蔣立民,王 成

(中國(guó)人民解放軍91245部隊(duì)，遼寧 葫蘆島 125001)

0 引言

精密跟蹤測(cè)量雷達(dá)是武器裝備測(cè)試過(guò)程中測(cè)量系統(tǒng)重要的組成部分，具有測(cè)角精度高、數(shù)據(jù)率高等特點(diǎn)。能夠全天候、遠(yuǎn)距離實(shí)時(shí)跟蹤測(cè)量空中飛行目標(biāo)，能夠提供目標(biāo)角度、距離、徑向速度和RCS(目標(biāo)的雷達(dá)散射截面積)等測(cè)量元素信息，主要用于武器裝備試驗(yàn)中目標(biāo)外彈道的精確測(cè)量，為武器裝備試驗(yàn)過(guò)程的控制、指揮和決策提供有效支撐。目前，測(cè)量雷達(dá)訓(xùn)練主要有以下兩種途徑：1)利用脫離裝備的模擬訓(xùn)練器對(duì)操作手進(jìn)行訓(xùn)練，此方法訓(xùn)練成本低，可重復(fù)性好，但訓(xùn)練的真實(shí)度不高，針對(duì)性不強(qiáng)，訓(xùn)練效果難以達(dá)到預(yù)期；2)利用實(shí)際雷達(dá)裝備跟蹤布設(shè)站點(diǎn)周邊過(guò)航飛機(jī)等目標(biāo)進(jìn)行訓(xùn)練，此方法訓(xùn)練，裝備操作感真實(shí)，但存在重復(fù)性差、缺乏針對(duì)性等缺點(diǎn)。隨著科技發(fā)展，武器裝備試驗(yàn)中被測(cè)目標(biāo)呈現(xiàn)高速、機(jī)動(dòng)、大航程、低可探測(cè)性等特點(diǎn)，試驗(yàn)的背景條件日趨復(fù)雜、風(fēng)險(xiǎn)系數(shù)急劇增大、測(cè)量精度、安全性和可靠性要求越來(lái)越高，這就對(duì)雷達(dá)操管人員的裝備操管水平提出了更高的要求，急需采用貼近實(shí)戰(zhàn)的訓(xùn)練方法對(duì)雷達(dá)操管人員進(jìn)行訓(xùn)練，提高其操作裝備搜索、捕獲、穩(wěn)定跟蹤被測(cè)目標(biāo)的能力。

為此，提出了基于模擬目標(biāo)的測(cè)量雷達(dá)實(shí)戰(zhàn)化訓(xùn)練方法，方法是以計(jì)算機(jī)仿真技術(shù)為基礎(chǔ)，通過(guò)構(gòu)建訓(xùn)練合作目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)軌跡模型、RCS特性模型，利用軟件編程的方式將目標(biāo)軌跡與特性模型封裝成訓(xùn)練目標(biāo)模型，并利用測(cè)量雷達(dá)本身的目標(biāo)模擬器，在測(cè)量雷達(dá)上實(shí)現(xiàn)模擬目標(biāo)、真實(shí)裝備的半實(shí)物仿真跟蹤，進(jìn)而達(dá)到近實(shí)戰(zhàn)化訓(xùn)練的效果。目前多數(shù)測(cè)量雷達(dá)均具有目標(biāo)模擬器，因此，本文著重介紹訓(xùn)練目標(biāo)模型的構(gòu)建。

1 目標(biāo)運(yùn)動(dòng)軌跡模型構(gòu)建

目標(biāo)運(yùn)動(dòng)軌跡建模有很多種方法，根據(jù)不同目標(biāo)類型采用不同的方法，針對(duì)本文測(cè)量雷達(dá)實(shí)戰(zhàn)化訓(xùn)練方法對(duì)合作目標(biāo)的需求，研究了兩種不同目標(biāo)運(yùn)動(dòng)軌跡模型的構(gòu)建方法，兩種目標(biāo)分別是：無(wú)動(dòng)力目標(biāo)，如傳統(tǒng)火炮發(fā)射后出膛的彈丸；動(dòng)力目標(biāo)，如各種導(dǎo)彈、火箭彈。

