一種機載下視測量目標(biāo)的自動跟蹤方法
【專利摘要】公開了一種機載下視測量目標(biāo)的自動跟蹤方法，包括如下步驟：S1、獲取飛機和目標(biāo)的位置信息，根據(jù)位置信息確定將地心坐標(biāo)系的坐標(biāo)原點移動至飛機處后的目標(biāo)的第一坐標(biāo)；S2、獲取飛機的姿態(tài)信息，根據(jù)姿態(tài)信息將目標(biāo)的第一坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成機體向下坐標(biāo)系中的第四坐標(biāo)；S3、基于目標(biāo)的第四坐標(biāo)確定雷達(dá)天線的方位角和俯仰角，依據(jù)方位角和俯仰角調(diào)整雷達(dá)天線的指向。本發(fā)明能夠?qū)崟r自動調(diào)整天線波束指向，保證被測量目標(biāo)始終處于天線主波束中心，無需人工手動操作伺服控制桿來對準(zhǔn)目標(biāo)，顯著提高機載下視測量的效率和精度。
【專利說明】
一種機載下視測量目標(biāo)的自動跟蹤方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001 ]本發(fā)明涉及信號特征控制技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種機載下視測量目標(biāo)的自動跟蹤 方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 以下對本發(fā)明的相關(guān)技術(shù)背景進行說明，但這些說明并不一定構(gòu)成本發(fā)明的現(xiàn)有 技術(shù)。
[0003] 近年來，由于機載下視測量系統(tǒng)能夠獲取被測目標(biāo)全方位、大入射余角條件下的 電磁散射特性數(shù)據(jù)，受到廣泛的關(guān)注。在機載下視測量過程中，載機與目標(biāo)是相對運動的， 為確保測量的準(zhǔn)確性，必須保證機載測量雷達(dá)天線始終對準(zhǔn)目標(biāo)。
[0004] 機載下視測量雷達(dá)在工作中需要不斷跟蹤目標(biāo)，以得到準(zhǔn)確的測量結(jié)果。通常這 一工作主要由人工手動完成。但由于飛機平臺在空中飛行時容易受到氣流擾動等影響，特 別是在惡劣氣候條件下，飛機姿態(tài)不穩(wěn)定，再加上飛行過程中載機機艙環(huán)境的復(fù)雜性，對人 工手動操作提出了較大挑戰(zhàn)。
[0005] 因此，現(xiàn)有技術(shù)中需要一種能夠解決由于飛機平臺在空中飛行時容易受到氣流擾 動而導(dǎo)致人工手動跟蹤目標(biāo)測量精度差的問題的解決方案。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明的目的在于提出一種機載下視測量目標(biāo)的自動跟蹤方法，能夠?qū)崟r自動調(diào) 整天線波束指向，保證被測量目標(biāo)始終處于天線主波束中心，提高機載下視測量的效率和 精度。
[0007] 根據(jù)本發(fā)明的機載下視測量目標(biāo)的自動跟蹤方法，包括如下步驟：
[0008] S1、獲取飛機和目標(biāo)的位置信息，根據(jù)所述位置信息確定將地心坐標(biāo)系的坐標(biāo)原 點移動至飛機處后的目標(biāo)的第一坐標(biāo)；
[0009] S2、獲取飛機的姿態(tài)信息，根據(jù)所述姿態(tài)信息將目標(biāo)的第一坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成機體向下 坐標(biāo)系中的第四坐標(biāo)；
[0010] S3、基于目標(biāo)的第四坐標(biāo)確定雷達(dá)天線的方位角和俯仰角，依據(jù)所述方位角和俯 仰角調(diào)整雷達(dá)天線的指向；
[0011] 其中，
[0012] 所述位置信息包括:經(jīng)度、煒度和高度，所述高度是指當(dāng)前位置到地表的距離;所 述姿態(tài)信息包括偏航角、俯仰角和橫滾角；
[0013] 地心坐標(biāo)系中，Z軸指向地球北極，X軸指向格林威治子午面與地球赤道的交點，Y 軸垂直X0Z面；
[0014] 機體向下坐標(biāo)系中，X軸指向飛機的機頭方向，Y軸指向飛機的機身右側(cè)，Z軸垂直 機體向下。
[0015] 優(yōu)選地，步驟S2中根據(jù)所述姿態(tài)信息將目標(biāo)的第一坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成機體向下坐標(biāo)系中 的第四坐標(biāo)包括：
