CN113418523A - 用于机载光电观瞄系统目标可靠跟踪的速度补偿方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于机载光电侦察技术领域，具体涉及一种用于机载光电观瞄系统目标可靠跟踪的速度补偿方法，其基于载机的姿态角度、矢量速度、海拔高度和光电系统瞄准线的方位/俯仰角度，光电系统在跟踪模式下实时解算目标在‘大地东‑北‑天坐标系’的速度，在记忆跟踪模式下实时解算目标在‘光电系统当前瞄准线指向坐标系’下的方位/俯仰角速度，并使用该角速度值进行伺服补偿，使瞄准线指向被遮挡目标，实现复杂背景下载机大机动飞行时光电系统对丢失目标的快速重新捕获。其弥补了传统处理方法中没有考虑载机姿态角度变化的不足，实现了复杂背景和载机大机动飞行条件下光电系统对丢失目标的快速自动捕获，为光电系统保持对目标持续跟踪提供很好帮助。

Description

用于机载光电观瞄系统目标可靠跟踪的速度补偿方法

技术领域

本发明属于机载光电侦察技术领域，具体涉及一种用于机载光电观瞄系统目标可靠跟踪的速度补偿方法，该方法可以在载机大机动飞行条件下保持光电系统的瞄准线指向被遮挡目标，便于自动重新捕获目标。

背景技术

机载光电观瞄系统(以下简称光电系统)是战斗机、武装直升机和攻击无人机的“眼睛”。在现代信息化作战中，对光电系统的使用要求除了“看得清、看得远”以外，在复杂背景条件下(如地面房屋、树木或地形起伏对目标的遮挡，导弹击发后的尾焰干扰等)，如何保持对目标持续可靠跟踪是光电系统设计时需要着重考虑的问题。只有保证对目标的可靠跟踪，才能抢占先机，提高打击效率。光电系统的视频跟踪器主要工作模式包括‘跟踪’和‘记忆跟踪’模式，在‘跟踪’模式下锁定目标，当目标因遮挡消失后进入‘记忆跟踪’模式。在‘记忆跟踪’模式下(时间一般不小于5s)，视频跟踪器在设定的像素区域内进行搜索和图像匹配处理，当原目标再次出现时重新捕获目标并自动进入‘跟踪’模式，这样操作员就不用手动操控搜索、瞄准目标，简化了操控流程，减轻了操作压力。所以，光电系统在设计时必须采取某种控制方法，使得当‘跟踪’模式下被锁定的目标因被遮挡消失后，在‘记忆跟踪’模式下光电系统的瞄准线仍能够按照其运动规律指向被遮挡目标区域，当目标再次出现，视频跟踪器能够自动重新捕获，保持对目标的持续跟踪。

对于光电系统在跟踪时抗目标遮挡问题，传统的处理方法是在‘跟踪’模式下周期采集光电系统陀螺组件输出的角速度信号，实时记录最新5～10帧数值，并对采集的数据取平均值或经最小二乘法处理，当进入‘记忆跟踪’后，用上述方法处理后的角速度值进行伺服补偿。这种方法的缺点是没有考虑到‘跟踪’和‘记忆跟踪’时间段载机姿态角度的变化，对不同时刻采集的陀螺角速度值没有统一到同一个坐标系下处理。当载机做机动飞行时，‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’是实时改变的(除了平移，还有旋转)，光电系统在‘跟踪’模式下各时刻采集的陀螺角速度值是在不同坐标系下的值，且‘记忆跟踪’时刻的‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’也与‘跟踪’时刻不同，所以这种处理方法只适用于载机姿态角度不发生大的变化的情况(如平飞)。另外，从以往的光电观瞄系统试飞效果看，当载机做大幅度机动飞行时，用采集陀螺输出角速度信号的处理方法，在‘记忆跟踪’时刻光电系统瞄准线会明显‘漂移’偏离目标，当目标重新出现时，由于已经偏离出设定的像素处理区域，跟踪器无法重新自动捕获目标。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明要解决的技术问题是：如何提出一种适用于机载光电系统在复杂背景下对目标可靠跟踪的速度补偿方法。基本原理是基于载机的姿态角度、矢量速度、海拔高度和光电系统瞄准线的方位/俯仰角度，光电系统在跟踪模式下实时解算目标在‘大地东-北-天坐标系’的速度，在记忆跟踪模式下实时解算目标在‘光电系统当前瞄准线指向坐标系’下的方位/俯仰角速度，并使用该角速度值进行伺服补偿，使瞄准线指向被遮挡目标，实现复杂背景下载机大机动飞行时光电系统对丢失目标的快速重新捕获。

(二)技术方案

为解决上述技术问题，本发明提供一种用于机载光电观瞄系统目标可靠跟踪的速度补偿方法，所述方法包括以下步骤：

步骤1：光电系统在‘跟踪’模式下锁定目标，实时计算ti-2、ti-1、ti时刻目标在‘载机东-北-天坐标系’的坐标；

步骤2：‘跟踪’模式下，按照步骤1中ti-2、ti-1、ti时刻目标在‘载机东-北-天坐标系’的坐标，用三点插值法周期计算ti时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的东向速度、北向速度、天向速度和东向加速度、北向加速度、天向加速度，直至得到光电系统进入‘记忆跟踪’模式前的最后时刻，即T0时刻目标的速度和加速度值；

步骤3：‘记忆跟踪’模式下，按照步骤2中T0时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的东向速度、北向速度、天向速度和东向加速度、北向加速度、天向加速度，按照匀加速直线运动规律递推，得到‘记忆跟踪’模式下tj时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的实时东向速度、北向速度、天向速度，然后再通过坐标变换得到tj时刻目标在‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’的实时速度；

步骤4：‘记忆跟踪’模式下，根据步骤3中目标在‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’方位方向、俯仰方向的实时速度，计算tj时刻目标相对光电系统的方位、俯仰角速度；其中，所述步骤4中的方位方向即X轴、俯仰方向即Z轴。

其中，所述步骤1中，ti时刻是‘跟踪’模式下光电系统主计算机任意一个计算周期开始时刻，ti-2、ti-1是ti往前一个、二个周期的开始时刻；‘跟踪’模式下任一时刻ti，目标在‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’的坐标是(0，y_{e_ti}，0)^T，与在‘载机东-北-天坐标系’中坐标(x_ti,y_ti,z_ti)^T的转换公式为：