1.1 無(wú)動(dòng)力目標(biāo)運(yùn)動(dòng)軌跡模型構(gòu)建

無(wú)動(dòng)力目標(biāo)發(fā)射出膛后的運(yùn)動(dòng)軌跡，可采用傳統(tǒng)的彈道微分方程構(gòu)建。為便于研究，構(gòu)建過(guò)程中，假設(shè)無(wú)動(dòng)力目標(biāo)飛行過(guò)程中僅受到地球引力(方向不變)與大氣阻力作用，無(wú)動(dòng)力目標(biāo)為標(biāo)準(zhǔn)軸對(duì)稱體，在理想氣象背景下，建立以發(fā)射點(diǎn)O為坐標(biāo)系原點(diǎn)，以地球引力方向?yàn)閥軸，引力相反方向?yàn)檎?，以射向面與過(guò)O點(diǎn)垂直y軸平面的交線為x軸，沿射向?yàn)檎凑沼沂址▌t確定z軸，建立發(fā)射坐標(biāo)系，用o-xyz表示。

規(guī)定大氣阻力加速度α，建立基于發(fā)射坐標(biāo)系，以時(shí)間為自變量的無(wú)動(dòng)力目標(biāo)運(yùn)動(dòng)方程組：

(1)

因研究過(guò)程中設(shè)定目標(biāo)是軸對(duì)稱體，假設(shè)攻角為0度，此時(shí)大氣阻力矢量與目標(biāo)對(duì)稱軸重合，質(zhì)心在目標(biāo)對(duì)稱軸上，大氣阻力必定通過(guò)質(zhì)心，這樣可以認(rèn)為作用在目標(biāo)上的力都過(guò)質(zhì)心，目標(biāo)可作為一個(gè)質(zhì)點(diǎn)來(lái)處理。規(guī)定：目標(biāo)射出后重新落回到發(fā)射點(diǎn)水平面上的一點(diǎn)為落點(diǎn)，根據(jù)公式(1)變換可得發(fā)射直角坐標(biāo)系的目標(biāo)質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程組如下：

(2)

據(jù)式(2)，在氣象條件為：氣壓pon=1 000 hPa；氣溫ton=20 ℃；密度ρon=1.206 kg/m3；地面虛溫τon=288.9 K；相對(duì)濕度φ=50%；聲速cson=341.1 m/s；無(wú)風(fēng)；密度函數(shù)H(y)在y<10 000 m時(shí)采用經(jīng)驗(yàn)公式H(y)=(1-2.1904×10-5×y)4.4；阻力函數(shù)G(v,cs)中阻力系數(shù)cxon(Ma)根據(jù)43年阻力定律取值，在給定目標(biāo)不同初始速度、發(fā)射點(diǎn)海拔高度、射角、彈形系數(shù)時(shí)，規(guī)定高低攻角和側(cè)向攻角均為0°，通過(guò)仿真可得到目標(biāo)不同的彈道曲線，如圖1所示。

圖1 仿真運(yùn)動(dòng)軌跡圖

從兩個(gè)彈道曲線可以看出，同一無(wú)動(dòng)力目標(biāo)彈道主要由發(fā)射初速度、發(fā)射角度和彈道系數(shù)等確定。采用構(gòu)建的無(wú)動(dòng)力目標(biāo)運(yùn)動(dòng)軌跡模型生成的仿真彈道曲線與掌握的預(yù)估理論彈道曲線基本一致，方法可行。

