CN111027204A - 航天发射光、雷、遥与导航卫星测量数据融合处理方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于航天发射领域与航天测控领域，公开了一种航天发射光、雷、遥与导航卫星测量数据融合处理方法。首先，利用遥测弹道数据建立运载火箭的动力学方程；其次，建立光学、雷达与导航卫星测量系统的观测方程以及各观测方程的雅可比矩阵；然后，融合航天发射光学、雷达、遥测弹道数据与导航卫星测量数据，建立运载火箭弹道参数滤波处理方程；最后，计算融合航天发射光学、雷达、遥测弹道数据与导航卫星测量数据的运载火箭弹道参数估值。本发明充分利用各类弹道数据的优势，解决了缺乏航天发射光学、雷达、遥测弹道数据与导航卫星测量数据实时深度融合处理的技术问题。

Description

航天发射光、雷、遥与导航卫星测量数据融合处理方法

技术领域

本发明属于航天发射领域与航天测控领域，涉及一种数据融合处理方法，尤其涉及一种航天发射过程中光学测量数据、雷达测量数据、遥测接收的运载火箭导航计算数据与运载火箭的导航卫星测量数据等多种类型测量数据的实时融合处理方法。

背景技术

航天发射实时测量数据中，与飞行弹道相关的有三大类数据：一是各种外弹道测量数据，即发射场光学与雷达测量系统的测量数据；二是遥测弹道数据，即运载火箭通过箭上遥测系统下传的导航计算机解算的弹道数据；三是运载火箭通过遥测系统下传的导航卫星测量数据。外测弹道精度不高，但真实可信；遥测弹道光滑，但系统误差随着飞行时间的累积加速增大；导航卫星测量数据精度较高，但随机误差明显且可能不存在或不完整。总之，这三类测量数据特点鲜明，且具有互补性。

在我国当前的航天发射任务中，现有的光学、雷达与导航卫星测量数据融合机理比较简单、融合程度不高，而且目前还没有出现将遥测弹道数据与其他测量数据实时进行深度融合处理的相关研究结果。随着航天发射高密度常态化发展的趋势越来越明显，对航天发射过程中大量的光学、雷达、遥测和导航测量数据进行融合处理、获得高品质的实时处理结果，对航天发射过程中的指挥决策和分析评估具有重要的现实意义。因此，有必要研究实时深度融合处理航天发射光学、雷达、遥测弹道数据与导航卫星测量数据的方法。目前，直接对外测系统的测量元素、运载火箭导航计算弹道的视速度增量和运载火箭导航卫星测量结果进行实时融合的处理方法还未见报道。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航天发射光学、雷达、遥测弹道数据与导航卫星测量数据融合处理方法，直接对外测系统的测量元素、运载火箭导航计算弹道的视速度增量和运载火箭导航卫星测量结果进行实时融合处理，计算得到运载火箭飞行弹道。