公式(1)中，

M_ti是‘跟踪’模式下ti时刻‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’到‘载机东-北-天坐标系’的转换矩阵，它由以下两个转换矩阵的乘积构成：1)‘惯导坐标系’到‘载机东-北-天坐标系’转换矩阵；2)‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’到‘惯导坐标系’转换矩阵；m_{pq_ti}，p＝1～3、q＝1～3，是矩阵M_ti的元素；h_{F_ti}是‘跟踪’模式下ti时刻惯导系统测量的载机海拔高度；矩阵相乘展开后的M_ti各元素值如下：

m_{11_ti}＝cosα_{F_ti} cosγ_{F_ti} cosθ_{AZ_ti}+sinα_{F_ti} sinβ_{F_ti} sinγ_{F_ti} cosθ_{AZ_ti}–sinα_{F_ti} cosβ_{F_ti} sinθ_{AZ_ti}；

m_{12_ti}＝cosα_{F_ti} cosγ_{F_ti} sinθ_{AZ_ti} cosθ_{EL_ti}+sinα_{F_ti} sinβ_{F_ti} sinγ_{F_ti} sinθ_{AZ_ti} cosθ_{EL_ti}+sinα_{F_ti} cosβ_{F_ti} cosθ_{AZ_ti} cosθ_{EL_ti}+cosα_{F_ti} sinγ_{F_ti} sinθ_{EL_ti}–sinα_{F_ti}sinβ_{F_ti} cosγ_{F_ti} sinθ_{EL_ti}；

m_{13_ti}＝–cosα_{F_ti} cosγ_{F_ti} sinθ_{AZ_ti} sinθ_{EL_ti}–sinα_{F_ti} sinβ_{F_ti} sinγ_{F_ti} sinθ_{AZ_ti} sinθ_{EL_ti}–sinα_{F_ti} cosβ_{F_ti} cosθ_{AZ_ti} sinθ_{EL_ti}+cosα_{F_ti} sinγ_{F_ti} cosθ_{EL_ti}–sinα_{F_ti}sinβ_{F_ti} cosγ_{F_ti} cosθ_{EL_ti}；

m_{21_ti}＝–sinα_{F_ti} cosγ_{F_ti} cosθ_{AZ_ti}+cosα_{F_ti} sinβ_{F_ti} sinγ_{F_ti} cosθ_{AZ_ti}–cosα_{F_ti} cosβ_{F_ti} sinθ_{AZ_ti}；

m_{22_ti}＝–sinα_{F_ti} cosγ_{F_ti} sinθ_{AZ_ti} cosθ_{EL_ti}+cosα_{F_ti} sinβ_{F_ti} sinγ_{F_ti} sinθ_{AZ_ti} cosθ_{EL_ti}+cosα_{F_ti} cosβ_{F_ti} cosθ_{AZ_ti} cosθ_{EL_ti}–sinα_{F_ti} sinγ_{F_ti} sinθ_{EL_ti}–cosα_{F_ti}sinβ_{F_ti} cosγ_{F_ti} sinθ_{EL_ti}；

m_{23_ti}＝sinα_{F_ti} cosγ_{F_ti} sinθ_{AZ_ti} sinθ_{EL_ti}–cosα_{F_ti} sinβ_{F_ti} sinγ_{F_ti} sinθ_{AZ_ti} sinθ_{EL_ti}–cosα_{F_ti} cosβ_{F_ti} cosθ_{AZ_ti} sinθ_{EL_ti}–sinα_{F_ti} sinγ_{F_ti} cosθ_{EL_ti}–cosα_{F_ti}sinβ_{F_ti}c osγ_{F_ti} cosθ_{EL_ti}；

m_{31_ti}＝–cosβ_{F_ti} sinγ_{F_ti} cosθ_{AZ_ti}–sinβ_{F_ti} sinθ_{AZ_ti}；

m_{32_ti}＝–cosβ_{F_ti} sinγ_{F_ti} sinθ_{AZ_ti} cosθ_{EL_ti}+sinβ_{F_ti} cosθ_{AZ_ti} cosθ_{EL_ti}+cosβ_{F_ti} cosγ_{F_ti} sinθ_{EL_ti}；

m_{33_ti}＝cosβ_{F_ti} sinγ_{F_ti} sinθ_{AZ_ti} sinθ_{EL_ti}–sinβ_{F_ti} cosθ_{AZ_ti} sinθ_{EL_ti}+cosβ_{F_ti} co sγ_{F_ti} cosθ_{EL_ti}；

(2)

公式(2)中，α_{F_ti}、β_{F_ti}、γ_{F_ti}是‘跟踪’模式下ti时刻惯导系统测量的载机航向角、俯仰角、横滚角；θ_{AZ_ti}、θ_{EL_ti}是‘跟踪’模式下ti时刻光电系统角度传感器测量的瞄线方位角、俯仰角；

根据公式(1)，得到‘跟踪’模式下ti-2、ti-1、ti时刻目标在‘载机东-北-天坐标系’的坐标(x_ti-2,y_ti-2,z_ti-2)^T、(x_ti-1,y_ti-1,z_ti-1)^T、(x_ti,y_ti,z_ti)^T。

其中，所述步骤2中，在‘跟踪’模式下，根据步骤1中计算得到的ti-2、ti-1、ti时刻目标在‘载机东-北-天坐标系’的坐标(x_ti-2,y_ti-2,z_ti-2)^T、(x_ti-1,y_ti-1,z_ti-1)^T、(x_ti,y_ti,z_ti)^T，和惯导系统测量的t(i-2)时刻载机的东向速度V_{INS_E_t[i-2]}、北向速度V_{INS_N_t[i-2]}、天向速度V_{INS_UP_t[i-2]}，t(i-1)时刻载机的东向速度V_{INS_E_t[i-1]}、北向速度V_{INS_N_t[i-1]}、天向速度V_{INS_UP_t[i-1]}，用插值法求解一阶、二阶导数，计算得到‘跟踪’模式下ti时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的东向即X轴上的速度V_{x_ti}、北向即Y轴上的速度V_{y_ti}、天向即Z轴上的速度V_{z_ti}和东向即X轴上加速度a_{x_ti}、北向即Y轴上的加速度a_{y_ti}、天向即Z轴上的加速度a_{z_ti}；求导时采用三点插值公式，得到的V_{x_ti}、V_{y_ti}、V_{z_ti}、a_{x_ti}、a_{y_ti}、a_{z_ti}，i＝2,3,4,…。

其中，所述步骤2中，按以下公式得到‘跟踪’模式下ti时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的东向速度V_{x_ti}、北向速度V_{y_ti}、天向速度V_{z_ti}和东向加速度a_{x_ti}、北向加速度a_{y_ti}、天向加速度a_{z_ti}；

V_{x_ti}＝(x_t[i-2]-4x_t[i-1]+3x_ti)/(2ΔT)+(-V_{INS_E_t[i-2]}+3V_{INS_E_t[i-1]})/2

V_{y_ti}＝(y_t[i-2]-4y_t[i-1]+3y_ti)/(2ΔT)+(-V_{INS_N_t[i-2]}+3V_{INS_N_t[i-1]})/2

