以获取载机的位置信息及姿态信息；测控设备根据目标的位置信息、载机的位置信息及载机的姿态信息实时计算载机的当前位置与每一个目标之间的相对位置预装参数；当载机到达开机位置范围内时，测控设备发出预警信息，操作人员根据预警信息选择目标后，测控设备将对应的相对位置预装参数进行装订，完成雷达挂飞试验的位置参数装订。本发明使得装订参数更全面、装订的误差可控、装订效率高，并且出错率低，为雷达搜索和截获的精度提供了保障。
【IPC分类】G01S7/40, G01C21/16
【公开号】CN105242248
【申请号】CN201510802472
【发明人】蔡信, 余渝生, 王志诚, 张天键, 田原
【申请人】上海无线电设备研究所
【公开日】2016年1月13日
【申请日】2015年11月19日