为实现上述目的，本发明的技术方案如下：

一种航天发射光、雷、遥与导航卫星测量数据融合处理方法，包括如下步骤：

步骤一：利用遥测弹道数据建立运载火箭的动力学方程；

步骤二：建立光学、雷达与导航卫星测量系统的观测方程，并计算各观测方程的雅可比矩阵；

步骤三：基于步骤一获得的运载火箭的动力学方程和步骤二获得的各测量系统的观测方程以及各观测方程的雅可比矩阵，利用非线性滤波模型建立运载火箭弹道参数滤波处理方程；

步骤四：利用运载火箭弹道参数滤波处理方程计算融合航天发射光学、雷达、遥测弹道数据与导航卫星测量数据的运载火箭弹道参数估值。

进一步的，所述步骤一进一步包括：

1.1根据运载火箭在发射惯性坐标系上的遥测弹道序列

计算运载火箭在发射惯性坐标系上的视速度序列

当i＝0时，令

当i＝1，…，n时，按照(1)式计算运载火箭在发射惯性坐标系上的视速度序列

式中，g(X^I)为发射惯性坐标系的地球引力模型，X^I为遥测弹道参数；

1.2根据运载火箭在发射惯性坐标系上的视速度序列

按照(2)式计算运载火箭在发射坐标系上的视速度序列W_i：

式中，T_FA为发射惯性坐标系到发射坐标系的转换矩阵，计算式为：

式中，T_i＝t_i-t_o为遥测弹道第i个时间节点对应的导航计算机解算弹道的累积积分时间长度；

1.3根据运载火箭在发射坐标系上的视速度序列W_i(i＝0，1，…，n)，建立运载火箭的动力学方程；

对于不超过t_n时刻的任意两个连续时刻t_k与t_k+1，按照(3)式建立运载火箭的动力学方程：

式中，X_k表示运载火箭t_k时刻的发射坐标系弹道参数，X_k+1表示运载火箭t_k+1时刻的发射坐标系弹道参数，

式中，g为地球引力加速度，a_e为离心加速度，a_c为哥氏加速度；

表示视加速度，视加速度

的积分计算式为

W(t_k)与W(t_k+1)代入视速度的拉格朗日插值函数(4)式计算：

进一步的，所述步骤二进一步包括：

2.1建立光学和雷达测量系统的观测方程；

对于光学和雷达测量系统，其观测向量包括

四种基本测量元素，按照公式(6)建立光学和雷达测量系统的观测方程：

式中，

表示测量元素

的测量误差，

表示运载火箭在测量坐标系的弹道参数，计算如下：

式中，T_mF表示发射坐标系到测量坐标系的转换矩阵；

表示运载火箭发射点在发射坐标系上的地心矢量，φ_f＝tan^-1[(1-e²)tan B_f]表示发射点的地心纬度，μ_f＝B_f-φ_f表示发射点的地理纬度与地心纬度之差，A_f、H_f分别表示发射点的发射方位角与大地高程；

表示测量设备在测量坐标系上的地心矢量，φ_m＝tan^-1[(1-e²)tan B_m]表示测量设备的地心纬度，μ_m＝B_m-φ_m表示测量设备的地理纬度与地心纬度之差，H_m表示测量设备的大地高程；

2.2建立导航卫星测量系统的观测方程；

按照公式(7)建立导航卫星测量系统的观测方程：

式中，

表示X_s的测量误差，

的计算同步骤2.1，T_sF表示发射坐标系到地心坐标系的转换矩阵；

2.3计算各观测方程的雅可比矩阵；

对光学和雷达测量系统的观测方程(6)进行微分运算，得到光学和雷达测量系统的观测方程的雅可比矩阵：

式中，[C[c_ij)]_4×6的具体计算式如下：

对导航卫星测量系统的观测方程(7)进行微分运算，得到导航卫星测量系统的观测方程的雅可比矩阵：

式中，T_sF表示发射坐标系到地心坐标系的转换矩阵。

进一步的，所述步骤三进一步包括：

3.1计算运载火箭弹道参数的预测估值及其协方差矩阵；

记t_k时刻的弹道参数估值及其协方差矩阵分别为X_k/k、P_k/k，按照公式(10)计算t_k+1时刻的弹道参数预测估值X_k+1/k及其协方差矩阵Pk_+1/k：

式中，Φ_k+1/k是弹道参数估值误差随时间的扩散矩阵，Q_k+1/k为动力学模型的协方差矩阵。

3.2计算观测向量的预测估值及其协方差矩阵；

按照公式(11)计算t_k+1时刻的观测向量预测估值Y_k+1/k及其协方差矩阵

式中，H_k+1/k＝H_Y(X_k+1/k)为t_k+1时刻观测方程的雅可比矩阵，R_k+1为t_k+1时刻实际观测向量Y_k+1的协方差矩阵。

3.3计算t_k+1时刻弹道参数校准估值及其协方差矩阵；

将步骤3.1中得到的X_k+1/k、P_k+1/k与步骤3.2中得到的Y_k+1/k、

代入公式(12)，计算t_k+1时刻弹道参数校准估值X_k+1/k+1及其协方差矩阵P_k+1/k+1：

式中，Y_k+1为t_k+1时刻的实际观测向量，

为滤波增益矩阵；X_k+1/k与P_k+1/k分别为t_k+1时刻的弹道参数预测估值及其协方差矩阵；Y_k+1/k与

分别为t_k+1时刻的观测向量预测估值及其协方差矩阵。

进一步的，所述步骤四进一步包括：

将运载火箭起飞之后30s内任意时刻的遥测弹道转换成发射坐标系弹道之后作为滤波初值X₀/₀；根据惯性器件指标估算或历史数据统计结果给出估值协方差矩阵P_0/0；

将滤波初值(X_0/0，P_0/0)代入运载火箭弹道参数滤波处理方程(12)，计算得到(X_1/1，P_1/1)，再将(X_1/1，P_1/1)代入运载火箭弹道参数滤波处理方程(12)，得到(X_2/2，P_2/2)，如此重复，直到弹道参数估值的发送时刻为止。

