CN108106597B - 全捷联激光导引头在目标出线性视场情况下角度测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于全捷联半主动激光导引头领域，具体涉及一种全捷联半主动激光导引头在目标出线性视场情况下的角度测量方法；本发明通过融合最近一帧目标在线性视场时的目标角度信息，以及该时刻与目标出线性视场或出视场时刻之间的GPS与惯导姿态角增量信息，实时估计和测量出目标相对导引头光轴的角度。本发明能够解决全捷联半主动激光导引头目标出线性视场或目标出视场情况下的测角问题，对全捷联半主动激光制导武器的研制具有重要的应用价值。

Description

全捷联激光导引头在目标出线性视场情况下角度测量方法

技术领域

本发明属于全捷联半主动激光导引头领域，具体涉及一种全捷联半主动激光导引头在目标出线性视场情况下的角度测量方法，可在目标反射激光光斑处于探测器非线性区或出视场情况下，实时估计和测量目标相对捷联激光导引头光轴的俯仰角和偏航角，为弹上制导控制系统提供目标角度测量信息，应用于捷联半主动激光制导导弹或炸弹等制导武器。

背景技术

半主动激光导引头分为平台式半主动激光导引头和全捷联半主动激光导引头，均采用四象限探测器测量目标反射激光光斑的位置和角度。但是，只有当目标位于探测器的线性视场内时才能精确测出目标的位置和角度。传统平台式激光导引头有一个用于稳定目标视线指向的稳定控制平台，该平台是一套由惯性测量部件(陀螺)、四象限探测器和动态随动控制部件组成的复杂精密控制系统，能够隔离导引头姿态运动对目标指向的影响，确保平台的轴线始终指向目标，确保目标处于四象限探测器的线性区。由于该平台的成本较高、体积较大，制导控制领域开始研究全捷联激光导引头，取消整个指向稳定的控制平台，直接将四象限探测器固联在导引头内部支架上。全捷联激光导引头的优点是结构简单、成本低、体积小、易于实现，是激光导引头的重要方向之一，缺点之一是探测器随弹体进行姿态运动，四象限探测器容易受到扰动而偏离目标，导致目标出线性视场甚至出视场情况的出现。因此，目标在非线性视场或出视场情况下的全捷联半主动激光导引头测角问题，是制约全捷联半主动激光导引头全面应用的瓶颈之一。

发明内容

针对全捷联半主动激光导引头无法在非线性视场或视场外直接测量目标角度的问题，本发明提供了一种全捷联激光导引头在目标出线性视场情况下的测角方法，即利用四象限探测器测角信息、弹上GPS和惯导姿态角增量信息，通过信息融合实时计算出目标相对于导引头光轴的俯仰角和方位角。

实现本发明需要用到的已知信息包括：装订的目标位置(经度λ_T，纬度L_T，高度h_T)；弹上GPS获取的t₀时刻导弹位置(经度λ₀，纬度L₀，高度h₀)，弹上惯导获取的t₀时刻导弹姿态(俯仰角ψ₀，方位角

滚动角γ₀)，其中ψ₀、

γ₀为t₀时刻弹体坐标系相对地理坐标系的2-3-1顺序欧拉角，t₀时刻导引头测出的目标俯仰角ε₀和方位角θ₀；弹上GPS获取的t₁时刻导弹位置(经度λ₁，纬度L₁，高度h₁)，弹上惯导获取的t₁时刻导弹姿态(俯仰角ψ₁，方位角

滚动角γ₁)，其中，ψ₁、

γ₁为t₁时刻弹体坐标系相对地理坐标系的2-3-1顺序欧拉角。

涉及的坐标系包括：

地心坐标系O_e-X_eY_eZ_e：原点O_e为地球中心，O_eZ_e轴垂直于地球赤道平面，指向地球的北极；O_eX_e轴在地球赤道平面内，指向格林威治子午线；O_eY_e轴和O_eX_eZ_e平面垂直，构成右手坐标系。

地理坐标系(北天东系或导航系)O_n-X_nY_nZ_n：按照北天东定义的导航坐标系，坐标系原点为弹体质心O_n，O_nY_n在地理坐标系参考椭球的贯穿点处与该椭球的法向共线，O_nX_n与O_nY_n垂直、位于子午面上并指向北方，O_nZ_n轴按右手法则确定。

弹体坐标系O_b-X_bY_bZ_b：原点O_b为弹体质心，O_bX_b轴与飞行器纵轴一致，指向头部方向；O_bY_b轴在飞行器的纵对称平面内，垂直于O_bX_b轴，指向上方；O_bZ_b轴和O_bX_bY_b平面垂直，构成右手坐标系。

