陸基遠(yuǎn)程反輻射飛行器時(shí)差定位及空間構(gòu)形研究①

胡正東，楊 濤，王月平，唐雪梅

(復(fù)雜地面系統(tǒng)仿真重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100012)

0 引言

反輻射飛行器是壓制和摧毀敵防空雷達(dá)及各種輻射源的主要硬殺傷武器，在現(xiàn)代高科技戰(zhàn)爭(zhēng)中發(fā)揮著越來越重要的作用［1－2］。從適合陸軍火力打擊系統(tǒng)作戰(zhàn)使用特點(diǎn)的裝備來看，陸基遠(yuǎn)程反輻射飛行器可包括反輻射制導(dǎo)火箭彈、反輻射無人機(jī)和反輻射巡飛彈。受初始定位精度和目標(biāo)運(yùn)動(dòng)的影響，反輻射飛行器的瞄準(zhǔn)點(diǎn)與目標(biāo)實(shí)際位置可能存在較大偏差。由于目前被動(dòng)雷達(dá)導(dǎo)引頭的作用距離已超過數(shù)百公里，所以完全可在姿態(tài)較穩(wěn)定的彈道中段，利用對(duì)輻射源目標(biāo)的探測(cè)信息進(jìn)行無源定位修正，提高中制導(dǎo)精度。無源定位在不發(fā)射對(duì)目標(biāo)照射的電磁波的條件下，通過測(cè)量雷達(dá)、通信等發(fā)射機(jī)的電磁波參數(shù)來確定輻射源目標(biāo)的位置和航跡。由于不能獲得輻射源的距離信息，所以無源定位往往需要多平臺(tái)的多組測(cè)量值來實(shí)現(xiàn)，通常可利用多平臺(tái)同時(shí)測(cè)量輻射源的方位信息或信號(hào)到達(dá)時(shí)間差信息來完成，這兩種定位方式分別對(duì)應(yīng)測(cè)向交叉定位(AOA)和時(shí)差定位(TDOA)［3］。從目前的技術(shù)現(xiàn)狀看，被動(dòng)雷達(dá)導(dǎo)引頭的時(shí)差測(cè)量精度遠(yuǎn)高于測(cè)角精度，這意味著當(dāng)測(cè)量距離較遠(yuǎn)時(shí)，測(cè)向交叉定位精度較時(shí)差定位精度將差很多，而從遠(yuǎn)程反輻射飛行器作戰(zhàn)使用角度出發(fā)，更期望越早鎖定目標(biāo)，避免近距離探測(cè)時(shí)外界各類干擾的影響。因此，時(shí)差定位系統(tǒng)對(duì)遠(yuǎn)程反輻射飛行器設(shè)計(jì)更具應(yīng)用價(jià)值。

采用時(shí)差定位體制對(duì)輻射源目標(biāo)進(jìn)行中段定位修正需要若干反輻射飛行器共同完成，這必然引入空間構(gòu)形的設(shè)計(jì)問題，即多個(gè)飛行器應(yīng)采用什么樣的空間布局對(duì)目標(biāo)進(jìn)行測(cè)量，最有利于提高定位精度，且便于飛行器總體設(shè)計(jì)和作戰(zhàn)使用。目前，關(guān)于時(shí)差定位和站址布局的研究基本集中在單點(diǎn)定位算法的改進(jìn)和地面固定基站設(shè)計(jì)方面［4－7］，而在飛行器動(dòng)基站定位技術(shù)方面則少有研究［8－12］。本文針對(duì)陸基遠(yuǎn)程反輻射飛行器自身定位存在偏差、目標(biāo)單點(diǎn)定位精度不高的缺陷，將擴(kuò)展卡爾曼濾波(EKF)和單點(diǎn)時(shí)差定位算法相結(jié)合，利用多個(gè)連續(xù)時(shí)間點(diǎn)的時(shí)差測(cè)量信息對(duì)輻射源目標(biāo)進(jìn)行濾波定位，以提高制導(dǎo)精度，并在此基礎(chǔ)上，研究反輻射飛行器的最佳空間構(gòu)形方案。