[0016] S21、將目標(biāo)的第一坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成東北天坐標(biāo)系中的第二坐標(biāo)；
[0017] S22、將目標(biāo)在東北天坐標(biāo)系中的第二坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成東南地坐標(biāo)系中的第三坐標(biāo)；
[0018] S23、根據(jù)所述姿態(tài)信息，將目標(biāo)的第三坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成機體向下坐標(biāo)系中的第四坐 標(biāo)；
[0019] 其中，東南地坐標(biāo)系中，X軸指向正東方向，Y軸指向正南方向，Z軸指向地心；東北 天坐標(biāo)系中，X軸指向正東方向，Y軸指向正北方向，Z軸指向地心反向。
[0020] 優(yōu)選地，目標(biāo)的第二坐標(biāo)為：
[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表示飛機的經(jīng)度，lat表示飛機的煒度，alt表示飛機的高度;幻、71、幻分別表示 將地心坐標(biāo)系的坐標(biāo)原點移動至飛機處后目標(biāo)在X軸、Y軸和Z軸的坐標(biāo)值;X2、y2、Z2分別表 示目標(biāo)在東北天坐標(biāo)系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標(biāo)值。
[0025]優(yōu)選地，目標(biāo)的第三坐標(biāo)為：
[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分別表示目標(biāo)在東南地坐標(biāo)系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標(biāo)值。
[0030]優(yōu)選地，目標(biāo)的第四坐標(biāo)為：
[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分別表示目標(biāo)在機體向下坐標(biāo)系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標(biāo)值;YAW表示飛 機的偏航角，PITCH表示飛機的俯仰角，ROLL表示飛機的橫滾角。
[0037]優(yōu)選地，步驟S3中基于目標(biāo)的第四坐標(biāo)確定雷達(dá)天線的方位角和俯仰角包括： [0038] S31、根據(jù)雷達(dá)在飛機上的安裝誤差對目標(biāo)的第四坐標(biāo)進行校正，得到目標(biāo)的第五 坐標(biāo)；
[0039] S32、根據(jù)第五坐標(biāo)確定雷達(dá)天線的方位角和俯仰角。
[0040] 優(yōu)選地，目標(biāo)的第五坐標(biāo)為：
[0041] [xs.ys.zs]' = [x4+x0,y4+yo,Z4+z0]'
[0042]其中，X5、y5、z5分別表示校正安裝誤差后的目標(biāo)在機體向下坐標(biāo)系中的X軸、Y軸和 Z軸的坐標(biāo)值;xo、yo、zo分別表不在機體向下坐標(biāo)系的X軸、Y軸和Z軸方向上的飛機慣導(dǎo)設(shè)備 在天線平臺的安裝誤差值。
[0043]優(yōu)選地，雷達(dá)天線的方位角azT為： a lan( v5 / .v,) + 180 .v5 < 0 [0044] azT - a lan( / .vs) + 360 .v. > 〇, < 〇 otan(_y5/x5)其他
[0045]雷達(dá)天線的俯仰角pitchT為：
[0046] pitchT = <3 tan((x5 + v52;)/z5)
[0047] 其中，a表示在WGS-84地球模型中橢球的長半軸。
[0048]優(yōu)選地，飛機的姿態(tài)信息為：
[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()分別表示飛機慣導(dǎo)設(shè)備測得的飛機的偏航角、俯仰角和 橫滾角;^^^^^^&^分別表示飛機慣導(dǎo)設(shè)備在天線平臺的偏航角安裝誤差值^府仰角安 裝誤差值和橫滾角安裝誤差值。
[0053] 優(yōu)選地，飛機在地心坐標(biāo)系的坐標(biāo)為： x = (N + ait) collar} cosUon)
