一種基于遙測跟蹤信息的自引導(dǎo)方法

馬方遠(yuǎn)，王西泉，李鵬勃，薛林鵬

(中國兵器工業(yè)試驗(yàn)測試研究院，陜西 華陰 714200)

0 引言

在武器系統(tǒng)靶場飛行試驗(yàn)過程中，如果在試驗(yàn)靶場網(wǎng)絡(luò)建設(shè)不全面，也無法實(shí)時(shí)解析遙測數(shù)據(jù)中目標(biāo)時(shí)空位置信息的情況下，航落區(qū)遙測站只能采取自主捕獲跟蹤，通常其跟蹤測試方法有兩種：一是程控引導(dǎo)，發(fā)現(xiàn)目標(biāo)后切換自跟蹤模式，丟失目標(biāo)后再切換程控引導(dǎo)模式，該方法的測試風(fēng)險(xiǎn)主要來自程控飛行彈道與目標(biāo)實(shí)際飛行彈道的差距以及程控啟動(dòng)的時(shí)間誤差，當(dāng)目標(biāo)飛行時(shí)空位置偏離理論時(shí)空位置過大時(shí)，丟失目標(biāo)后很難依靠程控引導(dǎo)二次捕獲目標(biāo)；二是定點(diǎn)等待目標(biāo)，待發(fā)現(xiàn)目標(biāo)后切換自動(dòng)跟蹤模式，這樣雖然可以解決目標(biāo)飛行位置在時(shí)間上的差距帶來的不能捕獲目標(biāo)的問題，但是舍棄了程控引導(dǎo)，如果跟蹤過程中丟失目標(biāo)，將會(huì)失去二次捕獲目標(biāo)的能力。

針對上述問題，文獻(xiàn)[1-5]所提供的設(shè)備引導(dǎo)測試方法多是依靠指控網(wǎng)絡(luò)，將其他外測設(shè)備的測試信息發(fā)送給需要引導(dǎo)的測試設(shè)備，或是使用同站址的測試設(shè)備的天線指向信息進(jìn)行引導(dǎo)跟蹤，均不適用于遙測站獨(dú)立跟蹤目標(biāo)的情況。文中以遙測地面站自主跟蹤測試為出發(fā)點(diǎn)，提出了一種基于遙測跟蹤信息的同站自引導(dǎo)方法，該方法使用遙測跟蹤信息與理論彈道空間位置信息，反算目標(biāo)實(shí)際飛行時(shí)空位置，采用卡爾曼濾波算法，對目標(biāo)飛行時(shí)空位置進(jìn)行預(yù)測，引導(dǎo)遙測天線跟蹤測試目標(biāo)，提高遙測地面站丟失目標(biāo)后的二次捕獲能力。

1 自引導(dǎo)實(shí)現(xiàn)思路

在實(shí)際應(yīng)用中，考慮到遙測地面站的系統(tǒng)組成，增加一臺(tái)引導(dǎo)計(jì)算機(jī)，遙測數(shù)據(jù)解調(diào)計(jì)算機(jī)與天控組合計(jì)算機(jī)分別向引導(dǎo)計(jì)算機(jī)提供遙測數(shù)據(jù)鎖定情況與實(shí)時(shí)的遙測天線測角數(shù)據(jù)，引導(dǎo)計(jì)算機(jī)對數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，向天控組合計(jì)算機(jī)發(fā)送預(yù)測的天線指向角度信息。

遙測天線自引導(dǎo)方法使用前提是遙測地面站成功捕獲目標(biāo)，并穩(wěn)定跟蹤目標(biāo)一段時(shí)間，當(dāng)目標(biāo)在遙測站理論作用范圍內(nèi)因姿態(tài)調(diào)整等原因丟失后，使用引導(dǎo)數(shù)據(jù)，使其能快速捕獲目標(biāo)，引導(dǎo)數(shù)據(jù)的主要誤差源包括天線跟蹤系統(tǒng)的隨機(jī)誤差、系統(tǒng)誤差、引導(dǎo)數(shù)據(jù)收發(fā)延時(shí)誤差、天線伺服滯后誤差，其都可以通過數(shù)學(xué)統(tǒng)計(jì)方法或事前標(biāo)校的方法給與修正。遙測天線自引導(dǎo)流程如圖1所示。