弹上视线坐标系O_s-X_sY_sZ_s：原点O_s为弹体质心；O_sX_s轴沿视线方向指向目标；O_sY_s轴在包含视线且垂直于O_bX_bZ_b平面的平面内，垂直于O_sX_s轴指向上方；O_sZ_s由右手法则确定。

由于导引头随弹体在不断的运动，与t₀时刻相比，t₁时刻全捷联导引头的姿态和位置都发生了变化，如图1所示，目标位置为O_T，t₀、t₁时刻导引头的位置分别为O_b0和O_b1，两个时刻的弹体坐标系分别为O_b0-X_b0Y_b0Z_b0和O_b1-X_b1Y_b1Z_b1。如果实现GPS、惯导与激光导引头测量数据的空间一致性，利用两个时刻的姿态数据和位置数据，就可以根据t₀时刻导引头测出的目标俯仰角ε₀和方位角θ₀，准确预测出t₁时刻的目标俯仰角ε₁和方位角θ₁。如图1所示，从t₀时刻的弹体坐标系O_b0-X_b0Y_b0Z_b0到t₁时刻弹体坐标系O_b1-X_b1Y_b1Z_b1，不妨认为导引头首先进行了姿态运动，从O_b0-X_b0Y_b0Z_b0转换到了中间弹体坐标系O_b0-X_b1Y_b1Z_b1；然后进行了平移运动，从O_b0-X_b1Y_b1Z_b1坐标系平移到了O_b1-X_b1Y_b1Z_b1坐标系。因此，可以分两个阶段进行分析与计算。第一阶段只考虑两个时刻弹体坐标系的姿态变化对目标俯仰角和方位角产生的影响，第二个阶段在第一阶段的基础上再分析弹体坐标系的平移产生的影响。

本发明的技术方案为：一种全捷联激光导引头在目标出线性视场情况下的角度测量方法，该方法的具体步骤如下：

步骤1：只考虑t₀、t₁两个时刻的姿态变化，预测中间状态弹体坐标系O_b0-X_b1Y_b1Z_b1下目标的俯仰角ε'₁和方位角θ'₁：

步骤1.1：计算t₁时刻从中间弹体系O_b0-X_b1Y_b1Z_b1转换到地理坐标系O_n-X_nY_nZ_n的转换矩阵：

步骤1.2：计算从t₀时刻地理坐标系O_n-X_nY_nZ_n转换到t₀时刻弹体坐标系O_b0-X_b0Y_b0Z_b0的转换矩阵：

步骤1.3：计算按照3-2顺序，将t₀时刻地理坐标系O_n-X_nY_nZ_n转换到弹上视线坐标系O_s-X_sY_sZ_s，转换矩阵为：

步骤1.4：计算t₁时刻从中间弹体系O_b0-X_b1Y_b1Z_b1转到弹上视线系O_s-X_sY_sZ_s的转换矩阵为：

mT_B₁＝mS₁_B₀*mB₀_N*mN_B₁ (4)

步骤1.5：计算目标相对中间弹体坐标系O₀-X₁Y₁Z₁的俯仰角ε'₁和方位角θ'₁：

其中，mT_B₁[1,2]、mT_B₁[1,2]、mT_B₁[1,2]分别表示转换矩阵mT_B₁的矩阵元素；

步骤2：计算在中间状态弹体坐标系O₀-X₁Y₁Z₁下导引头位置与目标之间的弹目向量

步骤2.1：计算出t₀时刻弹目距离Dis_t₀：

步骤2.1.1：分别计算t₀时刻导弹位置O_b0处和目标位置O_T处的卯酉圈、子午圈半径：

其中，R_w0、R_wT分别表示O_b0和O_T处的卯酉圈半径，R_N0、R_NT分别为子午圈半径；a_e＝6378140，b_e＝a_e(1-1/298.257)分别为地球的长半轴和短半轴长度，单位米。

步骤2.1.2：计算地心坐标系下t₀时刻弹的位置坐标[e_x0 e_y0 e_z0]^T和目标位置坐标[e_xT e_yT e_zT]^T：

步骤2.1.3：计算t₀时刻弹目距离：

步骤2.2：计算t₀时刻在中间状态弹体坐标系O₀-X₁Y₁Z₁下的弹目向量

步骤3：计算在中间状态弹体坐标系O₀-X₁Y₁Z₁下t₀时刻导弹位置O_b0到t₁时刻导弹位置O_b1之间的向量

步骤3.1：计算t₁时刻导弹位置O_b1处的卯酉圈R_w1和子午圈半径R_N1：

步骤3.2：计算地心坐标系下t₁时刻弹的位置坐标[e_x1 e_y1 e_z1]^T：

步骤3.3：计算t₀时刻弹体位置O_b0处地心坐标系到地理坐标系的转换矩阵：

步骤3.4：计算t₀时刻弹体位置O_b0处地理坐标系到中间状态弹体坐标系的转换矩阵：

mB₀_NmN_B₀ ^T (14)

