估计弹目视线角速率的快收敛Kalman滤波器的设计方法技术

估计弹目视线角速率的快收敛Kalman滤波器的设计方法，属于导弹制导控制技术领域。本发明专利技术为了提高现有的目标—导弹视线角速度估计Kalman滤波方法的收敛速度。首先设置滤波器初始估计值；然后测算当前时刻目标与导弹之间的相对距离和相对速度；测算导弹加速度在视线坐标系o′y4和o′z4轴方向上的分量；最后由导弹俯仰通道视线运动状态方程和俯仰通道视线角测量方程构造俯仰通道快收敛Kalman滤波器，由导弹偏航通道视线运动状态方程和偏航通道视线角测量方程构造偏航通道快收敛Kalman滤波器，从而分别求出目标与导弹之间的视线俯仰角速率和视线偏航角速率。本发明专利技术提高Kalman滤波器的收敛速度，得到高精度的视线角速率估计。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术设及导弹的精确制导方法，属于导弹制导控制
，具体设及大目 标一导弹相对运动信息精确估计方法。
技术介绍
近些年来，为了降低其成本，提高其可靠性，精确制导武器越来越多地采用小型捷 联或半捷联导引头，运种导引头的特点是可W测量目标一导弹之间的相对视线角，如果是 主动式导引头还可W测量距离信息，但捷联或半捷联导引头不能直接输出实际制导律需要 的视线角速率信息。 针对安装捷联导引头的导弹运一应用背景，极坐标形式的目标一导弹相对运动运 动学和动力学方程构造二维的Kalman滤波器，可W得到高精度的视线角速率估计。为了进 一步提高运种滤波器的收敛速度，我们提出了一种通过自适应调整滤波器中的状态噪声协 方差阵和测量噪声协方差阵，并恰当选用初值来提高收敛速度的估计视线角速率的快收敛 Kalman滤波器。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种估计弹目视线角速率的快收敛Kalman滤波器的设计方 法，W提高现有的目标一导弹视线角速度估计Kalman滤波方法的收敛速度。所述弹目视线 角速率是指导弹到目标的视线和发射点惯性坐标的夹角的变化率。[000引本专利技术为解决上述技术问题采取的技术方案是： 一、滤波器初始估计中的视线俯仰角和视线偏航角的初值表(0巧日如(0)取为根据 导引头第1拍测量值计算出来的视线俯仰角和视线偏航角，视线俯仰角速率和视线偏航角 速率的初值是.(0)和^(0)利用几何方法计算出来，即 其中，Αχ、Ay、A Z为末制导初始时刻目标一导弹相对位置在末制导惯性参考坐 标系Ξ个轴上的分量，Ai、Aj、： Δ?为末制导初始时刻目标一导弹相对速度在末制导惯性 参考坐标系Ξ个轴上的分量，它们的具体计算过程如下：设末制导惯性参考坐标系ooxoyozo 在末制导过程中相对于惯性空间固化不动，它与地屯、惯性坐标系W及发射点惯性坐标系的 关系如图1所不。 末制导惯性参考坐标系的原点为末制导初始时刻导弹的质屯、00,00X0沿着末制导 初始时刻视线方向，指向目标为正，ooyo轴位于包含00X0轴的铅垂面内，指向上为正，O0Z0轴 由右手定则确定。发射点惯性坐标系的原点为发射点〇F，〇FyF轴铅键向上，OF祉轴和OFZF轴位 于水平面内，其指向按需要选取，通常OFXFyF为射击平面。地心肢性坐标系的原点ΟΙ位于地 屯、上，ΟΙΧΙ轴位于赤道平面内，指向某一恒星，ΟΙΖΙ轴指向北极方向，oiyi按右手定则确定。地 屯、惯性坐标系与发射点惯性坐标系之间的转换取决于稱、λ〇和αρΞ个角度，它们的定义见 图1。图1中，qso和qeo分别为末制导初始时刻视线相对于发射点惯性坐标系所成的视线仰角 和视线偏角。 设导弹在末制导惯性参考坐标系的位置为(x、y、z)，其速度在该坐标系中的投影 为(X、来、3)，运些信息由弹上导航系统提供；目标在末制导惯性参考坐标系的位置为 (xt、yt、zO，其速度在该坐标系中的投影为（?、拓、為），运些信息由地面上的目标测量系统 提供，则A又二又广又，A y = y广y，A z = z广Z，化二文(-史'，Δ歹=义-，Δ? =与:-i；。 