時(shí)間-距離像消隱情況下彈道目標(biāo)平動(dòng)補(bǔ)償?

李星星,姚漢英,孫文峰,林澄清

(1.空軍預(yù)警學(xué)院，湖北武漢430019;2.94816部隊(duì)，福建福州350000)

0 引言

彈道目標(biāo)微動(dòng)特征的分析與提取是彈道導(dǎo)彈防御系統(tǒng)中真假?gòu)楊^識(shí)別的主要發(fā)展方向之一。近年來(lái)，基于微動(dòng)效應(yīng)的彈道目標(biāo)特征提取與識(shí)別得到了深入的研究[1-3]。從公開(kāi)文獻(xiàn)[4-8]看，現(xiàn)有的彈道目標(biāo)微動(dòng)特征提取方法大多假設(shè)目標(biāo)平動(dòng)已被精確補(bǔ)償，從而將特征曲線等效為正弦曲線或多個(gè)正弦分量的合成，進(jìn)而應(yīng)用時(shí)頻分析，擴(kuò)展Hough變換[9]等方法實(shí)現(xiàn)微動(dòng)參數(shù)估計(jì)與特征提取。但實(shí)際情況下，目標(biāo)平動(dòng)難以完全補(bǔ)償，這導(dǎo)致時(shí)間-距離像中提取的曲線附加了平動(dòng)引起的調(diào)制項(xiàng)，這給后續(xù)的彈道目標(biāo)特征提取與成像帶來(lái)了困難。文獻(xiàn)[10]基于彈道目標(biāo)的微多普勒曲線極值點(diǎn)信息，利用最小二乘辨識(shí)方法實(shí)現(xiàn)了平動(dòng)補(bǔ)償，文獻(xiàn)[11]基于彈道目標(biāo)的微距離變化曲線，利用經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｊ椒纸夥椒▽?shí)現(xiàn)了趨勢(shì)項(xiàng)的估計(jì)，進(jìn)而完成了彈道目標(biāo)平動(dòng)補(bǔ)償，文獻(xiàn)[12]基于距離和差值序列信息完成了復(fù)雜運(yùn)動(dòng)目標(biāo)擺動(dòng)周期及平動(dòng)參數(shù)估計(jì);但上述方法要求微多普勒曲線和微距離曲線是連續(xù)的，在實(shí)際應(yīng)用中，由于彈道目標(biāo)的散射強(qiáng)度受視線角的變化而改變，其時(shí)間 距離像會(huì)出現(xiàn)消隱現(xiàn)象[13]，此時(shí)，該條件無(wú)法滿足。針對(duì)這一問(wèn)題，本文提出了一種在時(shí)間-距離像消隱情況下實(shí)現(xiàn)彈道目標(biāo)平動(dòng)參數(shù)和進(jìn)動(dòng)頻率聯(lián)合估計(jì)的方法，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，此方法參數(shù)估計(jì)精度高且魯棒性較強(qiáng)。

1 導(dǎo)彈中段目標(biāo)回波模型

設(shè)雷達(dá)發(fā)射的線性調(diào)頻信號(hào)為

式中，τi(t m)為t m時(shí)刻此散射點(diǎn)到雷達(dá)的距離時(shí)延。

設(shè)參考距離為Rref，將回波進(jìn)行解線頻調(diào)處理后，在快時(shí)間域進(jìn)行傅里葉變換并去除剩余視頻相位項(xiàng)和包絡(luò)斜置項(xiàng)后得到距離-時(shí)間域表達(dá)式為

式中，R為距離像中散射點(diǎn)位置;ΔR i(t m)為t m時(shí)刻此散射點(diǎn)到雷達(dá)視線投影距離與參考點(diǎn)到雷達(dá)距離之差，且有

