一種機載下視測量目標的自動跟蹤方法
【專利摘要】公開了一種機載下視測量目標的自動跟蹤方法，包括如下步驟：S1、獲取飛機和目標的位置信息，根據位置信息確定將地心坐標系的坐標原點移動至飛機處后的目標的第一坐標；S2、獲取飛機的姿態信息，根據姿態信息將目標的第一坐標轉換成機體向下坐標系中的第四坐標；S3、基于目標的第四坐標確定雷達天線的方位角和俯仰角，依據方位角和俯仰角調整雷達天線的指向。本發明能夠實時自動調整天線波束指向，保證被測量目標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目標，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的自動跟蹤方法
技術領域
[0001 ]本發明涉及信號特征控制技術領域，特別涉及一種機載下視測量目標的自動跟蹤 方法。
【背景技術】
[0002] 以下對本發明的相關技術背景進行說明，但這些說明并不一定構成本發明的現有 技術。
[0003] 近年來，由于機載下視測量系統能夠獲取被測目標全方位、大入射余角條件下的 電磁散射特性數據，受到廣泛的關注。在機載下視測量過程中，載機與目標是相對運動的， 為確保測量的準確性，必須保證機載測量雷達天線始終對準目標。
[0004] 機載下視測量雷達在工作中需要不斷跟蹤目標，以得到準確的測量結果。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，飛機姿態不穩定，再加上飛行過程中載機機艙環境的復雜性，對人 工手動操作提出了較大挑戰。
[0005] 因此，現有技術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 動而導致人工手動跟蹤目標測量精度差的問題的解決方案。

【發明內容】

[0006] 本發明的目的在于提出一種機載下視測量目標的自動跟蹤方法，能夠實時自動調 整天線波束指向，保證被測量目標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] 根據本發明的機載下視測量目標的自動跟蹤方法，包括如下步驟：
[0008] S1、獲取飛機和目標的位置信息，根據所述位置信息確定將地心坐標系的坐標原 點移動至飛機處后的目標的第一坐標；
[0009] S2、獲取飛機的姿態信息，根據所述姿態信息將目標的第一坐標轉換成機體向下 坐標系中的第四坐標；
[0010] S3、基于目標的第四坐標確定雷達天線的方位角和俯仰角，依據所述方位角和俯 仰角調整雷達天線的指向；
[0011] 其中，
[0012] 所述位置信息包括:經度、煒度和高度，所述高度是指當前位置到地表的距離;所 述姿態信息包括偏航角、俯仰角和橫滾角；
[0013] 地心坐標系中，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] 機體向下坐標系中，X軸指向飛機的機頭方向，Y軸指向飛機的機身右側，Z軸垂直 機體向下。
[0015] 優選地，步驟S2中根據所述姿態信息將目標的第一坐標轉換成機體向下坐標系中 的第四坐標包括：
[0016] S21、將目標的第一坐標轉換成東北天坐標系中的第二坐標；
[0017] S22、將目標在東北天坐標系中的第二坐標轉換成東南地坐標系中的第三坐標；
[0018] S23、根據所述姿態信息，將目標的第三坐標轉換成機體向下坐標系中的第四坐 標；
[0019] 其中，東南地坐標系中，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] 優選地，目標的第二坐標為：
[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 將地心坐標系的坐標原點移動至飛機處后目標在X軸、Y軸和Z軸的坐標值;X2、y2、Z2分別表 示目標在東北天坐標系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標值。
[0025]優選地，目標的第三坐標為：
[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分別表示目標在東南地坐標系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標值。
[0030]優選地，目標的第四坐標為：
[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分別表示目標在機體向下坐標系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標值;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]優選地，步驟S3中基于目標的第四坐標確定雷達天線的方位角和俯仰角包括： [0038] S31、根據雷達在飛機上的安裝誤差對目標的第四坐標進行校正，得到目標的第五 坐標；
[0039] S32、根據第五坐標確定雷達天線的方位角和俯仰角。
[0040] 優選地，目標的第五坐標為：
[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在機體向下坐標系中的X軸、Y軸和 Z軸的坐標值;xo、yo、zo分別表不在機體向下坐標系的X軸、Y軸和Z軸方向上的飛機慣導設備 在天線平臺的安裝誤差值。
[0043]優選地，雷達天線的方位角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]優選地，飛機的姿態信息為：