1.2 動(dòng)力目標(biāo)運(yùn)動(dòng)軌跡模型構(gòu)建

動(dòng)力目標(biāo)與無(wú)動(dòng)力目標(biāo)的區(qū)別一是動(dòng)力目標(biāo)在發(fā)射后，本身具有動(dòng)力系統(tǒng)，目標(biāo)受力情況不同；二是動(dòng)力目標(biāo)可根據(jù)需要，進(jìn)行空中機(jī)動(dòng)。軌跡模型構(gòu)建過(guò)程中，建立以發(fā)射點(diǎn)O為坐標(biāo)系原點(diǎn)，以地球引力方向?yàn)閥軸，引力相反方向?yàn)檎?，以射向面與過(guò)O點(diǎn)垂直y軸平面的交線為x軸，沿射向?yàn)檎凑沼沂址▌t確定z軸，建立發(fā)射坐標(biāo)系，用o-xyz表示。為便于研究，將目標(biāo)運(yùn)動(dòng)軌跡進(jìn)行分段處理，包括動(dòng)力段，無(wú)動(dòng)力段，機(jī)動(dòng)段，二次動(dòng)力段4個(gè)階段。其中動(dòng)力段為目標(biāo)發(fā)射后靠自身動(dòng)力系統(tǒng)加速飛行的階段，理想條件下認(rèn)為該階段目標(biāo)受到本身動(dòng)力系統(tǒng)的推力、大氣摩擦阻力、地球引力，該階段可根據(jù)目標(biāo)初始速度、射向角度、動(dòng)力飛行時(shí)間、合加速度等參數(shù)求得目標(biāo)軌跡點(diǎn)位坐標(biāo)；無(wú)動(dòng)力段為目標(biāo)動(dòng)力系統(tǒng)停止工作后，進(jìn)行帶有一定速度的類拋物運(yùn)動(dòng)階段，理想條件下認(rèn)為該階段目標(biāo)受到大氣摩擦阻力和地球引力作用，該階段可根據(jù)目標(biāo)階段初始速度、最大射高、射向角度、無(wú)動(dòng)力飛行時(shí)間、阻力加速度等參數(shù)求得目標(biāo)軌跡點(diǎn)位坐標(biāo)；機(jī)動(dòng)階段為目標(biāo)進(jìn)行機(jī)動(dòng)飛行的階段，飛行中的目標(biāo)進(jìn)行機(jī)動(dòng)方式很多，可通過(guò)自身輔助動(dòng)力系統(tǒng)給目標(biāo)施加一個(gè)變向加速度，也可通過(guò)目標(biāo)彈翼、舵機(jī)來(lái)改變目標(biāo)航向，該階段可根據(jù)目標(biāo)階段初始速度、預(yù)設(shè)航跡坐標(biāo)點(diǎn)位、等參數(shù)求得目標(biāo)軌跡點(diǎn)位坐標(biāo)；二次動(dòng)力段為目標(biāo)飛行過(guò)程中動(dòng)力系統(tǒng)再次工作階段，理想條件下認(rèn)為該階段目標(biāo)受到本身動(dòng)力系統(tǒng)的推力、大氣摩擦阻力、地球引力，該階段可根據(jù)目標(biāo)階段初始速度、攻向角度、被攻擊目標(biāo)點(diǎn)位坐標(biāo)、合加速度等參數(shù)求得目標(biāo)軌跡點(diǎn)位坐標(biāo)，運(yùn)動(dòng)軌跡分段示意圖如圖2所示。

圖2 動(dòng)力目標(biāo)軌跡分段示意圖

目標(biāo)在發(fā)射坐標(biāo)系下的點(diǎn)位坐標(biāo)確定后，按照發(fā)射坐標(biāo)系到地心直角坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換關(guān)系對(duì)點(diǎn)位坐標(biāo)進(jìn)行轉(zhuǎn)換，設(shè)發(fā)射坐標(biāo)系點(diǎn)位(xf,yf,zf)，地心直角坐標(biāo)系點(diǎn)位(xd,yd,zd)，根據(jù)下式：

(3)

其中：(xof,yof,zof)為發(fā)射原點(diǎn)的地心坐標(biāo)，λof、φof、θ分別為發(fā)射原點(diǎn)的經(jīng)度、緯度、發(fā)射方位角(即射向)，Rx(θ)、Ry(θ)、Rz(θ)值如下：

通過(guò)轉(zhuǎn)換得到目標(biāo)運(yùn)動(dòng)軌跡地心直角坐標(biāo)系下的點(diǎn)位集(xd,yd,zd)，但是由于采用算法及過(guò)程參數(shù)設(shè)置的關(guān)系，不可避免的導(dǎo)致運(yùn)動(dòng)軌跡不平滑，因此還需對(duì)點(diǎn)位數(shù)據(jù)集進(jìn)行平滑處理以得到最終的運(yùn)動(dòng)軌跡模型，本文采用的是kalman濾波方法進(jìn)行數(shù)據(jù)平滑處理，根據(jù)(xd,yd,zd)的前兩次測(cè)量值z(mì)1和z2求得kalman濾波的初值，即有：

