一種空對地制導武器捷聯(lián)尋的視線重構方法
【專利摘要】本發(fā)明為一種空對地制導武器捷聯(lián)尋的視線重構方法，適用于捷聯(lián)成像導引頭視線角速率的提取。該發(fā)明設計基于偽距、偽距率的緊耦合組合導航，以獲得彈體姿態(tài)信息，利用姿態(tài)信息提供慣性基準并設計解耦算法，提取慣性系下的視線角，然后對得到的視線角進行小波濾波，抑制背景噪聲和熱噪聲，通過跟蹤微分器（TD）得到慣性系下的視線角速率，抑制數(shù)字微分的噪聲，最后坐標變換得彈體系下的視線角速率。本發(fā)明解決了捷聯(lián)尋的制導工程應用中的幾大難題：低精度的慣組捷聯(lián)導航誤差累積過快；彈體姿態(tài)運動對視線角的耦合影響；制導所需的視線角速率信號不能直接量測；測量噪聲的影響。本發(fā)明在捷聯(lián)式導引頭制導武器領域有著廣闊的應用前景。
【專利說明】一種空對地制導武器捷聯(lián)尋的視線重構方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及一種末制導信號提取方法，特別涉及一種空對地制導武器捷聯(lián)尋的視線重構方法，屬于制導與控制領域。
【背景技術】
[0002]自上世紀六十年代，隨著探測與成像技術的不斷發(fā)展，導引頭瞬時視場已經(jīng)達到可以去掉萬向支架的程度，捷聯(lián)導引頭及其尋的制導技術也就應運而生。捷聯(lián)尋的制導技術作為一種低成本、高可靠性的新型制導技術，受到了各軍事強國的重視，并得到了迅速發(fā)展，并在新式低成本精確制導武器中得到了實際應用。由于擺脫了機械結構的限制，使導引頭的可靠性增加、視線跟蹤角速率不受限制、俯仰和方位跟蹤通道之間的摩擦交叉耦合消失、系統(tǒng)的結構復雜性和價格下降。
[0003]由于世界各國對該項技術的高度保密，至今國外早期的研究報告仍未解密。確認西方捷聯(lián)成像尋的制導技術的研究現(xiàn)狀及實戰(zhàn)應用情況比較困難。但軍事大國為突破捷聯(lián)成像尋的制導的有關技術，如穩(wěn)定性、濾波、先進的制導算法技術方面投入了大量的財力與人力，僅僅美國海軍研究所1999年在捷聯(lián)導引頭DAMASK的先期研制上就耗資1500萬美元?？梢钥隙ǖ氖墙萋?lián)導引頭是解決國內低成本末制導武器的一種有效途徑，國內也逐漸重視捷聯(lián)控制技術的應用，本文提出的一種空對地制導武器的捷聯(lián)尋的視線重構方法旨在作為GPS輔助制導，以提高制導精度，解決了應用中的幾個重要制約難題:低精度的慣組捷聯(lián)導航誤差累積快；短時GPS信號屏蔽、中斷或星數(shù)小于4顆時仍可提供導航信息輸出；彈體姿態(tài)運動對視線角的耦合影響，制導所需的視線角速率信號不能直接量測，測量噪聲對控制系統(tǒng)影響。
[0004]捷聯(lián)尋的制導技術的應用簡化了傳統(tǒng)導引頭的伺服機構，結構設計簡單，便于維護，可靠性高，在成本、功耗、體積和重量等方面具有明顯的優(yōu)勢，是未來低成本精確制導武器發(fā)展的一個重要方向。

【發(fā)明內容】

[0005]本發(fā)明要解決的技術問題是:克服現(xiàn)有技術的不足，提供一種空地制導武器捷聯(lián)成像導引頭視線重構方法，為捷聯(lián)導引頭在低成本空地制導武器上的實際應用提供技術支持。
[0006]本發(fā)明技術解決方案:一種空對地制導武器捷聯(lián)尋的視線重構方法。采用自適應卡爾曼濾波設計基于偽距、偽距率的SINS/GPS緊耦合組合導航系統(tǒng)，以提高低精度的捷聯(lián)慣性導航系統(tǒng)和GPS導航系統(tǒng)的組合導航精度，獲得彈體姿態(tài)信息，通過坐標系轉換，推導了捷聯(lián)成像導引頭視線角解耦算法并實現(xiàn)了彈體姿態(tài)運動的解耦，得到慣性系下的導引頭視線角，然后通過小波濾波算法對慣性系視線角進行降噪處理，通過跟蹤微分器提取慣性系視線角微分信號，得到慣性系下的視線角速率，最后通過坐標轉換得到彈體系下的導引頭視線角速率，完成捷聯(lián)尋的視線重構。具體實現(xiàn)步驟如下:[0007]第一步，通過導引頭得到彈體系下的視線角；