式中，Rr(t m)為參考距離與彈道目標(biāo)質(zhì)心到雷達(dá)實(shí)際距離之差;r i(t m)為彈道目標(biāo)第i個(gè)散射點(diǎn)在雷達(dá)視線上投影距離變化項(xiàng)，由散射點(diǎn)位置和微動(dòng)引起。由式(3)知，完成距離壓縮后回波信號(hào)在距離像上聚焦為sinc函數(shù)，其峰值位置R=-ΔR i(t m)反映了該散射點(diǎn)與參考點(diǎn)之間的距離差。

中段彈道目標(biāo)一般在大氣層外近地空間飛行，假設(shè)不考慮目標(biāo)飛行過(guò)程中空氣動(dòng)力作用以及其他天體對(duì)目標(biāo)運(yùn)動(dòng)的影響，即只考慮地球引力作用，此時(shí)目標(biāo)可視為二體運(yùn)動(dòng)，在短時(shí)間內(nèi)，其軌道運(yùn)動(dòng)(即平動(dòng))可以采用勻加速模型來(lái)描述。理想條件下，為了實(shí)現(xiàn)高速運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償，取彈道目標(biāo)質(zhì)心回波信號(hào)作為參考信號(hào)，則Rr(t m)=0，但實(shí)際應(yīng)用中，彈道目標(biāo)質(zhì)心的回波信號(hào)是無(wú)法完全準(zhǔn)確獲得的，通常只能通過(guò)測(cè)距得到R0的估計(jì)值，以及通過(guò)測(cè)速得到的v的估計(jì)值，因此實(shí)際構(gòu)造的參考信號(hào)為從而有

式中，a為彈道目標(biāo)加速度。

彈道目標(biāo)在中段慣性飛行時(shí)進(jìn)動(dòng)模型如圖1所示。圖中，彈頭為旋轉(zhuǎn)對(duì)稱(chēng)錐體，其進(jìn)動(dòng)軸為Oz軸，進(jìn)動(dòng)軸與雷達(dá)視線確定的平面為Oyz平面，再根據(jù)右手定則建立Ox yz參考坐標(biāo)系。設(shè)Ox′y′z′為彈體坐標(biāo)系，彈頭繞其對(duì)稱(chēng)軸Oz′以角速度ωs作自旋運(yùn)動(dòng)，同時(shí)Oz′軸繞Oz軸以角速度ω錐旋，進(jìn)動(dòng)角為θ。

圖1 錐體目標(biāo)進(jìn)動(dòng)模型

設(shè)目標(biāo)進(jìn)動(dòng)軸相對(duì)于雷達(dá)視線的姿態(tài)角為γ，目標(biāo)相對(duì)于雷達(dá)視線的姿態(tài)角為β，則有[14]

式中，φ為零時(shí)刻彈頭頂部軌跡的圓心到彈頭頂部連線與x軸的夾角。

由圖2中的幾何關(guān)系可知，錐頂?shù)刃⑸潼c(diǎn)A在雷達(dá)視線上的投影長(zhǎng)度為

錐底邊緣散射點(diǎn)B在雷達(dá)視線方向上的投影長(zhǎng)度為

在常見(jiàn)彈道目標(biāo)的探測(cè)視角范圍(45°～135°)內(nèi)，對(duì)上式近似可得

圖2 散射中心在雷達(dá)視線上投影模型

上式中最后一項(xiàng)通常比其他兩項(xiàng)小兩個(gè)數(shù)量級(jí)，為一極小量，可以忽略，因此散射點(diǎn)B徑向投影長(zhǎng)度變化規(guī)律近似正弦變化[16]。綜合式(7)和式(9)可知，目標(biāo)第i個(gè)散射點(diǎn)在雷達(dá)視線上投影長(zhǎng)度隨時(shí)間變化關(guān)系可寫(xiě)成

式中，φi為初始相位;A i，B i分別為微距離曲線振幅和基線。因此式(4)可以寫(xiě)成

2 進(jìn)動(dòng)與平動(dòng)參數(shù)聯(lián)合估計(jì)

2.1 微距離變化曲線提取與分離

微距離變化曲線的提取與分離主要包括以下三個(gè)步驟:

