一种基于MATLAB建模的雷达航迹显示求解方法与流程

本发明涉及航天器轨道动力学技术领域，尤其涉及一种基于MATLAB建模的雷达航迹显示求解方法。

背景技术：

1957年10月4日，前苏联发射的第一颗人造地球卫星“人造卫星”一号成功进入地球轨道；1958年1月，美国发射了第一颗人造地球卫星“探索者一号”；1970年4月，我国“长征一号”运载火箭将自行设计制造的第一颗人造地球卫星“东方红一号”发射成功。航天技术的飞速发展成为国家综合实力和技术进步的重要标志，人类在探索太空和研究太空技术上不断取得进步，不断获得突破。对于卫星轨迹的显示与实现是获取军事情报的关键，也是军事和航天大国航天技术研究中的重要组成部分。

近地轨道的轨道高度一般比较低，在200～1500KM范围内，偏心率较小，目前发射的大部分侦查卫星、测地卫星、以及空间站和一些新的通信卫星系统都采用近地轨道。近地轨道比大椭圆轨道、地球同步轨道、平动点轨道等轨道具有更广泛的应用。

近地轨道又称为顺行轨道，其特点是轨道倾角小于90度，大多数地球人造卫星在近地轨道上，绕行一周的时间是90分钟左右，运行在这一轨道上的卫星是近地轨道卫星。

地球是不规则呈扁圆状的球体，在处理卫星、地球几何关系时，通常将地球模拟为旋转椭球体，长轴在赤道平面内，短轴为其旋转轴。使用椭球模型，在地球圆球模型下的简单三角关系将不再存在。在万有引力作用下，可以将地球与人造卫星简化为两个质点来考虑。

地心地固坐标系(Earth-Centered，Earth-Fixed，ECEF)简称地心坐标系，以地球质心为原点，X_e轴指向本初子午线与赤道的交点，Z_e轴与地球自转轴平行指向北极点，Y_e轴满足右手坐标系来确定。

WGS-84坐标系属于协议地心坐标系，坐标系原点为地球的质心，X_e轴指向BIH1984.0定义的零度子午面和CTP赤道的交点,Z_e轴指向国际时间局(Bureau International deI′Heure，BIH)1984.0定义的的地极方向。协议坐标系之所以成为协议，是因为地球是不断变换的，地极的位置，地球的各个参数等都是不断变化的。因此，国际上协议取某个时刻的地极、零度子午面定义坐标系的轴。

由地心惯性坐标系向地心轨道坐标系的转换，雷达通常采用的是雷达阵面极坐标系，目标位置信息以径向距离、俯仰角、方位角的形式给出。坐标系的原点设置为雷达天线俯仰轴与天线波束交点处，可认为雷达天线底座与方位转轴交点即为雷达阵面极坐标的原点。

通过对各自定义的描述，以及直角坐标系和极坐标系之间的几何关系，可以得出雷达坐标系与大地直角坐标系间的转换关系。

技术实现要素：

本发明旨在提供一种基于MATLAB建模的雷达航迹显示求解方法，很好的解决了上述问题，提供了数据的数值丢失问题的求解，能够准确的提取数据进行分析，在通过对空间坐标的变换，实现对卫星航迹的准确显示，可以更加直观的了解卫星的运行轨迹，为军事决策和评估做出正确的判断。

本发明的技术方案是一种基于MATLAB建模的雷达航迹显示求解方法，包括步骤：通过数据读取模型引入数据，建模给出初始参数ex、c、d、α、β，运行数据读取程序；

S1，进行数据向字符串的转换；

S2，字符串长度的判断；

S2.1，判断长度是否符合标准；

S2.2，根据S2.1中判断结果，不符合标准时，进行长度变化，使其符合标准长度；

S3，根据S2.1中判断结果，符合标准时，进行逆变换，然后进行坐标变换及显示。

进一步的，所述数据读取模型中，引入数据包含了测距数据，方位角数据，俯仰角数据。

进一步的，所述初始参数ex是引入的数据值，c、d是矩阵的行列值。

进一步的，所述步骤S1，将数值数据转换为字符串数据，可以单独的分析每个数据包的特点，对于分离的数值数据的进一步处理预设条件。

进一步的，所述步骤S2，是指在程序中判断由数值数据转换而来的字符数据，其字符串的长度是否符合预先的设定要求。

进一步的，所述步骤S2.1，是指在步骤S2中所述的字符串长度进行判定后，如果不符合预订长度要求，需要进行字符串的修正。

进一步的，所述步骤S3，通过坐标变换实现了不同坐标系之间的转换，该方法得到的结果是雷达表达式下的数据可以在直角坐标系下的形式中显示。

进一步的，所述坐标系是一个3×1的向量，其分量分别为坐标X、Y、Z。

进一步的，所述坐标系变换模型是一个3×3的矩阵，并且所述矩阵主要用于实现从地心轨道坐标系向地心惯性坐标系的转换，

具体的：S3，输入X_or,Y_or,Z_or，按照经典轨道学计算方法和坐标系的关系，将地心轨道坐标系X_or,Y_or,Z_or转换为对应的地心惯性坐标系X_e,Y_e,Z_e：

