本发明专利技术公开了一种甚短基线光学测量目标定位方法，属于航天测量与控制领域。该方法依次进行目标定位计算，速度分量计算和精度计算。依据全微分公式，根据测站站址差计算出测量元素，建立基于全微分方程的雷达-光电经纬仪联合定位模型，将经纬仪的高精度测角信息和雷达的高精度测距信息进行数据融合，确定飞行目标的空间位置。
【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术公开了一种，属于航天测量与控制领域。该方法依次进行目标定位计算，速度分量计算和精度计算。依据全微分公式，根据测站站址差计算出测量元素，建立基于全微分方程的雷达-光电经纬仪联合定位模型，将经纬仪的高精度测角信息和雷达的高精度测距信息进行数据融合，确定飞行目标的空间位置。【专利说明】所属领域本专利技术专利属于航天测量与控制领域，涉及一种基于全微分算法的。
技术介绍
目前，我国航天靶场试验中的光学跟踪测量设备，已逐渐利用多系统跟踪模式，这种多传感器跟踪可增强系统的可靠性和鲁棒性，为获得目标的高精度可靠性信息提供了有力的技术支持。伴随这种新测量体制的出现，相应地为我们的外弹道数据处理方法提出了新的挑战。为了适应后续测控网的发展，我们必须对这种测量体制的测元数据融合技术开展研究，根据多传感器的特性，结合外部环境条件，确定相应的算法和数学模型，完成目标状态的预测，寻找最佳的匹配、融合算法，实现高精度的外弹道数据处理目的。本专利技术依据全微分公式，根据测站站址差计算出测量元素，建立基于全微分方程的雷达-光电经纬仪联合定位模型，将经纬仪的高精度测角信息和雷达的高精度测距信息进行数据融合，确定飞行目标的空间位置。
技术实现思路
在实验中，采用某光学测量设备及附近雷达站设备进行目标跟踪。利用这两台跟踪设备测量数据来完成运载火箭定位及精度结果的确定。 本专利技术提出的，具体过程包括如下步骤: 步骤一:目标定位计算 设经纬仪测得的方位角和俯仰角分别为An、Eli,雷达测距为R2i,目标在发射坐标系中的标准位置坐标为Xi, Yi, Zi, x01, y01, Z01为第经纬仪站址坐标,X02, 102, Z02为雷达站址坐标，试求在目标在发射坐标系中的联合定位位置参数。 由 【权利要求】1.，其特征在于:具体过程包括如下步骤: 步骤一:目标定位计算 设经纬仪测得的方位角和俯仰角分别为An、Eli，雷达测距为R2i,目标在发射坐标系中的标准位置坐标为Xi, Yi, Zi, X01, y01, Z01为第经纬仪站址坐标，X02, 102, Z02为雷达站址坐标， 由进行微分得进行微分得dE = (SinEli (CosAliCb^sinAliClz0)-CosEli(Iy0)/Rli(2) 式中 dx0 — Xo2—χοι? dy0 — Yo2—Yoi? dz0 — z02_z01 由⑴式和(2)式可得 A，2i = An+dA E，2i = En+dE 根据几何关系，可建立目标在发射坐标系的位置参数模型为:步骤二:速度分量计算 式⑶两侧对时间求导，并记R2i = R，E, 2i = E，A, 2i = A,可导出速度分量满足如下关系:步骤三:精度计算 由R，A，E的误差传播到测量系下弹道位置坐标上的误差为其中AR，ΔΑ, ΔΕ分别为R，A，E上的误差，记σ R2，σ Α2，σ Ε2分别为R，Α，E误差的方差.用矩阵表示为记测元误差传播到测量系下弹道位置参数的传播矩阵为则测量系下弹道位置参数的协方差矩阵为测元误差传播到发射系下位置参数的误差为其中M= (mu)为测量系到发射系的变换矩阵.则发射系下弹道位置参数的协方差为【文档编号】G01S13/86GK104199024SQ201410389775【公开日】2014年12月10日 申请日期:2014年8月11日 优先权日:2014年8月11日 【专利技术者】柴敏, 宋卫红, 王敏, 余慧, 王家松 申请人:中国西安卫星测控中心本文档来自技高网...