[0054] r = (/V -f a^)cos{iat)v,in(!on) z = (；V(1 -c2) +
[0055]目標(biāo)在地心坐標(biāo)系的坐標(biāo)為： 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地球模型中橢球的長半軸，a = 6378137m;偏心率平方e2 = 0.0066944;x、y、z分別表;飛機在地心坐標(biāo)系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標(biāo)值;XT、yT、ZT分別表 示目標(biāo)在地心坐標(biāo)系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標(biāo)值;Ion表示飛機的經(jīng)度，lat表示飛機的緯 度，alt表;^飛機的_度；lonT表亦目標(biāo)的經(jīng)度，latT表亦目標(biāo)的諱度，altT表亦目標(biāo)的_度。
[0060] 根據(jù)本發(fā)明的機載下視測量目標(biāo)的自動跟蹤方法，根據(jù)飛機和目標(biāo)的位置信息和 姿態(tài)信息確定目標(biāo)相對于天線平臺的位置關(guān)系，從而實時自動調(diào)整天線波束指向，保證被 測量目標(biāo)始終處于天線主波束中心。根據(jù)本發(fā)明的自動跟蹤方法在機載下視測量目標(biāo)時， 無需人工手動操作伺服控制桿來對準(zhǔn)目標(biāo)，能顯著提高機載下視測量的效率和精度。
【附圖說明】
[0061] 通過以下參照附圖而提供的【具體實施方式】部分，本發(fā)明的特征和優(yōu)點將變得更加 容易理解，在附圖中：
[0062] 圖1是根據(jù)本發(fā)明的機載下視測量目標(biāo)的自動跟蹤方法的流程圖；
[0063] 圖2是示出根據(jù)本發(fā)明的地心坐標(biāo)系的示意圖；
[0064] 圖3是根據(jù)本發(fā)明的東北天坐標(biāo)系的示意圖；
[0065] 圖4是根據(jù)本發(fā)明的機體向下坐標(biāo)系的示意圖；
[0066]圖5是根據(jù)本發(fā)明的飛機偏航角的不意圖；
[0067] 圖6是根據(jù)本發(fā)明的飛機俯仰角的示意圖；
[0068] 圖7是根據(jù)本發(fā)明的飛機橫滾角的示意圖。
【具體實施方式】
[0069] 下面參照附圖對本發(fā)明的示例性實施方式進行詳細(xì)描述。對示例性實施方式的描 述僅僅是出于示范目的，而絕不是對本發(fā)明及其應(yīng)用或用法的限制。
[0070] 人工手動跟蹤目標(biāo)主要通過人眼進行觀察，準(zhǔn)確性較差。受氣流擾動等因素的影 響，飛機飛行時的姿態(tài)角不穩(wěn)定，進一步增加了人工手動跟蹤目標(biāo)的操作難度，使得測量精 度無法得到保證。為了解決現(xiàn)有技術(shù)中的問題，本發(fā)明根據(jù)飛機和目標(biāo)的位置信息和姿態(tài) 信息自動確定和調(diào)整雷達(dá)天線的波束指向，圖1示出了根據(jù)本發(fā)明的機載下視測量目標(biāo)的 自動跟蹤方法的流程圖。
[0071 ]根據(jù)本發(fā)明的自動跟蹤方法，在步驟S1中首先獲取飛機和目標(biāo)的在地心坐標(biāo)系中 的位置信息，包括:經(jīng)度、煒度和高度。圖2示出了根據(jù)本發(fā)明的地心坐標(biāo)系的示意圖，其中， 地心坐標(biāo)系的Z軸指向地球北極、X軸指向格林威治子午面與地球赤道的交點、Y軸垂直X0Z 面。圖中，點〇代表地心坐標(biāo)系的原點，點P代表飛機的位置，Ion表示飛機的經(jīng)度，lat表示飛 機的煒度，a 11表示飛機的高度，本發(fā)明中的高度是指當(dāng)前位置到地表的距離。
[0072]可以按照如下公式確定飛機和目標(biāo)在地心坐標(biāo)系的坐標(biāo)：
[0073] 飛機在地心坐標(biāo)系的坐標(biāo)為： ,v = (A; ait) cos(iat}co^(jon)
[0074] r := (/V + "/'）cos(/"')sin('V"?) z = (/V(l -c?) + alt)s\r\(lat)