(4)

(5)

按照濾波協(xié)方差矩陣初始值，計(jì)算預(yù)測(cè)協(xié)方差矩陣，可得：

(6)

若已知kalman增益Kk+1：

(7)

則可按照下式計(jì)算濾波協(xié)方差：

(8)

由狀態(tài)濾波值和狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣，按下式可計(jì)算狀態(tài)預(yù)測(cè)值，即為：

(9)

由狀態(tài)預(yù)測(cè)值、測(cè)量值和kalman增益就可以計(jì)算kalman濾波值，即為:

(10)

經(jīng)過(guò)平滑處理后得到所需的目標(biāo)軌跡(xi,yi,zi)。如圖3所示，曲線代表采用模型構(gòu)建的目標(biāo)運(yùn)動(dòng)軌跡射程、高程變化趨勢(shì)，兩條曲線分別代表原始數(shù)據(jù)和平滑處理后的數(shù)據(jù)，從圖中能夠明顯看到平滑處理的效果。

圖3 平滑處理前后數(shù)據(jù)曲線對(duì)比圖

2 目標(biāo)RCS特性模型構(gòu)建

實(shí)際的空中目標(biāo)跟蹤測(cè)量過(guò)程中，影響RCS測(cè)量結(jié)果的因素主要有目標(biāo)尺寸、運(yùn)動(dòng)軌跡、觀測(cè)角度、姿態(tài)變化等，本文研究目標(biāo)是針對(duì)導(dǎo)彈及炮彈彈丸這種形狀簡(jiǎn)單的目標(biāo)，這類目標(biāo)的姿態(tài)變化幅度通常較小，變化平緩，主要取決于觀測(cè)角，因此，研究過(guò)程中姿態(tài)根據(jù)時(shí)刻射向簡(jiǎn)單處理，不做過(guò)多考慮。RCS特性模型構(gòu)建主要分3個(gè)步驟：1)構(gòu)建目標(biāo)幾何尺寸比例模型；2)利用計(jì)算方法獲得目標(biāo)靜態(tài)RCS序列；3)根據(jù)目標(biāo)運(yùn)動(dòng)軌跡、觀測(cè)角等信息仿真獲得目標(biāo)動(dòng)態(tài)RCS序列。

2.1 目標(biāo)幾何尺寸比例模型構(gòu)建

目標(biāo)幾何尺寸比例模型構(gòu)建主要采用計(jì)算機(jī)圖形技術(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)，本文采用的曲面造型技術(shù)，即利用參數(shù)曲面來(lái)描述目標(biāo)的幾何模型，具體采用的B樣條曲線曲面的方法實(shí)現(xiàn)。B樣條曲線可以設(shè)計(jì)各種曲線曲面，是廣泛使用的幾何形狀數(shù)學(xué)設(shè)計(jì)方法。其k次B樣條曲線方程為：

(11)

式中pi,i=1,......,n為控制頂點(diǎn)，按照順序連接生成B樣條多邊形。Fi,k(t),i=1,......,n為k次B樣條基函數(shù)，F(xiàn)i,k(t)是一個(gè)k次分段多項(xiàng)式，其表達(dá)式：

(12)

式中，

(13)

利用B樣條曲線方程構(gòu)建的彈丸目標(biāo)模型如圖4所示。

圖4 彈丸目標(biāo)模型圖

2.2 目標(biāo)靜態(tài)RCS序列

目標(biāo)幾何尺寸比例模型構(gòu)建完成后，利用相關(guān)的計(jì)算方法可得出目標(biāo)靜態(tài)RCS。本文研究的目標(biāo)模型針對(duì)火炮彈丸目標(biāo)和無(wú)翼導(dǎo)彈目標(biāo)，因此在研究過(guò)程中，目標(biāo)模型均可看作簡(jiǎn)單圓柱體彈身與錐體彈頭或橢球體彈頭的組合體，為便于研究，忽略彈體與彈頭結(jié)合部位在計(jì)算中帶來(lái)的增量值。