V_{z_ti}＝(z_t[i-2]-4z_t[i-1]+3z_ti)/(2ΔT)+(-V_{INS_UP_t[i-2]}+3V_{INS_UP_t[i-1]})/2

a_{x_ti}＝(x_t[i-2]-2x_t[i-1]+x_ti)/ΔT²+(-V_{INS_E_t[i-2]}+V_{INS_E_t[i-1]})/ΔT

a_{y_ti}＝(y_t[i-2]-2y_t[i-1]+y_ti)/ΔT²+(-V_{INS_N_t[i-2]}+V_{INS_N_t[i-1]})/ΔT

a_{z_ti}＝(z_t[i-2]-2z_t[i-1]+z_ti)/ΔT²+(-V_{INS_UP_t[i-2]}+V_{INS_UP_t[i-1]})/ΔT

(3)

上式中，(x_t[i-2]，y_t[i-2]，z_t[i-2])^T、(x_t[i-1]，y_t[i-1]，z_t[i-1])^T、(x_ti，y_ti，z_ti)^T分别是‘跟踪’模式下t(i-2)、t(i-1)、ti时刻目标在‘载机东-北-天坐标系’的坐标值，通过步骤1中计算得到；(V_{INS_E_t[i-2]}、V_{INS_N_t[i-2]}、V_{INS_UP_t[i-2]})^T、(V_{INS_E_t[i-1]}、V_{INS_N_t[i-1]}、V_{INS_UP_t[i-1]})^T是‘跟踪’模式下t(i-2)、t(i-1)时刻载机在‘大地东-北-天坐标系’的东向速度、北向速度和天向速度，是惯导系统的测量值；ΔT是计算周期，常量。

其中，所述步骤2中，在‘跟踪’模式下，按照公式(3)周期计算ti时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的实时速度和加速度，直至得到光电系统进入‘记忆跟踪’模式前最后时刻，即T0时刻目标的速度和加速度值，记为(V_{x_T0},V_{y_T0},V_{z_T0})^T和(a_{x_T0},a_{y_T0},a_{z_T0})^T。

其中，所述步骤3中，在‘记忆跟踪’模式下，按照步骤2中参数(V_{x_T0},V_{y_T0},V_{z_T0})^T、(a_{x_T0},a_{y_T0},a_{z_T0})^T描述的匀加速直线运动规律递推目标在tj时刻的速度。‘记忆跟踪’模式下tj时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的速度(V_{x_tj}，V_{y_tj}，V_{z_tj})^T公式为：

公式(4)中，N为光电系统进入‘记忆跟踪’模式后的计算周期数；ΔT是计算周期，常量。

其中，所述步骤3中，

‘记忆跟踪’模式下，根据公式(4)所得tj时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的速度(V_{x_tj}，V_{y_tj}，V_{z_tj})^T，和惯导系统测量的tj时刻载机的东向速度V_{INS_E_tj}、北向速度V_{INS_N_tj}、天向速度V_{INS_UP_tj}，得到‘记忆跟踪’模式下tj时刻目标在‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’的速度(V_{xe_tj}，V_{ye_tj}，V_{ze_tj})^T公式为：

公式(5)中，M_tj ^T是M_tj的转置矩阵，即‘记忆跟踪’模式下tj时刻‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’到‘载机东-北-天坐标系’转换矩阵的转置矩阵，m_{pq_tj}，p＝1～3，q＝1～3是矩阵元素，V_{x_tj}、V_{y_tj}、V_{z_tj}是‘记忆跟踪’模式下tj时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的速度；V_{INS_E_tj}、V_{INS_N_tj}、V_{INS_UP_tj}是‘记忆跟踪’模式下tj时刻惯导系统测量的载机东向速度、北向速度和天向速度；

根据‘记忆跟踪’模式下tj时刻惯导系统测量的载机方位角α_{F_tj}、载机俯仰角β_{F_tj}、载机横滚角γ_{F_tj}和光电系统角度传感器测量的瞄准线方位角θ_{AZ_tj}，瞄准线俯仰角θ_{EL_tj}，用步骤1中公式(2)计算得到。

其中，所述步骤4中，‘记忆跟踪’模式下，公式(5)得到的目标在‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’的速度(V_{xe_tj},V_{ye_tj},V_{ze_tj})中，V_{xe_tj}、V_{ze_tj}就是tj时刻目标相对光电系统在方位方向即‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’X轴、俯仰方向即‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’Z轴的实时速度；根据以下公式计算tj时刻目标相对光电系统的方位角速度ω_{AZ_tj}和俯仰角速度ω_{EL_tj}，再用(ω_{AZ_tj},ω_{EL_tj})值在‘记忆跟踪’模式下进行伺服补偿，驱动光电系统转动，使在目标遮挡情况下光电系统瞄准线实时指向目标。

其中，所述步骤4中，按以下公式得到‘记忆跟踪’模式下tj时刻目标相对光电系统的方位角速度ω_{AZ_tj}和俯仰角速度ω_{EL_tj}。

上式中，m_{32_tj}是‘记忆跟踪’模式下tj时刻‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’到‘载机东-北-天坐标系’转换矩阵的转置矩阵M_tj ^T的元素；h_{F_tj}是‘记忆跟踪’模式下tj时刻惯导系统测量的载机海拔高度；H_G是目标所在地域的平均海拔高度，常量。

其中，所述方法基于载机的姿态角度、矢量速度、海拔高度和光电系统瞄准线的方位/俯仰角度，光电系统在跟踪模式下实时解算目标在‘大地东-北-天坐标系’的速度，在记忆跟踪模式下实时解算目标在‘光电系统当前瞄准线指向坐标系’下的方位/俯仰角速度，并使用该角速度值进行伺服补偿，使瞄准线指向被遮挡目标，实现复杂背景下载机大机动飞行时光电系统对丢失目标的快速重新捕获。

(三)有益效果

与现有技术相比较，本发明针对地面运动目标被遮挡时如何保持对其可靠跟踪问题，提供一种用于机载光电观瞄系统在复杂背景下对运动目标可靠跟踪的速度补偿方法，其技术方案中，光电系统主计算机根据实时测量的载机姿态角度、矢量速度、海拔高度和光电系统瞄准线的方位/俯仰角度等数据，在‘跟踪’模式下计算得到目标在‘大地东-北-天坐标系’的实时速度和加速度，然后按照匀加速直线运动规律递推得到目标被遮挡后在‘记忆跟踪’模式下的实时速度，再经过坐标转换得到‘记忆跟踪’模式下目标在‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’的角速度值并进行伺服补偿，使得光电系统的瞄准线指向被遮挡目标区域。这样，当目标再次出现，视频跟踪器能够自动重新捕获，从而实现对目标的持续稳定跟踪和精确瞄准。

本发明技术方案弥补了传统的基于陀螺信号采集处理方法中没有考虑载机姿态角度变化的不足，实现了复杂背景和载机大机动飞行条件下光电系统对丢失目标的快速自动捕获，减轻了操作员压力，为光电系统保持对目标持续跟踪提供了很好的帮助。本发明技术方案已在相关光电观瞄系统中进行了飞行验证。