1 四站三時(shí)差定位基本原理

陸基遠(yuǎn)程反輻射飛行器時(shí)差定位主要利用地面輻射源目標(biāo)發(fā)射的電磁信號(hào)，測(cè)出目標(biāo)對(duì)主站和副站雷達(dá)接收機(jī)的時(shí)延差值，從而實(shí)現(xiàn)定位解算。在二維平面中，輻射源信號(hào)到達(dá)兩接收機(jī)的時(shí)間差確定了1對(duì)以兩站為焦點(diǎn)的雙曲線。如果利用3個(gè)飛行器可形成2對(duì)雙曲線來產(chǎn)生交點(diǎn)，再利用測(cè)向信息或其他信息排除虛假點(diǎn)，就能把輻射源的位置確定下來。在三維空間中，輻射源信號(hào)到達(dá)兩接收機(jī)的時(shí)間差確定了1對(duì)以兩站為焦點(diǎn)的雙曲面，若要確定任一輻射源，則至少需4個(gè)飛行器形成3個(gè)單邊雙曲面來產(chǎn)生交點(diǎn)，以確定輻射源的位置。圖1為4個(gè)反輻射飛行器聯(lián)合對(duì)輻射源目標(biāo)進(jìn)行時(shí)差定位的作戰(zhàn)示意圖。其中，飛行器A為主站，飛行器B、C、D為副站，4站均接收目標(biāo)的輻射信號(hào)，且B、C、D站將測(cè)量信號(hào)時(shí)刻和自身位置傳送到A站，A站根據(jù)自身接收機(jī)捕獲的輻射信號(hào)測(cè)量時(shí)刻計(jì)算得到與各副站之間的測(cè)量時(shí)間偏差，并綜合利用測(cè)量時(shí)刻的所有飛行器位置信息估計(jì)輻射源目標(biāo)位置。設(shè)輻射源目標(biāo)的實(shí)際位置為(xT，yT，zT)，它到主站(x0，y0，z0)和副站(xi，yi，zi)的距離差為

式中 c為信號(hào)傳播速度(光速);Δti為輻射源信號(hào)到主站與其到第i個(gè)副站的時(shí)間差，是可測(cè)量的。

圖1 時(shí)差定位示意圖Fig.1 Sketch map of TDOA location

其中

將上述兩式代入式(1)，整理簡(jiǎn)化得

其中

式(2)是關(guān)于(xT，yT，zT)的非線性方程組，其中R0是(xT，yT，zT)的非線性函數(shù)，要解出(xT，yT，zT)的表達(dá)式是困難的。令 X=［xT，yT，zT］T，將式(2)寫成矩陣形式:

其中

于是，式(3)可視為帶參數(shù) R0的 xT、yT、zT的線性方程組。求解時(shí)先將R0視為已知量，利用X=A－1·B得到xT、yT、zT與R0的關(guān)系，再將其代入式(3)中第一式，即可求得 R0，然后再由 R0計(jì)算出 xT、yT、zT的值。由于式(3)中第一式是關(guān)于R0的二次方程，故求解R0時(shí)可能存在2個(gè)實(shí)數(shù)解，從而引起定位模糊。此時(shí)，必須借助其他條件或相關(guān)信息來解模糊。

