针对机动目标的视线角速率估计方法技术

针对机动目标的视线角速率估计方法，涉及一种视线角速率估计方法。本发明专利技术为了解决现有的针对非机动目标的视线角速率估计方法提取机动目标视线角速率的精度有限的问题，首先测算目标—导弹相对距离R和目标—导弹相对速度然后测算导弹加速度分量aε和aβ和估计目标加速度的分量atε和atβ，并计算出视线俯仰角qε和视线偏航角qβ；然后将R、aε、aβ、atε、atβ以及qε和qβ分别代入到导弹的俯仰通道视线角速率Kalman滤波器和偏航通道视线角速率Kalman滤波器中，从而精确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。本发明专利技术适用制导领域中机动目标的视线角速率估计。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术设及一种视线角速率估计方法。
技术介绍
在制导
，目标的持续机动在很大程度上增加了视线角速率高精度提取的 难度，现有的视线角速率提取方法不能满足拦截导弹或拦截器直接碰撞目标的精确制导要 求，必须研究与目标机动条件相适应的新的高精度视线角速率提取方法。 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。 现有的视线角速率估计方法均是针对非机动目标的，在对付机动目标时视线角速 率提取精度有限。所W针对安装捷联或半捷联导引头的导弹拦截机动目标运一应用背景， 目前还没有一种行之有效的视线角速率高精度提取方法。
技术实现思路
本专利技术为了解决现有的针对非机动目标的视线角速率估计方法提取机动目标视 线角速率的精度有限的问题，进而提出了一种专口针对捷联或半捷联导引头和机动目标的 视线角速率高精度Kalman滤波方法。 ，包括下述步骤： 步骤一、测算目标一导弹相对距离R和目标一导弹相对速度R;[000引步骤二、测算导弹加速度在视线坐标系0' Χ4Υ4Ζ4的0' Y4和0' Z4轴方向上的分量3ε和 日e; 步骤Ξ、估计目标加速度在视线坐标系0' Χ4Υ4Ζ4的0' Y4和0' Z4轴方向上的分量ate 和 ate; 步骤四、计算出视线俯仰角qs和视线偏航角qe; 步骤五、将目标一导弹相对距离R和目标一导弹相对速度R，导弹加速度分量ae和 ae，目标加速度估计结果ate和ateW及视线俯仰角和视线偏航角计算结果qe和qe分别代入到 导弹的俯仰通道视线角速率Kalman滤波器和偏航通道视线角速率Kalman滤波器中，从而精 确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。 本专利技术具有W下有益效果： 本专利技术将目标加速度估计Kalman滤波器与视线角速率估计Kalman滤波器相结合， 得到了针对机动目标的捷联或半捷联导引头视线角速率估计Kalman滤波器，其精度高于现 有的针对非机动目标的捷联或半捷联导引头视线角速率估计Kalman滤波器，精度提高了 0.03Vs。【附图说明】 图1为地屯、惯性坐标系、发射点惯性坐标系和末制导初始视线坐标系关系示意图； 图2为末制导初始视线坐标系和视线坐标系关系示意图； 图3为导弹的弹体坐标系示意图； 图4为导弹拦截目标的纵向飞行弹道仿真效果图； 图5为导弹拦截目标的侧向飞行弹道仿真效果图；、 图6为目标一导弹视线俯仰角速率仿真效果图； 图7为目标一导弹视线偏航角速率仿真效果图；图8发射点惯性坐标系XF轴目标加速度及其估计仿真效果图； 图9发射点惯性坐标系yF轴目标加速度及其估计仿真效果图； 图10发射点惯性坐标系ZF轴目标加速度及其估计仿真效果图。【具体实施方式】【具体实施方式】 一： ，包括下述步骤： 步骤一、测算目标一导弹相对距离R和目标一导弹相对速度R; 步骤二、测算导弹加速度在视线坐标系c/ Χ4Υ4Ζ4的c/ Y4和c/ Z4轴方向上的分量ae和 日e; 步骤Ξ、估计目标加速度在视线坐标系c/ Χ4Υ4Ζ4的c/ y4和c/ Z4轴方向上的分量ate 和 ate; 步骤四、计算出视线俯仰角qs和视线偏航角qe; 步骤五、将目标一导弹相对距离R和目标一导弹相对速度R，导弹加速度分量ae和 ae，目标加速度估计结果ate和ateW及视线俯仰角和视线偏航角计算结果qe和qe分别代入到 导弹的俯仰通道视线角速率Kalman滤波器和偏航通道视线角速率Kalman滤波器中，从而精 确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。