附图说明

图1为本发明的技术方案的处理流程图。

具体实施方式

为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。

为解决现有技术问题，本发明提出一种适用于机载光电系统在复杂背景下对目标可靠跟踪的速度补偿方法。其基本原理是基于载机的姿态角度、矢量速度、海拔高度和光电系统瞄准线的方位/俯仰角度，光电系统在跟踪模式下实时解算目标在‘大地东-北-天坐标系’的速度，在记忆跟踪模式下实时解算目标在‘光电系统当前瞄准线指向坐标系’下的方位/俯仰角速度，并使用该角速度值进行伺服补偿，使瞄准线指向被遮挡目标，实现复杂背景下载机大机动飞行时光电系统对丢失目标的快速重新捕获。

具体而言，如图1所示，本发明提供一种用于机载光电观瞄系统目标可靠跟踪的速度补偿方法，

本方法中用于计算的常量、输入变量及坐标系定义如下：

1)H_G是目标所在地域的平均海拔高度，是测量得到的常量；ΔT为计算周期，是设定的时间常量；

2)实时测量的数据包括：α_F，β_F，γ_F，V_{INS_E}，V_{INS_N}，V_{INS_UP}，h_F，θ_AZ，θ_EL；其中α_F、β_F、γ_F、V_{INS_E}、V_{INS_N}、V_{INS_UP}、h_F是惯导系统测量的载机航向角、俯仰角、横滚角、东向速度、北向速度、天向速度、海拔高度；θ_AZ、θ_EL是光电系统角度传感器测量的瞄准线方位角、俯仰角；以上变量作为计算输入量，变量符号的下标ti、tj(如α_{F_ti}、α_{F_tj})表示是ti、tj时刻的值；上述各角度的正负定义及取值范围为，α_F：载机顺时针旋转为正，逆时针旋转为负，0°～+360°；β_F：载机抬头为正，低头为负，–90°～+90°；γ_F：沿前进方向载机右倾即顺时针为正，左倾即逆时针为负，–180°～+180°；θ_AZ：沿载机前进方向，光电系统右转为正，左转为负，–180°～+180°；θ_EL：光电系统抬头为正，低头为负，–90°～+90°；

3)本方法中用到的坐标系包括：

a)大地东-北-天坐标系：原点为大地表面某一点的固定坐标系，地球表面纬度圈切线方向即东向为X轴，地球表面经度圈切线方向即北向为Y轴，垂直于海平面即天向为Z轴的右手坐标系；

b)载机东-北-天坐标系：原点为载机上光电系统质心点，东向为X轴，北向为Y轴，天向为Z轴的右手坐标系，与大地东-北-天坐标系平行；

c)惯导坐标系：原点为载机上惯导质心点，惯导沿载机前进方向的‘右侧’指向为X轴、沿载机前进方向为Y轴、过惯导质心点垂直于XY平面为Z轴的‘右-前-上’右手坐标系；

d)光电系统瞄准线当前指向坐标系：原点为载机上光电系统质心点，光电系统前视方向的‘右侧’指向为X轴、前视方向为Y轴、过光电系统质心点垂直于XY平面为Z轴的‘右-前-上’右手坐标系；

根据上述定义，所述用于机载光电观瞄系统在复杂背景下对目标可靠跟踪的速度补偿方法，其采用以下步骤：

步骤1：光电系统在‘跟踪’模式下锁定目标，计算ti-2、ti-1、ti时刻目标在‘载机东-北-天坐标系’的坐标；其中，ti时刻是‘跟踪’模式下光电系统主计算机任意一个计算周期开始时刻，ti-2、ti-1是ti往前一个、二个周期的开始时刻；‘跟踪’模式下任一时刻ti，目标在‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’的坐标是(0，y_{e_ti}，0)^T，与在‘载机东-北-天坐标系’中坐标(x_ti,y_ti,z_ti)^T的转换公式为：

公式(1)中，

M_ti是‘跟踪’模式下ti时刻‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’到‘载机东-北-天坐标系’的转换矩阵，它由以下两个转换矩阵的乘积构成：1)‘惯导坐标系’到‘载机东-北-天坐标系’转换矩阵；2)‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’到‘惯导坐标系’转换矩阵；m_{pq_ti}，p＝1～3、q＝1～3，是矩阵M_ti的元素；h_{F_ti}是‘跟踪’模式下ti时刻惯导系统测量的载机海拔高度；矩阵相乘展开后的M_ti各元素值如下：

公式(2)中，α_{F_ti}、β_{F_ti}、γ_{F_ti}是‘跟踪’模式下ti时刻惯导系统测量的载机航向角、俯仰角、横滚角；θ_{AZ_ti}、θ_{EL_ti}是‘跟踪’模式下ti时刻光电系统角度传感器测量的瞄线方位角、俯仰角；

根据公式(1)，得到‘跟踪’模式下ti-2、ti-1、ti时刻目标在‘载机东-北-天坐标系’的坐标(x_ti-2,y_ti-2,z_ti-2)^T、(x_ti-1,y_ti-1,z_ti-1)^T、(x_ti,y_ti,z_ti)^T；

步骤2：在‘跟踪’模式下，根据步骤1中计算得到的ti-2、ti-1、ti时刻目标在‘载机东-北-天坐标系’的坐标(x_ti-2,y_ti-2,z_ti-2)^T、(x_ti-1,y_ti-1,z_ti-1)^T、(x_ti,y_ti,z_ti)^T，和惯导系统测量的t(i-2)时刻载机的东向速度V_{INS_E_t[i-2]}、北向速度V_{INS_N_t[i-2]}、天向速度V_{INS_UP_t[i-2]}，t(i-1)时刻载机的东向速度V_{INS_E_t[i-1]}、北向速度V_{INS_N_t[i-1]}、天向速度V_{INS_UP_t[i-1]}，用插值法求解一阶、二阶导数，计算得到‘跟踪’模式下ti时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的东向即X轴上的速度V_{x_ti}、北向即Y轴上的速度V_{y_ti}、天向即Z轴上的速度V_{z_ti}和东向即X轴上加速度a_{x_ti}、北向即Y轴上的加速度a_{y_ti}、天向即Z轴上的加速度a_{z_ti}；求导时采用三点插值公式，得到的V_{x_ti}、V_{y_ti}、V_{z_ti}、a_{x_ti}、a_{y_ti}、a_{z_ti}(i＝2,3,4,…)如下：

公式(3)中，(x_t[i-2]，y_t[i-2]，z_t[i-2])^T、(x_t[i-1]，y_t[i-1]，z_t[i-1])^T、(x_ti，y_ti，z_ti)^T按照公式(1)计算得到；(V_{INS_E_t[i-2]}、V_{INS_N_t[i-2]}、V_{INS_UP_t[i-2]})^T、(V_{INS_E_t[i-1]}、V_{INS_N_t[i-1]}、V_{INS_UP_t[i-1]})^T是惯导系统的测量值；ΔT是计算周期，常量；

