面向双站雷达体制的飞机动态雷达散射截面仿真方法技术

本发明专利技术涉及一种面向双站雷达体制的飞机动态雷达散射截面仿真方法，包括如下步骤：构建飞机动力学仿真模型、飞行控制系统模型，进行飞机动力学仿真以获取飞行过程中飞行状态时间序列；在飞行状态时间序列的基础上，计算单次飞行过程中雷达视线角的最小数据集；获取数据集对应的飞机双站雷达散射截面并更新至动态数据库，从数据库中检索出飞行过程中每一时刻视线角对应的雷达散射截面数值，将所有时刻视线角对应的雷达散射截面数值进行合并，获得面向双站雷达体制的飞机动态RCS。本发明专利技术极大地降低了飞机双站动态RCS仿真的计算量，精度可根据需要控制，保证了每一次计算的均为有效数据，动态数据库可进行更新和重复使用，充分利用计算资源。分利用计算资源。分利用计算资源。

【技术实现步骤摘要】
面向双站雷达体制的飞机动态雷达散射截面仿真方法


[0001]本专利技术属于飞行仿真技术及雷达探测领域，具体涉及一种面向双站雷达体制的飞机动态雷达散射截面仿真方法。

技术介绍

[0002]飞机的雷达散射截面(Radar Cross Section，RCS)是飞机隐身性能的一项重要指标，飞机在飞行过程中，由于位置及姿态的不同，飞机相对于雷达的RCS值一直处在不断的变化中，通常用动态雷达散射截面，即动态RCS表示飞机在实际飞行过程中的RCS的时序变化。飞机动态RCS特性建模对飞机隐身性能分析、隐身突防路径规划等具有重要意义。现有的飞机动态雷达散射截面的建模仿真方法绝大多数面向单站雷达体制，但由于双站雷达在反隐身探测方向具有独特的优势，近些年受到的关注正在逐步提升。分析飞机在双站雷达体制下的动态雷达散射截面对于飞机隐身性能设计、分析以及发展反隐身探测手段都具有重要意义。
[0003]目前对双站动态RCS仿真方法的研究还比较少，采用的方法还是基本沿袭着传统单站雷达体制的飞机动态雷达散射截面仿真方法，即准静态法来进行分析。其主要思想是先建立飞机的全向静态雷达散射截面数据库，再利用插值算法计算得到飞机飞行过程中的每一时刻，雷达相对于飞机视线角所对应的雷达散射截面值。这种方法对于单站雷达散射截面建模而言是一种比较便捷的建模方法，但存在需大量计算无效数据的问题，同时计算精度受到静态角域的雷达散射截面数据计算步长的限制。对于双站雷达体制而言，由于发射雷达和接收雷达的位置不同，上述方法带来的计算量呈指数增长，只能通过降低静态角域数据步长的来减小计算量，但同时会导致计算精度大幅下降。