本发明的优点是：

本发明建立了一种航天发射多类型测量数据实时融合方法，弥补了目前缺乏遥测弹道数据与其它类型弹道数据的实时融合方法的问题，实现了光学、雷达、遥测和导航星测量弹道数据的实时深度融合，使融合后的弹道数据兼具有光学、雷达、遥测和导航星测量弹道数据的优势，能够为航天发射测量设备引导、飞行过程监控和安全控制提供更高品质的实时融合弹道。

附图说明

图1为航天发射光、雷、遥与导航卫星测量数据融合处理方法流程图。

具体实施方式

运载火箭的导航计算机通过处理高精度加速度计输出脉冲数、高精度陀螺输出脉冲数和高精度地球引力模型，得到发射惯性坐标系的弹道参数，发射惯性坐标系的弹道参数经运载火箭遥测系统向外发送。地面接收的遥测数据中，包括发射惯性坐标系的弹道数据，这些数据经地面遥测数据处理系统解码还原即为遥测弹道数据。

本发明中要用到的主要符号定义如下：

X^l—运载火箭遥测弹道参数；

X—运载火箭发射坐标系弹道参数；

X_m—运载火箭测量坐标系弹道参数；

X_s—运载火箭地心坐标系弹道参数；

A_f、B_f、L_f、H_f—运载火箭的发射方位角、发射点地理纬度、发射点地理经度与发射点大地高程；

B_m、L_m、H_m—地面测量设备的地理纬度、地理经度与大地高程；

R、A、E、

—测量设备的基本测量元素：斜距、方位角、高低角、斜距变化率；

T_sF—发射坐标系到地心坐标系的转换矩阵，计算式为:

