技术领域
[0001] 本
发明涉及机载防撞技术领域，特别是一种机载防撞系统目标监视跟踪性能优化方法。
背景技术
[0002] 机载防撞系统(即ACAS-Airborne Collision Avoidance System，又称TCAS-Traffic Alert and Collision Avoidance System)由美国联邦航空局(FAA)定义，目前军民航使用的一般为TCASII型防撞系统，可提供交通告警(TA)和决断告警(RA)。TCAS是防止空中飞机危险接近和相撞事故发生的必不可少的设备，可独立于地面交通管制系统的进行工作。系统的功能和性能指标需满足RTCA/DO185B最低性能标准。该系统主要用于为飞机提供空中安全分隔保证,采用二次雷达的方式探测附近
空域的接近飞机，必要时，提醒飞行员采取规避措施与以其它飞机保持适当的安全间距，达到防碰撞的目的。通过近几年的飞行实践证明，该系统是防止飞机空中相撞的最后一道防线，也是目前最有效的手段之一，它克服了地面
空中交通管制的局限性，能提供超出地面交通管制所能提供的飞行安全保证能
力，对应付空中突发的危险接近，避免空中相撞有巨大的作用。
[0003] 系统的ACAS收发主机是实现防撞功能的关键，其通过控制天线波束指向，对飞机前、后、左、右4个区域进行扫描询问，附近装有空管
应答机(S模式/ATCRBS应答机)的飞机(以下称为目标机)会做出应答。ACAS收发主机根据收到的应答
信号，获得目标机的高度、相对距离、方位等信息，并进而计算其高度变化率，相对距离变化率并结合本机的
位置和运动信息，评估出目标机的威胁级别(OT：其它飞机，PT：接近飞机，TA：交通告警，RA：决断告警)，并将不同目标机以相应的图形方式进行显示。机载防撞系统典型配置包括：ACAS收发主机1个、S模式应答机2个、定向天线2个、全向天线2、交通/决断显示器2个、控制盒1个；增强型配置中则包括：综合防撞主机1个(集成了ACAS收发主机及S模式应答机)，定型天线1个、全向天线1个，可选择与综合控显系统交联或者配置独立的显示、控制分机。
[0004] 机载防撞系统的基本功能如下：
[0005] 1.A、C模式空管应答，由S模式应答机实现；
[0006] 2.S模式应答，由S模式应答机实现；
[0007] 3.监视空域中的C、S模式目标飞机完成空中交通态势
感知，由ACAS收发主机实现；
[0008] 4.交通告警，有ACAS收发主机实现；
[0009] 5.决断告警，主要用ACAS收发主机实现，当威胁机也装备TCASII设备时，通过S模式应答机的数据链路进行RA协同，以保证告警的兼容性
[0010] 系统可扩展功能包括：
[0011] 1.ADS-B IN：由ACAS收发主机实现，符合RTCA/DO300标准；
[0012] 2.ADS-B OUT：由S模式应答机实现；
[0013] 3.部分设计中还集成了近地告警功能。
[0014] 机载防撞系统可提高其对空域态势感知能力，对目标飞机的距离、高度、方位
角度进行实时监视，增强飞行员感知能力，并在目标监视的
基础上，对潜在的碰撞威胁进行探测，必要时给出防撞规避提示，从而提高其飞行的安全性。
[0015] 系统对方位角度的测试是基于定向天线和单脉冲测向原理，通过发送询问信号并接收应答信号，进行“幅度比较或
相位比较”进行测向。测向
精度与定向天线的天线方向图“圆度”密切相关，也与实际装机位置有关，一般建议将定向上/下天线安装在无遮挡的机顶或机腹处，并与其他同波段天线保持75cm以上的间距。但是，受限于天线尺寸和固有的宽波束体制，由4个90°的波束共同完成360°全向测角。标准规定的最大测向精度为9°，部分角度允许达到15°。实际情况是，由于定向天线方向图的固有的不均匀性，加上实际装机后，机翼、
尾翼对天线的遮挡、大仰角区域天线存在盲区、以及载机大机动转弯/
滚转等原因，导致实际的测角精度往往不能满足标准规定的要求，当前单一的基于笛卡尔
滤波器的目标跟踪
算法也不能适应实际使用中天线遮挡、盲区、大机动，导致测角精度超差，甚至个别情况下，还会引起航迹中断，影响正常的空域监视和态势感知。
发明内容
[0016] 本发明所要解决的技术问题是：针对上述存在的问题，提供了一种机载防撞系统目标监视跟踪性能优化方法。
[0017] 本发明采用的技术方案如下：一种机载防撞系统目标监视跟踪性能优化方法，具体包括以下过程：
[0018] 根据载机输入的航向角、
横滚角、
俯仰角信息，判断本机是否正在进行大机动飞行；如果是，则进行以下过程：