技术实现思路

[0004]为了克服面向双站雷达体制的飞机动态雷达散射截面仿真存在的不足，本专利技术公开了一种基于动力学与电磁学联合仿真以及动态数据库技术的面向双站雷达体制的飞机动态雷达散射截面仿真方法。
[0005]一种面向双站雷达体制的飞机动态雷达散射截面仿真方法，包括如下步骤：
[0006]步骤1，获取飞行过程中飞机的飞行状态时间序列
[0007]首先，构建飞机动力学仿真模型、飞行控制系统模型；然后，在构建的上述两个模型的基础上，运用编程语言编写飞机动力学仿真程序，进行数值仿真，从而获得飞行过程中飞机的飞行状态时间序列。
[0008]步骤2，计算单次飞行过程中雷达视线角的最小数据集
[0009]首先，计算单次飞行过程的发射雷达和接收雷达相对飞机的视线角时间序列；其次，获取单次飞行过程中压缩后的雷达视线角数据集。
[0010]步骤3，获取压缩后的最小数据集对应的飞机双站雷达散射截面
[0011]计算单次飞行过程中压缩后的雷达视线角最小数据集所对应的飞机双站雷达散
射截面，并将压缩后的雷达视线角数据集与仿真得到的双站RCS值保存至双站动态雷达散射截面数据库。
[0012]步骤4，计算整个飞行过程中飞机的双站动态RCS
[0013]根据飞机在某一飞行过程中雷达视线角的时间序列，从更新后的数据库中检索出每一时刻视线角对应的雷达散射截面数值，将所有时刻视线角对应的雷达散射截面数值进行合并，即可获得面向双站雷达体制的飞机动态RCS。
[0014]上述的仿真方法，步骤1所述获取飞行过程中飞机的飞行状态时间序列进一步包括：
[0015]第一步，建立飞机本体六自由度全量非线性动力学模型
[0016]飞机本体的动力学特性采用六自由度全量的非线性动力学模型来进行描述。
[0017]飞机本体的六自由度全量的非线性动力学模型如下：
[0018][0019]式(1)中，x为状态向量，u为控制向量，为状态向量x的导数。
[0020]飞机的状态向量x按下式表示：
[0021]x＝[V α β q
0 q
1 q
2 q
3 p q r x
g y
g z
g
]T
ꢀꢀꢀ
(2)
[0022]式(2)中，V为飞行速度，α为迎角，β为侧滑角，p为滚转角速度，q为俯仰角速度，r为偏航角速度，x
g
、y
g
、z
g
为飞机在地面三维坐标系下的位置坐标值，q0、q1、q2和q3为四元数，T表示向量的转置。
[0023]四元数q0、q1、q2和q3存在如下关系：
[0024]q
02
+q
12
+q
22
+q
32
＝1
[0025]控制向量u为飞机的操纵输入，按下式表示：
[0026]u＝[δ
th δ
e δ
a δ
r
]T
ꢀꢀꢀ
(3)
[0027]式(3)中，δ
th
为飞机油门偏度；δ
e
、δ
a
、δ
r
分别升降舵、副翼以及方向舵的舵面偏角，T表示向量的转置。
[0028]采用四元数法建立飞机本体六自由度全量的非线性动力学模型，该非线性动力学模型中的参量采用式(4)至式(7)分别表示如下：
[0029][0030][0031][0032][0033]式(7)中的u、v和w，由式(8)计算得出：
[0034][0035]式(4)中的G
xa
、G
ya
、G
za
，由式(9)计算得出：
[0036][0037]式(4)至式(9)中，m为飞机质量，F
T
为发动机推力；L、D和Y分别为飞机的升力、阻力和侧力；G
xa
、G
ya
和G
za
分别为重力在机体坐标系上的分量；u、v和w为飞行速度在机体坐标系上的分量，分别是前向速度、侧向速度和垂向速度；M和N为飞机所受到的合力矩沿机体坐标系x、y和z轴的分量，分别表示滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩；c
i
为与飞机转动惯量有关的中间变量，i＝1,2,
…
,9，I
i
为飞机转动惯量。
[0038]式(6)中，式(6)中，
[0039][0040]其中，I
x
、I
y
、I
z
分别是飞机相对于机体坐标系的惯性矩，I
xz
是飞机相对于机体坐标系的惯性积。
[0041]飞机的姿态角是指：滚转角φ、俯仰角θ和偏航角ψ。飞机的姿态角可以通过四元数变换求得。
[0042]至此，得到飞机本体六自由度全量的非线性动力学模型。
[0043]第二步，建立飞行控制系统模型
[0044]基于比例
‑
积分
‑
微分控制，建立飞行控制系统模型。
[0045]飞行控制系统模型用于对指令俯仰角θ
ref