2 基于EKF的時(shí)差定位修正

雖然傳統(tǒng)的四站三時(shí)差定位算法在理論上亦可應(yīng)用于陸基遠(yuǎn)程反輻射飛行器中段目標(biāo)定位修正，但由于定位精度與時(shí)差測(cè)量精度密切相關(guān)，僅利用單個(gè)時(shí)間點(diǎn)上的一次測(cè)量信息進(jìn)行定位計(jì)算，可能帶來較大誤差;此外，時(shí)差定位估計(jì)方法首先要求知道測(cè)量站自身位置坐標(biāo)，受成本控制，陸基遠(yuǎn)程反輻射飛行器一般采用價(jià)格相對(duì)便宜的捷聯(lián)式慣導(dǎo)作為自主導(dǎo)航設(shè)備，慣導(dǎo)工具誤差的存在，使得飛行器自身定位存在偏差。因此，上述算法并不能從根本上解決精確時(shí)差定位的問題。下面考慮引入EKF，并對(duì)多個(gè)連續(xù)時(shí)間點(diǎn)上的測(cè)量信息進(jìn)行融合處理，來提高目標(biāo)定位精度。

2.1 反輻射飛行器時(shí)差定位濾波模型

為便于分析，下面在構(gòu)建反輻射飛行器時(shí)差定位濾波模型時(shí)，作如下幾點(diǎn)假設(shè)和簡(jiǎn)化:

(1)飛行器朝瞄準(zhǔn)點(diǎn)作勻速直線運(yùn)動(dòng)，其速度大小為v，則飛行器體坐標(biāo)系到發(fā)射坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣GB為常值。

(2)速度方向與彈軸方向重合，故發(fā)射系中

(3)重點(diǎn)考慮加速度計(jì)和陀螺儀零偏引起的導(dǎo)航偏差，則慣導(dǎo)工具誤差對(duì)自身導(dǎo)航定位的影響主要由零偏誤差的二次積分引起，其表達(dá)式為

式中 kx0、kx1、kx2、ky0、ky1、ky2、kz0、kz1、kz2為慣導(dǎo)工具誤差系數(shù);εx、εy、εz為慣導(dǎo)系統(tǒng)定位輸出噪聲。

(4)各飛行器均采用同一批捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)，故慣導(dǎo)工具誤差模型及誤差系數(shù)值相同。

(5)由于飛行器時(shí)差定位時(shí)間較短，地面目標(biāo)運(yùn)動(dòng)對(duì)濾波影響不大，故假設(shè)目標(biāo)靜止不動(dòng)。

由于慣導(dǎo)工具誤差和目標(biāo)真實(shí)位置未知，因此將其作為待估狀態(tài)參數(shù)，納入EKF濾波方程進(jìn)行求解。令飛行器主站的位置和速度用下標(biāo)0表示，副站用下標(biāo)i表示，目標(biāo)用下標(biāo)T表示，速度項(xiàng)過程噪聲為w，時(shí)差定位噪聲為 εΔR_i，i=1，2，…，N 表示飛行器副站編號(hào)，用下標(biāo)INS表示慣導(dǎo)輸出值，則濾波模型可寫成如下形式。

觀測(cè)方程:

其中

式中 σt為時(shí)差測(cè)量精度。

狀態(tài)方程:

由于觀測(cè)方程組非線性，故應(yīng)先求出相應(yīng)的偏導(dǎo)數(shù)矩陣，再進(jìn)行濾波計(jì)算。此外，可看出，濾波狀態(tài)維數(shù)n與副站數(shù)量N有關(guān)，即

以4個(gè)反輻射飛行器對(duì)輻射源目標(biāo)進(jìn)行時(shí)差定位為例，此時(shí)濾波維數(shù)為36，即待估變量達(dá)到了36個(gè)。因此，需合理選擇濾波初始參數(shù)，以提高計(jì)算效率。

本文提出如下處理方式:

(1)將含導(dǎo)航偏差的慣導(dǎo)輸出位置、速度作為飛行器運(yùn)動(dòng)狀態(tài)估計(jì)初值;

(2)將初始時(shí)刻通過傳統(tǒng)四站三時(shí)差單點(diǎn)定位算法解算得到的目標(biāo)坐標(biāo)作為目標(biāo)位置估計(jì)初值，若無解(存在的噪聲干擾和測(cè)量誤差使得原本可相交的2條雙曲線產(chǎn)生了畸變，畸變過大導(dǎo)致它們之間沒有交點(diǎn))或出現(xiàn)模糊解且不能消除，則將發(fā)射瞄準(zhǔn)點(diǎn)坐標(biāo)作為目標(biāo)位置估計(jì)初值;