[0019] 根据评估的航向角变化率，修正当期监视跟踪的航迹角度，形成虚拟修正航迹，根据虚拟修正航迹的方位角度，调度询问信号的发射指向，进行询问；
[0020] 接收到的应答信号满足航迹更新规则，将虚拟修正航迹转为修正航迹输出到下一处理周期，并持续在大机动飞行期间。
[0021] 进一步的，所述机载防撞系统目标监视跟踪性能优化方法还包括针对大仰角区域的优化过程，具体为：
[0022] 机载防撞系统周期接收载机
导航系统转发的经度、纬度、航向角、北向速度、东向速度、地速信息，并实时更新本机相应信息；
[0023] 机载防撞系统接收目标飞机的ADS-B IN点迹信息，提取报文信息的S模式
地址码、经度、纬度、北向速度、东向速度信息；
[0024] 根据ADS-B IN点迹信息北向速度、东向速度计算出该目标飞机的航向角，计算航向角计算公式如下：arctan(NS_V/EW_V)*180/π，其中，NS_V表示北向速度，EW_V表示东向速度；
[0025] 根据本机的航向角和目标飞机的航向角，计算目标飞机相对于本机的方位角；
[0026] 查询二次雷达航迹信息，若二次雷达航迹S模式地址与ADS-B点迹S模式地址相同，判断当前周期二次雷达航迹方位角本周期起是否已经进行更新，若已更新，则不使用ADS-B IN点迹方位角对二次雷达航迹方位角进行更新；若本周期二次雷达航迹未更新，则使用ADS-B IN点迹方位角对二次雷达监视航迹方位角进行更新。
[0027] 进一步的，所述机载防撞系统目标监视跟踪性能优化方法还包括考虑航向角、横滚角、俯仰角信息，对航迹方位角的优化过程，具体为：
[0028] 实时监控本机航向角、航向角变化率、目标航迹航向角、目标航向角变化率、判断本机、目标飞机是否正处于转弯机动中；
[0029] 若本机和目标飞机航向角均未发生大的机动，则采用二次雷达DF0应答报文方位信息进行目标航迹方位更新；
[0030] 若本机或目标飞机处于转弯机动过程中，使用DF0应答报文方位信息和ADS-B报文航向角方位信息进行融合更新目标航迹方位。
[0031] 进一步的，所述机载防撞系统目标监视跟踪性能优化方法还包括以下优化航迹的处理流程：
[0032] 本机的机载防撞系统询问测量目标飞机距离R，并通过目标应答报文获取该目标绝对
大气压高度信息；
[0033] 通过本机气压高度信息和目标气压高度信息，计算得出目标飞机与本机的相对高度差H；
[0034] 计算得出目标飞机相对本机的俯仰角θ＝arcsin(H/R)*180/π；
[0035] 如果俯仰角θ超过机载防撞系统定向天线俯仰指标，则不再使用方位信息作为目标点迹相关航迹的参数，使用目标S模式地址码、高度、距离进行点迹航迹相关；若目标在本机定向天线俯仰角监视区域内，则使用S模式地址码、方位、距离、高度进行点迹航迹相关；
[0036] 若目标在本机定向天线俯仰角监视区域外，则使用ADS-B航迹方位信息更新目标航迹方位信息。
[0037] 进一步的，所述载防撞系统目标监视跟踪性能优化方法还包括以下过程：当丢失应答信号时，或应答信号角度大范围变化时，或询问间隔期间，使用DF11报文断续振荡信号，DF4、DF5、DF16、DF20、DF21报文异步应答的测量角度信息更新S模式航迹方位信息。
[0038] 与
现有技术相比，采用上述技术方案的有益效果为：
[0039] (1)消除由于天线自身因素和装机环境对目标机方位测量的影响，保持航迹跟踪角度的准确性和
稳定性，提升态势感知能力；具体地，减小由于天线“不圆度”导致的方位误差；减小由于天线被遮挡导致的目标方位误差；减小由于载机机动导致的目标方位误差；消除天线盲区导致的目标航迹中断的情况。
[0040] (2)解决目标飞机进入本机大仰角区域(例如交叉过顶飞行)目标航迹断点问题，保持航迹的连续性。
附图说明
[0041] 图1是本发明机载防撞系统目标监视跟踪性能优化方法的流程示意图。
[0042] 图2是本发明ADS-B航迹方位更新二次雷达航迹方位信息
流程图。
[0043] 图3是本发明本机转弯方位更新策略流程图。
具体实施方式
[0044] 下面结合附图对本发明做进一步描述。
[0045] 一种机载防撞系统目标监视跟踪性能优化方法，具体包括以下过程：
[0046] (1)根据载机输入的航向角(航向)、横滚角(航姿)、俯仰角(航姿)信息，判断本机是否正在进行大机动飞行；如果是，则进行以下过程：根据评估的航向角变化率，修正当期监视跟踪的航迹角度，形成虚拟修正航迹，根据虚拟修正航迹的方位角度，调度询问信号的发射指向，进行询问；接收到的应答信号满足航迹更新规则，将虚拟修正航迹转为修正航迹输出到下一处理周期，并持续在大机动飞行期间。
