CN109085554A - 一种主动雷达导引头视线角零位误差估计方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种主动雷达导引头视线角零位误差估计方法及装置，该方法包括：根据捷联惯导中惯性测量单元实时采集的信号进行惯性导航计算，获得捷联惯导中导弹的飞行轨迹信息；每隔预设时间为一采样点，采集主动雷达导引头对目标点的搜索、截获和跟踪过程中的波束信号，并实时计算导弹相对于目标点的第一弹目视线角；在每一采样点采集惯性测量单元中陀螺和加速度计的输出数据，并依据捷联惯导原理计算导弹相对于目标点的第二弹目视线角；建立状态方程，状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于第二弹目视线角的观测值作为观测量，利用第一弹目视线角建立观测方程；基于状态方程和观测方程，按照卡尔曼滤波方法对视线角零位误差进行估计。

Description

一种主动雷达导引头视线角零位误差估计方法及装置

技术领域

本发明涉及惯导技术领域，尤其涉及一种主动雷达导引头视线角零位误差估计方法及装置。

背景技术

主动雷达导引头(Active Radar Seeker，ARS)常用于跟踪目标，还可以提供精度比较稳定的弹目视线角、弹目相对距离和相对速度信息，这些信息具有辅助惯导的潜力，而且雷达向下对地面发射波束，自主性好、不容易受到干扰，具有很好的组合应用前景。ARS可用于单模制导、复合制导等。在导弹制导时，将捷联惯导与ARS组成组合导航系统，能提升ARS的性能和捷联惯导的精度，从而降低有关元器件的技术指标并减少系统成本。

在实际末制导过程中，导弹动态环境复杂。当弹载雷达受到速度拖引干扰时，速度通道测量值就不再可信，通常只采用ARS提供的弹目视线角，并且测量信息中含有较大的噪声，这给高精度制导带来困难。因此，现有技术在飞行过程中利用主动雷达导引头实时辅助提升惯导系统导航精度，没有关注导引头测量误差估计情况，没有实现ARS测量误差的实时标定补偿，从而使得制导精度较低。

发明内容

本发明实施例提供一种主动雷达导引头视线角零位误差估计方法及装置，以解决主动雷达导引头视线角零位误差导致，制导的精度较低的问题。

第一方面，本发明实施例提供了一种主动雷达导引头视线角零位误差估计方法，包括：

根据捷联惯导中惯性测量单元实时采集的信号进行惯性导航计算，获得所述捷联惯导中导弹的飞行轨迹信息，所述飞行轨迹信息用于完成主动雷达导引头对目标点的搜索、截获和跟踪；

每隔预设时间为一采样点，采集所述主动雷达导引头对所述目标点的搜索、截获和跟踪过程中的波束信号，并实时计算第一数据，所述第一数据包括所述导弹相对于所述目标点的第一弹目视线角；

在每一所述采样点采集所述惯性测量单元中陀螺和加速度计的输出数据，并依据捷联惯导原理计算第二数据，所述第二数据包括每一所述采样点所述导弹相对于所述目标点的第二弹目视线角；

建立状态方程，所述状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于所述第二弹目视线角的观测值作为观测量，利用第一弹目视线角建立观测方程；

基于所述状态方程和所述观测方程，按照卡尔曼滤波方法对所述视线角零位误差进行估计。

可选的，所述状态变量还包括：目标东北天坐标系导弹与目标点的相对距离矢量、导弹东北天坐标系中导弹的速度矢量和加速度计测量误差。

可选的，所述观测方程为：

Z(t)＝h(X(t))+V(t)；

其中，Z(t)是导引头输出误差视线角；V(t)表示系统量测噪声；h(X(t))＝[A+δA E+δE]^T，A为所述第二弹目视线角中的方位角，E为所述第二弹目视线角中的高低角，δA为所述视线角零位误差中方位角零位误差，δE为所述视线角零位误差中高低角零位误差。

第二方面，本发明实施例还提供了一种主动雷达导引头视线角零位误差估计装置，包括：

第一计算模块，用于根据捷联惯导中惯性测量单元实时采集的信号进行惯性导航计算，获得所述捷联惯导中导弹的飞行轨迹信息，所述飞行轨迹信息用于完成主动雷达导引头对目标点的搜索、截获和跟踪；

