CN112067019A - 载机大机动条件下的惯导延时实时估计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种载机大机动条件下的惯导延时实时估计方法，利用远距离跟踪目标情况下目标地理系角度变化极小的特点，根据当前目标雷达系角度信息和收到的载机惯导姿态角信息，实时估算惯导延时，在此基础上对惯导延时进行补偿，得到准确的雷达系角度信息。本发明提供的方法提高了大机动条件下目标跟踪的质量及稳定性。

Description

载机大机动条件下的惯导延时实时估计方法

技术领域

本发明涉及机载雷达技术领域，具体涉及一种载机大机动条件下的惯导延时实时估计方法。

背景技术

机载火控雷达发现目标后，需要使用实时载机姿态角信息将所测目标雷达系角度信息转换为地理系角度信息进行跟踪，跟踪对目标地理系角度进行滤波后，还需要使用实时载机姿态角信息将目标地理系角度转换为雷达系角度以确定雷达下一次照射目标的波束指向。由于惯导设备将信息传输至雷达及雷达处理回波数据均需要一定时间，因此雷达收到的惯导姿态角信息往往存在一定延时，这就导致雷达通过坐标转换计算的波束指向角度存在一定偏差。在载机平飞或者较小机动时，飞机姿态角度变化小，波束指向角度偏差较小。但当载机做大机动时，波束指向角偏差较大，波束指向可能偏离目标，会严重影响跟踪的质量甚至导致目标丢失。

目前关于惯导延时的补偿方法包含外推滤波法、滤波更新法和建模补偿法等。外推滤波法和滤波更新法主要来解决子惯导系统对准问题，均建立在惯导系统延时大小已知的情况下，而实际情况中惯导延时往往是未知的。建模补偿法需要复杂建模，计算量大，不满足对实时性的要求。而且以上三种方法常用于解决卫星导航制导武器等惯导延时问题，尚未有用于解决火控雷达惯导延时的问题的技术方案。

发明内容

本发明是为了解决上述问题而进行的，目的在于提供一种载机大机动条件下的惯导延时实时估计方法，包括：

(1)在t时刻，获取测量雷达系方位角θ_Az(t)、测量雷达系俯仰角θ_El(t)、测量地理系方位角

和测量地理系俯仰角

接收测量惯导姿态角Φ(t)和测量姿态角度变化率v(t)；

(2)计算理论惯导姿态角Φ′(t)＝F(Φ(t),ν(t),ΔT)，其中ΔT为理论惯导姿态角Φ′(t)相对于测量惯导姿态角Φ(t)的延时；

(3)基于理论惯导姿态角Φ′(t)、测量雷达系方位角θ_Az(t)和测量雷达系俯仰角θ_El(t)计算获得理论地理系方位角

和理论地理系俯仰角

(4)计算延时ΔT，使得满足

其中Th为门限；

(5)根据步骤(4)所得的延时ΔT计算理论惯导姿态角Φ′(t)，通过Φ′(t)、

和

进行坐标转换得到修正雷达系方位角θ_A′_z(t)和修正雷达系俯仰角θ_E′_l(t)。

优选地，在步骤(2)中，Φ′(t)＝Φ(t)+v(t)*ΔT。

优选地，所述方法适用于载机目标机距离大于200km的远距目标跟踪。

优选地，Th≤0.1°。

与现有技术相比，本发明的优点在于：利用远距离跟踪目标情况下，目标地理系角度变化极小，可认为不变的特点，根据当前目标雷达系角度信息和收到的载机惯导姿态角信息，实时估算惯导延时，在此基础上对惯导延时进行补偿，得到更加准确的雷达系角度信息，从而提高大机动条件下跟踪的质量及稳定性。

附图说明

图1为本发明的载机大机动条件下惯导延时实时估计方法流程图；

图2为本发明的实施例中载机惯导线性拟合示意图；

图3为本发明的实施例中载机大机动模型示意图；

图4为本发明的实施例中惯导延时导致目标雷达系角度误差；

图5为本发明的实施例中载机大机动条件下惯导延时实时评估结果；

图6为本发明的实施例中惯导延时补偿后的目标雷达系方位角与真实目标方位角的误差；

图7为本发明的实施例中惯导延时补偿后的目标雷达系俯仰角与真实目标俯仰角的误差。

具体实施方式

下面结合附图与实施例对本发明作进一步的详细说明，但应当说明的是，这些实施方式并非对本发明的限制，本领域普通技术人员根据这些实施方式所作的功能、方法、或者结构上的等效变换或替代，均属于本发明的保护范围之内。