1)圓柱體RCS計(jì)算：

圓柱體RCS可由物理光學(xué)法近似計(jì)算，在給定其幾何尺寸參數(shù)的情況下，對(duì)于如圖5所示的參數(shù)圓柱體，可根據(jù)式(14)求得。

圖5 圓柱幾何參數(shù)示意圖

圓柱體RCS近似計(jì)算公式為：

(14)

式中，L為圓柱長(zhǎng)；A為圓柱截面半徑；λ為波長(zhǎng)；K=2π/λ。

2)錐體RCS計(jì)算：

特定時(shí)刻可將彈頭近似看作無(wú)限錐體，當(dāng)電磁波軸向射到彈頭時(shí)，如圖6所示，會(huì)產(chǎn)生尖頂散射，可根據(jù)式(15)求得RCS。

圖6 錐體柱幾何參數(shù)示意圖

無(wú)限錐體RCS近似計(jì)算公式為：

(15)

式中，λ為波長(zhǎng)；δ為半圓錐角。

3)橢球體RCS計(jì)算：

通常情況下，電磁波的射向并非沿著軸向，此時(shí)彈頭RCS計(jì)算不能采用無(wú)限錐體方法計(jì)算，可采用幾何光學(xué)法進(jìn)行計(jì)算，橢球體幾何尺寸參數(shù)如圖7所示，根據(jù)公式(16)求得。

圖7 橢球幾何參數(shù)示意圖

橢球體RCS近似計(jì)算公式為：

(16)

采用以上3種方法計(jì)算RCS時(shí)，默認(rèn)目標(biāo)材質(zhì)為金屬材質(zhì)，其中在計(jì)算圓柱體RCS時(shí)需注意，入射波方向偏離表面較遠(yuǎn)時(shí)，由物理光學(xué)法得來(lái)的圓柱RCS計(jì)算公式失效，需要采用幾何繞射理論來(lái)修正。最終獲得的目標(biāo)RCS近似值為：

σi=σ1i+σ2i或σi=σ1i+σ3i

(17)

以彈丸目標(biāo)為例，以彈頭方向?yàn)?度，彈尾方向?yàn)?80度，建立彈丸外型、尺寸模型，計(jì)算不同觀測(cè)角度下彈丸RCS值如圖8所示。

圖8 不同觀測(cè)角度彈丸RCS計(jì)算值

2.3 目標(biāo)動(dòng)態(tài)RCS序列

目標(biāo)靜態(tài)RCS序列獲得后，利用VC軟件編程技術(shù)，根據(jù)目標(biāo)運(yùn)動(dòng)軌跡、速度信息、測(cè)量雷達(dá)站址信息、雷達(dá)數(shù)據(jù)率等信息，仿真得到目標(biāo)動(dòng)態(tài)RCS序列，仿真流程如圖9所示。

圖9 目標(biāo)動(dòng)態(tài)RCS獲取流程示意圖

過(guò)程中，因研究針對(duì)的目標(biāo)類型均可看作軸對(duì)稱體，所以在目標(biāo)運(yùn)動(dòng)軌跡模型構(gòu)建完成后，根據(jù)目標(biāo)運(yùn)動(dòng)軌跡變化趨勢(shì)即可得到目標(biāo)空中姿態(tài)，結(jié)合測(cè)量雷達(dá)站址信息、電磁波射向等信息就可以得到對(duì)應(yīng)時(shí)刻的射向角，根據(jù)時(shí)刻、射向角就可以在RCS靜態(tài)序列當(dāng)作提取對(duì)應(yīng)的RCS值，作為該時(shí)刻的動(dòng)態(tài)RCS值。仿真過(guò)程中未考慮實(shí)際過(guò)程中的大氣、測(cè)量誤差、環(huán)境噪聲的干擾，在實(shí)際應(yīng)用當(dāng)中，應(yīng)根據(jù)實(shí)際情況采集大氣、環(huán)境噪聲等加以添加應(yīng)用，使動(dòng)態(tài)RCS更接近實(shí)際。圖10為某彈丸目標(biāo)利用上述方法獲得的動(dòng)態(tài)RCS仿真數(shù)據(jù)與該彈丸在實(shí)際飛行中的實(shí)測(cè)RCS數(shù)據(jù)。