[0008]第二步，通過自適應卡爾曼濾波對捷聯(lián)慣性導航和GPS導航的緊耦合組合導航方式進行最優(yōu)估計獲得實時彈體姿態(tài)信息；
[0009]第三步，根據(jù)彈體姿態(tài)信息，進行體系轉慣性系坐標變換，將導引頭輸出的體視線角轉換成慣性系下視線角；
[0010]第四步，對得到的慣性系下的視線角進行小波濾波，設計縱向小波濾波器，選取濾波參數(shù)，對縱向視線角中的噪聲進行處理，得到慣性系下濾波后的縱向視線角信號；同時，設計側向小波濾波器，選取濾波參數(shù)，對側向視線角中的噪聲進行處理，得到慣性系下濾波后的側向視線角信號；
[0011]第五步，通過微分環(huán)節(jié)計算慣性系下角速率信號，設計縱向與側向兩套跟蹤微分器(TD)，得到輸入視線角的微分信號，并且有效抑制數(shù)字微分過程的噪聲，其中縱向跟蹤微分器輸入視線高低角，輸出視線高低角速率，側向跟蹤微分器輸入視線方位角，輸出視線方位角速率；
[0012]第六步，再次根據(jù)緊耦合組合導航輸出的彈體姿態(tài)信息進行慣性系轉體系坐標變換，將第五步得到的視線角速率信號轉換成體系下的視線角速率信號；
[0013]第七步，最后將體系下視線角速率信號輸出到導引環(huán)節(jié)解算制導指令。
[0014]所述步驟二，緊耦合組合導航方式具體實現(xiàn)過程如下:
[0015]( I)通過捷聯(lián)慣組測量彈體信息，包括速度、位置和姿態(tài)，根據(jù)捷聯(lián)慣組輸出的彈體位置和速度得到基于捷聯(lián)慣組的偽距和偽距率；
[0016](2)通過GPS接收機測量GPS的偽距、偽距率等信息；
[0017](3)自適應卡爾曼濾波環(huán)節(jié)，把步驟(I)、步驟(2)得到的偽距和偽距率求差作為觀測量建立組合導航系統(tǒng)的量測方程，以彈體的東北天速度偏差、經(jīng)緯高位置偏差、俯仰偏航滾動姿態(tài)偏差和GPS的時鐘偏差以及時鐘漂移11個參數(shù)作為狀態(tài)量建立狀態(tài)方程，通過自適應卡爾曼濾波器進行最優(yōu)估計；
[0018](4)利用步驟(3)估計出狀態(tài)量的誤差，并對(I)捷聯(lián)慣組測量的彈體信息和步驟
(2)中GPS測量的偽距、偽距率進行反饋補償校正，即獲得較高精度的彈體姿態(tài)信息。
[0019]所述步驟三，根據(jù)彈體姿態(tài)信息，進行彈體系到慣性系的坐標變換，將導引頭輸出的體視線角轉換成慣性系下視線角，并且將導引頭測量信號中耦合的彈體運動信息去除，具體實現(xiàn)過程如下:
[0020](I)引入步驟三所需坐標系，并給出導引頭輸出視線角的定義，確定坐標系之間的關系;
[0021](2)根據(jù)步驟二所得到的彈體姿態(tài)信息，設計坐標系轉換矩陣，完成坐標系轉換，得到慣性系下的視線角，去除耦合的彈體運動信息。
[0022]所述步驟四具體過程如下:
[0023](I)利用快速離散小波變換算法分別對慣性系下的縱、側向視線角進行小波分解得到相應的尺度系數(shù)和小波系數(shù)；
[0024](2)通過閾值收縮化方法分別確定縱、側向小波收縮閾值，對(I)得到的小波系數(shù)進行閾值收縮處理；
[0025](3)利用逆小波變換算法得到濾波后的縱、側向視線角信號。[0026]所述步驟五具體實現(xiàn)如下:
[0027](I)首先根據(jù)跟蹤微分器的原理，設計出縱、側向跟蹤微分器的離散形式，二者形式相近具體參數(shù)不同；
[0028](2)分別根據(jù)縱、側向視線角信號與噪聲信號特點，調節(jié)速度因子與濾波因子兩個參數(shù)，完成縱、側向跟蹤微分器設計，得到慣性系下的縱、側向視線角速率。