T_mF—发射坐标系到测量坐标系的转换矩阵，计算式为：

R_b，R_a，e——地球标准椭球模型的短半轴长度、长半轴长度和偏心率；

ω_e——地球自转角速率。

如图1所示，本发明提供的一种航天发射光学、雷达、遥测弹道数据与导航卫星测量数据融合处理方法，包括如下步骤：

步骤一：利用遥测弹道数据建立运载火箭的动力学方程；

在本节中，时刻t_i(i＝0，1，…，n)表示等间隔的时间节点，时刻t_k(k＝0，1，2，…)表示任意连续的时间点。

记当前已接收到的运载火箭遥测系统下传的等时间节点的遥测弹道数据序列为

1.1根据运载火箭在发射惯性坐标系上的遥测弹道序列

计算运载火箭在发射惯性坐标系上的视速度序列

当i＝0时，令

当i＝1，…，n时，按照(1)式计算运载火箭在发射惯性坐标系上的视速度序列

式中，g(X^I)为发射惯性坐标系的地球引力模型，X^I为遥测弹道参数。

1.2根据运载火箭在发射惯性坐标系上的视速度序列

按照(2)式计算运载火箭在发射坐标系上的视速度序列W_i：

式中，T_FA为发射惯性坐标系到发射坐标系的转换矩阵，计算式为：

式中，T_i＝t_i-t_o为遥测弹道第i个时间节点对应的导航计算机解算弹道的累积积分时间长度。

1.3根据运载火箭在发射坐标系上的视速度序列W_i(i＝0，1，…，n)，建立运载火箭的动力学方程；

对于不超过t_n时刻的任意两个连续时刻t_k与t_k+1，按照(3)式建立运载火箭的动力学方程：

式中，X_k表示运载火箭t_k时刻的发射坐标系弹道参数，X_k+1表示运载火箭t_k+1时刻的发射坐标系弹道参数，

式中，g为地球引力加速度，a_e为离心加速度，a_c为哥氏加速度；

表示视加速度，视加速度

的积分计算式为

W(t_k)与W(t_k+1)代入视速度的拉格朗日插值函数(4)式计算：

步骤二：建立光学、雷达与导航卫星测量系统的观测方程以及各观测方程的雅可比矩阵；

将发射场光学与雷达测量系统与导航卫星测量系统的观测向量统一记为Y，将从发射坐标系弹道参数X到观测向量Y的函数关系式记为h_Y(X)，将发射坐标系弹道参数发生小偏差δX之后引起观测值也发生小偏差δY的传递矩阵方程即雅可比矩阵记为H_Y(X)。光学、雷达与导航卫星测量系统的观测方程以及各观测方程的雅可比矩阵可以统一记为如下形式：

具体的，建立光学、雷达与导航卫星测量系统的观测方程以及观测方程的雅可比矩阵过程如下：

2.1建立光学和雷达测量系统的观测方程；

对于光学和雷达测量系统，其观测向量包括

四种基本测量元素。按照公式(6)建立光学和雷达测量系统的观测方程：

式中，

表示测量元素

的测量误差，

表示运载火箭在测量坐标系的弹道参数，计算如下：

式中，T_mF表示发射坐标系到测量坐标系的转换矩阵；

表示运载火箭发射点在发射坐标系上的地心矢量，φ_f＝tan^-1[(1-e²)tan B_f]表示发射点的地心纬度，μ_f＝B_f-φ_f表示发射点的地理纬度与地心纬度之差，A_f、H_f分别表示发射点的发射方位角与大地高程；

表示测量设备在测量坐标系上的地心矢量，φ_m＝tan^-1[(1-e²)tan B_m]表示测量设备的地心纬度，μ_m＝B_m-φ_m表示测量设备的地理纬度与地心纬度之差，H_m表示测量设备的大地高程。

2.2建立导航卫星测量系统的观测方程；

导航卫星测量系统的测量元素直接使用导航卫星接收机处理之后的运载火箭弹道参数X_s，即

由于X_s是定义在地心坐标系的，因此将运载火箭在发射坐标系的弹道参数X转换成地心坐标系弹道参数的转换关系，就是导航卫星测量系统的观测方程。按照公式(7)建立导航卫星测量系统的观测方程：

式中，

表示X_s的测量误差，

的计算同步骤2.1，T_sF表示发射坐标系到地心坐标系的转换矩阵。

2.3计算各观测方程的雅可比矩阵；

对光学和雷达测量系统的观测方程(6)进行微分运算，得到光学和雷达测量系统的观测方程的雅可比矩阵：

式中，[C(c_ij)]_4×6的具体计算式如下：

对导航卫星测量系统的观测方程(7)进行微分运算，得到导航卫星测量系统的观测方程的雅可比矩阵：

式中，T_sF表示发射坐标系到地心坐标系的转换矩阵。

步骤三：融合航天发射光学、雷达、遥测弹道数据与导航卫星测量数据，建立运载火箭弹道参数滤波处理方程；

基于步骤一获得的运载火箭的动力学方程和步骤二获得的各测量系统的观测方程以及各观测方程的雅可比矩阵，利用非线性滤波模型建立运载火箭弹道参数滤波处理方程：

3.1计算运载火箭弹道参数的预测估值及其协方差矩阵；

记t_k时刻的弹道参数估值及其协方差矩阵分别为X_k/k、P_k/k，按照公式(10)计算t_k+1时刻的弹道参数预测估值X_k+1/k及其协方差矩阵P_k+1/k：