圖10 RCS仿真數(shù)據(jù)與實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)比較圖

從圖10可以看出，未考慮干擾因素的仿真數(shù)據(jù)和實(shí)際測(cè)量數(shù)據(jù)還是存在差異。由于彈丸目標(biāo)本身特性決定了其雷達(dá)回波偏弱，再者，實(shí)際測(cè)量數(shù)據(jù)采用的是標(biāo)準(zhǔn)球RCS比較法獲得，測(cè)量本身即存在誤差，實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)并不能作為絕對(duì)真值來(lái)考量。考慮的動(dòng)態(tài)RCS僅作為仿真訓(xùn)練使用，因此通過(guò)上述研究方法獲得的目標(biāo)動(dòng)態(tài)RCS序列，能夠滿足為測(cè)量雷達(dá)仿真訓(xùn)練提供模擬目標(biāo)的需求。

3 研究結(jié)果應(yīng)用

目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)軌跡模型構(gòu)建方法和RCS特性模型構(gòu)建方法研究完成，并通過(guò)仿真方式驗(yàn)證后，如何將研究結(jié)果應(yīng)用到測(cè)量雷達(dá)跟蹤訓(xùn)練當(dāng)中成為需要解決的問(wèn)題。本文利用VC編程結(jié)合OpenGL繪圖技術(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)研究成功的運(yùn)用。

3.1 運(yùn)動(dòng)軌跡模型構(gòu)建方法應(yīng)用

根據(jù)前文運(yùn)動(dòng)軌跡模型構(gòu)建方法，利用Microsoft Visual C++程序開(kāi)發(fā)平臺(tái)，開(kāi)發(fā)軌跡模型設(shè)計(jì)軟件，用過(guò)軟件將構(gòu)建方法轉(zhuǎn)化為實(shí)際運(yùn)用，軟件流程如圖11所示。軟件界面如圖12所示。

圖11 運(yùn)動(dòng)軌跡設(shè)計(jì)軟件流程圖

圖12 目標(biāo)運(yùn)動(dòng)軌跡設(shè)計(jì)軟件界面

3.2 RCS模型構(gòu)建方法運(yùn)用

根據(jù)前文目標(biāo)RCS特性模型構(gòu)建方法，利用Microsoft Visual C++程序開(kāi)發(fā)平臺(tái)，開(kāi)發(fā)目標(biāo)RCS特性模型設(shè)計(jì)軟件，通過(guò)軟件將構(gòu)建方法轉(zhuǎn)化為實(shí)際運(yùn)用，軟件流程如圖13所示。

圖13 訓(xùn)練用目標(biāo)模型設(shè)計(jì)軟件流程圖

4 訓(xùn)練方法在雷達(dá)裝備上的實(shí)現(xiàn)

在模擬訓(xùn)練合作目標(biāo)模型構(gòu)建完成后，模型封裝包如何與雷達(dá)結(jié)合，開(kāi)展基于模擬目標(biāo)、實(shí)際雷達(dá)裝備的半實(shí)物仿真跟蹤，是訓(xùn)練方法在雷達(dá)裝備上得以實(shí)現(xiàn)的關(guān)鍵。通常的測(cè)量雷達(dá)都帶有目標(biāo)模擬器，可通過(guò)目標(biāo)模擬器實(shí)現(xiàn)。本文方法在某型測(cè)量雷達(dá)上通過(guò)目標(biāo)模擬器，很好實(shí)現(xiàn)了模型封裝包如何與雷達(dá)結(jié)合。

目標(biāo)模擬器包含波形生成控制、衰減控制、天線方向調(diào)制、多普勒頻移、起伏調(diào)制以及數(shù)據(jù)收發(fā)處理等功能。其原理如圖14所示。