第二计算模块，用于每隔预设时间为一采样点，采集所述主动雷达导引头对所述目标点的搜索、截获和跟踪过程中的波束信号，并实时计算第一数据，所述第一数据包括所述导弹相对于所述目标点的第一弹目视线角；

第三计算模块，用于在每一所述采样点采集所述惯性测量单元中陀螺和加速度计的输出数据，并依据捷联惯导原理计算第二数据，所述第二数据包括每一所述采样点所述导弹相对于所述目标点的第二弹目视线角；

方程建立模块，用于建立状态方程，所述状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于所述第二弹目视线角的观测值作为观测量，利用第一弹目视线角建立观测方程；

处理模块，用于基于所述状态方程和所述观测方程，按照卡尔曼滤波方法对所述视线角零位误差进行估计。

可选的，所述状态变量还包括：目标东北天坐标系导弹与目标点的相对距离矢量、导弹东北天坐标系中导弹的速度矢量和加速度计测量误差。

可选的，所述观测方程为：

Z(t)＝h(X(t))+V(t)；

其中，Z(t)是导引头输出误差视线角；V(t)表示系统量测噪声；h(X(t))＝[A+δA E+δE]^T，A为所述第二弹目视线角中的方位角，E为所述第二弹目视线角中的高低角，δA为所述视线角零位误差中方位角零位误差，δE为所述视线角零位误差中高低角零位误差。

本发明实施例中，通过根据捷联惯导中惯性测量单元实时采集的信号进行惯性导航计算，获得所述捷联惯导中导弹的飞行轨迹信息，所述飞行轨迹信息用于完成主动雷达导引头对目标点的搜索、截获和跟踪；每隔预设时间为一采样点，采集所述主动雷达导引头对所述目标点的搜索、截获和跟踪过程中的波束信号，并实时计算第一数据，所述第一数据包括所述导弹相对于所述目标点的第一弹目视线角；在每一所述采样点采集所述惯性测量单元中陀螺和加速度计的输出数据，并依据捷联惯导原理计算第二数据，所述第二数据包括每一所述采样点所述导弹相对于所述目标点的第二弹目视线角；建立状态方程，所述状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于所述第二弹目视线角的观测值作为观测量，利用第一弹目视线角建立观测方程；基于所述状态方程和所述观测方程，按照卡尔曼滤波方法对所述视线角零位误差进行估计。本发明实现了对视线角零位误差的估计，从而可以为ARS测量视线角进行误差补偿，提高了ARS的使用精度，进而提高了制导精度。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明实施例提供的主动雷达导引头视线角零位误差估计方法的流程图；

图2是本发明实施例提供的主动雷达导引头视线角零位误差估计方法中视线角定义的示例图；

图3是本发明实施例提供的主动雷达导引头视线角零位误差估计方法中导弹飞行轨迹的示例图；

图4是本发明实施例提供的主动雷达导引头视线角零位误差估计装置的结构图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

参见图1，图1是本发明实施例提供的一种主动雷达导引头视线角零位误差估计方法的流程图，如图1所示，包括以下步骤：

步骤101，根据捷联惯导中惯性测量单元实时采集的信号进行惯性导航计算，获得所述捷联惯导中导弹的飞行轨迹信息，所述飞行轨迹信息用于完成主动雷达导引头对目标点的搜索、截获和跟踪；

步骤102，每隔预设时间为一采样点，采集所述主动雷达导引头对所述目标点的搜索、截获和跟踪过程中的波束信号，并实时计算第一数据，所述第一数据包括所述导弹相对于所述目标点的第一弹目视线角；

步骤103，在每一所述采样点采集所述惯性测量单元中陀螺和加速度计的输出数据，并依据捷联惯导原理计算第二数据，所述第二数据包括每一所述采样点所述导弹相对于所述目标点的第二弹目视线角；

步骤104，建立状态方程，所述状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于所述第二弹目视线角的观测值作为观测量，利用第一弹目视线角建立观测方程；

步骤105，基于所述状态方程和所述观测方程，按照卡尔曼滤波方法对所述视线角零位误差进行估计。

本发明实施例中，上述第一数据还可以包括用于跟踪目标的距离、速度和角速度等相关信息，在步骤102实时计算第一数据后，可以基于第一数据和飞行轨迹信息完成对主动雷达导引头对目标点的搜索、截获和跟踪。步骤102中，预设时间的时间长度可以根据实际需要进行设置，例如，本实施例中上述采样点的采样频率为20Hz。