(3)將地面標(biāo)定值作為慣導(dǎo)工具誤差系數(shù)的估計(jì)初值，若信息未知，則全部賦0;

(4)初始估計(jì)方差陣對(duì)角線元素取較大值，如定位估計(jì)初值偏差約在km量級(jí)，則方差陣對(duì)角線元素可取106。

2.2 時(shí)差定位濾波算法驗(yàn)證與分析

考慮4個(gè)反輻射飛行器的情況。設(shè)主站初始坐標(biāo)為(130，20，0)km，3 副站初始坐標(biāo)分別為(150，10，－5)km、(130，11，0)km 和(130，10，5)km，速度均為 1.4 km/s，預(yù)設(shè)瞄準(zhǔn)點(diǎn)坐標(biāo)為(302，0.9，0)km，目標(biāo)真實(shí)坐標(biāo)為(300，0.8，－3)km，時(shí)差測(cè)量精度為 5 ns，慣導(dǎo)系統(tǒng)定位噪聲標(biāo)準(zhǔn)差為2 m，慣導(dǎo)工具誤差系數(shù)依次取40、2、0.1、30、1、0.04、－40、－2、－0.1。令濾波更新頻率為20 Hz，濾波時(shí)間為20 s，則時(shí)差定位濾波變化曲線如圖2所示。

圖2 時(shí)差定位濾波變化曲線Fig.2 Filtering trajectory of TDOA location

從圖2可看出，濾波曲線在5 s之后均趨于收斂，其中y方向和z方向收斂速度相對(duì)較快。這說明由15個(gè)觀測(cè)量估計(jì)36個(gè)狀態(tài)量的濾波模型具有較好的觀測(cè)性，可確保對(duì)目標(biāo)位置的估計(jì)逐漸穩(wěn)定，而不至于發(fā)散。為對(duì)比濾波定位精度與傳統(tǒng)四站三時(shí)差單點(diǎn)定位精度的差異，表1給出了2種方法的定位偏差?？紤]到計(jì)算結(jié)果受隨機(jī)誤差影響，因此表中數(shù)據(jù)取1 000次仿真計(jì)算的平均值，且濾波定位偏差取10 s后所有結(jié)果的平均值。由表1可知，受飛行器自身定位偏差(由慣導(dǎo)工具誤差引起)和時(shí)差測(cè)量噪聲的影響，單點(diǎn)定位精度遠(yuǎn)不如濾波定位精度，尤其是在x方向，這直接導(dǎo)致其定位偏差增加了一個(gè)數(shù)量級(jí)。顯然，就目標(biāo)定位精度而言，濾波定位方法相對(duì)單點(diǎn)定位方法具有無可比擬的優(yōu)勢(shì)。

表1 定位精度比較Table 1 Comparison of location precision m

由于單點(diǎn)定位方法和濾波定位方法所需的關(guān)鍵測(cè)量信息都來源于時(shí)差敏感器件，因此有必要就器件精度指標(biāo)——時(shí)差測(cè)量噪聲標(biāo)準(zhǔn)差對(duì)定位精度的影響進(jìn)行評(píng)估。不改變其他參數(shù)設(shè)置，考察不同測(cè)量噪聲情況下目標(biāo)定位偏差的變化情況，如圖3所示。顯然，隨著時(shí)差測(cè)量噪聲強(qiáng)度的增加(即測(cè)量精度降低)，單點(diǎn)定位方法和濾波定位方法的定位偏差都近似呈指數(shù)形式增大，但后者受到的影響要相對(duì)小得多。這充分表明濾波定位方法對(duì)測(cè)量噪聲有更好的抑制能力。因此，對(duì)時(shí)差測(cè)量元器件的精度要求也相對(duì)可以低一些。