在‘跟踪’模式下，按照公式(3)周期计算ti时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的实时速度和加速度，直至得到光电系统进入‘记忆跟踪’模式前最后时刻，即T0时刻目标的速度和加速度值，记为(V_{x_T0},V_{y_T0},V_{z_T0})^T和(a_{x_T0},a_{y_T0},a_{z_T0})^T；

步骤3：在‘记忆跟踪’模式下，按照步骤2中参数(V_{x_T0},V_{y_T0},V_{z_T0})^T、(a_{x_T0},a_{y_T0},a_{z_T0})^T描述的匀加速直线运动规律递推目标在tj时刻的速度。‘记忆跟踪’模式下tj时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的速度(V_{x_tj}，V_{y_tj}，V_{z_tj})^T公式为：

公式(4)中，N为光电系统进入‘记忆跟踪’模式后的计算周期数；ΔT是计算周期，常量；

‘记忆跟踪’模式下，根据公式(4)所得tj时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的速度(V_{x_tj}，V_{y_tj}，V_{z_tj})^T，和惯导系统测量的tj时刻载机的东向速度V_{INS_E_tj}、北向速度V_{INS_N_tj}、天向速度V_{INS_UP_tj}，得到‘记忆跟踪’模式下tj时刻目标在‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’的速度(V_{xe_tj}，V_{ye_tj}，V_{ze_tj})^T公式为：

公式(5)中，M_tj ^T是M_tj的转置矩阵，即‘记忆跟踪’模式下tj时刻‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’到‘载机东-北-天坐标系’转换矩阵的转置矩阵，m_{pq_tj}，p＝1～3，q＝1～3是矩阵元素，根据‘记忆跟踪’模式下tj时刻惯导系统测量的载机方位角α_{F_tj}、载机俯仰角β_{F_tj}、载机横滚角γ_{F_tj}和光电系统角度传感器测量的瞄准线方位角θ_{AZ_tj}，瞄准线俯仰角θ_{EL_tj}，用步骤1中公式(2)计算得到；

步骤4：‘记忆跟踪’模式下，公式(5)得到的目标在‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’的速度(V_{xe_tj},V_{ye_tj},V_{ze_tj})中，V_{xe_tj}、V_{ze_tj}就是tj时刻目标相对光电系统在方位方向即‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’X轴、俯仰方向即‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’Z轴的实时速度；根据以下公式计算tj时刻目标相对光电系统的方位角速度ω_{AZ_tj}和俯仰角速度ω_{EL_tj}，再用(ω_{AZ_tj},ω_{EL_tj})值在‘记忆跟踪’模式下进行伺服补偿，驱动光电系统转动，使在目标遮挡情况下光电系统瞄准线实时指向目标；

公式(6)中，m_{32_tj}是‘记忆跟踪’模式下tj时刻矩阵M_tj ^T的元素；h_{F_tj}是‘记忆跟踪’模式下tj时刻惯导系统测量的载机海拔高度；H_G是目标所在地域的平均海拔高度，常量。

[注：a)步骤1中的公式(1)、公式(2)是不同坐标系间的通用转换公式，步骤3中的公式(4)是计算匀加速运动目标速度的通用公式，这三个公式不作为本发明技术方案的核心内容；b)步骤2中的公式(3)、步骤3中的公式(5)、步骤4中的公式(6)是本专利所述方法的专有公式，是本发明技术方案的核心内容。]

实施例1

下面结合具体实施例描述本发明。本实施中设定数据如下：

1)计算周期ΔT＝0.4s，目标所在地域的平均海拔高度H_G＝+460m。

2)光电系统‘跟踪’模式下最后计算周期的开始时刻记为T0，T0-1、T0-2分别为T0往前一个和二个周期的开始时刻。设T0-2、T0-1、T0时刻，惯导系统测量的载机航向角、俯仰角、横滚角、海拔高度的数据分别为：α_{F_[T0-2]}＝+340.30°,β_{F_[T0-2]}＝-0.26°,γ_{F_[T0-2]}＝+1.13°,h_{F_[T0-2]}＝3513m；α_{F_[T0-1]}＝+340.20°,β_{F_[T0-1]}＝-0.24°,γ_{F_[T0-1]}＝+1.16°，h_{F_[T0-1]}＝+3516m；α_{F_T0}＝+340.10°,β_{F_TO}＝-0.25°,γ_{F_T0}＝+1.20°,h_{F_T0}＝+3520m。

3)‘跟踪’模式下T0-2、T0-1、T0时刻，光电系统角度传感器测量的瞄线方位角、俯仰角数据分别为：θ_{AZ_[T0-2]}＝+56.75°,θ_{EL_[T0-2]}＝-58.82°；θ_{AZ_[T0-1]}＝+56.10°,θ_{EL_[T0-1]}＝-59.50°；θ_{AZ_T0}＝+55.50°,θ_{EL_T0}＝-60.15°。

4)‘跟踪’模式下T0-2、T0-1时刻，惯导系统测量的载机的东向速度、北向速度、天向速度数据分别为：V_{INS_E_[T0-2]}＝-26.22(m/s),V_{INS_N_[T0-2]}＝+73.22(m/s),V_{INS_UP_[T0-2]}＝-0.35(m/s)；V_{INS_E_[T0-1]}＝-26.35(m/s),V_{INS_N_[T0-1]}＝+73.18(m/s),V_{INS_UP_[T0-1]}＝-0.33(m/s)。

5)设T1是进入‘记忆跟踪’后的第一个计算周期时刻，即公式(4)中的周期数N＝1。T1时刻，惯导系统测量的载机的航向角、俯仰角、横滚角、海拔高度数据分别为：α_{F_T1}＝+340.00°,β_{F_T1}＝-0.23°,γ_{F_T1}＝+1.25°,h_{F_T1}＝3524m；光电系统角度传感器测量的瞄线方位角、俯仰角数据分别为：θ_{AZ_T1}＝+54.90°,θ_{EL_T1}＝-60.81°；惯导系统测量的载机东向、北向、天向速度数据分别为：V_{INS_E_T1}＝-26.40(m/s),V_{INS_N_T1}＝+73.31(m/s),V_{INS_UP_T1}＝-0.31(m/s)。

以上测量数据中，计算周期的量纲是‘秒’(s)，载机海拔高度和目标所在地域平均海拔高度的量纲是‘米’(m)，角度的量纲是‘度’(°，计算时需转换为弧度)，速度的量纲是‘米/秒’(m/s)；计算过程中加速度的量纲是‘米/秒²’(m/s²)；计算结果中方位角速度、俯仰角速度的量纲是‘弧度/秒’(1/s)。

