[發明專利]一種高超聲速飛行器狀態估計方法

在審

• 申請號: 202010646801.0
• 申請日: 2020-07-07
• 公開（公告）號: CN111783307A
• 公開（公告）日: 2020-10-16
• 發明（設計）人: 李君龍;姜立峰;高長生;荊武興;李沈軍;胡玉東
• 申請（專利權）人: 哈爾濱工業大學
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20;B64F5/00
• 代理公司: 哈爾濱市松花江專利商標事務所 23109
• 代理人: 高倩

一種高超聲速飛行器狀態估計方法，解決了現有技術中對于混合高斯噪聲導致估計精度低的問題，屬于高超聲速飛行器狀態估計與軌跡預報技術領域。本發明的方法包括：建立高超聲速飛行器跟蹤動力學模型，確定高超聲速飛行器跟蹤動力學模型的狀態量，本發明將氣動參數和面質比的乘積、速度傾側角引入高階狀態量中，對飛行器動力學模型在線估計、建模；利用魯棒高階容積卡爾曼濾波方法對高超聲速飛行器的量測數據進行處理，對確定的狀態量進行估計，實現高超聲速飛行器的狀態估計。同時本發明還可以根據獲得的狀態估計結果Xk，對其中的參數D_k、L_k和ν_k建立自回歸模型，確定模型系數，利用確定系數的自回歸模型對高超聲速飛行器的軌跡進行預測。

技術領域

本發明涉及一種高超聲速飛行器狀態估計方法及軌跡預報方法，屬于高超聲速飛行器狀態估計與軌跡預報技術領域。

背景技術

隨著航空航天技術的發展，各國加大了對高超聲速飛行器的重視和投入。由于高超聲速飛行器高速、高機動的特點，其具有很強的快速突防能力，使傳統的防空系統無法對其進行有效的探測和攔截攻擊。高超聲速飛行器的出現給國家安全帶來了嚴重的威脅，所以開展高超聲速飛行器狀態估計和軌跡預報方法研究對我國空天防御系統的發展具有重要意義。

為實現高超聲速飛行器運動狀態的精確估計，關鍵在于建立準確的目標運動模型。經過三十年的研究和發展，目標運動模型主要分為兩個方向：基于運動學建立目標跟蹤模型，是以加速度或加加速度為基點，分析加速度的變化特性，常用的模型包括“CA”模型、“Singer”模型和“當前”統計模型等；基于動力學建立目標跟蹤模型，則是對目標進行受力情況及各個方向的加速度特性分析，將目標機動的控制參數增廣到狀態向量中，實現參數與運動狀態聯合估計。基于運動學目標跟蹤模型結構簡單，計算量小，但是其結構固定，無法對目標機動模式突變和機動模式切換做出相應的調整，對強機動目標適應性較差。基于動力學的目標跟蹤模型是從高超聲速飛行器受力的角度出發，著重對飛行器飛行模式控制量的變化規律進行估計和挖掘，這樣可以從根本上估計目標的機動規律和機動模式。基于動力學目標跟蹤模型關鍵在于目標運動參數的選取以及參數變化模型的建立。

在確定目標跟蹤模型后，要完成高超聲速飛行器狀態估計，需要使用卡爾曼濾波器對探測器的觀測數據進行處理，從而完成目標狀態估計。常用的非線性濾波器有EKF、UKF和CKF等，這些都是高斯濾波方法，需要滿足一個基本假設：探測器測量信息的噪聲為高斯噪聲。然而在工程應用中，由于探測器工作環境存在隨機干擾，探測器的位置容易出現隨機擺動，再加上探測器本身的探測誤差，導致探測器的測量數據的噪聲表現為位置噪聲和探測噪聲等多種高斯噪聲混合形式，即混合高斯噪聲。如果繼續使用高斯濾波方法，必然會引起濾波精度下降或濾波器發散。

發明內容

針對現有高超聲速飛行器狀態估計方法對于混合高斯噪聲導致估計精度低的問題，本發明提供一種可用于長時間、高精度的高超聲速飛行器狀態估計方法。

本發明的一種高超聲速飛行器狀態估計方法所述方法，包括：

S1、建立高超聲速飛行器跟蹤動力學模型，確定高超聲速飛行器跟蹤動力學模型的狀態量，所述高超聲速飛行器跟蹤動力學模型為：

其中，v表示速度矢量，表示速度矢量的導數，ν表示速度傾側角，表示速度傾側角的二階導數，r表示目標的位置矢量，T_V(θ,σ,ν)表示速度系到探測系的轉換關系，θ表示彈道傾角，σ表示彈道偏角，ν表示速度傾側角，ρ表示大氣密度，C_D為阻力系數，C_L為升力系數，S為目標的特征面積，m為目標質量，g表示地球引力矢量，ω_e表示地球自轉角速度矢量，ω_D、ω_L和ω_ν分別表示三種高斯白噪聲；