[0075]目標(biāo)在地心坐標(biāo)系的坐標(biāo)為： 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地球模型中橢球的長半軸，a = 6378137m;偏心率平方e2 = 0.0066944; x、y、z分別表不飛機在地心坐標(biāo)系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標(biāo)值;XT、yT、ZT分別表 示目標(biāo)在地心坐標(biāo)系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標(biāo)值;Ion表示飛機的經(jīng)度，lat表示飛機的煒 度，alt表不飛機的尚度；lonT表不目標(biāo)的經(jīng)度，latT表不目標(biāo)的韓度，altT表不目標(biāo)的尚度。
[0080] 本發(fā)明通過飛機和目標(biāo)的信息確定目標(biāo)相對于飛機的位置，進行調(diào)整雷達(dá)天線的 波束指向。例如，可以根據(jù)飛機和目標(biāo)在地心坐標(biāo)系中的位置分別獲取飛機和目標(biāo)在機體 向下坐標(biāo)系中的坐標(biāo)信息，然后再根據(jù)飛機和目標(biāo)在機體向下坐標(biāo)系中的坐標(biāo)信息確定目 標(biāo)與飛機的相對位置。但是這種分別計劃飛機和目標(biāo)在機體向下坐標(biāo)系中的坐標(biāo)信息的方 式步驟繁瑣，工作量大。本發(fā)明直接根據(jù)飛機和目標(biāo)在地心坐標(biāo)系中的位置信息確定目標(biāo) 相對于飛機的相對位置坐標(biāo)，然后再確定將地心坐標(biāo)系的坐標(biāo)原點移動至飛機處后的目標(biāo) 的第一坐標(biāo)。根據(jù)本發(fā)明，不僅便于直觀了解確定目標(biāo)相對于飛機的位置，還能簡化數(shù)據(jù)處 理過程，降低后續(xù)步驟進行坐標(biāo)轉(zhuǎn)化時的工作量，提高工作效率。
[0081] S2、獲取飛機的姿態(tài)信息，包括偏航角、俯仰角和橫滾角，根據(jù)飛機的姿態(tài)信息將 目標(biāo)的第一坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成機體向下坐標(biāo)系中的第四坐標(biāo)。圖4示出了根據(jù)本發(fā)明的機體向下 坐標(biāo)系的示意圖，其中，機體向下坐標(biāo)系的X軸指向飛機的機頭方向、Y軸指向飛機的機身右 側(cè)、Z軸垂直機體向下。偏航角指機頭方向與正北向的夾角，順時針為正，旋轉(zhuǎn)軸為Z;俯仰角 指機身前后向相對水平面的轉(zhuǎn)角，以Y為旋轉(zhuǎn)軸，右手螺旋為正，抬頭為正，低頭為負(fù)；橫滾 角指機身左右向相對水平面的轉(zhuǎn)角，以X為旋轉(zhuǎn)軸，右手螺旋為正，左高為正，右高為負(fù)。
[0082] 飛機沿著預(yù)設(shè)的航行軌跡飛行，為了便于統(tǒng)計分析飛機的速度和航向等信息，在 本發(fā)明的一些實施例中，將地心坐標(biāo)系的坐標(biāo)原點移動至飛機處后的目標(biāo)的第一坐標(biāo)后， 將該第一坐標(biāo)轉(zhuǎn)化成以飛機為坐標(biāo)原點的東北天坐標(biāo)系中的第二坐標(biāo)。由于飛機慣導(dǎo)設(shè)備 一般標(biāo)稱東北天坐標(biāo)系的Z軸以下，因此在獲得第二坐標(biāo)以后進一步將其轉(zhuǎn)化成東南地坐 標(biāo)系中的第三坐標(biāo)。具體地址，步驟S2中根據(jù)飛機的姿態(tài)信息將目標(biāo)的第一坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成機 體向下坐標(biāo)系中的第四坐標(biāo)包括：
[0083] S21、將目標(biāo)的第一坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成東北天坐標(biāo)系中的第二坐標(biāo)；
[0084] S22、將目標(biāo)在東北天坐標(biāo)系中的第二坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成東南地坐標(biāo)系中的第三坐標(biāo)；
[0085] S23、根據(jù)飛機的姿態(tài)信息，將目標(biāo)的第三坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成機體向下坐標(biāo)系中的第四坐 標(biāo)；
[0086]其中，東南地坐標(biāo)系中，X軸指向正東方向，Y軸指向正南方向，Z軸指向地心；東北 天坐標(biāo)系中，X軸指向正東方向，Y軸指向正北方向，Z軸指向地心反向，參見圖3。