本实施例的具体步骤如下：

步骤1：光电系统在‘跟踪’模式下锁定目标，设‘跟踪’模式下最后计算周期的开始时刻为T0，T0-1、T0-2分别为T0往前一个和二个周期的开始时刻。

根据惯导系统测量的T0-2、T0-1、T0时刻载机航向角α_{F_[T0-2]}、α_{F_[T0-1]}、α_{F_T0}，俯仰角β_{F_[T0-2]}、β_{F_[T0-1]}、β_{F_T0}，横滚角γ_{F_[T0-2]}、γ_{F_[T0-1]}、γ_{F_T0}，和光电系统角度传感器测量的瞄线方位角θ_{AZ_[T0-2]}、θ_{AZ_[T0-1]}、θ_{AZ_T0}，俯仰角θ_{EL_[T0-2]}、θ_{EL_[T0-1]}、θ_{EL_T0}，按照公式(2)得到T0-2、T0-1、T0时刻‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’到‘载机东-北-天坐标系’的转换矩阵M_T0-2、M_T0-1、M_T0为：

根据矩阵M_T0-2、M_T0-1、M_T0的各元素值，惯导系统测量的T0-2、T0-1、T0时刻载机海拔高度h_{F_[T0-2]}、h_{F_[T0-1]}、h_{F_T0}和目标所在地域的平均海拔高度H_G(常量)，按照公式(1)得到T0-2、T0-1、T0时刻目标在‘载机东-北-天坐标系’的坐标为：

(x_T0-2,y_T0-2,z_T0-2)^T＝(1049.06m,1424.86m,-3053.00m)^T

(x_T0-1,y_T0-1,z_T0-1)^T＝(1000.51m,1402.03m,-3056.00m)^T

(x_T0,y_T0,z_T0)^T＝(955.66m,1377.93m,-3060.00m)^T

步骤2：在‘跟踪’模式下，根据步骤1中计算得到的T0-2、T0-1、T0时刻目标在‘载机东-北-天坐标系’的坐标(x_T0-2,y_T0-2,z_T0-2)^T、(x_T0-1,y_T0-1,z_T0-1)^T、(x_T0,y_T0,z_T0)^T和惯导系统测量的T0-2、T0-1时刻载机的东向速度、北向速度、天向速度，用插值法求解一阶、二阶导数，按照公式(3)得到T0时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的东向速度V_{x_T0}、北向速度V_{y_T0}、天向速度V_{z_T0}和东向加速度a_{x_T0}、北向加速度a_{y_T0}、天向加速度a_{z_T0}为：

V_{x_T0}＝-133.94m/s，V_{y_T0}＝11.33m/s，V_{z_T0}＝-11.57m/s

a_{x_T0}＝22.76m/s²，a_{y_T0}＝-8.03m/s²，a_{z_T0}＝-6.20m/s²

步骤3：在‘记忆跟踪’模式下，按照步骤2中参数(V_{x_T0},V_{y_T0},V_{z_T0})^T、(a_{x_T0},a_{y_T0},a_{z_T0})^T描述的匀加速直线运动规律递推T1时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的速度(V_{x_T1},V_{y_T1},V_{z_T1})^T，其中T1是进入‘记忆跟踪’后的第一个计算周期时刻，即N＝1。按照公式(4)得到(V_{x_T1},V_{y_T1},V_{z_T1})^T为：

V_{x_T1}＝-124.84m/s，V_{y_T1}＝8.11m/s，V_{z_T1}＝-14.05m/s

根据惯导系统测量的T1时刻载机航向角α_{F_T1}、俯仰角β_{F_T1}、横滚角γ_{F_T1}，和光电系统角度传感器测量的瞄线方位角θ_{AZ_T1}、俯仰角θ_{EL_T1}，按照公式(2)得到T1时刻‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’到‘载机东-北-天坐标系’转换矩阵的转置矩阵M_T1 ^T为：

根据以上得到的V_{x_T1}、V_{y_T1}、V_{z_T1}、矩阵M_T1 ^T的值和惯导系统测量的T1时刻载机东向速度V_{INS_E_T1}、北向速度V_{INS_N_T1}、天向速度V_{INS_UP_T1}，按照公式(5)得到T1时刻目标在‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’的速度为：

(V_{xe_T1}，V_{ye_T1}，V_{ze_T1})^T＝(-43.29m/s,-39.12m/s,-103.56m/s)^T

步骤4：‘记忆跟踪’模式下，根据步骤3计算得到的T1时刻目标在‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’的速度V_{xe_T1}、V_{ze_T1}(X轴、Z轴方向)，和惯导系统测量的载机海拔高度数据h_{F_T1}，按照公式(6)得到T1时刻目标相对光电系统的方位、俯仰角速度ω_{AZ_T1}、ω_{EL_T1}为：

ω_{AZ_T1}＝-0.012469(1/s)，ω_{EL_T1}＝-0.029832(1/s)

本实例中只计算了‘记忆跟踪’模式下第一个计算周期(T1时刻)的方位、俯仰角速度ω_{AZ_T1}、ω_{EL_T1}，实际应用中需要在‘记忆跟踪’模式下周期计算、实时补偿。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种用于机载光电观瞄系统目标可靠跟踪的速度补偿方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

步骤1：光电系统在‘跟踪’模式下锁定目标，实时计算ti-2、ti-1、ti时刻目标在‘载机东-北-天坐标系’的坐标；

步骤2：‘跟踪’模式下，按照步骤1中ti-2、ti-1、ti时刻目标在‘载机东-北-天坐标系’的坐标，和惯导系统测量的ti-2时刻载机的东向速度V_{INS_E_t[i-2]}、北向速度V_{INS_N_t[i-2]}、天向速度V_{INS_UP_t[i-2]}，ti-1时刻载机的东向速度V_{INS_E_t[i-1]}、北向速度V_{INS_N_t[i-1]}、天向速度V_{INS_UP_t[i-1]}，用三点插值法周期计算ti时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的东向速度、北向速度、天向速度和东向加速度、北向加速度、天向加速度，直至得到光电系统进入‘记忆跟踪’模式前的最后时刻，即T0时刻目标的速度和加速度值；

步骤3：‘记忆跟踪’模式下，按照步骤2中T0时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的东向速度、北向速度、天向速度和东向加速度、北向加速度、天向加速度，按照匀加速直线运动规律递推，得到‘记忆跟踪’模式下tj时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的实时东向速度、北向速度、天向速度，然后再通过坐标变换得到tj时刻目标在‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’的实时速度；

步骤4：‘记忆跟踪’模式下，根据步骤3中目标在‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’方位方向、俯仰方向的实时速度，计算tj时刻目标相对光电系统的方位、俯仰角速度；其中，所述步骤4中的方位方向即X轴、俯仰方向即Z轴。

2.如权利要求1所述的用于机载光电观瞄系统目标可靠跟踪的速度补偿方法，其特征在于，所述步骤1中，ti时刻是‘跟踪’模式下光电系统主计算机任意一个计算周期开始时刻，ti-2、ti-1是ti往前一个、二个周期的开始时刻；‘跟踪’模式下任一时刻ti，目标在‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’的坐标是(0，y_{e_ti}，0)^T，与在‘载机东-北-天坐标系’中坐标(x_ti,y_ti,z_ti)^T的转换公式为：