在本发明实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明创造和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明创造的限制。

此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。

实施例1

如图1所示，一种载机大机动条件下的惯导延时实时估计方法，包括：

步骤100：在t时刻，获取测量雷达系方位角θ_Az(t)、测量雷达系俯仰角θ_El(t)、测量地理系方位角

和测量地理系俯仰角

接收测量惯导姿态角Φ(t)和测量姿态角度变化率v(t)。

步骤102：计算理论惯导姿态角Φ′(t)＝Φ(t)+v(t)*ΔT，其中ΔT为理论惯导姿态角Φ′(t)相对于测量惯导姿态角Φ(t)的延时。

步骤104：基于理论惯导姿态角Φ′(t)、测量雷达系方位角θ_Az(t)和测量雷达系俯仰角θ_El(t)计算获得理论地理系方位角

和理论地理系俯仰角

步骤106：计算延时ΔT，使得满足

其中Th≤0.1°。

步骤108：根据步骤106所得的延时ΔT计算理论惯导姿态角Φ′(t)，通过Φ′(t)、

和

进行坐标转换得到修正雷达系方位角θ′_Az(t)和修正雷达系俯仰角θ′_El(t)。

实施例2

下面结合具体的实验结果对本发明提出的一种载机大机动条件下的惯导延时实时估计方法作进一步说明。具体步骤如下：

远距目标跟踪事件中(载机目标机距离大于200km)，目标的地理系角度变化较小，可忽略不计。

(1)在t时刻，获取测量雷达系方位角θ_Az(t)、测量雷达系俯仰角θ_El(t)、测量地理系方位角

和测量地理系俯仰角

此时收到带有延时的载机惯导姿态角Φ(t)和载机姿态角度变化率v(t)，则

Φ(t)＝[θ_Roll(t),θ_Pitch(t),θ_Course(t)] (1)

v(t)＝[θ_{Roll_V}(t),θ_{Pitch_V}(t),θ_{Course_V}(t)] (2)

其中，θ_Roll(t)为横滚角，θ_{Roll_V}(t)为横滚角速度，θ_Pitch(t)为爬升角，θ_{Pitch_V}(t)为爬升角速度，θ_Course(t)为航向角，θ_{Course_V}(t)为航向角速度。

(2)计算理论惯导姿态角Φ′(t)＝F(Φ(t),ν(t),ΔT)。因为Φ(t)存在一定延时，设理论惯导姿态角Φ′(t)相对于测量惯导姿态角Φ(t)的延时为ΔT，短时间内载机姿态角度近似线性变化，则当前时刻的载机惯导姿态角可近似为Φ′(t)＝Φ(t)+v(t)*ΔT。为了求得ΔT，可令ΔT＝nΔt，其中n∈1,2,...,N，Δt为估计延时的最小时间单位，可设Δt＝1ms，N足够大，这种线性拟合的原理如图2所示。设Φ′(t)＝[θ′_Roll(t),θ′_{Roll_V}(t),θ′_Pitch(t)]，θ′_Roll(t)，θ′_Pitch(t)和θ′_Course(t)分别横滚角、爬升角和航向角，则：

(3)基于理论惯导姿态角Φ′(t)、测量雷达系方位角θ_Az(t)和测量雷达系俯仰角θ_El(t)计算获得理论地理系方位角

和理论地理系俯仰角

通过预测的N组惯导参数(θ′_Roll(t)，θ′_Pitch(t)，θ′_Course(t))，其中n＝1,2,...,N，可将t时刻测得的雷达系角度信息(θ_Az(t)，θ_El(t))，由雷达系转化为地理系，得到N组目标地理系角度

