一種基于角域劃分的飛機目標分類方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明屬于飛機目標分類技術領域，特別涉及一種基于角域劃分的飛機目標分類 方法，尤其涉及一種建立垂直旋翼的飛機目標的雷達回波參數(shù)模型及在角域劃分的情況下 進行飛機目標分類方法。
【背景技術】
[0002] 在現(xiàn)代戰(zhàn)場中，不同類型的飛機具有不同的機動性能，并各自承擔著重要的任務。 直升機可以垂直起飛和降落，承擔著醫(yī)療救援、通信運輸、低空攻擊、敵后偵查和空降轉移 等重要任務；螺旋槳飛機有較好的起降和低速飛行性能，主要用于物資運輸奪取低空、超低 空控制權等；噴氣式飛機飛行高度高，飛行速度快，能在空中快速地廝殺作戰(zhàn)。因此，實現(xiàn)這 三類飛機的分類將具有重大的意義。
[0003] 目前為止，相關文獻建立的雷達回波參數(shù)模型都是在飛機旋翼的旋轉平面與地面 水平的情況下推導得到的，而實際情況中，只有直升飛機主旋的旋轉平面與地面水平，直升 機尾旋、螺旋槳飛機旋翼、噴氣式飛機旋翼的旋轉平面一般都與地面垂直，垂直旋翼的時域 回波對方位角較敏感，旋翼時域回波會隨著方位角的變化而發(fā)生變化，進而，我們提取出的 反映旋翼JEM特性的特征也一定會隨著方位角的變化而發(fā)生變化。在全角域下，旋翼回波 提取出的特征的變化范圍相對較大（主要針對垂直旋翼），學習得到的分類器的分類界面 會變得相對復雜，分類性能也難以保證。

【發(fā)明內容】

[0004] 本發(fā)明的目的在于針對上述現(xiàn)有技術的不足，提出一種基于角域劃分的飛機目標 分類方法，本發(fā)明實現(xiàn)了垂直旋翼雷達回波的仿真，并通過角域劃分的方法，提高了各角域 下飛機目標的分類正確率。
[0005] 為實現(xiàn)上述技術目的，本發(fā)明采用如下技術方案予以實現(xiàn)。
[0006] -種基于角域劃分的飛機目標分類方法包括以下步驟：
[0007] 步驟1，建立水平旋翼的雷達回波參數(shù)模型和垂直旋翼的雷達回波參數(shù)模型；
[0008] 步驟2,根據(jù)步驟1的水平旋翼的雷達回波參數(shù)模型，通過仿真產生直升機在方位 角的角域范圍[-90°，90° ]內的旋翼的雷達回波數(shù)據(jù)；根據(jù)步驟1的垂直旋翼的雷達回 波參數(shù)模型，通過仿真產生螺旋槳飛機在方位角的角域范圍[-90°，90° ]內的旋翼的雷 達回波數(shù)據(jù)、以及噴氣式飛機在方位角的角域范圍[-90°，90° ]內的旋翼的雷達回波數(shù) 據(jù)；
[0009] 步驟3,根據(jù)步驟2仿真產生的每類飛機在方位角的角域范圍[-90°，90° ]內的 旋翼的雷達回波數(shù)據(jù)，將飛機旋翼相對于雷達的方位角a的[-90°，90° ]區(qū)域劃分為多 個角域，劃分的角域的總個數(shù)為C;
[0010] 步驟4,仿真產生D個訓練樣本，每個訓練樣本表示任一類飛機在方位角的角域 范圍[-90°，90° ]內的旋翼的一次雷達回波數(shù)據(jù)；其中，直升機在方位角的角域范圍
[-90°，90° ]內的旋翼的雷達回波數(shù)據(jù)是在步驟1的水平旋翼的雷達回波參數(shù)模型的基 礎上通過仿真產生的，螺旋槳飛機在方位角的角域范圍[-90°，90° ]內的旋翼的雷達回 波數(shù)據(jù)是在步驟1的垂直旋翼的雷達回波參數(shù)模型的基礎上通過仿真產生的，噴氣式飛機 在方位角的角域范圍[-90°，90° ]內的旋翼的雷達回波數(shù)據(jù)是在步驟1的垂直旋翼的雷 達回波參數(shù)模型的基礎上通過仿真產生的；
[0011] 步驟5,根據(jù)步驟4仿真產生的D個訓練樣本，訓練線性SVM分類器，得出訓練后的 線性SVM分類器；
[0012] 步驟6,通過接收飛機的旋翼的雷達回波，獲取Q個測試樣本，每個測試樣本表示 飛機的旋翼的對應的一組雷達回波數(shù)據(jù)；提取第q個測試樣本的M維特征，將第q個測試樣 本的M維特征組成特征向量fq'，q= 1，2,…，Q，M為大于1的自然數(shù)；
[0013] 步驟7,根據(jù)步驟6中每個測試樣本對應的特征向量，得出對應測試樣本的歸一化 特征向量，將每個測試樣本的歸一化特征向量輸入步驟5生成的訓練后的線性SVM分類器 中，得出對應測試樣本的飛機類別。
[0014] 本發(fā)明的有益效果為：1)本發(fā)明建立了垂直旋翼的雷達回波參數(shù)模型，實現(xiàn)了垂 直旋翼雷達回波的仿真，基于仿真結果可以分析垂直旋翼的回波及其提取出的特征隨方位 角的變化情況。2)本發(fā)明通過角域劃分的方法，使得特征在所劃定的角域內的分布范圍變 得相對較小，增強了訓練樣本和測試樣本的相似性，并通過分角域訓練分類器及在各角域 下分別進行特征選擇的方法，提高了各角域下三類飛機的分類正確率。