圖3 測(cè)量噪聲對(duì)定位精度的影響Fig.3 Influence of noise on location precision

最后指出一點(diǎn)，雖然濾波定位方法無論是從定位精度，還是從對(duì)測(cè)量噪聲的抑制能力上來看，都要優(yōu)于單點(diǎn)定位方法，但前者性能的改善是通過利用了更多時(shí)間點(diǎn)上的觀測(cè)信息獲得的。因此，濾波定位方法的性能與濾波時(shí)間段內(nèi)的信息量密切相關(guān)，這就涉及到2個(gè)重要參數(shù)，即濾波更新頻率和濾波時(shí)長(zhǎng)。一般而言，自然是希望濾波更新頻率越快越好，但該參數(shù)最終還要取決于反輻射探測(cè)器及數(shù)據(jù)鏈的信息處理與傳輸能力。在更新頻率受設(shè)備性能限制的條件下，更多信息量的獲取只能采用增加濾波時(shí)長(zhǎng)的方法，可從作戰(zhàn)使用的角度上講，為了盡量減小敵方可能施放的各類干擾帶來的影響，又不希望探測(cè)器工作時(shí)間過長(zhǎng)，因此濾波時(shí)長(zhǎng)同樣受到約束。

綜上所述，更新頻率和濾波時(shí)長(zhǎng)參數(shù)的選取應(yīng)兼顧設(shè)備性能限制和作戰(zhàn)使用要求，在滿足濾波定位一定精度的條件下，盡量縮短濾波時(shí)間——以圖2的濾波曲線為例，濾波時(shí)長(zhǎng)取10 s就足夠了。

3 空間構(gòu)形分析

下面分析反輻射飛行器的空間構(gòu)形對(duì)目標(biāo)定位精度的影響。由于4站即能完成定位，故本文僅研究4個(gè)飛行器的空間布局方案。此外，由于飛行器空間構(gòu)形的縱向、高度坐標(biāo)可通過發(fā)射時(shí)機(jī)進(jìn)行控制，而側(cè)向坐標(biāo)的選取則與作戰(zhàn)使用模式和飛行器機(jī)動(dòng)能力密切相關(guān)。因此，側(cè)向基線長(zhǎng)度是空間構(gòu)形設(shè)計(jì)的一個(gè)關(guān)鍵參數(shù)，必須予以討論。

3.1 空間構(gòu)形對(duì)目標(biāo)定位效果的影響

考察5種典型空間構(gòu)形下的濾波定位精度，飛行器初始坐標(biāo)見表2，每種空間構(gòu)形的側(cè)向基線長(zhǎng)度分別為5、10、20 km，空間構(gòu)形在水平面內(nèi)的投影見圖4。為更加客觀比較各種空間構(gòu)形對(duì)目標(biāo)定位精度的影響，飛行器坐標(biāo)參數(shù)設(shè)置還應(yīng)確保幾何布局位于距目標(biāo)大致相同距離的區(qū)域內(nèi)。相關(guān)仿真參數(shù)同2.2節(jié)，濾波結(jié)果如圖5所示。

圖4 空間構(gòu)形水平投影示意圖Fig.4 Sketch map of spacial configuration projected on surface

從仿真結(jié)果可看出，5種空間構(gòu)形均可保證濾波在較短時(shí)間內(nèi)收斂，且定位精度隨著基線長(zhǎng)度的增加而明顯提高，濾波收斂速度隨基線長(zhǎng)度的增加亦逐漸加快。表3給出了飛行器在不同空間構(gòu)形下的時(shí)差濾波定位精度，為消除隨機(jī)因素的影響，表中數(shù)據(jù)為濾波1 000次的統(tǒng)計(jì)均值，且單次濾波的定位偏差亦取10 s后計(jì)算結(jié)果的平均值。由表3可得以下幾點(diǎn)結(jié)論:

(1)在基線長(zhǎng)度較短的情況下，后三角形空間布局的定位精度最高，Y字形和前三角形空間布局的定位精度次之，菱形空間布局的定位精度較差，矩形構(gòu)形的定位精度最差。