式中，Φ_k+1/k是弹道参数估值误差随时间的扩散矩阵，Q_k+1/k为动力学模型的协方差矩阵。

3.2计算观测向量的预测估值及其协方差矩阵；

按照公式(11)计算t_k+1时刻的观测向量预测估值Y_k+1/k及其协方差矩阵

式中，H_k+1/k＝H_Y(X_k+1/k)为t_k+1时刻观测方程的雅可比矩阵，R_k+1为t_k+1时刻实际观测向量Y_k+1的协方差矩阵。

3.3计算t_k+1时刻弹道参数校准估值及其协方差矩阵；

将步骤3.1中得到的X_k+1/k、Y_k+1/k与步骤3.2中得到的Y_k+1/k、

代入公式(12)，计算t_k+1时刻弹道参数校准估值X_k+1/k+1及其协方差矩阵P_k+1/k+1：

式中，Y_k+1为t_k+1时刻的实际观测向量，

为滤波增益矩阵；X_k+1/k与P_k+1/k分别为t_k+1时刻的弹道参数预测估值及其协方差矩阵；Y_k+1/k与

分别为t_k+1时刻的观测向量预测估值及其协方差矩阵。

公式(12)即为融合航天发射光学、雷达、遥测弹道数据与导航卫星测量数据的运载火箭弹道参数滤波处理方程。

步骤四：计算融合航天发射光学、雷达、遥测弹道数据与导航卫星测量数据的运载火箭弹道参数估值；

考虑到运载火箭惯性器件测量误差在前30s内引起的弹道误差较小，可以将运载火箭起飞之后30s内任意时刻的遥测弹道转换成发射坐标系弹道之后作为滤波初值X_0/0；其协方差矩阵P_0/0可以根据惯性器件指标估算，也可以根据历史数据统计结果给出估值。

将滤波初值(X_0/0，P_0/0)代入运载火箭弹道参数滤波处理方程(12)，计算得到(X_1/1，P_1/1)，再将(X_1/1，P_1/1)代入运载火箭弹道参数滤波处理方程(12)，得到(X_2/2，P_2/2)，如此重复，直到弹道参数估值的发送时刻为止。

以上实施方式仅用于说明本发明，而并非对本发明的限制，有关技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，还可以做出各种变化和变型，因此所有等同的技术方案也属于本发明的范畴，本发明的专利保护范围应由权利要求限定。

Claims (5)

1.一种航天发射光、雷、遥与导航卫星测量数据融合处理方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一：利用遥测弹道数据建立运载火箭的动力学方程；

