呂日毅，李 超，張 陽(yáng)

(1 92728部隊(duì)，上海 200040； 2 南京科瑞達(dá)電子裝備有限責(zé)任公司，南京 211100)

0 引言

以F-22和F-35為代表的機(jī)載電子戰(zhàn)系統(tǒng)(AN/ALR-94)一定程度上顛覆了對(duì)傳統(tǒng)電子戰(zhàn)系統(tǒng)的認(rèn)識(shí)，曾經(jīng)被認(rèn)為是防御性，作為有源探測(cè)有效補(bǔ)充的電子戰(zhàn)無(wú)源系統(tǒng)，現(xiàn)在成了探測(cè)、跟蹤甚至攻擊目標(biāo)的關(guān)鍵設(shè)備[1]。如果敵方雷達(dá)開(kāi)機(jī)，AN/ALR-94 就能夠提供導(dǎo)彈攻擊所需的全部信息，引導(dǎo)實(shí)施攻擊。當(dāng)無(wú)源探測(cè)技術(shù)水平突破瓶頸，定位精度與時(shí)效性滿足應(yīng)用要求，憑借其在軍事領(lǐng)域上的諸多優(yōu)勢(shì)，將在許多方面與有源定位同等重要，直接作為定位的主要手段[2]。多個(gè)國(guó)家[3]對(duì)于不同體制、不同平臺(tái)、不同應(yīng)用的無(wú)源定位系統(tǒng)開(kāi)展了大量研究，包括 LR-100告警監(jiān)視系統(tǒng)、PRSS無(wú)源測(cè)距系統(tǒng)、PLAID精確定位與識(shí)別系統(tǒng)、LT-500無(wú)源瞄準(zhǔn)系統(tǒng)、卡爾秋塔無(wú)源定位系統(tǒng)、TAMANA無(wú)源定位系統(tǒng)、VERA-E無(wú)源定位系統(tǒng)、EL-L8300G無(wú)源探測(cè)系統(tǒng)、CRADA 聯(lián)合研究開(kāi)發(fā)項(xiàng)目等，美國(guó)最新提出的網(wǎng)絡(luò)化無(wú)源定位技術(shù)[4]，通過(guò)網(wǎng)絡(luò)內(nèi)的無(wú)源定位設(shè)備互聯(lián)互通實(shí)現(xiàn)高精度無(wú)源定位解算。

采用測(cè)向方法的機(jī)載[5]單站[6-8]無(wú)源定位方法機(jī)動(dòng)能力強(qiáng)、戰(zhàn)術(shù)靈活、隱蔽性好[9]，軍事應(yīng)用前景廣闊，是研究成果較多的無(wú)源定位技術(shù)[10-11]。文中針對(duì)基于三角交叉原理測(cè)向定位的機(jī)載單機(jī)無(wú)源定位飛行方法展開(kāi)研究，重點(diǎn)剖析影響定位精度[12]的各種因素，最終總結(jié)能夠提高精度的定位飛行方法。

1 定位誤差分析

圖1為三角無(wú)源定位原理。定位點(diǎn)1(x1，y1)、定位點(diǎn)2(x2，y2)與目標(biāo)(x，y)連線的夾角為定位張角γ；定位點(diǎn)1至定位點(diǎn)2的連線為定位基線L；定位基線中點(diǎn)上的垂直線為定位基線法線，目標(biāo)與定位基線中點(diǎn)的連線和基線法線的夾角為法線傾角α；目標(biāo)與定位基線中點(diǎn)連線的長(zhǎng)度為距離R；θ1、θ2為定位三角形的內(nèi)角。

當(dāng)測(cè)向設(shè)備存在誤差，定位直線將轉(zhuǎn)化為定位扇形，兩定位扇形的交叉區(qū)域?yàn)槟繕?biāo)可能分布區(qū)域，按照概率分布，定義目標(biāo)99%概率落入的圓形區(qū)域或橢圓區(qū)域?yàn)槟繕?biāo)分布區(qū)，圓的半徑d，橢圓的長(zhǎng)短軸作為衡量目標(biāo)定位誤差大小的指標(biāo)。

圖1 三角無(wú)源定位原理

按照三角定位公式，計(jì)算目標(biāo)坐標(biāo)，推導(dǎo)定位誤差如式(1)、式(2)，σθ為設(shè)備測(cè)向精度。

(1)

(2)

則目標(biāo)定位誤差σs為：

(3)

2 影響定位精度的關(guān)鍵因素分析

2.1 基線長(zhǎng)度、目標(biāo)距離一定，定位張角與法線傾角變化

當(dāng)定位目標(biāo)距離、基線長(zhǎng)度一定時(shí)，定位張角與法線傾角成反比變化，共同影響定位精度，如圖2。

圖2 法線傾角對(duì)定位態(tài)勢(shì)的影響

求解式(1)、式(2)可得定位誤差與法線傾角成反比，傾角越大誤差區(qū)域越大，定位精度越低。建立仿真模型，參考目前國(guó)外相關(guān)設(shè)備性能指標(biāo)設(shè)定目標(biāo)距離300 km、定位基線100 km，測(cè)向誤差2°，定位誤差區(qū)概率99%，定位誤差區(qū)域隨法線傾角變化如圖3，定位誤差與法線傾角變化關(guān)系如圖4。