运样，在很大程度上降低了滤波器的初始动态过程。 二、测算当前时刻目标与导弹之间的相对距离和相对速度，具体过程如下:记当前 时刻相对位置在末制导惯性参考坐标系中的分量为Δ x = x广X，Ay = y广y，Δ z = Z广Z，当前 时刻相对速度在末制导惯性参考坐标系中的分量为馬-X，Aj = J，Δ?二S，则 目标一导弹相对距离为，相对速度为度二（心Μ + Δ}'轉+心公)/巧。; 在末制导过程中，始终有R〉〇，人' < Cl;;、测算导弹加速度在视线坐标系c/ Χ4Υ4Ζ4(见图2)c/ Y4和c/ Z4轴方向上的分量ae 和ae，W及目标加速度在视线坐标系〇/y4和〇/Z4轴方向上的分量ate和ate;导弹上加速度计 输出的加速度α是沿着弹体坐标系oxmzi(见图1)投影的，把它投影到视线坐标系即可求 得导弹法向加速度3ε和ae;由图3所示，导弹弹体坐标系oxiyizi的原点0位于导弹质屯、上。0X1 轴与弹体纵轴重合，指向头部为正，oyi轴在弹体纵向对称平面内，垂直0X1轴，指向上方为 正，OZ1轴方向按右手定则确定；由图2,视线坐标系c/x4y4Z4原点oM立于导引头回转中屯、，〇/ X4轴与目标一导弹视线一致，由导引头回转中屯、指向目标为正，c/y4轴位于包含c/x4轴的铅 键面内，与C/X4轴垂直，指向上方为正，c/z4轴按右手定则确定。由末制导惯性坐标系转换到 视线坐标系定义了视线俯仰角qe和视线偏航角qe(见图2)。根据目标轨道测量数据可W计算 出目标加速度嗓在地屯、惯性坐标系中的Ξ个分量，然后投影到视线坐标系求得ate和曰证； 四、由导弹的俯仰通道视线运动状态方程和俯仰通道视线角测量方程构造俯仰通 道快收敛Kalman滤波算法，从而求出目标与导弹之间的视线俯仰角速率，由导弹的偏航通 道视线运动状态方程和偏航通道视线角测量方程构造偏航通道快收敛Kalman滤波算法，从 而求出目标与导弹之间的视线偏航角速率。 俯仰通道视线运动离散化状态方程为掛 其中，k代表第k个采样时刻，At为采样周期； 俯仰通道视线角测量方程可W写作(4)其中，Ηε=，νε化)为视线俯仰角的测量噪声，假设其均值为零。 则俯仰通道快收敛Kalman滤波器为 其中，i,(X.)和丈，W分别代表Χε的滤波估计和预报估计，丫选择一个充分大的正 值 λ是一个正的标量。若丫选择一个充分大的正值，可W满足在最坏的初始条件下也 具有较好的滤波收敛特性。但γ选取得过大会对滤波器的稳态特性有一定影响，在应用中 应该采取一种折中的选择。另外，为了确保稳态阶段，Rk更接近于或等于化〇，λ不易选择过 大。 根据导弹的偏航通道视线运动状态方程和偏航通道视线角测量方程可W设计出 估计目标与导弹之间偏航通道视线角速率的快收敛Kalman滤波器： 偏航通道视线运动离散化状态方程写作 站化+1) = Φβ化)抽化)+B β化)ι?β化)+WP化）（5) 其中， 偏航视线角测量方程写作巧） 其中，He=，ve(k)为视线俯仰角的测量噪声，假设其均值为零， 偏航通道Kalman滤波器为[00川其中，^从)和马炒)分别代表站的滤波估计和预报估计，[004引，λ和丫（为两个参量，而 且在滤波过程中取为常量)的取值规律与俯仰通道快收敛Kalman滤波器相同。 本专利技术的有益效果是： 由导弹的俯仰通道视线运动状态方程和俯仰通道视线角测量方程构造俯仰通道 快收敛Kalman滤波器，从而求出目标与导弹之间的视线俯仰角速率，由导弹的偏航通道视 线运动状态方程和偏航通道视线角测量方程构造偏航通道快收敛Kalman滤波器，从而求出 目标与导弹之间的视线偏航角速率，最终完成目标与导弹之间的视线角速率的估计。 本专利技术提出的估计视线角速度的快收敛Kalman滤波器的收敛速度高于现有的 Kalman滤波器。本专利技术通过自适应调整滤波器中的状态噪声协方差阵和测量噪声协方差 阵，并恰当选用初值来提高收敛速度的估计视线角速率的快收敛Kalman滤波器。提高了极 坐标形式的目标一导弹相对运动运动学和动力学方程构造二维的Kal本文档来自技高网...