【附圖說明】
[0015] 圖1為本發(fā)明的一種基于角域劃分的飛機目標分類方法的流程圖；
[0016] 圖2為本發(fā)明的水平旋翼模型示意圖；
[0017] 圖3為簡單情況下的垂直旋翼雷達回波參數(shù)模型的示意圖；
[0018] 圖4為改進的垂直旋翼雷達回波參數(shù)模型的示意圖；
[0019] 圖5a為角域自適應劃分的整體流程圖；圖5b為縮小角域范圍的流程圖；圖5c為 增大角域范圍的流程圖；
[0020] 圖6a是仿真實驗中方位角為90°時直升機主旋旋翼的時域調制回波和多普勒域 回波的示意圖；圖6b是仿真實驗中方位角為45°時直升機主旋旋翼的時域調制回波和多 普勒域回波的示意圖；圖6c為仿真實驗中方位角為0°時直升機主旋旋翼的時域調制回波 和多普勒域回波的示意圖；
[0021] 圖7a是仿真實驗中方位角為90°時螺旋槳飛機旋翼的時域調制回波和多普勒域 回波的示意圖；圖7b是仿真實驗中方位角為45°時螺旋槳飛機旋翼的時域調制回波和多 普勒域回波的示意圖；圖7c為仿真實驗中方位角為0°時螺旋槳飛機旋翼的時域調制回波 和多普勒域回波的示意圖；
[0022] 圖8a是仿真實驗中方位角為90°時噴氣式飛機旋翼的時域調制回波和多普勒域 回波的示意圖；圖8b是仿真實驗中方位角為45°時噴氣式飛機旋翼的時域調制回波和多 普勒域回波的示意圖；圖8c為仿真實驗中方位角為0°時噴氣式飛機旋翼的時域調制回波 和多普勒域回波的示意圖；
[0023] 圖9a是仿真實驗中三類飛機的第1維特征譜特征隨方位角的變化關系曲線圖；圖 9b是仿真實驗中三類飛機的第2維特征譜特征隨方位角的變化關系曲線圖；圖9c是仿真 實驗中三類飛機的第3維特征譜特征隨方位角的變化關系曲線圖；圖9d是仿真實驗中三類 飛機的時域特征熵隨方位角的變化關系曲線圖；圖9e是仿真實驗中三類飛機的多普勒域 特征熵隨方位角的變化關系曲線圖；圖9f是仿真實驗中三類飛機的多普勒域特征方差隨 方位角的變化關系曲線圖；
[0024] 圖10是仿真實驗中特征均值向量之差的二范數(shù)與設定的門限值之間的關系圖；
[0025] 圖11a是仿真實驗中方位角的角域范圍[-90°，_60° ]區(qū)域內歸一化后權 值向量的均值與設定的門限之間的關系圖；圖lib是仿真實驗中方位角的角域范圍 [-60°，_42° ]區(qū)域內歸一化后權值向量的均值與設定的門限之間的關系圖；圖11c是 仿真實驗中方位角的角域范圍[-42°，26° ]區(qū)域內歸一化后權值向量的均值與設定的 門限之間的關系圖；圖lid是仿真實驗中方位角的角域范圍[26°，74° ]區(qū)域內歸一化 后權值向量的均值與設定的門限之間的關系圖；圖lie是仿真實驗中方位角的角域范圍 [74°，90° ]區(qū)域內歸一化后權值向量的均值與設定的門限之間的關系圖；
[0026] 圖12是仿真實驗中本發(fā)明的三種分類器在各角域下的分類結果統(tǒng)計圖。
【具體實施方式】
[0027] 下面結合附圖對本發(fā)明作進一步說明：
[0028] 參照圖1，為本發(fā)明的一種基于角域劃分的飛機目標分類方法的流程圖，本發(fā)明可 用于對常規(guī)窄帶雷達空中目標回波進行分類，其包括以下步驟：
[0029] 步驟1，建立水平旋翼的雷達回波參數(shù)模型和垂直旋翼的雷達回波參數(shù)模型。
[0030] 旋翼雷達回波形狀存在差異的本質原因是雷達視線（雷達與旋翼的連線）與旋翼 旋轉平面的夾角Y不同，將夾角Y稱為視角。無論旋翼旋轉平面與地面平行或垂直，只要 視角Y確定，雷達回波的形狀就可以確定。當旋翼旋轉平面與地面相互平行時，視角Y僅 由飛機旋翼相對于雷達的俯仰角0決定，且與飛機旋翼相對于雷達的俯仰角0相等；當旋 翼旋轉平面與地面相互垂直時，視角Y的大小是由飛機旋翼相對于雷達的方位角〇、飛機 旋翼相對于雷達的俯仰角0等決定。步驟1的具體子步驟為：
[0031] la)如附圖2所示，建立水平旋翼模型。
[0032] 參照圖2,為本發(fā)明的水平旋翼模型示意圖。以飛機旋翼旋轉中心為原點建立旋 翼坐標系（x，y，z)，旋翼坐標系（x，y，z)為三維直角坐標系，旋翼坐標系（x，y，z)的z軸 正向為堅直向上方向，旋翼坐標系（x，y，z)的x〇y平面與地面平行，飛機旋翼在旋翼坐標 系（x，y，z)的xoy平面內繞z軸以角速度轉。以雷達位置為原點建立雷達坐標系 (X，Y，Z)，雷達坐標系（X，Y，Z)為三維直角坐標系，雷達坐標系（X，Y，Z)的Z軸正向為堅直 向上方向，旋翼坐標系（x，y，z)和雷達坐標系（X，Y，Z)的原點相距表不雷達與飛機旋 翼之間的距離。旋