其中n＝1,2,...,N；雷达系转换为地理系的方法如公式(4)、(5)、(6)所示(假设雷达安装角θ_Weapon＝0°)：

(4)计算延时ΔT，使得满足

其中Th为门限；

具体的，求得n，使得估算的地理系方位角和俯仰角

和短时内相对稳定的地理系方位角和俯仰角

满足

在本实施例中Th为0.1°，求得满足上述条件的n即可估算出惯导时延ΔT。

(5)由ΔT可以求得载机实时惯导姿态角信息Φ′(t)，通过Φ′(t)将地理系角度

转换为雷达系，即可对目标雷达系方位俯仰角进行修正得(θ′_Az(t)，θ′_El(t))，将地理系角度转化为雷达系角度的方法如公式(8)、(9)、(10)所示(假设雷达安装角为θ_Weapon＝0°)：

根据修正后的目标雷达系角度进行回照，即可避免大机动时由于惯导延时导致的雷达波束指向偏离目标丢失事件的发生。

在另一实施例中，载机场高H1＝6000m，目标机场高H2＝6000m，载机平飞速度V1＝200m/s，目标平飞速度V2＝200m/s，双机正迎头进入，载机航向0°，目标机航向180°，此时目标地理系方位俯仰角(0°，0°)，随后载机开始做横滚角

航向角

爬升角

的大机动运动，运动时长t＝1s，其运动模型如图3所示，假设惯导信息延时100ms。

由目标地理系角度和延时惯导推算的雷达系指向角与目标真实雷达系坐标的误差如图4所示，由图4可以看出载机大机动时，由于惯导延时，雷达系方位角误差在400ms时达到最大的3.73°，俯仰角误差在大机动开始时刻达到最大值8.24°，均超出雷达一个波束的宽度，该情况下极易造成跟踪目标丢失。

设地理系角误差门限Th＝0.1°，使用惯导延时实时估计方法估计的延时大小如图5所示，可以看出延时大小随着机动的进行由小变大且与实际延时大小逐渐趋于一致，说明本方法的延时大小估计的有效性。

图6为惯导延时补偿后的目标雷达系方位角与真实目标方位角的误差，图7为惯导延时补偿后的目标雷达系俯仰角与真实目标俯仰角的误差。从图6、图7可以看出，经过修正的雷达系角度，与真实目标的雷达系方位角、俯仰角的误差极小，保持在0.1°范围内，且有逐渐减小的趋势，证明本发明提供的方法能够有效提高大机动条件下目标跟踪的质量及稳定性。

上述实施例提供的载机大机动条件下的惯导延时实时估计方法，使用实时收到的惯导信息进行线性拟合法，方法简单，计算量小，能够满足精度需求，工程上更具可行性；结合雷达工作的特点，对惯导延时进行的实时估计，实时性准确性更高，提高了载机大机动时对目标进行跟踪的稳定性。

以上所述，仅为本公开的具体实施方式，但本公开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公开揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本公开的保护范围之内。因此，本公开的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种载机大机动条件下的惯导延时实时估计方法，包括：

(1)在t时刻，获取测量雷达系方位角θ_Az(t)、测量雷达系俯仰角θ_El(t)、测量地理系方位角

和测量地理系俯仰角

接收测量惯导姿态角Φ(t)和测量姿态角度变化率v(t)；

(2)计算理论惯导姿态角Φ′(t)＝F(Φ(t),ν(t),ΔT)，其中ΔT为理论惯导姿态角Φ′(t)相对于测量惯导姿态角Φ(t)的延时；

(3)基于理论惯导姿态角Φ′(t)、测量雷达系方位角θ_Az(t)和测量雷达系俯仰角θ_El(t)计算获得理论地理系方位角

和理论地理系俯仰角

(4)计算延时ΔT，使得满足

其中Th为门限；

(5)根据步骤(4)所得的延时ΔT计算理论惯导姿态角Φ′(t)，通过Φ′(t)、

和

进行坐标转换得到修正雷达系方位角θ′_Az(t)和修正雷达系俯仰角θ′_El(t)。

2.根据权利要求1所述的载机大机动条件下的惯导延时实时估计方法，其中，在步骤(2)中，Φ′(t)＝Φ(t)+v(t)*ΔT。

3.根据权利要求1或2所述的载机大机动条件下的惯导延时实时估计方法，其中，所述方法适用于载机目标机距离大于200km的远距目标跟踪。

4.根据权利要求1或2所述的载机大机动条件下的惯导延时实时估计方法，其中，Th≤0.1°。

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