[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()分別表示飛機慣導設備測得的飛機的偏航角、俯仰角和 橫滾角;^^^^^^&^分別表示飛機慣導設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] 優選地，飛機在地心坐標系的坐標為： x = (N + ait) collar} cosUon)
[0054] r = (/V -f a^)cos{iat)v,in(!on) z = (；V(1 -c2) +
[0055]目標在地心坐標系的坐標為： 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;飛機在地心坐標系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標值;XT、yT、ZT分別表 示目標在地心坐標系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標值;Ion表示飛機的經度，lat表示飛機的緯 度，alt表;^飛機的_度；lonT表亦目標的經度，latT表亦目標的諱度，altT表亦目標的_度。
[0060] 根據本發明的機載下視測量目標的自動跟蹤方法，根據飛機和目標的位置信息和 姿態信息確定目標相對于天線平臺的位置關系，從而實時自動調整天線波束指向，保證被 測量目標始終處于天線主波束中心。根據本發明的自動跟蹤方法在機載下視測量目標時， 無需人工手動操作伺服控制桿來對準目標，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，本發明的特征和優點將變得更加 容易理解，在附圖中：
[0062] 圖1是根據本發明的機載下視測量目標的自動跟蹤方法的流程圖；
[0063] 圖2是示出根據本發明的地心坐標系的示意圖；
[0064] 圖3是根據本發明的東北天坐標系的示意圖；
[0065] 圖4是根據本發明的機體向下坐標系的示意圖；
[0066]圖5是根據本發明的飛機偏航角的不意圖；
[0067] 圖6是根據本發明的飛機俯仰角的示意圖；
[0068] 圖7是根據本發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明的示例性實施方式進行詳細描述。對示例性實施方式的描 述僅僅是出于示范目的，而絕不是對本發明及其應用或用法的限制。
[0070] 人工手動跟蹤目標主要通過人眼進行觀察，準確性較差。受氣流擾動等因素的影 響，飛機飛行時的姿態角不穩定，進一步增加了人工手動跟蹤目標的操作難度，使得測量精 度無法得到保證。為了解決現有技術中的問題，本發明根據飛機和目標的位置信息和姿態 信息自動確定和調整雷達天線的波束指向，圖1示出了根據本發明的機載下視測量目標的 自動跟蹤方法的流程圖。
[0071 ]根據本發明的自動跟蹤方法，在步驟S1中首先獲取飛機和目標的在地心坐標系中 的位置信息，包括:經度、煒度和高度。圖2示出了根據本發明的地心坐標系的示意圖，其中， 地心坐標系的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，點〇代表地心坐標系的原點，點P代表飛機的位置，Ion表示飛機的經度，lat表示飛 機的煒度，a 11表示飛機的高度，本發明中的高度是指當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在地心坐標系的坐標：
[0073] 飛機在地心坐標系的坐標為： ,v = (A; ait) cos(iat}co^(jon)
[0074] r := (/V + "/'）cos(/"')sin('V"?) z = (/V(l -c?) + alt)s\r\(lat)
[0075]目標在地心坐標系的坐標為： 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系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標值;XT、yT、ZT分別表 示目標在地心坐標系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標值;Ion表示飛機的經度，lat表示飛機的煒 度，alt表不飛機的尚度；lonT表不目標的經度，latT表不目標的韓度，altT表不目標的尚度。
[0080] 本發明通過飛機和目標的信息確定目標相對于飛機的位置，進行調整雷達天線的 波束指向。例如，可以根據飛機和目標在地心坐標系中的位置分別獲取飛機和目標在機體 向下坐標系中的坐標信息，然后再根據飛機和目標在機體向下坐標系中的坐標信息確定目 標與飛機的相對位置。但是這種分別計劃飛機和目標在機體向下坐標系中的坐標信息的方 式步驟繁瑣，工作量大。本發明直接根據飛機和目標在地心坐標系中的位置信息確定目標 相對于飛機的相對位置坐標，然后再確定將地心坐標系的坐標原點移動至飛機處后的目標 的第一坐標。根據本發明，不僅便于直觀了解確定目標相對于飛機的位置，還能簡化數據處 理過程，降低后續步驟進行坐標轉化時的工作量，提高工作效率。
[0081] S2、獲取飛機的姿態信息，包括偏航角、俯仰角和橫滾角，根據飛機的姿態信息將 目標的第一坐標轉換成機體向下坐標系中的第四坐標。圖4示出了根據本發明的機體向下 坐標系的示意圖，其中，機體向下坐標系的X軸指向飛機的機頭方向、Y軸指向飛機的機身右 側、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，旋轉軸為Z;俯仰角 指機身前后向相對水平面的轉角，以Y為旋轉軸，右手螺旋為正，抬頭為正，低頭為負；橫滾 角指機身左右向相對水平面的轉角，以X為旋轉軸，右手螺旋為正，左高為正，右高為負。