(2)運(yùn)用目標(biāo)檢測(cè)思想，對(duì)時(shí)間切片序列進(jìn)行滑窗檢測(cè)，若窗口中心處的值為窗口中最大值，則認(rèn)為檢測(cè)到散射點(diǎn)，進(jìn)行幅度增強(qiáng)，其他值進(jìn)行加權(quán)抑制，考慮到運(yùn)算效率，窗長(zhǎng)不宜過(guò)大，一般取窗長(zhǎng)l=3，權(quán)值w=0[15]。利用矩陣C N×H記錄散射點(diǎn)在時(shí)間-距離像中的位置，其中N為距離像數(shù)量，H為一維距離像序列距離單元數(shù)。

(3)顯然由式(11)確定的曲線方程關(guān)于慢時(shí)間t m是可導(dǎo)的，但由于存在斷續(xù)現(xiàn)象，曲線只是局部連續(xù)的，本文運(yùn)用航跡起始和航跡跟蹤的思想分離出斷續(xù)曲線[16]，將散射點(diǎn)位置的變化曲線等效為目標(biāo)航跡。從C N×H中分離各散射點(diǎn)曲線的具體步驟為:

a)令i=1，得到C N×H中第i列大于閾值ε的局部極大值，記為P j(j=1，2，…，p)，p為量測(cè)點(diǎn)數(shù)，為每一個(gè)量測(cè)建立初始航跡起點(diǎn)，以P j為中心分別建立半徑為P r個(gè)距離單元的圓跟蹤門(mén)M j形成確認(rèn)區(qū)域，從而建立P個(gè)候選目標(biāo)航跡。

b)i=i+1，得到C N×H中第i列大于閾值ε的局部極大值，對(duì)任何落入確認(rèn)區(qū)域的量測(cè)(利用多項(xiàng)式擬合局部連續(xù)的微距離曲線)外推得到下一個(gè)點(diǎn)P′j，并建立新的圓跟蹤門(mén)M′j形成新的確認(rèn)區(qū)域。若沒(méi)有量測(cè)位于確認(rèn)區(qū)域，則此候選目標(biāo)航跡提前終止。若某量測(cè)沒(méi)有落入任何確認(rèn)區(qū)域，則形成新的初始航跡起點(diǎn)，建立新的圓跟蹤門(mén)并形成確認(rèn)區(qū)域，在下一幀距離像搜索新的可能航跡。

c)重復(fù)步驟b)，若暫時(shí)航跡中量測(cè)數(shù)達(dá)到3個(gè)，則認(rèn)為航跡起始成功，然后進(jìn)行航跡跟蹤。若航跡丟點(diǎn)則由前面的m1點(diǎn)的外推值代替，若航跡連續(xù)丟點(diǎn)數(shù)超過(guò)q1，則計(jì)算航跡包含的量測(cè)數(shù)，若量測(cè)數(shù)小于q2，則去除這一航跡，反之則終止并保留這條航跡，當(dāng)i＞N時(shí)停止搜索。

d)設(shè)最后得到M m條航跡進(jìn)行關(guān)聯(lián)處理得到各個(gè)散射點(diǎn)的微距離曲線方程ΔR i(t m)。

2.2 進(jìn)動(dòng)與平動(dòng)參數(shù)聯(lián)合估計(jì)方法

式(11)中信號(hào)ΔR i(t m)可離散化為

式(13)中有四個(gè)未知參數(shù)，至少需要四個(gè)方程(四點(diǎn)坐標(biāo)信息)才能求解，然而此類(lèi)方程為超越方程直接求解難度很大。如果能利用式(13)的特點(diǎn)消去未知參數(shù)(B ij，σij，φij)，則能直接獲得角速度估計(jì)值[17]。下面對(duì)該估計(jì)方法進(jìn)行詳細(xì)推導(dǎo)，其原理如圖3所示。