其中：

是指地心轨道坐标系；

是指地心惯性坐标系；

Ω是升交点赤经，卫星轨道的升交点与春分点之间的角距；

δ是近地点幅角，轨道平面内升交点到近地点的角度；

θ是轨道倾角，航天器绕地球运行的轨道平面与地球赤道平面间夹角；

f是真近点角，轨道平面上卫星与近地点之间角距。

本发明的有益效果是：通过数据读取模型引入数据，建模给出初始参数，确定需要的数据部分，将数值数据转换为字符串数据，判断字符串的长度是否符合设定的长度值，进行字符串的修正，进而确定求取的字符串正确与否。最后进行坐标的变换及显示。该求解方法在数据的使用和绘制过程中，具有精确求解的优点，从而为数据的使用提供了优质的保障，具有重大的技术实用价值。

附图说明

图1为本发明求解方法的流程示意图；

图2为本发明验证例提供的五个目标的MATLAB航迹显示；

图3为本发明验证例提供的单个目标的MATLAB航迹显示。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图，对本发明进行进一步详细说明。

如图1所示，本发明提供了一种基于MATLAB建模的雷达航迹显示求解方法，包括步骤：通过数据读取模型引入数据，建模给出初始参数ex、c、d、α、β，运行数据读取程序；

S1，进行数据向字符串的转换；

S2，字符串长度的判断；

S2.1，判断长度是否符合标准；

S2.2，根据S2.1中判断结果，不符合标准时，进行长度变化，使其符合标准长度；

S3，根据S2.1中判断结果，符合标准时，进行逆变换，然后进行坐标变换及显示。

所述数据读取模型中，引入数据包含了测距数据，方位角数据，俯仰角数据。所述初始参数ex是引入的数据值，c、d是矩阵的行列值。所述步骤S1，将数值数据转换为字符串数据，可以单独的分析每个数据包的特点，对于分离的数值数据的进一步处理预设条件。所述步骤S2，是指在程序中判断由数值数据转换而来的字符数据，其字符串的长度是否符合预先的设定要求。所述步骤S2.1，是指在步骤S2中所述的字符串长度进行判定后，如果不符合预订长度要求，需要进行字符串的修正。所述步骤S3，通过坐标变换实现了不同坐标系之间的转换，该方法得到的结果是雷达表达式下的数据可以在直角坐标系下的形式中显示。所述坐标系是一个3×1的向量，其分量分别为坐标X、Y、Z。所述坐标系变换模型是一个3×3的矩阵，并且所述矩阵主要用于实现从地心轨道坐标系向地心惯性坐标系的转换，

具体的：S3，输入X_or,Y_or,Z_or，按照经典轨道学计算方法和坐标系的关系，将地心轨道坐标系X_or,Y_or,Z_or转换为对应的地心惯性坐标系X_e,Y_e,Z_e：

其中：

是指地心轨道坐标系；

是指地心惯性坐标系；

ΩΩ是升交点赤经，卫星轨道的升交点与春分点之间的角距；

Ωδ是近地点幅角，轨道平面内升交点到近地点的角度；

Ωθ是轨道倾角，航天器绕地球运行的轨道平面与地球赤道平面间夹角；

Ωf是真近点角，轨道平面上卫星与近地点之间角距。

下面列举一个具体实施例：

数据通过读取模型引入，判断数据的初始矩阵大小。

第一步，提取数据模型，获得所需要的数据段，分别区别出测距数据、方位角数据、俯仰角数据。

第二步，采用数值数据向字符数据转换的模型，将数值数据转换为字符数据。

D1＝num2str(C1)；

img＝num2str(C2,'％0*d')；

D2＝img；

new＝strcat(D1,D2)；

n＝str2num(new)；

第三步，逐段分析数据格式，分不同段落和格式进行数据的转换。

aa＝num2str(A1,'％0*d')；

a1＝aa(end-m+3:end)；

a2＝aa(end-m+1:end-m+2)；

a3＝aa(1:end-m)；

aa1＝str2num(a1)；

aa2＝str2num(a2)；

aa3＝str2num(a3)；

A0＝aa3+aa2./60+aa1./3600；

*代表待比较的字符长度。

具体的，图2为本发明验证例提供的五个目标的MATLAB航迹显示；图3为本发明验证例提供的单个目标的MATLAB航迹显示。

首先采用读取函数对数据进行读取，截取出需要的数据串部分，对数据串进行判断，将其转换成单个的字符串，清除数据变量，对高度数据，俯仰角数据，方位角数据，进行分析判断，转换为需要的数据格式，进行字符串数据的逆变换，归一化到相同的矩阵维度，结合设站点的基础坐标数据，进行坐标系的变换显示。由于在整个程序处理过程中，采用了字符串长度的判断，保证了数据的真实可靠性，避免了零字符数据的丢失，该求解方法在数据的使用和绘制过程中，具有精确求解的优点，从而为数据的使用提供了优质的保障。

当然，本发明还可有其它多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，熟悉本领域的技术人员可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。