[發明專利]一種空對地制導武器捷聯尋的視線重構方法

有效

• 申請號: 201410100244.7
• 申請日: 2014-03-18
• 公開（公告）號: CN103822636A
• 公開（公告）日: 2014-05-28
• 發明（設計）人: 金岳;謝竹峰;溫陽;王懷野;張軍;王毅;林任
• 申請（專利權）人: 中國航天時代電子公司
• 主分類號: G01C21/20
• 分類號: G01C21/20
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 安麗

1.一種空對地制導武器捷聯尋的視線重構方法，其特征在于實現步驟如下：

第一步，通過導引頭得到彈體系下的視線角；

第二步，通過自適應卡爾曼濾波對捷聯慣性導航和GPS導航的緊耦合組合導航方式進行最優估計獲得實時彈體姿態信息；

第三步，根據彈體姿態信息，進行體系轉慣性系坐標變換，將導引頭輸出的體視線角轉換成慣性系下視線角；

第四步，對得到的慣性系下的視線角進行小波濾波，設計縱向小波濾波器，選取濾波參數，對縱向視線角中的噪聲進行處理，得到慣性系下濾波后的縱向視線角信號；同時，設計側向小波濾波器，選取濾波參數，對側向視線角中的噪聲進行處理，得到慣性系下濾波后的側向視線角信號；

第五步，通過微分環節計算慣性系下角速率信號，設計縱向與側向兩套跟蹤微分器（TD），得到輸入視線角的微分信號，其中縱向跟蹤微分器輸入視線高低角，輸出視線高低角速率，側向跟蹤微分器輸入視線方位角，輸出視線方位角速率；

第六步，再次根據緊耦合組合導航輸出的彈體姿態信息進行慣性系轉體系坐標變換，將第五步得到的視線角速率信號轉換成體系下的視線角速率信號；

第七步，最后將體系下視線角速率信號輸出到導引環節解算制導指令。

2.根據權利要求1所述的空對地制導武器捷聯尋的視線重構方法，其特征在于：所述步驟二，緊耦合組合導航方式具體實現過程如下：

（1）通過捷聯慣組測量彈體信息，包括速度、位置和姿態，根據捷聯慣組輸出的彈體位置和速度得到基于捷聯慣組的偽距和偽距率；

（2）通過GPS接收機測量GPS的偽距、偽距率信息；

（3）自適應卡爾曼濾波環節，把步驟（1）、步驟（2）得到的偽距和偽距率求差作為觀測量建立組合導航系統的量測方程；以彈體的東、北、天速度偏差，經、緯、高位置偏差，俯仰、偏航、滾動姿態偏差和GPS的時鐘偏差以及時鐘漂移11個參數作為狀態量建立狀態方程，通過自適應卡爾曼濾波器進行最優估計；

（4）利用步驟（3）估計出狀態量的的誤差，并對步驟（1）捷聯慣組測量的彈體信息和步驟（2）中GPS測量的偽距、偽距率進行反饋補償校正，即獲得較高精度的彈體姿態信息。

3.根據權利要求1所述的空對地制導武器捷聯尋的視線重構方法，其特征在于：所述步驟三，根據彈體姿態信息，進行彈體系到慣性系的坐標變換，將導引頭輸出的體視線角轉換成慣性系下視線角，并且將導引頭測量信號中耦合的彈體運動信息去除，具體實現過程如下：

（1）引入步驟三所需坐標系，并給出導引頭輸出視線角的定義，確定坐標系之間的關系；

（2）根據步驟二所得到的彈體姿態信息，設計坐標系轉換矩陣，完成坐標系轉換，得到慣性系下的視線角，去除耦合的彈體運動信息。

4.根據權利要求1所述的空對地制導武器捷聯尋的視線重構方法，其特征在于：所述步驟四具體實現過程如下：

（1）利用快速離散小波變換算法分別對慣性系下的縱、側向視線角進行小波分解得到相應的尺度系數和小波系數；

（2）通過閾值收縮化方法分別確定縱、側向小波收縮閾值，對步驟（1）得到的小波系數進行閾值收縮處理；

（3）利用逆小波變換算法得到濾波后的縱、側向視線角信號。

5.根據權利要求1所述的空對地制導武器捷聯尋的視線重構方法，其特征在于：所述步驟五具體實現過程如下：

（1）首先根據跟蹤微分器的原理，設計出縱、側向跟蹤微分器的離散形式，二者形式相近具體參數不同；

（2）分別根據縱、側向視線角信號與噪聲信號特點，調節速度因子與濾波因子兩個參數，完成縱、側向跟蹤微分器設計，得到慣性系下的縱、側向視線角速率。