步骤二：建立光学、雷达与导航卫星测量系统的观测方程，并计算各观测方程的雅可比矩阵；

步骤三：基于步骤一获得的运载火箭的动力学方程和步骤二获得的各测量系统的观测方程以及各观测方程的雅可比矩阵，利用非线性滤波模型建立运载火箭弹道参数滤波处理方程；

步骤四：利用运载火箭弹道参数滤波处理方程计算融合航天发射光学、雷达、遥测弹道数据与导航卫星测量数据的运载火箭弹道参数估值。

2.如权利要求1所述的一种航天发射光、雷、遥与导航卫星测量数据融合处理方法，其特征在于，所述步骤一进一步包括：

1.1根据运载火箭在发射惯性坐标系上的遥测弹道序列

计算运载火箭在发射惯性坐标系上的视速度序列

当i＝0时，令

当i＝1，…，n时，按照(1)式计算运载火箭在发射惯性坐标系上的视速度序列

式中，g(X^I)为发射惯性坐标系的地球引力模型，X^I为遥测弹道参数；

1.2根据运载火箭在发射惯性坐标系上的视速度序列

按照(2)式计算运载火箭在发射坐标系上的视速度序列W_i：

式中，T_FA为发射惯性坐标系到发射坐标系的转换矩阵，计算式为：

式中，T_i＝t_i-t_o为遥测弹道第i个时间节点对应的导航计算机解算弹道的累积积分时间长度；

1.3根据运载火箭在发射坐标系上的视速度序列W_i(i＝0，1，…，n)，建立运载火箭的动力学方程；

对于不超过t_n时刻的任意两个连续时刻t_k与t_k+1，按照(3)式建立运载火箭的动力学方程：

式中，X_k表示运载火箭t_k时刻的发射坐标系弹道参数，X_k+1表示运载火箭t_k+1时刻的发射坐标系弹道参数，

式中，g为地球引力加速度，a_e为离心加速度，a_c为哥氏加速度；

表示视加速度，视加速度

的积分计算式为

W(t_k)与W(t_k+1)代入视速度的拉格朗日插值函数(4)式计算：

3.如权利要求1或2所述的一种航天发射光、雷、遥与导航卫星测量数据融合处理方法，其特征在于，所述步骤二进一步包括：

2.1建立光学和雷达测量系统的观测方程；

对于光学和雷达测量系统，其观测向量包括

四种基本测量元素，按照公式(6)建立光学和雷达测量系统的观测方程：

式中，(ε_R，ε_A，ε_E，ε_R)表示测量元素

的测量误差，

表示运载火箭在测量坐标系的弹道参数，计算如下：

式中，T_mF表示发射坐标系到测量坐标系的转换矩阵；

表示运载火箭发射点在发射坐标系上的地心矢量，φ_f＝tan^-1[(1-e²)tanB_f]表示发射点的地心纬度，μ_f＝B_f-φ_f表示发射点的地理纬度与地心纬度之差，A_f、H_f分别表示发射点的发射方位角与大地高程；

表示测量设备在测量坐标系上的地心矢量，φ_m＝tan^-1[(1-e²)tanB_m]表示测量设备的地心纬度，μ_m＝B_m-φ_m表示测量设备的地理纬度与地心纬度之差，H_m表示测量设备的大地高程；

2.2建立导航卫星测量系统的观测方程；

按照公式(7)建立导航卫星测量系统的观测方程：

式中，

表示X_s的测量误差，

的计算同步骤2.1，T_sF表示发射坐标系到地心坐标系的转换矩阵；

2.3计算各观测方程的雅可比矩阵；

对光学和雷达测量系统的观测方程(6)进行微分运算，得到光学和雷达测量系统的观测方程的雅可比矩阵：

H_Y(X)＝[C(c_ij)]_4×6，

式中，[C(c_ij)]_4×6的具体计算式如下：

对导航卫星测量系统的观测方程(7)进行微分运算，得到导航卫星测量系统的观测方程的雅可比矩阵：

Y＝X_s (9)

式中，T_sF表示发射坐标系到地心坐标系的转换矩阵。

4.如权利要求3所述的一种航天发射光、雷、遥与导航卫星测量数据融合处理方法，其特征在于，所述步骤三进一步包括：

3.1计算运载火箭弹道参数的预测估值及其协方差矩阵；

记t_k时刻的弹道参数估值及其协方差矩阵分别为X_k/k、P_k/k，按照公式(10)计算t_k+1时刻的弹道参数预测估值X_k+1/k及其协方差矩阵P_k+1/k：

式中，Φ_k+1/k是弹道参数估值误差随时间的扩散矩阵，Q_k+1/k为动力学模型的协方差矩阵。

3.2计算观测向量的预测估值及其协方差矩阵；

按照公式(11)计算t_k+1时刻的观测向量预测估值Y_k+1/k及其协方差矩阵

式中，H_k+1/k＝H_Y(X_k+1/k)为t_k+1时刻观测方程的雅可比矩阵，R_k+1为t_k+1时刻实际观测向量Y_k+1的协方差矩阵。

3.3计算t_k+1时刻弹道参数校准估值及其协方差矩阵；

将步骤3.1中得到的X_k+1/k、P_k+1/k与步骤3.2中得到的Y_k+1/k、

代入公式(12)，计算t_k+1时刻弹道参数校准估值X_k+1/k+1及其协方差矩阵P_k+1/k+1：

式中，Y_k+1为t_k+1时刻的实际观测向量，

为滤波增益矩阵；X_k+1/k与P_k+1/k分别为t_k+1时刻的弹道参数预测估值及其协方差矩阵；Y_k+1/k与

分别为t_k+1时刻的观测向量预测估值及其协方差矩阵。

5.如权利要求4所述的一种航天发射光、雷、遥与导航卫星测量数据融合处理方法，其特征在于，所述步骤四进一步包括：

将运载火箭起飞之后30s内任意时刻的遥测弹道转换成发射坐标系弹道之后作为滤波初值X_0/0；根据惯性器件指标估算或历史数据统计结果给出估值协方差矩阵P_0/0；

将滤波初值(X_0/0，P_0/0)代入运载火箭弹道参数滤波处理方程(12)，计算得到(X_1/1，P_1/1)，再将(X_1/1，P_1/1)代入运载火箭弹道参数滤波处理方程(12)，得到(X_2/2，P_2/2)，如此重复，直到弹道参数估值的发送时刻为止。

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