[0029]本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比的優(yōu)點在于:
[0030](I)本發(fā)明在工程上成功的應用簡化了傳統(tǒng)導引頭的伺服機構，結構設計簡單，便于維護，提高了系統(tǒng)可靠性，并且降低成本。
[0031](2)對低精度慣組進行自適應卡爾曼濾波緊耦合組合導航設計，獲取導航姿態(tài)信息，該方法提高了姿態(tài)信息精度，提高了系統(tǒng)穩(wěn)定性，降低了成本。
[0032](3)采用坐標變換解耦方法來消除彈體姿態(tài)運動對視線角速率耦合的影響，該方法無需添加新的探測設備，軟件實現(xiàn)簡單，便于工程實踐。
[0033](4)相比于傅里葉變換，小波變換不僅能反映信號的頻率強度及成分，并且能反映信號中某頻率成分在時域的出現(xiàn)時刻，該特點更有利于對導航系視線角中噪聲的分析，并能針對不同的噪聲選取不同的變換基(小波基)，能夠有效剔除捷聯(lián)成像導引頭的量測噪聲。
[0034](5)運用跟蹤微分器求取視線角微分，可以有效的抑制噪聲，相比傳統(tǒng)求取微分方式得到慣性視線角速率會被噪聲嚴重污染的缺點改進效果明顯。跟蹤微分器既能夠快速跟蹤輸入信號，又能準確估計其微分信號的一種非線性跟蹤微分器。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0035]圖1為本發(fā)明方法實現(xiàn)流程圖；
[0036]圖2為本發(fā)明中緊耦合組合導航原理圖；
[0037]圖3為本發(fā)明中坐標轉換圖；
[0038]圖4為本發(fā)明中彈體系視線角示意圖；
[0039]圖5為本發(fā)明中小波濾波流程圖；
[0040]圖6為本發(fā)明中慣性系下方位角濾波后效果圖；
[0041]圖7為本發(fā)明中TD算法示意圖；
[0042]圖8和圖9為本發(fā)明中TD微分結果。
【具體實施方式】
[0043]如圖1所示，本發(fā)明具體實現(xiàn)步驟如下:
[0044]步驟一，通過導引頭量測得到彈體系下的視線角；
[0045]步驟二，對低精度慣導進行緊耦合組合導航獲得姿態(tài)信息。
[0046]緊耦合組合導航是先計算得到捷聯(lián)慣組和GPS的偽距、偽距率，把求得的偽距、偽距率求差作為為組合系統(tǒng)的觀測量，通過自適應卡爾曼濾波器對捷聯(lián)慣組的速度、位置、姿態(tài)和GPS時鐘的誤差等進行最優(yōu)估計，然后進行校正。由于組合結構是在偽距、偽距率級別上的組合，它的組合濾波器構型能夠消除由GPS和卡爾曼濾波器導致的未建模誤差，從而提高導航精度。在緊耦合組合導航模式中，由于利用的外部觀測量是GPS接收機各個通道上的偽距、偽距率等原始信息，所以對于短時GPS衛(wèi)星遮蔽、中斷等導致的可見星數(shù)少于4顆時，組合系統(tǒng)仍然能夠提供導航輸出，避免慣性導航單獨工作使捷聯(lián)解算的誤差積累過快的情況，保證系統(tǒng)的連續(xù)導航能力。與松組合相比，它的主要優(yōu)點是:直接利用GPS的原始觀測量，不存在測量相關問題；當GPS衛(wèi)星數(shù)低于4時，系統(tǒng)仍能短期正常工作，緊耦合導航工作原理如圖2所示，具體實現(xiàn)步驟如下。
[0047](I)建立系統(tǒng)的狀態(tài)方程
[0048]基于偽距、偽距率的緊組合模式，可利用狀態(tài)擴充法將GPS接收機的時鐘偏差和時鐘漂移作為狀態(tài)變量擴充到系統(tǒng)的狀態(tài)量中，使其符合卡爾曼濾波的要求。以東北天地理系作為導航坐標系，系統(tǒng)的狀態(tài)方程為:
「00491
【權利要求】