[0087] 優(yōu)選地，將地心坐標(biāo)系的坐標(biāo)原點移動至飛機處后，先以地心坐標(biāo)系的Z軸為旋轉(zhuǎn) 軸，把移動后的地心坐標(biāo)系按右手螺旋方向旋轉(zhuǎn)(90+lon)度;再以地心坐標(biāo)系的X軸為旋轉(zhuǎn) 軸，把地心坐標(biāo)系按右手螺旋方向旋轉(zhuǎn)(90-lat)度，得到目標(biāo)的第二坐標(biāo)為：
[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表示飛機的經(jīng)度，lat表示飛機的煒度，alt表示飛機的高度;幻、71、幻分別表示 將地心坐標(biāo)系的坐標(biāo)原點移動至飛機處后目標(biāo)在X軸、Y軸和Z軸的坐標(biāo)值;X2、y2、Z2分別表 示目標(biāo)在東北天坐標(biāo)系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標(biāo)值。
[0092] 優(yōu)選地，步驟S22中以東北天坐標(biāo)系的X軸為旋轉(zhuǎn)軸，將東北天坐標(biāo)系順時針旋轉(zhuǎn) 180度得到東南地坐標(biāo)系，目標(biāo)的第三坐標(biāo)為：
[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分別表示目標(biāo)在東南地坐標(biāo)系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標(biāo)值。
[0097]優(yōu)選地，將目標(biāo)在東南地坐標(biāo)系中的第三坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成在機體向下坐標(biāo)系中的第四 坐標(biāo)的過程中，先以東南地坐標(biāo)系的Z軸為旋轉(zhuǎn)軸，逆右手螺旋轉(zhuǎn)動(90-YAW)，YAW表示飛機 的偏航角，參見圖5。旋轉(zhuǎn)矩陣為： ~cos(90-YAW) -^n(90-YAW) Q~
[0098] M)li； = sin(90-K4lf) cos(90-K4H〇 0 0 0 1
[0099]然后以東南地坐標(biāo)系的Y軸為旋轉(zhuǎn)軸，右手螺旋轉(zhuǎn)動PITCH角度，PITCH表示飛機的 俯仰角，參見圖6。旋轉(zhuǎn)矩陣為： ~co%( PITCH) 0 -sin(P 丨 TC/rf [0100] M mm = 0 1 0 sim:/)"r") 0 c〇i.(PlTCll)]
[0101] 最后以東南地坐標(biāo)系的X軸為旋轉(zhuǎn)軸，右手螺旋轉(zhuǎn)動ROLL角度，ROLL表示飛機的橫 滾角，參見圖7。旋轉(zhuǎn)矩陣為： '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標(biāo)在機體向下坐標(biāo)系中的第四坐標(biāo)為：
[0104] [X4，y4, Z4]，=Mr〇LlMpITChMyAQ[X3，y3，Z3]，〇
[0105] 其中，X4、y4、Z4分別表示目標(biāo)在機體向下坐標(biāo)系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標(biāo)值。
[0106] 實際安裝過程中，天線平臺中心和慣導(dǎo)設(shè)備中心有可能不完全重合，存在安裝誤 差，使得獲取的飛機的姿態(tài)信息與實際值有偏差。為了盡量減小測量的姿態(tài)信息與實際姿 態(tài)信息的偏差，可以按照如下公式對飛機的姿態(tài)信息進行校正：
[0107] YAff=YAffo+eyaw
[0108] PITCH=PITCHo+epitch
[0109] ROLL = ROLL〇+er〇n
[0110]其中，YAWQ、PITCHQ、R0LL()分別表示飛機慣導(dǎo)設(shè)備測得的飛機的偏航角、俯仰角和 橫滾角;^^^^^^&^分別表示飛機慣導(dǎo)設(shè)備在天線平臺的偏航角安裝誤差值^府仰角安 裝誤差值和橫滾角安裝誤差值。
[0111] S3、基于目標(biāo)的第四坐標(biāo)確定雷達(dá)天線的方位角和俯仰角，依據(jù)所述方位角和俯 仰角調(diào)整雷達(dá)天線的指向。