(2)隨著基線長(zhǎng)度的增加，各種空間構(gòu)形的定位精度迅速提高，Y字形、前三角形和菱形空間布局尤為明顯。

圖5 不同空間構(gòu)形下的濾波效果Fig.5 Filtering effect under different configuration

(3)在基線長(zhǎng)度較長(zhǎng)的情況下，除矩形空間布局的定位精度明顯較差外，其余4種空間構(gòu)形的定位精度基本相當(dāng)。

表2 飛行器初始坐標(biāo)Table 2 Initial coordinates of aircrafts km

表3 不同空間構(gòu)形下的定位精度Table 3 Location precision under different configuration

3.2 最佳空間構(gòu)形的選擇原則

最佳空間構(gòu)形方案的選擇主要應(yīng)從3個(gè)方面進(jìn)行考慮:(1)是否有助于提高目標(biāo)定位精度;(2)是否符合戰(zhàn)術(shù)運(yùn)用規(guī)則;(3)是否有利于飛行器總體設(shè)計(jì)。顯然，不論側(cè)向基線如何變化，后三角形、Y字形和前三角形空間布局都具有相對(duì)較高且穩(wěn)定的目標(biāo)定位精度，菱形和矩形空間布局的目標(biāo)定位精度則受側(cè)向基線長(zhǎng)度影響較大，故排除后2種構(gòu)形方案。從戰(zhàn)術(shù)運(yùn)用上看，主站是空間構(gòu)形的核心，是反輻射飛行器群實(shí)現(xiàn)偵察信息融合、完成目標(biāo)定位解算、實(shí)施火力分配的“中樞”，主站一旦被干擾或攔截，則其余飛行器基本陷于失能，因此為盡量降低戰(zhàn)場(chǎng)上各類軟、硬殺傷對(duì)主站的影響，主站應(yīng)位于空間構(gòu)形后方，故后三角形布局方案相對(duì)較優(yōu)。此外，后三角形布局方案還有利于飛行器間數(shù)據(jù)鏈設(shè)計(jì)，即主站上的信號(hào)傳輸設(shè)備可配置在飛行器前端，而副站上的信號(hào)傳輸設(shè)備可統(tǒng)一配置在飛行器后端。

側(cè)向基線長(zhǎng)度由于對(duì)目標(biāo)定位精度存在較大影響，故應(yīng)事先進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。雖然側(cè)向基線長(zhǎng)度越長(zhǎng)越有助于提高定位精度，但參數(shù)設(shè)計(jì)也必須考慮到對(duì)作戰(zhàn)使用和飛行器機(jī)動(dòng)性設(shè)計(jì)帶來的一系列問題。以反輻射火箭彈為例，若在現(xiàn)有遠(yuǎn)程簡(jiǎn)控火箭彈基礎(chǔ)上通過偵察、通信設(shè)備的加裝和改進(jìn)研制新型反輻射火箭彈，由于側(cè)向機(jī)動(dòng)能力受限，為拉開基線長(zhǎng)度，則發(fā)射點(diǎn)也必須間隔較大側(cè)向距離(以300 km射程、側(cè)向基線長(zhǎng)度5 km、距離目標(biāo)150 km開始探測(cè)為例，此時(shí)要求主彈與該從彈的發(fā)射點(diǎn)間隔約為10 km，若采用四彈后三角形空間布局，則兩側(cè)從彈的發(fā)射點(diǎn)間隔將達(dá)到20 km)，這超出了當(dāng)前單個(gè)火箭彈連甚至是營(yíng)的正面配置幅員，故對(duì)作戰(zhàn)使用模式提出了新的要求。若仍期望采用傳統(tǒng)的指揮發(fā)射模式，則要求反輻射火箭彈相對(duì)現(xiàn)有簡(jiǎn)控火箭彈具有更強(qiáng)的機(jī)動(dòng)能力。因此，彈體氣動(dòng)外形必須重新設(shè)計(jì)，這勢(shì)必增加新型火箭彈裝備研制工作量。