【具体实施方式】二:结合图1说明本实施方式， 本实施方式步骤一所述测算目标一导弹相对距离R和目标一导弹相对速度R的具 体步骤如下； 定义地屯、惯性坐标系：地屯、惯性坐标系oixiyizi的原点01位于地屯、上，OUI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； 定义发射点惯性坐标系：设发射点惯性坐标系OFXFyFZF在导弹发射瞬间相对于地 屯、惯性坐标系固化不动，它与地屯、惯性坐标系的关系如图1所示，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； 见图1，地屯、惯性坐标系与发射点惯性坐标系之间的转换取绝于狗)、λ〇和αρΞ个角 度；妍、λ〇和αρ分别是发射点相对于地屯、惯性坐标系的缔度、经度和发射方位角；定义末制导初始视线坐标系：图1中ooxoyozo为末制导初始视线坐标系，〇日位于末制 导初始时刻导弹导引头回转中屯、上;O0X日为初始视线方向，指向目标为正;ooyo位于包含00X0 的铅垂面内，垂直于00X0,指向上方为正；oozo按照右手定则确定；在整个末制导过程中， ooxoy日Z日坐标系相对于发射点惯性坐标系0阳FyFZ個化不动;qe日和q邮分别为视线相对于发射 点惯性坐标系所成的初始视线俯仰角和视线偏航角； 导弹在发射点惯性坐标系的位置为(x、y、z)，其速度在该坐标系中的投影为(Vx、 Vy、Vz )，运些信息由弹上导航系统提供； 目标在发射点惯性坐标系的位置为（xt、yt、zt)，其速度在该坐标系中的投影为 (Vtx、Vty、Vtz)，运些信息由弹上的目标跟踪滤波器提供； 根据 Ax = x-xt，Ay = y-yt，Az = z-zt，AVx=Vx-Vtx，AVy = Vy-Vty，AVz = Vz-Vtz， 计算目标一导弹相对距离和目标一导弹相对速度在末制导过程中，始终有R〉〇，度< 0。 其他步骤和参数与【具体实施方式】一相同。【具体实施方式】 Ξ: 本实施方式步骤二所述测算导弹加速度在视线坐标系〇/ X4y4Z4的〇/ y4和〇/ Z4轴方 向上的分量ae和ae的具体步骤如下：[00创定义视线坐标系:视线坐标系c/x4y4Z4原点oM立于导引头回转中屯、;C/X4轴与当前 时刻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;如图2所示，由末制导初始视线 坐标系转换到视线坐标系定义视线俯仰角qs和视线偏航角qe; 定义弹体坐标系；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； 导弹上加速度计输出的加速度召是沿着弹体坐标系oxiyizi投影的，将导弹上加速 度计输出的加速度α投影到视线坐标系〇/x4y4Z4的〇/y4和〇/Z4轴方向上得到导弹视线坐标 系0' Χ4Υ4Ζ；4的0' Y4和0' Z4轴方向上的加速度ae和ae。 其他步骤和参数与【具体实施方式】一或二相同。【具体实施方式】 四：[004引本实施方式步骤Ξ所述估计目标加速度在视线坐标系0/ X4y4Z4的0/ y4和0/ Z4轴方 向上的分量ate和ate的本文档来自技高网...

【技术保护点】
针对机动目标的视线角速率估计方法，其特征在于包括下述步骤：步骤一、测算目标—导弹相对距离R和目标—导弹相对速度步骤二、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；步骤三、估计目标加速度在视线坐标系o′x4y4z4的o′y4和o′z4轴方向上的分量atε和atβ；步骤四、计算出视线俯仰角qε和视线偏航角qβ；步骤五、将目标—导弹相对距离R和目标—导弹相对速度导弹加速度分量aε和aβ，目标加速度估计结果atε和atβ以及视线俯仰角和视线偏航角计算结果qε和qβ分别代入到导弹的俯仰通道视线角速率Kalman滤波器和偏航通道视线角速率Kalman滤波器中，从而精确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。

【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