在步骤103中，上述第二数据还可以包括导弹与目标点的相对距离。具体的，导弹与目标点之间的连线称为弹目视线，而弹目视线矢量以在地球坐标系(e)、目标东北天坐标系(n_t)、导弹东北天坐标系(n_m)中描述，并通过坐标转换矩阵实现坐标系间的视线矢量相互转换。视线角定义可由视线矢量给出，具体如图2所示。

根据惯导系统解算的导弹位置和已知的目标点位置，在导航计算机中求解第二弹目视线角。假设导弹和目标点在地球大地坐标系中的位置分别为：和则它们在地球直角坐标系中的位置可表示为：

导弹和目标点之间的视线矢量在地球坐标系中可以表示为：视线矢量再从地球坐标系转换到目标东北天坐标系下为：根据视线角定义，此处第二弹目视线角中的方位角A和第二弹目视线角中的高低角E的计算公式为：

由于惯导导航坐标系与导弹东北天坐标系重合，惯导解算的导弹速度即为为n_m系中的导弹速度，记为由位置矩阵转换得到n_m系至n_t系坐标转换矩阵由此在n_t系中导弹速度为

在步骤104中，上述状态变量还包括目标东北天坐标系中导弹与目标点的相对距离矢量(x,y,z)、导弹东北天坐标系(n_t)中导弹的速度矢量和加速度计测量误差；上述视线角零位误差包括方位角零位误差δA和高低角零位误差δE；即，在本实施例中，上述状态变量为：

相应的状态方程为：

W(t)表示系统状态噪声，其中，

W＝[0 0 0 w_ax w_ay w_az 0 0 0 0 0]^T；

上述表达式中，[Ω×]表示Ω的反对称矩阵；w_a表示加速度计的随机白噪声。

和分别表示地球速率和载体速率，由惯性导航得到对应参数。

上述观测方程可以为：

Z(t)＝h(X(t))+V(t)；

其中，Z(t)是导引头输出误差视线角；V(t)表示系统量测噪声；h(X(t))＝[A+δA E+δE]^T，A为所述第二弹目视线角中的方位角，E为所述第二弹目视线角中的高低角，δA为所述视线角零位误差中方位角零位误差，δE为所述视线角零位误差中高低角零位误差。

上述步骤105中，可以采用EKF(Extended Kalman Filter，扩展卡尔曼滤波器)算法实现滤波器迭代计算及视线角零位误差估计。

本发明实施例中，通过根据捷联惯导中惯性测量单元实时采集的信号进行惯性导航计算，获得所述捷联惯导中导弹的飞行轨迹信息，所述飞行轨迹信息用于完成主动雷达导引头对目标点的搜索、截获和跟踪；每隔预设时间为一采样点，采集所述主动雷达导引头对所述目标点的搜索、截获和跟踪过程中的波束信号，并实时计算第一数据，所述第一数据包括所述导弹相对于所述目标点的第一弹目视线角；在每一所述采样点采集所述惯性测量单元中陀螺和加速度计的输出数据，并依据捷联惯导原理计算第二数据，所述第二数据包括每一所述采样点所述导弹相对于所述目标点的第二弹目视线角；建立状态方程，所述状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于所述第二弹目视线角的观测值作为观测量，利用第一弹目视线角建立观测方程；基于所述状态方程和所述观测方程，按照卡尔曼滤波方法对所述视线角零位误差进行估计。本发明实现了对视线角零位误差的估计，从而可以为ARS测量视线角进行误差补偿，提高了ARS的使用精度，进而提高了制导精度。

为了更好的理解本发明，以下通过仿真实例进行详细说明。

1)、假设导弹的飞行轨迹信息如下：

初始位置：经度：93.5383°，纬度：40.4789°，高度：6006m

初始姿态：航向角：93.2554°，俯仰角：-74.0335°，横滚角：-7.7201°

初始速度：896m/s

飞行状态：匀速飞行，保持姿态不变

飞行时间：7.5s

0～7s：惯导/导引头组合导航

7～7.5s：纯惯导导航

目标点位置：经度：93.5152°，纬度：40.4771°，高度：1004m

初始参数误差：

惯导初始参数误差大小如下表所示：

项目	参数个数	数值	单位
				初始姿态误差角	3	7	arc-min
初始经纬度误差	2	0.0027	deg
				初始高度误差	1	400	m
初始速度误差	3	0.5	m/s
				视线角零位误差(3σ)	2	0.5	deg
视线角噪声(3σ)	2	0.8	deg/sq(Hz)