圖3 法線傾角對(duì)99%概率定位誤差區(qū)的影響

圖4 法線傾角對(duì)定位誤差的傾向

由以上分析可知，傾角為0°時(shí)，定位誤差最小。所以在單機(jī)定位時(shí)應(yīng)盡量使定位點(diǎn)1與定位點(diǎn)2相對(duì)于目標(biāo)對(duì)稱，使法線傾角為0°，即目標(biāo)處于定位基線法線上，從而提高定位精度。

2.2 目標(biāo)距離、法線傾角一定，定位張角與基線長(zhǎng)度變化

如圖5，當(dāng)目標(biāo)距離R一定、法線傾角α為0°時(shí)，定位張角γ與基線長(zhǎng)度L成正比，共同影響定位精度。

同樣求解式(1)、式(2)，定位誤差與定位張角、基線長(zhǎng)度成反比，基線越長(zhǎng)、張角越大，誤差越小。設(shè)定目標(biāo)距離300 km、定位基線100 km，測(cè)向誤差2°，法線傾角0°，定位誤差區(qū)概率99%，定位誤差區(qū)域隨張角及基線長(zhǎng)度變化如圖6。定位誤差與基線長(zhǎng)度、定位張角變化關(guān)系仿真如圖7。

圖6 基線長(zhǎng)度對(duì)定位誤差區(qū)域的影響

圖7 基線長(zhǎng)度對(duì)定位誤差的影響

由以上分析可知，在進(jìn)行單機(jī)無(wú)源定位時(shí)，在允許條件下應(yīng)盡量采用長(zhǎng)基線、大張角態(tài)勢(shì)，即飛機(jī)的定位飛行時(shí)間越長(zhǎng)，兩定位點(diǎn)距離越大，定位精度越高。

2.3 基線長(zhǎng)度、法線傾角一定，目標(biāo)距離與定位張角變化

求解定位公式，可得定位誤差σs與定位內(nèi)角θ成正比，從而與定位距離成正比。即距離越遠(yuǎn)，定位內(nèi)角越大，定位張角越小，定位誤差越大。進(jìn)行仿真分析，設(shè)定雙機(jī)間距100 km，測(cè)向誤差2°，法線傾角0°，定位誤差區(qū)概率99%，定位誤差區(qū)域隨張角及目標(biāo)距離變化如圖8。定位誤差與目標(biāo)距離變化關(guān)系仿真如圖9。

圖8 定位距離對(duì)定位誤差區(qū)域的影響

由以上分析可知，定位基線應(yīng)在允許的條件下盡量靠近目標(biāo)，以提高定位精度。

3 單機(jī)定位飛行方法

通過(guò)以上影響定位精度的因素分析可得結(jié)論：目標(biāo)與飛機(jī)飛行定位基線的相對(duì)位置決定了其定位精度。由2.1節(jié)可知，當(dāng)目標(biāo)距離一定時(shí)，傾角越大，定位精度越低，即圖10中A點(diǎn)的精度高于E、F點(diǎn)。由2.3節(jié)可知，傾角一定時(shí)，目標(biāo)越遠(yuǎn)，定位精度越低，即C點(diǎn)的精度高于A點(diǎn)，A點(diǎn)精度高于B點(diǎn)。同時(shí)由2.2節(jié)可知，在飛機(jī)能力允許的情況下，飛行時(shí)間越長(zhǎng)，測(cè)距基線越長(zhǎng)，定位精度越高。

單機(jī)無(wú)源定位時(shí)可采用圖11所示飛行航向。當(dāng)飛機(jī)在定位點(diǎn)1處發(fā)現(xiàn)目標(biāo)時(shí)，沿原方向繼續(xù)飛行0.5～1 min(具體時(shí)間由設(shè)備性能決定，初定位階段誤差應(yīng)不大于10%)，開(kāi)始初定位階段。初級(jí)定位完畢后，由飛行員自行判斷精確定位可持續(xù)的最長(zhǎng)時(shí)間T，從而計(jì)算出飛行距離d，此時(shí)按照初定位階段目標(biāo)概率位置及目標(biāo)距離R，計(jì)算由d與R構(gòu)成的等腰三角形內(nèi)角θ，此時(shí)飛機(jī)轉(zhuǎn)向，進(jìn)入目標(biāo)精確定位態(tài)勢(shì)，實(shí)現(xiàn)精確定位。

圖11 單機(jī)精確定位方式

4 結(jié)論

從三角定位原理出發(fā)，分析法線傾角、定位張角、目標(biāo)距離、基線長(zhǎng)度對(duì)定位誤差的影響，并驗(yàn)證分析結(jié)果，提出了單機(jī)無(wú)源定位飛行方法，能夠?qū)Ω呔葻o(wú)源定位的應(yīng)用起到一定促進(jìn)作用。