圖3 進(jìn)動(dòng)角速度估計(jì)示意圖

式中，n為離散時(shí)間值;k為距離n的步長(zhǎng)?？傻眠M(jìn)動(dòng)角速度ω的估計(jì)值為

式中 ，0＜k≤π/(σTs)。選取在一定范圍內(nèi)不同的k值估計(jì)ω并求均值可以提高估計(jì)精度和穩(wěn)定性。

將式(12)代入式(16)得

整理可得

式中，v=cos(ωk Ts)?？芍讷@得進(jìn)動(dòng)角速度估計(jì)值的基礎(chǔ)上，上式中只有三個(gè)未知參數(shù)(a0+B i，a1，a2)。求解此方程只需要三個(gè)線性方程，即只需要在微動(dòng)曲線上任意取定n1，n2，n3和k值。為了避免方程奇異，選取較長(zhǎng)時(shí)間間隔的數(shù)據(jù)，這樣得到的結(jié)果更準(zhǔn)確。選取一定范圍內(nèi)不同的k值估計(jì)平動(dòng)參數(shù)求均值可以提高估計(jì)精度和穩(wěn)定性。綜上可知聯(lián)立方程(15)和方程(18)可實(shí)現(xiàn)進(jìn)動(dòng)及平動(dòng)參數(shù)聯(lián)合估計(jì)。

2.3 參數(shù)估計(jì)性能分析

下面對(duì)進(jìn)動(dòng)頻率，平動(dòng)參數(shù)估計(jì)性能進(jìn)行討論。設(shè)觀測(cè)噪聲為零均值，方差為σ2ε的高斯白噪聲，則ω估計(jì)觀測(cè)方程為

則有

利用當(dāng)x≤1時(shí)，1/(1+x)≈1-x，則上式可化簡(jiǎn)為

E(ζ)=0，所以，由于0＜k≤π/(ωTs)，從而有，因此估計(jì)量是無(wú)偏估計(jì)量。

a1，a2參數(shù)估計(jì)觀測(cè)方程為

由式(18)可得

式中，M(n，k)=y(n+k)+ε(n+k)+y(n-k)+ε(n-k)-2(y(n)+ε(n))v，由于是無(wú)偏估計(jì)量，則估計(jì)量也是無(wú)偏估計(jì)量。

進(jìn)一步還可以證明利用式(19)估計(jì)進(jìn)動(dòng)頻率和式(23)實(shí)現(xiàn)參數(shù)a1，a2聯(lián)合估計(jì)的Cramer-Rao界(CRB)分別為

在獲取平動(dòng)參數(shù)的基礎(chǔ)上，借助傅里葉變換的移位特性完成距離包絡(luò)補(bǔ)償再通過(guò)相位校正[11]，進(jìn)而可以得到彈道目標(biāo)散射點(diǎn)進(jìn)動(dòng)引起的微距離變化曲線，具體的參數(shù)估計(jì)與平動(dòng)補(bǔ)償?shù)牧鞒倘鐖D4所示。

圖4 參數(shù)估計(jì)與平動(dòng)補(bǔ)償流程圖

3 仿真分析

設(shè)錐體彈頭半徑為0.5 m，質(zhì)心到錐頂?shù)木嚯x為2.2 m，到錐底的距離為0.8 m，錐旋角速度ω=8πrad/s，進(jìn)動(dòng)角θ=10°，雷達(dá)視線角γ=60°。初始時(shí)刻目標(biāo)徑向平動(dòng)速度v=6 010 m/s，徑向加速度a=6 m/s2，雷達(dá)到彈頭質(zhì)心的距離R=600 100 m，相位φ=0.1 rad。初始時(shí)刻估計(jì)的平動(dòng)速度^v=6 009 m/s，雷達(dá)到彈頭質(zhì)心的距離^R=600 099 m。雷達(dá)發(fā)射信號(hào)時(shí)寬為128μs，載頻fc=10 GHz，帶寬B=2GHz，脈沖重復(fù)周期Ts=0.002s，回波脈沖數(shù)N=1 000，Pr=10，m1=3，q1=5，q2=60。