[0082] 飛機沿著預設的航行軌跡飛行，為了便于統計分析飛機的速度和航向等信息，在 本發明的一些實施例中，將地心坐標系的坐標原點移動至飛機處后的目標的第一坐標后， 將該第一坐標轉化成以飛機為坐標原點的東北天坐標系中的第二坐標。由于飛機慣導設備 一般標稱東北天坐標系的Z軸以下，因此在獲得第二坐標以后進一步將其轉化成東南地坐 標系中的第三坐標。具體地址，步驟S2中根據飛機的姿態信息將目標的第一坐標轉換成機 體向下坐標系中的第四坐標包括：
[0083] S21、將目標的第一坐標轉換成東北天坐標系中的第二坐標；
[0084] S22、將目標在東北天坐標系中的第二坐標轉換成東南地坐標系中的第三坐標；
[0085] S23、根據飛機的姿態信息，將目標的第三坐標轉換成機體向下坐標系中的第四坐 標；
[0086]其中，東南地坐標系中，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] 優選地，將地心坐標系的坐標原點移動至飛機處后，先以地心坐標系的Z軸為旋轉 軸，把移動后的地心坐標系按右手螺旋方向旋轉(90+lon)度;再以地心坐標系的X軸為旋轉 軸，把地心坐標系按右手螺旋方向旋轉(90-lat)度，得到目標的第二坐標為：
[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 將地心坐標系的坐標原點移動至飛機處后目標在X軸、Y軸和Z軸的坐標值;X2、y2、Z2分別表 示目標在東北天坐標系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標值。
[0092] 優選地，步驟S22中以東北天坐標系的X軸為旋轉軸，將東北天坐標系順時針旋轉 180度得到東南地坐標系，目標的第三坐標為：
[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分別表示目標在東南地坐標系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標值。
[0097]優選地，將目標在東南地坐標系中的第三坐標轉換成在機體向下坐標系中的第四 坐標的過程中，先以東南地坐標系的Z軸為旋轉軸，逆右手螺旋轉動(90-YAW)，YAW表示飛機 的偏航角，參見圖5。旋轉矩陣為： ~cos(90-YAW) -^n(90-YAW) Q~
[0098] M)li； = sin(90-K4lf) cos(90-K4H〇 0 0 0 1
[0099]然后以東南地坐標系的Y軸為旋轉軸，右手螺旋轉動PITCH角度，PITCH表示飛機的 俯仰角，參見圖6。旋轉矩陣為： ~co%( PITCH) 0 -sin(P 丨 TC/rf [0100] M mm = 0 1 0 sim:/)"r") 0 c〇i.(PlTCll)]
[0101] 最后以東南地坐標系的X軸為旋轉軸，右手螺旋轉動ROLL角度，ROLL表示飛機的橫 滾角，參見圖7。旋轉矩陣為： '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在機體向下坐標系中的第四坐標為：
[0104] [X4，y4, Z4]，=Mr〇LlMpITChMyAQ[X3，y3，Z3]，〇
[0105] 其中，X4、y4、Z4分別表示目標在機體向下坐標系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標值。
[0106] 實際安裝過程中，天線平臺中心和慣導設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信息與實際值有偏差。為了盡量減小測量的姿態信息與實際姿 態信息的偏差，可以按照如下公式對飛機的姿態信息進行校正：
[0107] YAff=YAffo+eyaw
[0108] PITCH=PITCHo+epitch
[0109] ROLL = ROLL〇+er〇n
[0110]其中，YAWQ、PITCHQ、R0LL()分別表示飛機慣導設備測得的飛機的偏航角、俯仰角和 橫滾角;^^^^^^&^分別表示飛機慣導設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、基于目標的第四坐標確定雷達天線的方位角和俯仰角，依據所述方位角和俯 仰角調整雷達天線的指向。
[0112] 實際安裝過程中，天線平臺中心和慣導設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果準確性的影響，在本發明的一些實施例子中，步驟 S3中基于目標的第四坐標確定雷達天線的方位角和俯仰角包括：
[0113] S31、根據雷達在飛機上的安裝誤差對目標的第四坐標進行校正，得到目標的第五 坐標；
[0114] S32、根據第五坐標確定雷達天線的方位角和俯仰角。
[0115] 優選地，目標的第五坐標為：
[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在機體向下坐標系中的X軸、Y軸和 Z軸的坐標值;xo、yo、zo分別表不在機體向下坐標系的X軸、Y軸和Z軸方向上的飛機慣導設備 在天線平臺的安裝誤差值。