[0112] 實際安裝過程中，天線平臺中心和慣導(dǎo)設(shè)備中心有可能不完全重合、存在安裝誤 差。為了盡量減小該安裝誤差對測量結(jié)果準(zhǔn)確性的影響，在本發(fā)明的一些實施例子中，步驟 S3中基于目標(biāo)的第四坐標(biāo)確定雷達(dá)天線的方位角和俯仰角包括：
[0113] S31、根據(jù)雷達(dá)在飛機上的安裝誤差對目標(biāo)的第四坐標(biāo)進行校正，得到目標(biāo)的第五 坐標(biāo)；
[0114] S32、根據(jù)第五坐標(biāo)確定雷達(dá)天線的方位角和俯仰角。
[0115] 優(yōu)選地，目標(biāo)的第五坐標(biāo)為：
[0116] [X5，y5，Z5]，=[X4+XO，y4+y0，Z4+ZO]，
[0117]其中，X5、y5、Z5分別表示校正安裝誤差后的目標(biāo)在機體向下坐標(biāo)系中的X軸、Y軸和 Z軸的坐標(biāo)值;xo、yo、zo分別表不在機體向下坐標(biāo)系的X軸、Y軸和Z軸方向上的飛機慣導(dǎo)設(shè)備 在天線平臺的安裝誤差值。
[0118] 進一步優(yōu)選地，雷達(dá)天線的方位角azT為： alan( rs / .vs) + 180 as < 0
[0119] cizT - a ian( / .vs) + 360 ,vs > 0、艽 <0 a tan(_y5 / jc5.)其他
[0120]雷達(dá)天線的俯仰角pitchT為：
[0121 ] 7' = " tan((.\':十 ）
[0122] 其中，a表示在WGS-84地球模型中橢球的長半軸。
[0123] 與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明飛機和目標(biāo)的位置信息和姿態(tài)信息獲得目標(biāo)相對于天線 平臺的位置關(guān)系，從而實時調(diào)整天線波束指向，保證被測量目標(biāo)始終處于天線主波束中心。 這樣在機載下視測量目標(biāo)時，無需人工手動操作伺服控制桿來對準(zhǔn)目標(biāo)，可由程序自動控 制完成，提尚機載下視測量的效率和精度。
[0124] 雖然參照示例性實施方式對本發(fā)明進行了描述，但是應(yīng)當(dāng)理解，本發(fā)明并不局限 于文中詳細(xì)描述和示出的【具體實施方式】，在不偏離權(quán)利要求書所限定的范圍的情況下，本 領(lǐng)域技術(shù)人員可以對所述示例性實施方式做出各種改變。
【主權(quán)項】
1. 一種機載下視測量目標(biāo)的自動跟蹤方法，其特征在于包括如下步驟： 51、 獲取飛機和目標(biāo)的位置信息，根據(jù)所述位置信息確定將地心坐標(biāo)系的坐標(biāo)原點移 動至飛機處后的目標(biāo)的第一坐標(biāo)； 52、 獲取飛機的姿態(tài)信息，根據(jù)所述姿態(tài)信息將目標(biāo)的第一坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成機體向下坐標(biāo) 系中的第四坐標(biāo)； 53、 基于目標(biāo)的第四坐標(biāo)確定雷達(dá)天線的方位角和俯仰角，依據(jù)所述方位角和俯仰角 調(diào)整雷達(dá)天線的指向； 其中， 所述位置信息包括:經(jīng)度、煒度和高度，所述高度是指當(dāng)前位置到地表的距離;所述姿 態(tài)信息包括偏航角、俯仰角和橫滾角； 地心坐標(biāo)系中，Z軸指向地球北極，X軸指向格林威治子午面與地球赤道的交點，Y軸垂 直XOZ面； 機體向下坐標(biāo)系中，X軸指向飛機的機頭方向，Y軸指向飛機的機身右側(cè)，Z軸垂直機體 向下。2. 如權(quán)利要求1所述的自動跟蹤方法，其中，步驟S2中根據(jù)所述姿態(tài)信息將目標(biāo)的第一 坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成機體向下坐標(biāo)系中的第四坐標(biāo)包括： 521、 將目標(biāo)的第一坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成東北天坐標(biāo)系中的第二坐標(biāo)； 522、 將目標(biāo)在東北天坐標(biāo)系中的第二坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成東南地坐標(biāo)系中的第三坐標(biāo)； 523、 根據(jù)所述姿態(tài)信息，將目標(biāo)的第三坐標(biāo)轉(zhuǎn)換成機體向下坐標(biāo)系中的第四坐標(biāo)； 其中，東南地坐標(biāo)系中，X軸指向正東方向，Y軸指向正南方向，Z軸指向地心；東北天坐 標(biāo)系中，X軸指向正東方向，Y軸指向正北方向，Z軸指向地心反向。