申请/专利权人：西安现代控制技术研究所

申请日：2024-03-18

公开（公告）日：2024-06-14

公开（公告）号：CN117889868B

主分类号：G01C21/20

分类号：G01C21/20;F42B15/01;G06F17/11;G06F17/16;G01C21/16;G01C21/00

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.06.14#授权;2024.05.03#实质审查的生效;2024.04.16#公开

摘要：本发明提供一种融合红外导引头信息的导弹位置精确估计方法，本发明的方案以导弹位置、速度偏差、姿态偏差为状态变量，以红外导引头框架角信息为观测变量，采用EKF扩展卡尔曼滤波算法，实现导弹位置的快速精确估计，为惯导信息修正提供参考依据；本发明的算法具有快速收敛性，可提高干扰情况下导弹命中精度，具有工程应用价值。

主权项：1.一种融合红外导引头信息的导弹位置精确估计方法，其特征在于，包括如下步骤：假设导弹在中制导段受到敌方干扰机影响，卫导失效，依靠纯惯性飞行至落区，中末交班后转为红外末制导；红外导引头稳定跟踪目标后，目标处于导引头视场中心，红外导引头实时输出俯仰框架角和偏航框架角；步骤1：确定状态变量，建立状态方程；步骤2：确定观测变量Z，建立量测方程；步骤3：对状态方程和量测方程进行离散化处理；步骤4：采用EKF滤波算法建立导弹位置精确估计递推模型；步骤5：通过初值信息、步骤2中的观测变量Z、惯导系统输出的导弹速度、惯导系统输出的姿态角信息迭代计算获得导弹位置信息的精确估计值；所述步骤1中状态变量包括：发射坐标系导弹三个方向位置、以及发射坐标系导弹三个方向速度偏差、俯仰角偏差、偏航角偏差和滚转角偏差，以惯导输出的速度信息为输入，建立状态方程；所述步骤1中建立状态方程的步骤为：根据惯导系统输出的带有累积偏差的速度信息，在发射系建立动力学方程，如公式1： 其中，x、y和z分别为发射系三个方向的位置；和分别为发射系三个方向位置的导数；dvx、dvy和dvz分别为发射系三个方向的速度偏差，dθT为相对惯性系的俯仰角偏差，dψT为相对惯性系的偏航角偏差，dγT为相对惯性系的滚转角偏差；vx、vy和vz分别为发射系三个方向的速度；vx、vy和vz均由惯导系统输出直接获得；wx、wy和wz分别为三个方向的位置的高斯白噪声，和分别为三个方向速度偏差的高斯白噪声，和分别为俯仰角偏差的高斯白噪声、偏航角偏差的高斯白噪声、滚转角偏差的高斯白噪声；将式1写为状态方程形式为： 其中，状态变量X为[xyzdvxdvydvzdθTdψTdγT]T；状态转移矩阵A为控制矩阵B为控制变量U为[vxvyvz]T， W为状态噪声变量；所述步骤2中，观测变量为红外导引头输出的俯仰框架角和偏航框架角；所述步骤2中，量测方程的建立步骤为：利用空间几何关系建立量测方程； 其中，Z为观测变量，θg、ψg分别为导引头俯仰框架角和偏航框架角，弹体系弹目相对位置变量为xt、yt、zt分别为目标在发射系的位置信息，由导弹发射诸元获取，分别为导引头俯仰框架角和偏航框架角测量噪声，测量噪声变量hX，V为以状态变量X和测量噪声变量V为自变量的量测函数；导弹相对发射系的俯仰角θ、偏航角ψ、滚转角γ与导弹相对惯性系的俯仰角θT、偏航角ψT、滚转角γT有下式关系： 式中，ωe＝7.292115×10-5，ωex、ωey和ωez为在惯性系的三个分量，导弹相对惯性系的俯仰角θT、偏航角ψT、滚转角γT均由惯导系统输出直接获得，发射点纬度B0、射向A0均由发射诸元获取，t为导弹飞行时间。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 西安现代控制技术研究所 一种融合红外导引头信息的导弹位置精确估计方法

免责声明
1、本报告根据公开、合法渠道获得相关数据和信息，力求客观、公正，但并不保证数据的最终完整性和准确性。
2、报告中的分析和结论仅反映本公司于发布本报告当日的职业理解，仅供参考使用，不能作为本公司承担任何法律责任的依据或者凭证。

阅读全文 双屏查看 官方信息 专利公告 收藏专利 下载PDF 下载WORD