[0047] 本载机的ADS-B IN功能模
块接收到ADS-OUT的经纬度、高度、航向等信息可以对该类目标飞机进行监视，按照RTCA/DO-300标准的要求，对ADS-B信息的限制性使用可以对远距离/无威胁的该类目标进行态势监视，减少主动询问的次数，降低空间电磁
辐射，但是标准没有规定在目标进入近距离/告警区域时，主动询问和被动接收目标信息同时存在时，角度信息的修正、融合。本
实施例给出具体设计方法如下：同时维护更新二次雷达询问主动监视和ADS-B被动监视两条航迹，通常情况下以主动航迹为主航迹，当主航迹应答信号中断，或者应答信号的点迹角度与主动航迹的差值超过
门限值时，且这个差值不是由于本机大机动造成的，则检查ADS-B OUT被动航迹更新后的角度，如果这个角度信息与主动航迹信息更“接近”且不超过门限值，则使用该信息对主动航迹的角度进行更新，如果不是，则用最大门限值更新主动航迹角度。
[0048] 优选地，在大仰角区域的航迹优化流程如下：
[0049] (一)利用ADS-B IN信息更新和修正目标机方位信息
[0050] (1)机载防撞系统周期接收载机导航系统转发的经度、纬度、航向角、北向速度、东向速度、地速信息，并实时更新本机相应信息；
[0051] (2)机载防撞系统接收目标飞机的ADS-B IN点迹信息，提取报文信息的S模式地址码、经度、纬度、北向速度、东向速度信息；
[0052] 具体过程为：S1,根据译码报文，提取报文DF号，判断报文DF是否等于17；S2,如果DF不等于17，则判断DF号是否为其他下传格式，如果是则进行对应格式报文处理；S3,如果DF等于17，则提取报文类型type，设置条件A：5≤type≤18或者20≤type≤22；S4,如果满足条件A，则设置条件B：9≤type≤18或者20≤type≤22，如果满足条件B则提取目标高度信息；如果不满足条件A，则设置条件D:0≤type≤4，如果满足条件D，则提取目标航班号，再进行步骤S6，如果不满足条件D，设置条件E：type＝19，如果不满足条件E则直接进行步骤S6，如果满足条件E，则提取目标北向速度和东向速度，再进行步骤S6；S5，设置条件C：9≤type≤18或者20≤type≤22，如果满足条件C，设置目标在空中；如果不满足条件C，则设置条件E：5≤type≤8，如果不满足条件E则直接进行步骤S6，如果满足条件E，则设置目标在地面，再进行步骤S6；S6，提取目标经度、纬度信息，判断经度和纬度与上周期的经度和纬度距离换算是否在窗内，如果在窗内则更新ADS-B航迹目标经度和纬度信息再结束提取过程，如果否则直接结束提取过程。
[0053] (3)根据ADS-B IN点迹信息北向速度、东向速度计算出该目标飞机的航向角，计算航向角计算公式如下：arctan(NS_V/EW_V)*180/π，其中，NS_V表示北向速度，EW_V表示东向速度；
[0054] (4)根据本机的航向角和目标飞机的航向角，计算目标飞机相对于本机的方位角；
[0055] (5)查询二次雷达航迹信息，若二次雷达航迹S模式地址与ADS-B点迹S模式地址相同，判断当前周期二次雷达航迹方位角本周期起是否已经进行更新，若已更新，则不使用ADS-B IN点迹方位角对二次雷达航迹方位角进行更新；若本周期二次雷达航迹未更新，则使用ADS-B IN点迹方位角对二次雷达监视航迹方位角进行更新。
[0056] (二)更新航迹时考虑航向(航向角)/航姿(横滚角、俯仰角)信息，优化航迹方位角[0057] (1)实时监控本机航向角、航向角变化率、目标航迹航向角、目标航向角变化率、判断本机、目标飞机是否正处于转弯机动中；
[0058] 转弯判断流程如图2所示：
[0059] 惯导系统输入本机经度纬度、航向角等信息，本机跟踪航向角，跟踪航向角变化率；
[0060] 预测航向角＝跟踪航向角+跟踪航向角变化率*(本周起航向角时间-跟踪航向角时间)；
[0061] 判断跟踪预测航向角与惯导输入航向角偏差是否符合方位窗；如果符合，则减小方位相关窗，调整α，β系数，跟踪航向角变化率＝α*跟踪航向变化率+β*((本周期航向角-跟踪航向角)/(本周起航向角时间-跟踪航向角时间))；如果不符合，则增大方位相关窗，调整α，β系数，跟踪航向角变化率＝α*跟踪航向变化率+β*((本周期航向角-跟踪航向角)/(本周起航向角时间-跟踪航向角时间))；