与指令偏航角ψ...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种面向双站雷达体制的飞机动态雷达散射截面仿真方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1，获取飞行过程中飞机的飞行状态时间序列：首先，构建飞机动力学仿真模型、飞行控制系统模型；然后，在构建的上述两个模型的基础上，运用编程语言编写飞机动力学仿真程序，进行数值仿真，从而获得飞行过程中飞机的飞行状态时间序列；步骤2，计算单次飞行过程中雷达视线角的最小数据集：首先，建立单次飞行过程的发射雷达和接收雷达相对飞机视线角的时间序列；其次，获取单次飞行过程中压缩后的雷达视线角数据集；步骤3，获取压缩后的最小数据集对应的飞机双站雷达散射截面：计算单次飞行过程中压缩后的雷达视线角数据集所对应的飞机双站雷达散射截面，并将压缩后的雷达视线角数据集与仿真得到的双站RCS值保存至双站动态雷达散射截面数据库；步骤4，计算整个飞行过程中飞机的双站动态RCS：根据飞机在某一飞行过程中雷达视线角的时间序列，从更新后的数据库中检索出每一时刻视线角对应的雷达散射截面数值，将所有时刻视线角对应的雷达散射截面数值进行合并，即可获得面向双站雷达体制的飞机动态RCS。2.根据权利要求1所述的面向双站雷达体制的飞机动态雷达散射截面仿真方法，其特征在于，步骤1所述获取飞行过程中飞机的飞行状态时间序列进一步包括：第一步，建立飞机本体六自由度全量非线性动力学模型：飞机本体的动力学特性采用六自由度全量的非线性动力学模型来进行描述；飞机本体的六自由度全量的非线性动力学模型如下：式(1)中，x为状态向量，u为控制向量，为状态向量x的导数；飞机的状态向量x按下式表示：x＝[V α β q
0 q
1 q
2 q
3 p q r x
g y
g z
g
]
T
ꢀꢀꢀꢀ
(2)式(2)中，V为飞行速度，α为迎角，β为侧滑角，p为滚转角速度，q为俯仰角速度，r为偏航角速度，x
g
、yg、z
g
为飞机在地面三维坐标系下的位置坐标值，q0、q1、q2和q3为四元数，T表示向量的转置；四元数q0、q1、q2和q3存在如下关系：q
02
+q
12
+q
22
+q
32
＝1控制向量u为飞机的操纵输入，按下式表示：u＝[δ
th δ
e δ
a δ
r
]
T
ꢀꢀꢀꢀ
(3)式(3)中，δ
th
为飞机油门偏度；δ
e
、δ
a
、δ
r
分别升降舵、副翼以及方向舵的舵面偏角，T表示向量的转置；采用四元数法建立飞机本体六自由度全量的非线性动力学模型，该非线性动力学模型中的参量采用式(4)至式(7)分别表示如下：
式(7)中的u、v和w，由式(8)计算得出：式(4)中的G
xa
、G
ya
、G
za
，由式(9)计算得出：式(4)至式(9)中，m为飞机质量，F
T
为发动机推力；L、D和Y分别为飞机的升力、阻力和侧力；G
xa
、G
ya
和G
za
分别为重力在机体坐标系上的分量；u、v和w为飞行速度在机体坐标系上的分量，分别是前向速度、侧向速度和垂向速度；M和N为飞机所受到的合力矩沿机体坐标系x、y和z轴的分量，分别表示滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩；c
i
为与飞机转动惯量有关的中间变量，i＝1,2,
…
,9，I
i
为飞机转动惯量；式(6)中，式(6)中，式(6)中，
其中，I
x
、I
y
、I
z
分别是飞机相对于机体坐标系的惯性矩，I
xz
是飞机相对于机体坐标系的惯性积；飞机的姿态角是指：滚转角φ、俯仰角θ和偏航角ψ；飞机的姿态角可以通过四元数变换求得；至此，得到飞机本体六自由度全量的非线性动力学模型；第二步，建立飞行控制系统模型：基于比例
‑
积分
‑
微分控制，建立飞行控制系统模型；飞行控制系统模型用于对指令俯仰角θ
ref
与指令偏航角ψ
ref
进行跟踪，飞机的指令俯仰角θ
ref
与飞机实际俯仰角θ的差值信号经由第一比例环节K
pθ
之后输出第一比例信号；第一比例信号经过第一积分环节K
iθ
/s输出第一积分信号；第一积分信号与第一比例信号相加，减去俯仰角速率q的反馈信号K
dq
，这三个信号叠加后，得到舵机偏转指令并输出给舵机模块，舵机模块输出升降舵δ
e
偏度，升降舵δ
e
偏度作用在飞机动力学模块上，直至使飞机维持在指定的俯仰角θ
ref
；类似地，飞机指令偏航角ψ
ref
与实际偏航角ψ的差值经由第二比例环节K
pψ
之后输出第二比例信号；第二比例信号经过第二积分环节K
iψ
/s输出第二积分信号；第二积分信号与第二比例信号相加，减去实际偏航角ψ的微分反馈信号K
ψd
，这三个信号叠加后，得到舵机...

【专利技术属性】
技术研发人员：伍强，裴彬彬，徐浩军，李益文，魏小龙，徐文丰，
申请(专利权)人：中国人民解放军空军工程大学，
类型：发明
国别省市：