公式(1)中，

M_ti是‘跟踪’模式下ti时刻‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’到‘载机东-北-天坐标系’的转换矩阵，它由以下两个转换矩阵的乘积构成：1)‘惯导坐标系’到‘载机东-北-天坐标系’转换矩阵；2)‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’到‘惯导坐标系’转换矩阵；m_{pq_ti}，p＝1～3、q＝1～3，是矩阵M_ti的元素；h_{F_ti}是‘跟踪’模式下ti时刻惯导系统测量的载机海拔高度；矩阵相乘展开后的M_ti各元素值如下：

m_{11_ti}＝cosα_{F_ti}cosγ_{F_ti}cosθ_{AZ_ti}+sinα_{F_ti}sinβ_{F_ti}sinγ_{F_ti}cosθ_{AZ_ti}–sinα_{F_ti}cosβ_{F_ ti}sinθ_{AZ_ti}；

m_{12_ti}＝cosα_{F_ti}cosγ_{F_ti}sinθ_{AZ_ti}cosθ_{EL_ti}+sinα_{F_ti}sinβ_{F_ti}sinγ_{F_ti}sinθ_{AZ_ti}cosθ_{EL_ti}+sinα_{F_ti}cosβ_{F_ti}cosθ_{AZ_ti}cosθ_{EL_ti}+cosα_{F_ti}sinγ_{F_ti}sinθ_{EL_ti}–sinα_{F_ti}sinβ_{F_ti}cosγ_{F_ti}sinθ_{EL_ti}；

m_{13_ti}＝–cosα_{F_ti}cosγ_{F_ti}sinθ_{AZ_ti}sinθ_{EL_ti}–sinα_{F_ti}sinβ_{F_ti}sinγ_{F_ti}sinθ_{AZ_ti}sinθ_{EL_ti}–sinα_{F_ti}cosβ_{F_ti}cosθ_{AZ_ti}sinθ_{EL_ti}+cosα_{F_ti}sinγ_{F_ti}cosθ_{EL_ti}–sinα_{F_ti}sinβ_{F_ti}cosγ_{F_ti}cosθ_{EL_ti}；

m_{21_ti}＝–sinα_{F_ti}cosγ_{F_ti}cosθ_{AZ_ti}+cosα_{F_ti}sinβ_{F_ti}sinγ_{F_ti}cosθ_{AZ_ti}–cosα_{F_ti}cosβ_{F_ ti}sinθ_{AZ_ti}；

m_{22_ti}＝–sinα_{F_ti}cosγ_{F_ti}sinθ_{AZ_ti}cosθ_{EL_ti}+cosα_{F_ti}sinβ_{F_ti}sinγ_{F_ti}sinθ_{AZ_ti}cosθ_{EL_ti}+cosα_{F_ti}cosβ_{F_ti}cosθ_{AZ_ti}cosθ_{EL_ti}–sinα_{F_ti}sinγ_{F_ti}sinθ_{EL_ti}–cosα_{F_ti}sinβ_{F_ti}cosγ_{F_ti}sinθ_{EL_ti}；

m_{23_ti}＝sinα_{F_ti}cosγ_{F_ti}sinθ_{AZ_ti}sinθ_{EL_ti}–cosα_{F_ti}sinβ_{F_ti}sinγ_{F_ti}sinθ_{AZ_ti}sinθ_{EL_ti}–cosα_{F_ti}cosβ_{F_ti}cosθ_{AZ_ti}sinθ_{EL_ti}–sinα_{F_ti}sinγ_{F_ti}cosθ_{EL_ti}–cosα_{F_ti}sinβ_{F_ti}cosγ_{F_ti}cosθ_{EL_ti}；

m_{31_ti}＝–cosβ_{F_ti}sinγ_{F_ti}cosθ_{AZ_ti}–sinβ_{F_ti}sinθ_{AZ_ti}；

m_{32_ti}＝–cosβ_{F_ti}sinγ_{F_ti}sinθ_{AZ_ti}cosθ_{EL_ti}+sinβ_{F_ti}cosθ_{AZ_ti}cosθ_{EL_ti}+cosβ_{F_ti}cosγ_{F_ti}sinθ_{EL_ti}；

m_{33_ti}＝cosβ_{F_ti}sinγ_{F_ti}sinθ_{AZ_ti}sinθ_{EL_ti}–sinβ_{F_ti}cosθ_{AZ_ti}sinθ_{EL_ti}+cosβ_{F_ti}cosγ_{F_ ti}cosθ_{EL_ti}。 (2)

公式(2)中，α_{F_ti}、β_{F_ti}、γ_{F_ti}是‘跟踪’模式下ti时刻惯导系统测量的载机航向角、俯仰角、横滚角；θ_{AZ_ti}、θ_{EL_ti}是‘跟踪’模式下ti时刻光电系统角度传感器测量的瞄线方位角、俯仰角；

根据公式(1)，得到‘跟踪’模式下ti-2、ti-1、ti时刻目标在‘载机东-北-天坐标系’的坐标(x_ti-2,y_ti-2,z_ti-2)^T、(x_ti-1,y_ti-1,z_ti-1)^T、(x_ti,y_ti,z_ti)^T。

3.如权利要求2所述的用于机载光电观瞄系统目标可靠跟踪的速度补偿方法，其特征在于，所述步骤2中，在‘跟踪’模式下，根据步骤1中计算得到的ti-2、ti-1、ti时刻目标在‘载机东-北-天坐标系’的坐标(x_ti-2,y_ti-2,z_ti-2)^T、(x_ti-1,y_ti-1,z_ti-1)^T、(x_ti,y_ti,z_ti)^T，和惯导系统测量的t(i-2)时刻载机的东向速度V_{INS_E_t[i-2]}、北向速度V_{INS_N_t[i-2]}、天向速度V_{INS_UP_t[i-2]}，t(i-1)时刻载机的东向速度V_{INS_E_t[i-1]}、北向速度V_{INS_N_t[i-1]}、天向速度V_{INS_UP_t[i-1]}，用插值法求解一阶、二阶导数，计算得到‘跟踪’模式下ti时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的东向即X轴上的速度V_{x_ti}、北向即Y轴上的速度V_{y_ti}、天向即Z轴上的速度V_{z_ti}和东向即X轴上加速度a_{x_ti}、北向即Y轴上的加速度a_{y_ti}、天向即Z轴上的加速度a_{z_ti}。求导时采用三点插值公式得到V_{x_ti}、V_{y_ti}、V_{z_ti}、a_{x_ti}、a_{y_ti}、a_{z_ti}，i＝2,3,4,…。

4.如权利要求3所述的用于机载光电观瞄系统目标可靠跟踪的速度补偿方法，其特征在于，所述步骤2中，按以下公式得到‘跟踪’模式下ti时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的东向速度V_{x_ti}、北向速度V_{y_ti}、天向速度V_{z_ti}和东向加速度a_{x_ti}、北向加速度a_{y_ti}、天向加速度a_{z_ti}；