參數(shù)估計(jì)與平動(dòng)補(bǔ)償結(jié)果如圖5所示，其中圖5(a)給出了回波信噪比為-6 d B時(shí)，采用距離估計(jì)值和速度估計(jì)值構(gòu)造參考信號(hào)，經(jīng)過(guò)解線頻調(diào)處理后得到的時(shí)間-距離像，可以觀察到其出現(xiàn)了周期性的消隱現(xiàn)象。提取其微距離變化曲線如圖5(b)所示，可以明顯看到曲線是斷續(xù)的。圖5(c)給出了回波信噪比3 d B條件下，微距離曲線經(jīng)過(guò)預(yù)處理后，進(jìn)動(dòng)頻率f、平動(dòng)參數(shù)a1和a2單次估計(jì)值隨步長(zhǎng)k變化曲線，可知k取[10，55]時(shí)，各參數(shù)估計(jì)值精度較高且穩(wěn)定，進(jìn)動(dòng)頻率單次估計(jì)相對(duì)誤差在5%以內(nèi)，估計(jì)均值相對(duì)誤差低于0.8%，平動(dòng)參數(shù)a1，a2均值估計(jì)相對(duì)誤差分別為2.63%和1.08%。這說(shuō)明此方法只需1/3以上進(jìn)動(dòng)周期數(shù)據(jù)就能準(zhǔn)確地估計(jì)進(jìn)動(dòng)頻率和平動(dòng)參數(shù)，適合于利用局部微距離曲線信息完成平動(dòng)補(bǔ)償。圖5(d)給出了k取[10，25]時(shí)，利用散射點(diǎn)A微距離曲線進(jìn)行500蒙特卡羅仿真得到的各參數(shù)估計(jì)性能曲線?？芍? dB以上，三個(gè)參數(shù)的估計(jì)值基本達(dá)到真實(shí)值。圖5(e)為三個(gè)參數(shù)估計(jì)值均方根誤差與CRB的最小均方根誤差隨信噪比變化曲線，可以看出較高信噪比下三個(gè)參數(shù)估計(jì)值均方根誤差均能接近CRB界，成為漸進(jìn)無(wú)偏估計(jì)量。平動(dòng)補(bǔ)償后的時(shí)間-距離像如圖5(f)所示，可見(jiàn)取得了較好的補(bǔ)償效果。綜上可知，本文所提方法適合于斷續(xù)微距離曲線參數(shù)估計(jì)，且估計(jì)精度較高、魯棒性較強(qiáng)。

圖5 參數(shù)估計(jì)與平動(dòng)補(bǔ)償結(jié)果

4 結(jié)束語(yǔ)

彈道目標(biāo)的進(jìn)動(dòng)導(dǎo)致不同時(shí)刻彈道目標(biāo)相對(duì)雷達(dá)的視線角變化，使得回波幅度受調(diào)制而起伏，加上噪聲的影響，其時(shí)間-距離像會(huì)出現(xiàn)消隱現(xiàn)象。傳統(tǒng)滿足微距離曲線連續(xù)條件下的平動(dòng)補(bǔ)償方法無(wú)法適用于這類(lèi)情況。本文在分析彈道目標(biāo)一維距離像特征的基礎(chǔ)上，提出一種基于斷續(xù)微距離變化曲線的彈道目標(biāo)平動(dòng)補(bǔ)償方法，在信噪比3 d B以上，進(jìn)動(dòng)頻率估計(jì)值相對(duì)誤差低于0.8%，平動(dòng)一次與二次系數(shù)估計(jì)值相對(duì)誤差分別低于2.63%和1.08%，各參數(shù)估計(jì)值均方根誤差基本達(dá)到CRB限。盡管本文以錐體彈頭為例進(jìn)行闡述，但由于其他旋轉(zhuǎn)對(duì)稱(chēng)彈頭的散射點(diǎn)模型是一致的，因此所提方法同樣適用于其他旋轉(zhuǎn)對(duì)稱(chēng)彈頭在曲線斷續(xù)條件下的平動(dòng)補(bǔ)償。

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