面向岸基空管雷達(dá)系統(tǒng)中一種高效轉(zhuǎn)彎機(jī)動(dòng)目標(biāo)跟蹤方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及雷達(dá)數(shù)據(jù)處理技術(shù)領(lǐng)域，具體的說，是面向岸基空管雷達(dá)系統(tǒng)中一種 高效轉(zhuǎn)彎機(jī)動(dòng)目標(biāo)跟蹤方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 在雷達(dá)數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)的目標(biāo)跟蹤中，數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)是首先通過前端信號(hào)處理獲取 目標(biāo)的距離、方位角、高度、回波長度、回波強(qiáng)度、多普勒速度、Mode3/A、ModeS等點(diǎn)跡信息。 然后，再使用數(shù)據(jù)處理對(duì)點(diǎn)跡進(jìn)行相關(guān)處理，進(jìn)而最大限度的獲取目標(biāo)位置及運(yùn)動(dòng)相關(guān)信 息（如速度、角速度），以及較為準(zhǔn)確的位置預(yù)測(cè)。雷達(dá)數(shù)據(jù)處理一般包括航跡初始化（航 跡建立）、航跡關(guān)聯(lián)（點(diǎn)跡和航跡關(guān)聯(lián)）、航跡更新、航跡管理、航跡終止等過程步驟。
[0003] 雷達(dá)數(shù)據(jù)處理可以降低由于信號(hào)處理系統(tǒng)引入的熱噪聲，降低雷達(dá)探測(cè)位置隨機(jī) 誤差，也可以有效抑制由于雷達(dá)接收機(jī)在一定工作頻率內(nèi)接收到的隨機(jī)背景噪聲。還可以 有效抑制由于反射體造成的多鏡效應(yīng)造成的目標(biāo)反射，有效抑制由于接收機(jī)性能下降或應(yīng) 答機(jī)位置變化等導(dǎo)致的目標(biāo)分裂，抑制脈沖信號(hào)疊加、連續(xù)波干擾、異步應(yīng)答干擾、多路徑 反射導(dǎo)致的目標(biāo)信號(hào)交織等情況。
[0004] 在機(jī)動(dòng)目標(biāo)跟蹤過程中，航跡處理一方面需要快速地進(jìn)行航跡起始，形成穩(wěn)定的 跟蹤形態(tài)；另一方面需要有效的抑制假目標(biāo)地產(chǎn)生。且跟蹤濾波器需要自適應(yīng)的調(diào)整相關(guān) 參數(shù)，穩(wěn)定的輸出諸如航速、航向、角速度、加速度、屬性等相關(guān)信息。例如在航空器起飛和 降落的過程中，航空器主要伴隨著爬升、降落和勻速轉(zhuǎn)彎等運(yùn)動(dòng)學(xué)狀態(tài)。尤其是在航空器轉(zhuǎn) 彎機(jī)動(dòng)，在空戰(zhàn)或模擬訓(xùn)練中可見雙機(jī)機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)彎，加上應(yīng)答機(jī)和一次雷達(dá)固有回波的問題， 往往造成雷達(dá)點(diǎn)跡信號(hào)不穩(wěn)定甚至信號(hào)丟失的情況，進(jìn)而導(dǎo)致雷達(dá)跟蹤性能下降，這常常 造成航跡狀態(tài)的突變，通常會(huì)導(dǎo)致窄帶濾波器的滯后或發(fā)散，從而導(dǎo)致濾波器的崩潰，而寬 帶濾波器某種程度上能夠解決部分問題，但是輸出的航速航向不穩(wěn)定，尤其會(huì)導(dǎo)致使用殘 差的數(shù)據(jù)關(guān)聯(lián)的波門變大，造成跟錯(cuò)目標(biāo)從而形成假目標(biāo)或目標(biāo)丟失的問題。轉(zhuǎn)彎機(jī)動(dòng)涉 及到航空器角速度的測(cè)量計(jì)算、角速度的估計(jì)、機(jī)動(dòng)檢測(cè)、跟蹤濾波模型的自適應(yīng)等多個(gè)方 面的問題。