【技术保护点】
估计弹目视线角速率的快收敛Kalman滤波器的设计方法，其特征在于：所述方法的实现过程为：步骤一、滤波器初始估计值的设定：定义末制导惯性参考坐标系o0x0y0z0、发射点惯性坐标系oFxFyFzF、地心惯性坐标系oIxIyIzI，以三者之间的关系：设末制导惯性参考坐标系o0x0y0z0在末制导过程中相对于惯性空间固化不动，末制导惯性参考坐标系的原点为末制导初始时刻导弹的质心o0，其o0x0轴沿着末制导初始时刻视线方向，指向目标为正，其o0y0轴位于包含o0x0轴的铅垂面内，指向上为正，o0z0轴由右手定则确定；发射点惯性坐标系的原点为发射点oF，oFyF轴铅锤向上，oFxF轴和oFzF轴位于水平面内，其指向按需要选取，设oFxFyF为射击平面；地心惯性坐标系的原点oI位于地心上，oIxI轴位于赤道平面内，指向某一恒星，oIzI轴指向北极方向，oIyI按右手定则确定；地心惯性坐标系与发射点惯性坐标系之间的转换取决于λ0和αF三个角度,qε0和qβ0分别为末制导初始时刻视线相对于发射点惯性坐标系所成的视线仰角和视线偏角；滤波器初始估计中的视线俯仰角和视线偏航角的初值和取为根据导引头第1拍测量值计算出来的视线俯仰角和视线偏航角，视线俯仰角速率和视线偏航角速率的初值和利用几何方法计算出来，即其中，和括号中的0表示0时刻；△x、△y、△z为末制导初始时刻目标—导弹相对位置在末制导惯性参考坐标系三个轴上的分量，为末制导初始时刻目标—导弹相对速度在末制导惯性参考坐标系三个轴上的分量，的具体计算过程如下：设导弹在末制导惯性参考坐标系的位置为(x、y、z)，其速度在该坐标系中的投影为上述信息由弹上导航系统提供；目标在末制导惯性参考坐标系的位置为(xt、yt、zt)， 其速度在该坐标系中的投影为上述信息由地面上的目标测量系统提供，则△x＝xt‑x，△y＝yt‑y，△z＝zt‑z，步骤二、测算当前时刻目标与导弹之间的相对距离和相对速度，具体过程如下：记当前时刻相对位置在末制导惯性参考坐标系中的分量为△x＝xt‑x，△y＝yt‑y，△z＝zt‑z，当前时刻相对速度在末制导惯性参考坐标系中的分量为则目标—导弹相对距离为相对速度为在末制导过程中，始终有R>0，步骤三、测算导弹加速度在视线坐标系o′x4y4z4的o′y4和o′z4轴方向上的分量aε和aβ，以及目标加速度在视线坐标系的o′y4和o′z4轴方向上的分量atε和atβ；导弹上加速度计输出的加速度是沿着弹体坐标系ox1y1z1投影的，投影到视线坐标系即可求得导弹法向加速度aε和aβ；导弹弹体坐标系ox1y1z1的原点o位于导弹质心上；ox1轴与弹体纵轴重合，指向头部为正，oy1轴在弹体纵向对称平面内，垂直ox1轴，指向上方为正，oz1轴方向按右手定则确定；视线坐标系o′x4y4z4原点o′位于导引头回转中心,o′x4轴与目标—导弹视线一致,由导引头回转中心指向目标为正，o′y4轴位于包含o′x4轴的铅锤面内，与o′x4轴垂直，指向上方为正，o′z4轴按右手定则确定；由末制导惯性坐标系转换到视线坐标系定义视线俯仰角qε和视线偏航角qβ；根据目标轨道测量数据可计算出目标加速度在地心惯性坐标系中的三个分量，然后投影到视线坐标系求得atε和atβ；步骤四、由导弹的俯仰通道视线运动状态方程和俯仰通道视线角测量方程构造俯仰通道快收敛Kalman滤波器，从而求出目标与导弹之间的视线俯仰角速率：俯仰通道视线运动离散化状态方程为：其中，k代表第k个采样时刻，△t为采样周期；俯仰通道视线角测量方程为：其中，Hε＝[1 0]，νε(k)为视线俯仰角的测量噪声，假设其均值为零；设则俯仰通道快收敛Kalman滤波器为：其中，和分别代表Xε的滤波估计和预报估计，γ选择一个充分大的正值；λ是一个正的标量；步骤五、根据导弹的偏航通道视线运动状态方程和偏航通道视线角测量方程可设计出估计目标与导弹之间偏航通道视线角速率的快收敛Kalman滤波器：偏航通道视线运动离散化状态方程为Xβ(k+1)＝Φβ(k)Xβ(k)+Ββ(k)uβ(k)+wβ(k)   (5)其中，wβ(k)是一个零均值随机过程，偏航视线角测量方程为其中，Hβ＝[1 0]，νβ(k)为视线俯仰角的测量噪声，假设其均值为零，由导弹的偏航通道视线运动状态方程和偏航通道视线角测量方程构造偏航通道快收敛Kalman滤波器，从而求出目标与导弹之间的视线偏航角速率；偏航通道Kalman滤波器为：其中，和分别代表Xβ的滤波估计和预报估计，γ选择一个充分大的正值；λ是一个正的标量。...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：周荻，邹昕光，张中磊，朱蕊蘋，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江;23