其中，导弹的飞行轨迹如图3所示。

2)、模拟惯性器件输出

通过轨迹发生器模拟惯性器件无误差输出，采样频率为100HZ。

3)、惯性器件输出误差添加

依据器件的数学误差模型，为理想输出添加误差，主要误差有：零漂/零偏，标度因子，安装误差，随机噪声。

惯性期间的主要误差源参数大小如下表所示：

项目	参数个数	数值	单位
				加表零偏重复性	3	500	μg
加表标度因数	3	500	ppm
				加表安装误差	6	60	arc-sec
加表白噪声	1	200	μg/sq(Hz)
				陀螺零偏重复性	3	2	deg/hr
陀螺标度因数	3	500	ppm
				陀螺安装误差	6	60	arc-sec
陀螺白噪声	3	1.0	deg/hr/sq(Hz)

4)、模拟ARS接收波束信号

通过计算机模拟ARS对目标的搜索、截获和跟踪过程中的波束信号，并对信号添加随机干扰信息来模拟导弹的弹体扰动。

5)、获取ARS测量信息

ARS接收模拟信号，显控计算机实时计算、显示并记录所跟踪目标的距离、速度、角度、角速度等相关信息，采样频率为20HZ；

6)、数据处理，计算ARS视线角零位误差

根据捷联惯导系统的误差传播特性和导引头视线角误差模型，使用EKF卡尔曼滤波，以导引头的视线角的观测值为观测量，估计导引头视线角零位误差。

具体的，通过上述仿真方式得到滤波结果如可知，视线角零位误差方差由0.5迅速收敛降低至0.13，这说明该视线角零位误差是可观测的；高低角零位误差约为0.55，方位角零位误差约为0.45，也就是说视线角零位误差约为0.5°(±0.05°)，符合实际情况。由此可知，基于卡尔曼滤波的ARS量测视线角零位误差实时标定补偿方法是有效可行的。

参见图4，图4是本发明实施例提供的主动雷达导引头视线角零位误差估计装置的结构图，如图4所示，主动雷达导引头视线角零位误差估计装置包括：

第一计算模块401，用于根据捷联惯导中惯性测量单元实时采集的信号进行惯性导航计算，获得所述捷联惯导中导弹的飞行轨迹信息，所述飞行轨迹信息用于完成主动雷达导引头对目标点的搜索、截获和跟踪；

第二计算模块402，用于每隔预设时间为一采样点，采集所述主动雷达导引头对所述目标点的搜索、截获和跟踪过程中的波束信号，并实时计算第一数据，所述第一数据包括所述导弹相对于所述目标点的第一弹目视线角；

第三计算模块403，用于在每一所述采样点采集所述惯性测量单元中陀螺和加速度计的输出数据，并依据捷联惯导原理计算第二数据，所述第二数据包括每一所述采样点所述导弹相对于所述目标点的第二弹目视线角；

方程建立模块404，用于建立状态方程，所述状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于所述第二弹目视线角的观测值作为观测量，利用第一弹目视线角建立观测方程；

处理模块405，用于基于所述状态方程和所述观测方程，按照卡尔曼滤波方法对所述视线角零位误差进行估计。

可选的，所述状态变量还包括：目标东北天坐标系导弹与目标点的相对距离矢量、导弹东北天坐标系中导弹的速度矢量和加速度计测量误差。

可选的，所述观测方程为：

Z(t)＝h(X(t))+V(t)；

其中，Z(t)是导引头输出误差视线角；V(t)表示系统量测噪声；h(X(t))＝[A+δA E+δE]^T，A为所述第二弹目视线角中的方位角，E为所述第二弹目视线角中的高低角，δA为所述视线角零位误差中方位角零位误差，δE为所述视线角零位误差中高低角零位误差。