步骤3.5：计算在中间状态弹体坐标系O₀-X₁Y₁Z₁下t₀时刻导弹位置O_b0到t₁时刻导弹位置O_b1之间的向量

步骤4：计算在中间状态弹体坐标系下，t₁时刻导弹位置O_b1与目标O_T之间的弹目向量

步骤5：计算目标俯仰角ε和方位角θ：

本发明具有以下有益效果：

本发明提供一种全捷联激光导引头在目标出线性视场或目标出视场情况下的角度测量方法，通过融合最近一帧目标在线性视场时的目标角度信息，以及该时刻与目标出线性视场(或出视场)时刻之间的GPS与惯导姿态角增量信息，实时估计和测量出目标相对导引头光轴的角度。本发明能够解决全捷联半主动激光导引头目标出线性视场或目标出视场情况下的测角问题，对全捷联半主动激光制导武器的研制具有重要的应用价值。

附图说明

图1是导引头运动的等效分解示意图；

图2是本发明实施的流程图。

具体实施方式

本发明实施的流程如图2所示，分为5个大步骤，大步骤又分有几个小步骤，具体说明如下：

步骤1：只考虑t₀、t₁两个时刻的姿态变化，预测中间状态弹体坐标系O_b0-X_b1Y_b1Z_b1下目标的俯仰角ε'₁和方位角θ'₁：

步骤1.1：计算t₁时刻从中间弹体系O_b0-X_b1Y_b1Z_b1转换到地理坐标系的转换矩阵mN₀_B₁。

步骤1.2：计算从t₀时刻地理坐标系转换到t₀时刻弹体坐标系O_b0-X_b0Y_b0Z_b0的转换矩阵mB₀_N₀。

步骤1.3：计算按照3-2顺序、把t₀时刻地理坐标系转换到弹上视线坐标系的转换矩阵mS₁_B₀。

步骤1.4：计算t₁时刻从中间弹体系O_b0-X_b1Y_b1Z_b1转到弹上视线系的转换矩阵mT_B₁。

步骤1.5：计算目标相对中间弹体坐标系O₀-X₁Y₁Z₁的俯仰角ε'₁和方位角θ'₁。

步骤2：计算在中间状态弹体坐标系O₀-X₁Y₁Z₁下导引头位置与目标之间的弹目向量

步骤2.1：计算出t₀时刻弹目距离Dis_t₀。

步骤2.1.1：分别计算t₀时刻导弹位置O_b0处的卯酉圈半径R_w0和子午圈半径R_N0，计算目标位置O_T处的卯酉圈半径R_wT和子午圈半径R_NT。

步骤2.1.2：计算地心坐标系下t₀时刻弹的位置坐标[e_x0 e_y0 e_z0]^T和目标位置坐标[e_xt e_yt e_zt]^T。

步骤2.1.3：综合2.1.1和2.1.2的结果，计算t₀时刻弹目距离Dis_t₀。

步骤2.2：计算t₀时刻在中间状态弹体坐标系O₀-X₁Y₁Z₁下的弹目向量

步骤3：计算在中间状态弹体坐标系O₀-X₁Y₁Z₁下t₀时刻导弹位置O_b0到t₁时刻导弹位置O_b1之间的向量

步骤3.1：计算t₁时刻导弹位置O_b1处的卯酉圈R_w1和子午圈半径R_N1。

步骤3.2：计算地心坐标系下t₁时刻弹的位置坐标[e_x1 e_y1 e_z1]^T。

步骤3.3：计算t₀时刻弹体位置O_b0处地心坐标系到地理坐标系的转换矩阵mN₀_E。

步骤3.4：计算t₀时刻弹体位置O_b0处地理坐标系到中间状态弹体坐标系的转换矩阵mB₀_N。

步骤3.5：计算在中间状态弹体坐标系O₀-X₁Y₁Z₁下t₀时刻导弹位置O_b0到t₁时刻导弹位置O_b1之间的向量

记为[Δ_{x_t} Δ_{y_t} Δ_{z_t}]^T。

步骤4：计算在中间状态弹体坐标系下，t₁时刻导弹位置O_b1与目标O_T之间的弹目向量

记为[Δ_{x_t1} Δ_{y_t1} Δ_{z_t1}]^T。

步骤5：计算目标俯仰角ε和方位角θ。

本发明提出一种基于信息融合的、在目标出线性视场情况下或目标出视场情况下的全捷联半主动激光导引头角度测量方法，通过融合最近一帧目标在线性视场时的目标角度信息，以及该时刻与测量时刻之间的GPS与惯导姿态角增量信息，实时估计和测量出目标相对导引头光轴的角度。

本发明涉及到全捷联半主动激光导引头的核心关键技术，能够解决目标出线性视场或目标出视场情况下的测角问题，对全捷联半主动激光导引头的研制具有重要的应用价值。

Claims (1)