1.一種空對地制導武器捷聯(lián)尋的視線重構方法，其特征在于實現(xiàn)步驟如下: 第一步，通過導引頭得到彈體系下的視線角； 第二步，通過自適應卡爾曼濾波對捷聯(lián)慣性導航和GPS導航的緊耦合組合導航方式進行最優(yōu)估計獲得實時彈體姿態(tài)信息； 第三步，根據(jù)彈體姿態(tài)信息，進行體系轉慣性系坐標變換，將導引頭輸出的體視線角轉換成慣性系下視線角； 第四步，對得到的慣性系下的視線角進行小波濾波，設計縱向小波濾波器，選取濾波參數(shù)，對縱向視線角中的噪聲進行處理，得到慣性系下濾波后的縱向視線角信號；同時，設計側向小波濾波器，選取濾波參數(shù)，對側向視線角中的噪聲進行處理，得到慣性系下濾波后的側向視線角信號； 第五步，通過微分環(huán)節(jié)計算慣性系下角速率信號，設計縱向與側向兩套跟蹤微分器(TD)，得到輸入視線角的微分信號，其中縱向跟蹤微分器輸入視線高低角，輸出視線高低角速率，側向跟蹤微分器輸入視線方位角，輸出視線方位角速率； 第六步，再次根據(jù)緊耦合組合導航輸出的彈體姿態(tài)信息進行慣性系轉體系坐標變換，將第五步得到的視線角速率信號轉換成體系下的視線角速率信號； 第七步，最后將體系下視線角速率信號輸出到導引環(huán)節(jié)解算制導指令。
2.根據(jù)權利要求1所述的空對地制導武器捷聯(lián)尋的視線重構方法，其特征在于:所述步驟二，緊耦合組合導航方式具 體實現(xiàn)過程如下: (O通過捷聯(lián)慣組測量彈體信息，包括速度、位置和姿態(tài)，根據(jù)捷聯(lián)慣組輸出的彈體位置和速度得到基于捷聯(lián)慣組的偽距和偽距率； (2)通過GPS接收機測量GPS的偽距、偽距率信息； (3)自適應卡爾曼濾波環(huán)節(jié)，把步驟(1)、步驟(2)得到的偽距和偽距率求差作為觀測量建立組合導航系統(tǒng)的量測方程；以彈體的東、北、天速度偏差，經(jīng)、緯、高位置偏差，俯仰、偏航、滾動姿態(tài)偏差和GPS的時鐘偏差以及時鐘漂移11個參數(shù)作為狀態(tài)量建立狀態(tài)方程，通過自適應卡爾曼濾波器進行最優(yōu)估計； (4)利用步驟(3)估計出狀態(tài)量的的誤差，并對步驟(1)捷聯(lián)慣組測量的彈體信息和步驟(2)中GPS測量的偽距、偽距率進行反饋補償校正，即獲得較高精度的彈體姿態(tài)信息。
3.根據(jù)權利要求1所述的空對地制導武器捷聯(lián)尋的視線重構方法，其特征在于:所述步驟三，根據(jù)彈體姿態(tài)信息，進行彈體系到慣性系的坐標變換，將導引頭輸出的體視線角轉換成慣性系下視線角，并且將導引頭測量信號中耦合的彈體運動信息去除，具體實現(xiàn)過程如下: (1)引入步驟三所需坐標系，并給出導引頭輸出視線角的定義，確定坐標系之間的關系; (2)根據(jù)步驟二所得到的彈體姿態(tài)信息，設計坐標系轉換矩陣，完成坐標系轉換，得到慣性系下的視線角，去除耦合的彈體運動信息。
4.根據(jù)權利要求1所述的空對地制導武器捷聯(lián)尋的視線重構方法，其特征在于:所述步驟四具體實現(xiàn)過程如下: (I)利用快速離散小波變換算法分別對慣性系下的縱、側向視線角進行小波分解得到相應的尺度系數(shù)和小波系數(shù)；(2)通過閾值收縮化方法分別確定縱、側向小波收縮閾值，對步驟(1)得到的小波系數(shù)進行閾值收縮處理； (3)利用逆小波變換算法得到濾波后的縱、側向視線角信號。
5.根據(jù)權利要求1所述的空對地制導武器捷聯(lián)尋的視線重構方法，其特征在于:所述步驟五具體實現(xiàn)過程如下: (1)首先根據(jù)跟蹤微分器的原理，設計出縱、側向跟蹤微分器的離散形式，二者形式相近具體參數(shù)不同； (2)分別根據(jù)縱、側向視線角信號與噪聲信號特點，調節(jié)速度因子與濾波因子兩個參數(shù)，完成縱、側向跟蹤微分器設計，得到慣性系下的縱、側向視線角速率。
【文檔編號】G01C21/20GK103822636SQ201410100244
【公開日】2014年5月28日 申請日期:2014年3月18日 優(yōu)先權日:2014年3月18日
【發(fā)明者】金岳, 謝竹峰, 溫陽, 王懷野, 張軍, 王毅, 林任 申請人:中國航天時代電子公司