本发明实施例中，通过根据捷联惯导中惯性测量单元实时采集的信号进行惯性导航计算，获得所述捷联惯导中导弹的飞行轨迹信息，所述飞行轨迹信息用于完成主动雷达导引头对目标点的搜索、截获和跟踪；每隔预设时间为一采样点，采集所述主动雷达导引头对所述目标点的搜索、截获和跟踪过程中的波束信号，并实时计算第一数据，所述第一数据包括所述导弹相对于所述目标点的第一弹目视线角；在每一所述采样点采集所述惯性测量单元中陀螺和加速度计的输出数据，并依据捷联惯导原理计算第二数据，所述第二数据包括每一所述采样点所述导弹相对于所述目标点的第二弹目视线角；建立状态方程，所述状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于所述第二弹目视线角的观测值作为观测量，利用第一弹目视线角建立观测方程；基于所述状态方程和所述观测方程，按照卡尔曼滤波方法对所述视线角零位误差进行估计。本发明实现了对视线角零位误差的估计，从而可以为ARS测量视线角进行误差补偿，提高了ARS的使用精度，进而提高了制导精度。

本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统、装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

在本申请所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本发明实施例方案的目的。

另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。

所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种主动雷达导引头视线角零位误差估计方法，其特征在于，包括：

根据捷联惯导中惯性测量单元实时采集的信号进行惯性导航计算，获得所述捷联惯导中导弹的飞行轨迹信息，所述飞行轨迹信息用于完成主动雷达导引头对目标点的搜索、截获和跟踪；

每隔预设时间为一采样点，采集所述主动雷达导引头对所述目标点的搜索、截获和跟踪过程中的波束信号，并实时计算第一数据，所述第一数据包括所述导弹相对于所述目标点的第一弹目视线角；

在每一所述采样点采集所述惯性测量单元中陀螺和加速度计的输出数据，并依据捷联惯导原理计算第二数据，所述第二数据包括每一所述采样点所述导弹相对于所述目标点的第二弹目视线角；

建立状态方程，所述状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于所述第二弹目视线角的观测值作为观测量，利用第一弹目视线角建立观测方程；

基于所述状态方程和所述观测方程，按照卡尔曼滤波方法对所述视线角零位误差进行估计。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述状态变量还包括：目标东北天坐标系导弹与目标点的相对距离矢量、导弹东北天坐标系中导弹的速度矢量和加速度计测量误差。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述观测方程为：

Z(t)＝h(X(t))+V(t)；

其中，Z(t)是导引头输出误差视线角；V(t)表示系统量测噪声；h(X(t))＝[A+δA E+δE]^T，A为所述第二弹目视线角中的方位角，E为所述第二弹目视线角中的高低角，δA为所述视线角零位误差中方位角零位误差，δE为所述视线角零位误差中高低角零位误差。

4.一种主动雷达导引头视线角零位误差估计装置，其特征在于，包括：

第一计算模块，用于根据捷联惯导中惯性测量单元实时采集的信号进行惯性导航计算，获得所述捷联惯导中导弹的飞行轨迹信息，所述飞行轨迹信息用于完成主动雷达导引头对目标点的搜索、截获和跟踪；

第二计算模块，用于每隔预设时间为一采样点，采集所述主动雷达导引头对所述目标点的搜索、截获和跟踪过程中的波束信号，并实时计算第一数据，所述第一数据包括所述导弹相对于所述目标点的第一弹目视线角；

第三计算模块，用于在每一所述采样点采集所述惯性测量单元中陀螺和加速度计的输出数据，并依据捷联惯导原理计算第二数据，所述第二数据包括每一所述采样点所述导弹相对于所述目标点的第二弹目视线角；

方程建立模块，用于建立状态方程，所述状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于所述第二弹目视线角的观测值作为观测量，利用第一弹目视线角建立观测方程；

处理模块，用于基于所述状态方程和所述观测方程，按照卡尔曼滤波方法对所述视线角零位误差进行估计。

5.根据权利要求4所述的装置，其特征在于，所述状态变量还包括：目标东北天坐标系导弹与目标点的相对距离矢量、导弹东北天坐标系中导弹的速度矢量和加速度计测量误差。

6.根据权利要求4所述的装置，其特征在于，所述观测方程为：

Z(t)＝h(X(t))+V(t)；

其中，Z(t)是导引头输出误差视线角；V(t)表示系统量测噪声；h(X(t))＝[A+δA E+δE]^T，A为所述第二弹目视线角中的方位角，E为所述第二弹目视线角中的高低角，δA为所述视线角零位误差中方位角零位误差，δE为所述视线角零位误差中高低角零位误差。