[0118] 進一步優選地，雷達天線的方位角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] 與現有技術相比，本發明飛機和目標的位置信息和姿態信息獲得目標相對于天線 平臺的位置關系，從而實時調整天線波束指向，保證被測量目標始終處于天線主波束中心。 這樣在機載下視測量目標時，無需人工手動操作伺服控制桿來對準目標，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明進行了描述，但是應當理解，本發明并不局限 于文中詳細描述和示出的【具體實施方式】，在不偏離權利要求書所限定的范圍的情況下，本 領域技術人員可以對所述示例性實施方式做出各種改變。
【主權項】
1. 一種機載下視測量目標的自動跟蹤方法，其特征在于包括如下步驟： 51、 獲取飛機和目標的位置信息，根據所述位置信息確定將地心坐標系的坐標原點移 動至飛機處后的目標的第一坐標； 52、 獲取飛機的姿態信息，根據所述姿態信息將目標的第一坐標轉換成機體向下坐標 系中的第四坐標； 53、 基于目標的第四坐標確定雷達天線的方位角和俯仰角，依據所述方位角和俯仰角 調整雷達天線的指向； 其中， 所述位置信息包括:經度、煒度和高度，所述高度是指當前位置到地表的距離;所述姿 態信息包括偏航角、俯仰角和橫滾角； 地心坐標系中，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； 機體向下坐標系中，X軸指向飛機的機頭方向，Y軸指向飛機的機身右側，Z軸垂直機體 向下。2. 如權利要求1所述的自動跟蹤方法，其中，步驟S2中根據所述姿態信息將目標的第一 坐標轉換成機體向下坐標系中的第四坐標包括： 521、 將目標的第一坐標轉換成東北天坐標系中的第二坐標； 522、 將目標在東北天坐標系中的第二坐標轉換成東南地坐標系中的第三坐標； 523、 根據所述姿態信息，將目標的第三坐標轉換成機體向下坐標系中的第四坐標； 其中，東南地坐標系中，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. 如權利要求2所述的自動跟蹤方法，其中，目標的第二坐標為： [X2，y2，Z2] ' =MlM〇[Xl，yi，Zl] ' 其中，Ion表示飛機的經度，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 心坐標系的坐標原點移動至飛機處后目標在X軸、Y軸和Z軸的坐標值;X2、y2、Z2分別表示目 標在東北天坐標系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標值。4. 如權利要求3所述的自動跟蹤方法，其中，目標的第三坐標為： [X3，y3，Z3] ' =Ml80[X2，y2，Z2] ' 其中，X3、y3、Z3分別表示目標在東南地坐標系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標值。5. 如權利要求4所述的自動跟蹤方法，其中，目標的第四坐標為： [x4,y4,Z4] ' =MR0LLMpiTCHMYAQ[x3,y3,Z3]' 其中，X4、y4、Z4分別表示目標在機體向下坐標系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標值;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. 如權利要求5所述的自動跟蹤方法，其中，步驟S3中基于目標的第四坐標確定雷達天 線的方位角和俯仰角包括： 531、 根據雷達在飛機上的安裝誤差對目標的第四坐標進行校正，得到目標的第五坐 標； 532、 根據第五坐標確定雷達天線的方位角和俯仰角。7. 如權利要求6所述的自動跟蹤方法，其中，目標的第五坐標為： [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在機體向下坐標系中的X軸、Y軸和Z軸 的坐標值;XQ、yo、ZQ分別表不在機體向下坐標系的X軸、Y軸和Z軸方向上的飛機慣導設備在 天線平臺的安裝誤差值。8. 如權利要求7所述的自動跟蹤方法，其中，雷達天線的方位角azT為：雷達天線的俯仰角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. 如權利要求8所述的自動跟蹤方法，其中，飛機的姿態信息為： YAff=YAff o+eyaw PITCH=PITCH〇+ePitch ROLL = ROLL〇+er〇n 其中，YAWo、PI TCHo、ROLLo分別表示飛機慣導設備測得的飛機的偏航角、俯仰角和橫滾 角;eyaw、epiteh分別表示飛機慣導設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. 如權利要求1所述的自動跟蹤方法，其中，飛機在地心坐標系的坐標為： 目標在地心：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系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標值;χτ、yT、ζτ分別表示目標在地心 坐標系中的X軸、Y軸和Z軸的坐標值;Ion表示飛機的經度，Iat表示飛機的煒度，alt表示飛 機的高度;Iom表示目標的經度，lat T表示目標的煒度，altT表示目標的高度。
【文檔編號】G01S13/72GK105891821SQ201610350347
【公開日】2016年8月24日
【申請日】2016年5月24日
【發明人】徐志明, 盧永革, 姚京萍
【申請人】北京環境特性研究所