[0062] 判断航向变化率是否小于转弯判定窗，如果小于则设置本机未转弯机动，如果不小于则设置本机处于转弯机动。
[0063] (2)若本机和目标飞机航向角均未发生大的机动，则采用二次雷达DF0应答报文方位信息进行目标航迹方位更新；
[0064] (3)若本机或目标飞机处于转弯机动过程中，使用DF0应答报文方位信息和ADS-B报文航向角方位信息进行融合更新目标航迹方位。更新策略如图3所示：
[0065] 获取DF0方位测量值、ADS-B方位测量值；判定DF0方位与航迹预方位偏差是否符合门限窗；
[0066] 如果符合门限窗，则判断本机是否处于转弯机动；如果不处于转弯机动，则根据航迹寿命查询α，β值，Track.bear＝α*track.bear+β*reply.bear；如果处于转弯机动，则判定DF0方位与预测方位的偏差是否小于ADSB方位与预测方位的偏差，如果小于则根据航迹寿命查询α，β值，Track.bear＝α*track.bear+β*reply.bear，如果不小于，则根据航迹寿命查询α，β值Track.bear＝α*track.bear+β*adsb.bear；
[0067] 如果不符合门限窗，则判定ADS-B方位与航迹预测方位差是否符合门限窗；如果是，则根据航迹寿命查询α，β值Track.bear＝α*track.bear+β*adsb.bear。
[0068] (三)大仰角区域，优化航迹处理流程，保持航迹连续性
[0069] (1)本机的机载防撞系统询问测量目标飞机距离R，并通过目标应答报文获取该目标绝对大气压高度信息；
[0070] (2)通过本机气压高度信息和目标气压高度信息，计算得出目标飞机与本机的相对高度差H；
[0071] (3)计算得出目标飞机相对本机的俯仰角θ＝arcsin(H/R)*180/π；
[0072] (4)如果俯仰角θ超过机载防撞系统定向天线俯仰指标，则不再使用方位信息作为目标点迹相关航迹的参数，使用目标S模式地址码、高度、距离进行点迹航迹相关；若目标在本机定向天线俯仰角监视区域内，则使用S模式地址码、方位、距离、高度进行点迹航迹相关；
[0073] (5)若目标在本机定向天线俯仰角监视区域外，则使用ADS-B航迹方位信息更新目标航迹方位信息。具体更新流程为：
[0074] 获取目标应答译码报文，提取目标信息提取目标信息(高度，距离、方位、空地状态等信息)；计算本机监视目标的俯仰角；
[0075] 判断点迹s_addr是否等于航迹s_addr；如果不等于则结束更新流程，如果等于，则判断目标点迹与航迹距离是否相关；
[0076] 如果不相关则结束更新流程，如果相关，则判断目标点迹与航迹高度是否相关；如果不相关则结束更新流程，如果相关，则判定俯仰角是否小于35°；
[0077] 如果俯仰角小于35°，则判定目标点迹与航迹方位是否相关；如果不相关则结束更新流程，如果相关，则使用点迹方位信息更新二次雷达航迹方位信息，并更新二次雷达航迹距离、高度等信息，在结束更新流程；
[0078] 如果俯仰角不小于35°，使用ADS-B航迹方位信息更新二次雷达航迹方位信息，结束更新流程。
[0079] (四)所述载防撞系统目标监视跟踪性能优化方法还包括以下过程：当丢失应答信号时，或应答信号角度大范围变化时，或询问间隔期间，使用DF11报文断续振荡信号，DF4、DF5、DF16、DF20、DF21报文异步应答的测量角度信息更新S模式航迹方位信息。
[0080] 具体流程如下：
[0081] 获取目标航迹链表；
[0082] 判断本周起航迹是否已更新，如果是则结束流程，如果否，则将航迹距离外推、航迹高度外推；
[0083] 判断是否接收都目标飞机的DF11、DF4、DF5、DF16、DF20、DF21报文；如果不接受则结束流程，如果接受，则判断异步应答方位与航迹预测方位相近；如果相近，则使用DF11/DF4/DF5/DF16/DF20/DF21测量方位更新航迹方位；航如果不接近，则将迹方位外推；
[0084] 进行下周期航迹距离、距离变化率预测，下周期航迹高度、高度变化率预测，下周期航迹方位，方位变化率预测；
[0085] 将外推次数加1，结束流程。
[0086] 本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本
说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。如果本领域技术人员，在不脱离本发明的精神所做的非实质性改变或改进，都应该属于本发明
权利要求保护的范围。