圖14 雷達(dá)目標(biāo)模擬器原理圖

實(shí)現(xiàn)過(guò)程為：首先，雷達(dá)數(shù)傳系統(tǒng)將目標(biāo)模型封裝數(shù)據(jù)包加載，并發(fā)送給目標(biāo)模擬器，目標(biāo)模擬器對(duì)目標(biāo)的模型數(shù)據(jù)包進(jìn)行解析處理，生成目標(biāo)的仿真回波，依據(jù)運(yùn)動(dòng)軌跡模型以及雷測(cè)裝備站點(diǎn)坐標(biāo)等信息，對(duì)仿真模擬回波進(jìn)行多普勒頻移、起伏調(diào)制等處理；然后，根據(jù)目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)軌跡模型、雷達(dá)波相對(duì)目標(biāo)射向角度、距離波門位置、統(tǒng)一時(shí)間序列下的RCS特性等參數(shù)信息，對(duì)仿真模擬回波進(jìn)行天線方向圖函數(shù)調(diào)制、距離衰減、回波強(qiáng)度調(diào)制等處理；最后，將仿真模擬回波與雷達(dá)實(shí)際工作環(huán)境背景噪聲回波疊加，在實(shí)際雷達(dá)裝備上生成接近被模擬目標(biāo)實(shí)際情況的雷達(dá)回波，供雷達(dá)裝備在特定的時(shí)空域內(nèi)搜索、發(fā)現(xiàn)、識(shí)別、捕獲和跟蹤測(cè)量，實(shí)現(xiàn)基于模擬目標(biāo)實(shí)際雷達(dá)裝備的實(shí)戰(zhàn)化訓(xùn)練。具體在某型測(cè)量雷達(dá)上實(shí)際實(shí)現(xiàn)效果如圖15所示。

圖15 模擬目標(biāo)在雷達(dá)上回波顯示

5 結(jié)束語(yǔ)

為解決測(cè)量雷達(dá)實(shí)戰(zhàn)化訓(xùn)練時(shí)，存在的由于缺少訓(xùn)練合作目標(biāo)，導(dǎo)致訓(xùn)練真實(shí)性差、訓(xùn)練效果不理想等問(wèn)題，本文通過(guò)研究，利用成熟的數(shù)學(xué)算法結(jié)合計(jì)算機(jī)仿真方式構(gòu)建了針對(duì)炮彈彈丸和導(dǎo)彈類目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)軌跡模型、RCS特性模型，在此基礎(chǔ)上，利用Microsoft Visual C++編程實(shí)現(xiàn)了目標(biāo)運(yùn)動(dòng)軌跡模型和RCS特性模型實(shí)際應(yīng)用，開(kāi)發(fā)了測(cè)量雷達(dá)模擬訓(xùn)練目標(biāo)設(shè)計(jì)軟件。通過(guò)該軟件設(shè)計(jì)的模擬目標(biāo)，結(jié)合測(cè)量雷達(dá)目標(biāo)模擬器，在測(cè)量雷達(dá)上實(shí)現(xiàn)了基于模擬目標(biāo)的測(cè)量雷達(dá)實(shí)戰(zhàn)化訓(xùn)練，該訓(xùn)練方法很好解決了測(cè)量雷達(dá)跟蹤訓(xùn)練過(guò)程中缺少貼近實(shí)戰(zhàn)的合作目標(biāo)，訓(xùn)練效果不理想的問(wèn)題，目前，該訓(xùn)練方法已經(jīng)在某型測(cè)量雷達(dá)上投入使用，實(shí)際應(yīng)用效果表明，該方法不但對(duì)測(cè)量雷達(dá)操作人員具有實(shí)戰(zhàn)化訓(xùn)練價(jià)值，還可以根據(jù)實(shí)際跟蹤測(cè)量任務(wù)中，目標(biāo)的理論彈道、目標(biāo)幾何尺寸設(shè)計(jì)生成模擬目標(biāo)，進(jìn)行跟蹤測(cè)量任務(wù)前的測(cè)量演練，演練對(duì)保證后續(xù)的實(shí)際跟蹤測(cè)量任務(wù)具體顯著效果，提高了測(cè)量任務(wù)成功率。研究成果還可推廣至所有測(cè)量雷達(dá)裝備上，對(duì)于測(cè)量雷達(dá)具有較好的實(shí)用價(jià)值。