1.一种全捷联激光导引头在目标出线性视场情况下的角度测量方法，其特征在于，该方法的具体步骤如下：

步骤1：只考虑t₀、t₁两个时刻的姿态变化，预测中间状态弹体坐标系O_b0-X_b1Y_b1Z_b1下目标的俯仰角ε'₁和方位角θ'₁：

步骤1.1：计算t₁时刻从中间弹体系O_b0-X_b1Y_b1Z_b1转换到地理坐标系O_n-X_nY_nZ_n的转换矩阵：

其中，ψ₁、

γ₁为t₁时刻弹上惯导测量的、弹体坐标系相对地理坐标系的2-3-1顺序欧拉角，依次为俯仰角、方位角和滚动角，单位为弧度;

步骤1.2：计算从t₀时刻地理坐标系O_n-X_nY_nZ_n转换到t₀时刻弹体坐标系O_b0-X_b0Y_b0Z_b0的转换矩阵：

其中，ψ₀、

γ₀为t₀时刻弹上惯导测量的、弹体坐标系相对地理坐标系的2-3-1顺序欧拉角，依次为俯仰角、方位角和滚动角，单位为弧度;

步骤1.3：计算按照3-2顺序，将t₀时刻地理坐标系O_n-X_nY_nZ_n转换到弹上视线坐标系O_s-X_sY_sZ_s，转换矩阵为：

其中，ε₀和θ₀分别为t₀时刻导引头测出的目标俯仰角和方位角，单位为弧度;

步骤1.4：计算t₁时刻从中间弹体系O_b0-X_b1Y_b1Z_b1转到弹上视线系O_s-X_sY_sZ_s的转换矩阵为：

mT_B₁＝mS₁_B₀*mB₀_N*mN_B₁ (4)

步骤1.5：计算目标相对中间弹体坐标系O₀-X₁Y₁Z₁的俯仰角ε'₁和方位角θ'₁：

其中，mT_B₁[1,2]、mT_B₁[1,2]、mT_B₁[1,2]分别表示转换矩阵mT_B₁的矩阵元素；

步骤2：计算在中间状态弹体坐标系O₀-X₁Y₁Z₁下导引头位置与目标之间的弹目向量

步骤2.1：计算出t₀时刻弹目距离Dis_t₀：

步骤2.1.1：分别计算t₀时刻导弹位置O_b0处和目标位置O_T处的卯酉圈、子午圈半径：

和

其中，R_w0、R_wT分别表示O_b0和O_T处的卯酉圈半径，R_N0、R_NT分别表示O_b0和O_T处的子午圈半径；a_e＝6378140，b_e＝a_e(1-1/298.257)分别为地球的长半轴和短半轴长度，单位米；L_T为目标的纬度，单位为弧度；L₀为t₀时刻导弹的纬度，单位为弧度;

步骤2.1.2：计算地心坐标系下t₀时刻弹的位置坐标[e_x0 e_y0 e_z0]^T和目标位置坐标[e_xTe_yT e_zT]^T：

其中：λ₀、L₀和h₀分别为t₀时刻导弹的经度、纬度和高度，单位分别为弧度、弧度和米；λ_T、L_T和h_T分别为目标的经度、纬度和高度，单位分别为弧度、弧度和米；

步骤2.1.3：计算t₀时刻弹目距离：

步骤2.2：计算t₀时刻在中间状态弹体坐标系O₀-X₁Y₁Z₁下的弹目向量

步骤3：计算在中间状态弹体坐标系O₀-X₁Y₁Z₁下t₀时刻导弹位置O_b0到t₁时刻导弹位置O_b1之间的向量

步骤3.1：计算t₁时刻导弹位置O_b1处的卯酉圈R_w1和子午圈半径R_N1：

L₁为t₁时刻导弹的纬度，单位为弧度;

步骤3.2：计算地心坐标系下t₁时刻弹的位置坐标[e_x1 e_y1 e_z1]^T：

其中，λ₁、L₁和h₁分别为t₁时刻导弹的经度、纬度和高度，单位分别为弧度、弧度和米;

步骤3.3：计算t₀时刻弹体位置O_b0处地心坐标系到地理坐标系的转换矩阵：

步骤3.4：计算t₀时刻弹体位置O_b0处地理坐标系到中间状态弹体坐标系的转换矩阵：

mB₀_N＝mN_B₀ ^T (14)

步骤3.5：计算在中间状态弹体坐标系O₀-X₁Y₁Z₁下t₀时刻导弹位置O_b0到t₁时刻导弹位置O_b1之间的向量

步骤4：计算在中间状态弹体坐标系下，t₁时刻导弹位置O_b1与目标O_T之间的弹目向量

步骤5：计算目标俯仰角ε和方位角θ：

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