[0005] 目前，目標(biāo)機(jī)動(dòng)跟蹤的模型有很多種，總的可以歸納為時(shí)常系統(tǒng)模型，如：CV、CA、 CT等模型；機(jī)動(dòng)加速度模型，如：Singer、可變白噪聲、"當(dāng)前"等模型；多模型聯(lián)立，如：權(quán)重 交互模型、交互多模型（IMM)等。此外還有一些基于無損kalman濾波、粒子濾波等非線性 濾波的目標(biāo)跟蹤算法相繼被很多學(xué)者提出，這些方法隨機(jī)誤差不限于Gauss分布的限制， 但計(jì)算量較大；此外為了克服單一模型的不足的缺陷，還有很多改進(jìn)的濾波算法以及一些 多種方法的組合算法被提出。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明的目的：在于設(shè)計(jì)出面向岸基空管雷達(dá)系統(tǒng)中一種高效轉(zhuǎn)彎機(jī)動(dòng)目標(biāo)跟蹤 方法，在對(duì)數(shù)據(jù)處理實(shí)時(shí)性要求較高且硬件資源有限時(shí)，能夠提供一種以較低計(jì)算量，較高 的處理效率，對(duì)機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)彎的目標(biāo)進(jìn)行持續(xù)有效不間斷的高精度跟蹤；本發(fā)明使用變結(jié)構(gòu)的 方式替代交互多模型的方式進(jìn)行目標(biāo)跟蹤，且與以往處理轉(zhuǎn)彎跟蹤的不同還在于使用了一 種新的角速度計(jì)算和濾波估計(jì)方法。
[0007] 本發(fā)明通過下述技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)：面向岸基空管雷達(dá)系統(tǒng)中一種高效轉(zhuǎn)彎機(jī)動(dòng)目標(biāo) 跟蹤方法，該跟蹤方法包括以下步驟：
[0008] 1)利用前一次角速度的濾波值對(duì)本次角速度進(jìn)行估計(jì)，按照一階Markov過程模 型進(jìn)行本次角速度預(yù)測(cè)；
[0009] 2)經(jīng)步驟1)后，根據(jù)計(jì)算所得本次預(yù)測(cè)的角速度進(jìn)行相應(yīng)的動(dòng)力學(xué)模型選擇，所 述相應(yīng)的動(dòng)力學(xué)模型包括自適應(yīng)的轉(zhuǎn)彎模型和自適應(yīng)的常速模型，當(dāng)所述本次預(yù)測(cè)的角速 度大于設(shè)定閾值時(shí)，采用所述自適應(yīng)的轉(zhuǎn)彎模型進(jìn)行航空器位置和協(xié)方差預(yù)測(cè)；當(dāng)所述本 次預(yù)測(cè)的角速度小于或等于設(shè)定閾值時(shí)，采用所述自適應(yīng)的常速模型進(jìn)行航空器位置和協(xié) 方差預(yù)測(cè)；
[0010] 3)經(jīng)步驟2)后，對(duì)航跡的位置預(yù)測(cè)、航跡的協(xié)方差預(yù)測(cè)及航跡的殘差協(xié)方差矩陣 進(jìn)行計(jì)算；
[0011] 4)經(jīng)步驟3)后，通過計(jì)算獲取位置濾波值和計(jì)算獲取角速度濾波值，并同時(shí)保留 計(jì)算所得位置濾波值和角速度濾波值作為歷史值，以備下一階段角速度的計(jì)算。
[0012] 進(jìn)一步的為更好的實(shí)現(xiàn)本發(fā)明，能夠?qū)撬俣冗M(jìn)行預(yù)測(cè)，以便根據(jù)預(yù)測(cè)的角 速度選擇跟蹤模型，特別采用下述設(shè)置方式：所述本次角速度預(yù)測(cè)具體為：通過公式 ，進(jìn)一步進(jìn)行角速度預(yù)測(cè)；其中，Wk是上一時(shí)刻的角速度，τ ω表示角速度的 時(shí)間相關(guān)常數(shù)，《k+1|k表示本次預(yù)測(cè)的角速度。用于判斷ωk+1|k是否大于設(shè)定的閾值ωs， 如果大于則采用所述自適應(yīng)的轉(zhuǎn)彎模型進(jìn)行點(diǎn)跡和協(xié)方差預(yù)測(cè)，否則采用所述自適應(yīng)的常 速模型進(jìn)行點(diǎn)跡和協(xié)方差預(yù)測(cè)。
[0013] 為更好的進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)本發(fā)明，當(dāng)出現(xiàn)預(yù)測(cè)的角速度大于設(shè)定的閥值時(shí)，能夠利用 自適應(yīng)的轉(zhuǎn)彎模型進(jìn)行點(diǎn)跡和協(xié)方差預(yù)測(cè)，為航空器位置預(yù)測(cè)和航空器位置濾波做準(zhǔn)備， 特別采用下述設(shè)置方式：所述步驟2)中，當(dāng)本次預(yù)測(cè)的角速度大于設(shè)定閾值時(shí)，采用所述 自適應(yīng)的轉(zhuǎn)彎模型進(jìn)行航空器位置和協(xié)方差預(yù)測(cè)，即采用自適應(yīng)的轉(zhuǎn)彎模型計(jì)算轉(zhuǎn)移模型 和過程噪聲協(xié)方差；
[0014] 所述轉(zhuǎn)移模型的狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣Fk通過：
[0015]
[0016] 所述過程噪聲協(xié)方差的過程噪聲協(xié)方差矩陣Qk通過：
[0017；
[0018' …
[0019] 其中，Sk=α·| |νχ」-|ν_|l+buf，所述buf是緩沖值，且buf的典型值為0.0001 ;
[0020] 所述匕;所述α是機(jī)動(dòng)因子，且α的典型值為〇. 1。
[0021] buf的設(shè)置防止該數(shù)據(jù)為零而導(dǎo)致X或y方向上的數(shù)值過小，從而使得計(jì)算發(fā)散不 收斂。
[0022] 為更好的進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)本發(fā)明，當(dāng)出現(xiàn)預(yù)測(cè)的角速度小于或等于設(shè)定的閥值時(shí)，能 夠利用自適應(yīng)的常速模型進(jìn)行點(diǎn)跡和協(xié)方差預(yù)測(cè)，為航空器位置預(yù)測(cè)和航空器位置濾波做 準(zhǔn)備，特別采用下述設(shè)置方式：所述步驟2)中，當(dāng)本次預(yù)測(cè)的角速度小于或等于設(shè)定閾值 時(shí)，采用所述自適應(yīng)的常速模型進(jìn)行航空器位置和協(xié)方差預(yù)測(cè)，即采用自適應(yīng)的常速模型 計(jì)算轉(zhuǎn)移模型和過程噪聲協(xié)方差；
0001 3'
[0023] 所述轉(zhuǎn)移模型的狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣匕通過 I得到；
[0024] 所述過程噪聲協(xié)方差的過程噪聲協(xié)方差矩陣Qk通過：
[0025]
[0026] 為更好的進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)本發(fā)明，特別采用下述設(shè)置方式：所述var(wx)?。在X方 向上的分量與差值，SP
聽述var(wy)取V_在Y方向 上的分量與'的差值，S卩
、其中，buf是緩沖值，且buf的典 型值為〇· 0001 ;匕=+F; ;α是機(jī)動(dòng)因子，且α的典型值為〇. 1。buf的設(shè)置防止該 數(shù)據(jù)為零而導(dǎo)致X或y方向上的數(shù)值過小，從而使得計(jì)算發(fā)散不收斂。
[0027] 為更好的進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)本發(fā)明，能夠?yàn)楹娇掌魑恢脼V波做準(zhǔn)備，特別采用下述設(shè) 置方式：所述步驟3)中，所述航跡的位置預(yù)測(cè)通過Xk+1|k=Fk ·Xk計(jì)算得出；所述航跡 的協(xié)方差預(yù)測(cè)通過4ψ=巧<·<+&計(jì)算得出；所述航跡的殘差協(xié)方差矩陣通過sk+1 = Hk+1 ·Pk+1|k ·Hk+1T+Rk+1計(jì)算得出；其中，凡+ι ，:f是直角坐標(biāo)系到極坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換公 ^k+\\k 式：
[0028] 進(jìn)一步的為更好的實(shí)現(xiàn)本發(fā)明，能夠在進(jìn)行位置濾波值的估值是提高估值精度， 特別采用下述設(shè)置方式：在所述步驟4)中，所述計(jì)算獲取位置濾波值具體為：計(jì)算Kalman 濾波增益Kk+1，并輸出位置濾波值Xk+1和位置協(xié)方差濾波值Pk+1;所述Kalman濾波增益Kk+1 通過Α+1 獲得；所述位置濾波值Xk+1 通過Xk+1=Xk+1|k+Kk+1 · (Zk+1-Zk+1|k)獲 得；所述位置協(xié)方差濾波值Pk+1通過Α+1 = A+A+'L獲得；其中：zk+1是本次測(cè)量的 極坐標(biāo)位置值，Zk+1|k為極坐標(biāo)的預(yù)測(cè)值，極坐標(biāo)的預(yù)測(cè)值Zk+1|k通過Zk+1|k=f(Xk+1|k)獲得。
[0029] 為更好的進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)本發(fā)明，提高角速度濾波值的估值精度，特別采用下述設(shè)置 方式。所述計(jì)算獲取角速度濾波值具體為：首先對(duì)角速度的測(cè)量值進(jìn)行計(jì)算，而后獲取角速 度的濾波值《 k+1:
[0030] 所述對(duì)角速度的測(cè)量值進(jìn)行計(jì)算的方法為：根據(jù)歷史保存前兩次的X-Y平面內(nèi)的 位置濾波值分別計(jì)為U：，和（Xl，yi)，及