3. 如權(quán)利要求2所述的自動跟蹤方法，其中，目標(biāo)的第二坐標(biāo)為： [X2，y2，Z2] ' =MlM〇[Xl，yi，Zl] ' 其中，Ion表示飛機的經(jīng)度，Iat表示飛機的煒度，alt表示飛機的高度;幻、71、21分別表示將地 心坐標(biāo)系的坐標(biāo)原點移動至飛機處后目標(biāo)在X軸、Y軸和Z軸的坐標(biāo)值;X2、y2、Z2分別表示目 標(biāo)在東北天坐標(biāo)系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標(biāo)值。4. 如權(quán)利要求3所述的自動跟蹤方法，其中，目標(biāo)的第三坐標(biāo)為： [X3，y3，Z3] ' =Ml80[X2，y2，Z2] ' 其中，X3、y3、Z3分別表示目標(biāo)在東南地坐標(biāo)系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標(biāo)值。5. 如權(quán)利要求4所述的自動跟蹤方法，其中，目標(biāo)的第四坐標(biāo)為： [x4,y4,Z4] ' =MR0LLMpiTCHMYAQ[x3,y3,Z3]' 其中，X4、y4、Z4分別表示目標(biāo)在機體向下坐標(biāo)系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標(biāo)值;YAW表示飛機的 偏航角，PITCH表示飛機的俯仰角，ROLL表示飛機的橫滾角。6. 如權(quán)利要求5所述的自動跟蹤方法，其中，步驟S3中基于目標(biāo)的第四坐標(biāo)確定雷達(dá)天 線的方位角和俯仰角包括： 531、 根據(jù)雷達(dá)在飛機上的安裝誤差對目標(biāo)的第四坐標(biāo)進行校正，得到目標(biāo)的第五坐 標(biāo)； 532、 根據(jù)第五坐標(biāo)確定雷達(dá)天線的方位角和俯仰角。7. 如權(quán)利要求6所述的自動跟蹤方法，其中，目標(biāo)的第五坐標(biāo)為： [χδ,Υδ,Ζδ]'=[x4+XO,Y4+y〇,Z4+Z〇]' 其中，X5、y5、Z5分別表示校正安裝誤差后的目標(biāo)在機體向下坐標(biāo)系中的X軸、Y軸和Z軸 的坐標(biāo)值;XQ、yo、ZQ分別表不在機體向下坐標(biāo)系的X軸、Y軸和Z軸方向上的飛機慣導(dǎo)設(shè)備在 天線平臺的安裝誤差值。8. 如權(quán)利要求7所述的自動跟蹤方法，其中，雷達(dá)天線的方位角azT為：雷達(dá)天線的俯仰角PitchT為： /;//￡'/?7-' = tanfXd 十.tv) /Z5) 其中，a表示在WGS-84地球模型中橢球的長半軸。9. 如權(quán)利要求8所述的自動跟蹤方法，其中，飛機的姿態(tài)信息為： YAff=YAff o+eyaw PITCH=PITCH〇+ePitch ROLL = ROLL〇+er〇n 其中，YAWo、PI TCHo、ROLLo分別表示飛機慣導(dǎo)設(shè)備測得的飛機的偏航角、俯仰角和橫滾 角;eyaw、epiteh分別表示飛機慣導(dǎo)設(shè)備在天線平臺的偏航角安裝誤差值、俯仰角安裝誤 差值和橫滾角安裝誤差值。10. 如權(quán)利要求1所述的自動跟蹤方法，其中，飛機在地心坐標(biāo)系的坐標(biāo)為： 目標(biāo)在地心：其中， a表示在WGS-84地球模型中橢球的長半軸，a = 6378137m;偏心率平方e2 = 0.0066944 ;x、 y、z分別表示飛機在地心坐標(biāo)系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標(biāo)值;χτ、yT、ζτ分別表示目標(biāo)在地心 坐標(biāo)系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標(biāo)值;Ion表示飛機的經(jīng)度，Iat表示飛機的煒度，alt表示飛 機的高度;Iom表示目標(biāo)的經(jīng)度，lat T表示目標(biāo)的煒度，altT表示目標(biāo)的高度。
【文檔編號】G01S13/72GK105891821SQ201610350347
【公開日】2016年8月24日
【申請日】2016年5月24日
【發(fā)明人】徐志明, 盧永革, 姚京萍
【申請人】北京環(huán)境特性研究所