綜上所述，不論從降低作戰(zhàn)使用，或從飛行器總體設(shè)計(jì)的復(fù)雜性來講，在滿足定位精度要求的前提下，側(cè)向基線長(zhǎng)度越短越好。

4 結(jié)束語

時(shí)差定位是陸基遠(yuǎn)程反輻射飛行器作戰(zhàn)過程的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，也是實(shí)現(xiàn)對(duì)輻射源目標(biāo)探測(cè)與定位的根本手段。本文將EKF與傳統(tǒng)時(shí)差定位基本原理相結(jié)合，提出了時(shí)差定位濾波的概念，并在此基礎(chǔ)上，分析了空間構(gòu)形對(duì)定位精度的影響和最佳空間構(gòu)形的選擇原則。計(jì)算結(jié)果表明，時(shí)差定位濾波算法相比單點(diǎn)時(shí)差定位算法，可有效抑制慣導(dǎo)工具誤差和時(shí)差測(cè)量噪聲引起的定位偏差，后三角形空間構(gòu)形具有更高的定位精度，且有利于飛行器總體設(shè)計(jì)和作戰(zhàn)使用。

需要說明的是，相關(guān)結(jié)論僅是從反輻射飛行器如何完成對(duì)特定目標(biāo)定位的角度分析得到的，并未考慮目標(biāo)數(shù)量、類型等相關(guān)因素。事實(shí)上，由于作戰(zhàn)目標(biāo)往往并不單一，且反輻射飛行器可能遭遇各類軟、硬殺傷。因此，可根據(jù)戰(zhàn)場(chǎng)態(tài)勢(shì)適當(dāng)增加飛行器數(shù)量，在增加空間構(gòu)形冗余度的同時(shí)，提高整體作戰(zhàn)效能。

［1］鐘志通.反輻射武器特點(diǎn)及綜合對(duì)抗措施［J］.飛航導(dǎo)彈，2002(12):20-23.

［2］涂建.反輻射戰(zhàn)斗部研究［D］.南京:南京理工大學(xué)，2004.

［3］張正明.輻射源無源定位研究［D］.西安:西安電子科技大學(xué)，2004.

［4］王永誠(chéng)，張令坤.多站時(shí)差定位技術(shù)研究［J］.現(xiàn)代雷達(dá)，2003，25(2):1-4.

［5］Dersan.Passive radar localization by time difference of arrival［J］.IEEE MILCOM Proceedings，2002，10(2):1251-1257.

［6］Roumeliotis S I.Distributed multi-robot localization［J］.IEEE Transaction on Robotics and Automation，2002，18(5):781-795.

［7］Gillette M D.A linear closedform algorithm for source localization from time-differences of arrival［J］.IEEE Signal Processing Letters，2008(15):1-4.

［8］劉海軍，李陟，王麗娜.動(dòng)基站時(shí)差定位技術(shù)研究［J］.現(xiàn)代雷達(dá)，2006，28(2):11-14.

［9］王小剛，郭繼峰，崔乃剛.基于數(shù)據(jù)鏈的智能導(dǎo)彈協(xié)同定位方法［J］.中國(guó)慣性技術(shù)學(xué)報(bào)，2009，17(3):319-323.

［10］陳新，彭科舉，周東翔，等.無人機(jī)群主動(dòng)式時(shí)差定位算法［J］.控制與決策，2011，26(12):1796-1802.

［11］黃知濤，周宇，姜文利.基于外輻射源信號(hào)的時(shí)差定位系統(tǒng)定位精度分析［J］.系統(tǒng)工程與電子技術(shù)，2010，32(11):2257-2262.

［12］趙侃，漆德寧.基于UKF濾波的FDOA和TDOA聯(lián)合定位跟蹤算法［J］.計(jì)算機(jī)技術(shù)與發(fā)展，2010，22(5):127-133.