V_{x_ti}＝(x_t[i-2]-4x_t[i-1]+3x_ti)/(2ΔT)+(-V_{INS_E_t[i-2]}+3V_{INS_E_t[i-1]})/2

V_{y_ti}＝(y_t[i-2]-4y_t[i-1]+3y_ti)/(2ΔT)+(-V_{INS_N_t[i-2]}+3V_{INS_N_t[i-1]})/2

V_{z_ti}＝(z_t[i-2]-4z_t[i-1]+3z_ti)/(2ΔT)+(-V_{INS_UP_t[i-2]}+3V_{INS_UP_t[i-1]})/2

a_{x_ti}＝(x_t[i-2]-2x_t[i-1]+x_ti)/ΔT²+(-V_{INS_E_t[i-2]}+V_{INS_E_t[i-1]})/ΔT

a_{y_ti}＝(y_t[i-2]-2y_t[i-1]+y_ti)/ΔT²+(-V_{INS_N_t[i-2]}+V_{INS_N_t[i-1]})/ΔT

a_{z_ti}＝(z_t[i-2]-2z_t[i-1]+z_ti)/ΔT²+(-V_{INS_UP_t[i-2]}+V_{INS_UP_t[i-1]})/ΔT

(3)

上式中，(x_t[i-2]，y_t[i-2]，z_t[i-2])^T、(x_t[i-1]，y_t[i-1]，z_t[i-1])^T、(x_ti，y_ti，z_ti)^T分别是‘跟踪’模式下t(i-2)、t(i-1)、ti时刻目标在‘载机东-北-天坐标系’的坐标值，通过步骤1中计算得到；(V_{INS_E_t[i-2]}、V_{INS_N_t[i-2]}、V_{INS_UP_t[i-2]})^T、(V_{INS_E_t[i-1]}、V_{INS_N_t[i-1]}、V_{INS_UP_t[i-1]})^T是‘跟踪’模式下t(i-2)、t(i-1)时刻载机在‘大地东-北-天坐标系’的东向速度、北向速度和天向速度，是惯导系统的测量值；ΔT是计算周期，常量。

5.如权利要求4所述的用于机载光电观瞄系统目标可靠跟踪的速度补偿方法，其特征在于，所述步骤2中，在‘跟踪’模式下，按照公式(3)周期计算ti时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的实时速度和加速度，直至得到光电系统进入‘记忆跟踪’模式前最后时刻，即T0时刻目标的速度和加速度值，记为(V_{x_T0},V_{y_T0},V_{z_T0})^T和(a_{x_T0},a_{y_T0},a_{z_T0})^T。

6.如权利要求5所述的用于机载光电观瞄系统目标可靠跟踪的速度补偿方法，其特征在于，所述步骤3中，在‘记忆跟踪’模式下，按照步骤2中参数(V_{x_T0},V_{y_T0},V_{z_T0})^T、(a_{x_T0},a_{y_T0},a_{z_T0})^T描述的匀加速直线运动规律递推目标在tj时刻的速度。‘记忆跟踪’模式下tj时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的速度(V_{x_tj}，V_{y_tj}，V_{z_tj})^T公式为：

公式(4)中，N为光电系统进入‘记忆跟踪’模式后的计算周期数；ΔT是计算周期，常量。

7.如权利要求6所述的用于机载光电观瞄系统目标可靠跟踪的速度补偿方法，其特征在于，所述步骤3中，在‘记忆跟踪’模式下，根据公式(4)所得tj时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的速度(V_{x_tj}，V_{y_tj}，V_{z_tj})^T，和惯导系统测量的tj时刻载机的东向速度V_{INS_E_tj}、北向速度V_{INS_N_tj}、天向速度V_{INS_UP_tj}，得到‘记忆跟踪’模式下tj时刻目标在‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’的速度(V_{xe_tj}，V_{ye_tj}，V_{ze_tj})^T公式为：

公式(5)中，M_tj ^T是M_tj的转置矩阵，即‘记忆跟踪’模式下tj时刻‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’到‘载机东-北-天坐标系’转换矩阵的转置矩阵，m_{pq_tj}，p＝1～3，q＝1～3是矩阵元素，V_{x_tj}、V_{y_tj}、V_{z_tj}是‘记忆跟踪’模式下tj时刻目标在‘大地东-北-天坐标系’的速度；V_{INS_E_tj}、V_{INS_N_tj}、V_{INS_UP_tj}是‘记忆跟踪’模式下tj时刻惯导系统测量的载机东向速度、北向速度和天向速度；

根据‘记忆跟踪’模式下tj时刻惯导系统测量的载机方位角α_{F_tj}、载机俯仰角β_{F_tj}、载机横滚角γ_{F_tj}和光电系统角度传感器测量的瞄准线方位角θ_{AZ_tj}，瞄准线俯仰角θ_{EL_tj}，用步骤1中公式(2)计算得到。

8.如权利要求7所述的用于机载光电观瞄系统目标可靠跟踪的速度补偿方法，其特征在于，所述步骤4中，在‘记忆跟踪’模式下，公式(5)得到的目标在‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’的速度(V_{xe_tj},V_{ye_tj},V_{ze_tj})中，V_{xe_tj}、V_{ze_tj}就是tj时刻目标相对光电系统在方位方向即‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’X轴、俯仰方向即‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’Z轴的实时速度；根据以下公式计算tj时刻目标相对光电系统的方位角速度ω_{AZ_tj}和俯仰角速度ω_{EL_tj}，再用(ω_{AZ_tj},ω_{EL_tj})值在‘记忆跟踪’模式下进行伺服补偿，驱动光电系统转动，使在目标遮挡情况下光电系统瞄准线实时指向目标。

9.如权利要求8所述的用于机载光电观瞄系统目标可靠跟踪的速度补偿方法，其特征在于，所述步骤4中，按以下公式得到‘记忆跟踪’模式下tj时刻目标相对光电系统的方位角速度ω_{AZ_tj}和俯仰角速度ω_{EL_tj}。

上式中，m_{32_tj}是‘记忆跟踪’模式下tj时刻‘光电系统瞄准线当前指向坐标系’到‘载机东-北-天坐标系’转换矩阵的转置矩阵M_tj ^T的元素；h_{F_tj}是‘记忆跟踪’模式下tj时刻惯导系统测量的载机海拔高度；H_G是目标所在地域的平均海拔高度，常量。

10.如权利要求1所述的用于机载光电观瞄系统目标可靠跟踪的速度补偿方法，其特征在于，所述方法基于载机的姿态角度、矢量速度、海拔高度和光电系统瞄准线的方位/俯仰角度，光电系统在跟踪模式下实时解算目标在‘大地东-北-天坐标系’的速度，在记忆跟踪模式下实时解算目标在‘光电系统当前瞄准线指向坐标系’下的方位/俯仰角速度，并使用该角速度值进行伺服补偿，使瞄准线指向被遮挡目标，实现复杂背景下载机大机动飞行时光电系统对丢失目标的快速重新捕获。

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