【技术保护点】
甚短基线光学测量目标定位方法，其特征在于：具体过程包括如下步骤：步骤一：目标定位计算设经纬仪测得的方位角和俯仰角分别为A1i、E1i，雷达测距为R2i，目标在发射坐标系中的标准位置坐标为xi,yi,zi，x01,y01,z01为第经纬仪站址坐标，x02,y02,z02为雷达站址坐标，由tgA1i=(zi-z01)(xi-x01),R1i=(xi-x01)2+(yi1-y01)2+(zi-z01)2]]>进行微分得dA=1R1icosE1i(sinA1idx0-cosA1idz0)---(1)]]>由sin E1i=(yi-y01)/Rli,Rli=(xi-x01)2+(yi1-y01)2+(zi-z01)2]]>进行微分得dE＝(sinE1i(cosA1idx0+sinA1idz0)‑cosE1idy0)/R1i (2)式中dx0＝x02‑x01，dy0＝y02‑y01，dz0＝z02‑z01由(1)式和(2)式可得A'2i＝A1i+dAE'2i＝E1i+dE根据几何关系，可建立目标在发射坐标系的位置参数模型为：xyz=R2icosE2i′cosA2i′R2isinE2i′R2icosE2i′sinA2i′+x02y02z02---(3)]]>步骤二：速度分量计算式(3)两侧对时间求导，并记R2i＝R,E′2i＝E,A′2i＝A，可导出速度分量满足如下关系：x.=R.cosEcosA-RE.sinEcosA-RA.sinEsinAy.=R.sinE+RE.cosEz.=R.cosEsinA-RE.sinEsinA+RA.cosEcosA---(4)]]>或x.y.z.=cosEcosA-RsinEsinA-RsinEcosAsinE0RcosEcosEsinARcosEcosA-RsinEsinAR.A.E.---(5)]]>步骤三：精度计算由R,A,E的误差传播到测量系下弹道位置坐标上的误差为Δxc=(∂x∂R)ΔR+(∂x∂A)ΔA+(∂x∂E)ΔE=ΔRcosAcosE+ΔARsinAcosE-ΔERcosAsinE---(4)]]>Δyc=(∂y∂R)ΔR+(∂y∂A)ΔA+(∂y∂E)ΔE=ΔRsinE+ΔERcosE---(5)]]>Δzc=(∂z∂R)ΔR+(∂z∂A)ΔA+(∂z∂E)ΔE=ΔRsinAcosE+ΔARcosAcosE-ΔERsinAsinE---(6)]]>其中ΔR,ΔA,ΔE分别为R,A,E上的误差，记σR2,σA2,σE2分别为R,A,E误差的方差.用矩阵表示为ΔXc=ΔxcΔycΔzc=cosAcosE-RsinAcosERcosAsinEsinE0RcosEsinAcosERcosAcosE-RsinEsinAΔRΔAΔE---(7)]]>记测元误差传播到测量系下弹道位置参数的传播矩阵为G=cosAcosE-RsinAcosE-RcosAsinEsinE0RcosEsinAcosERcosAcosE-RsinAsinE]]>则测量系下弹道位置参数的协方差矩阵为COV(ΔXc)=G·diag(σR2,σA2,σE2)·GT=^σxc2σxcycσxczcσycxcσyc2σyczcσzcxcσzcycσzc2---(8)]]>其中σxc2=σR2cos2Acos2E+σA2R2sin2Acos2E+σE2R2cos2Asin2Eσyc2=σR2sin2E+σE2R2cos2Eσzc2=σR2sin2Acos2E+σA2R2cos2Acos2E+σE...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：柴敏，宋卫红，王敏，余慧，王家松，
申请(专利权)人：中国西安卫星测控中心，
类型：发明
国别省市：陕西;61
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