圖1 遙測天線自引導(dǎo)處理流程

2 遙測天線自引導(dǎo)方案關(guān)鍵算法

2.1 遙測設(shè)備天線跟蹤誤差標(biāo)定與消除算法

遙測天線跟蹤誤差標(biāo)定和誤差分離是提高測角精度必不可少的過程，遙測設(shè)備的天線跟蹤角度的方位與俯仰誤差模型由式(1)、式(2)表示：

=++sin(-)×tan+

(1)

=++sin(-)++

(2)

式中:，為方位、俯仰跟蹤角度理論值；，為方位、俯仰跟蹤角度測量值；，為方位、俯仰設(shè)備天線零位誤差；為天線底盤最大不水平角；為天線俯仰惡化方位軸的不正交度；，為光電失配引起的方位誤差與俯仰誤差；Δ，Δ為天線跟蹤目標(biāo)時(shí)方位、俯仰誤差電壓；，為方位、俯仰角誤差電壓靈敏度；為天線重力變形引起的俯仰誤差系數(shù)；為電波折射誤差。

該遙測天線跟蹤角度誤差修正模型能夠較正設(shè)備原因帶來的系統(tǒng)誤差，使修正后的角度更加準(zhǔn)確，可以更準(zhǔn)確的計(jì)算目標(biāo)的空間位置。

2.2 目標(biāo)空間位置的計(jì)算

遙測天線在跟蹤目標(biāo)時(shí)，其測量信息主要包括方位角度和俯仰角度，因?yàn)檫b測地面站不具備測距能力，無法實(shí)時(shí)獲得目標(biāo)距離遙測地面站的距離，因此假設(shè)目標(biāo)可以按照理論彈道的空間位置進(jìn)行飛行，即目標(biāo)飛行過程中時(shí)空位置的偏差只來自時(shí)間偏差，通過理論跟蹤角度信息對應(yīng)的理論目標(biāo)空間位置與遙測站點(diǎn)的距離代替實(shí)際距離，在飛行過程中目標(biāo)在發(fā)射坐標(biāo)系的空間位置由式(3)表示。

(3)

其中：=[,,]為目標(biāo)在發(fā)射坐標(biāo)系下的坐標(biāo)；為發(fā)射系的射向；(,,)為發(fā)射點(diǎn)的WGS-84大地坐標(biāo)系坐標(biāo)；(,,)為站點(diǎn)的WGS-84大地坐標(biāo)系坐標(biāo)。

2.3 目標(biāo)空間位置預(yù)測

由于很難獲取飛行目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)特性，因此可以假設(shè)目標(biāo)飛行過程中做勻加速運(yùn)動(dòng)，可以采用固定增益的濾波方法進(jìn)行點(diǎn)預(yù)測，這里采用了卡爾曼方法的穩(wěn)定解濾波(--濾波)，對實(shí)時(shí)解算的空間位置進(jìn)行濾波，并進(jìn)行點(diǎn)預(yù)報(bào)。的取值主要和遙測站丟失目標(biāo)的時(shí)間以及數(shù)據(jù)的刷新率有關(guān)，一般外推數(shù)據(jù)的刷新率可設(shè)為20 Hz，其濾波預(yù)測過程如圖2所示。

圖2 預(yù)測濾波過程

(4)

(5)

初始計(jì)算時(shí)，根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，可以取(,,)=(033,13173,26287)。

步驟3：當(dāng)遙測地面站丟失目標(biāo)后，使用最后的3點(diǎn)實(shí)測目標(biāo)位置，按照步驟1中的公式進(jìn)行目標(biāo)位置預(yù)測，濾波參數(shù)(,,)取(-3,-3,-3)的均值，遙測地面站按照預(yù)測的目標(biāo)位置引導(dǎo)天線跟蹤，直到遙測地面站發(fā)現(xiàn)目標(biāo)，并成功自主跟蹤，按照步驟1重啟濾波預(yù)測過程。

2.4 自引導(dǎo)模型改進(jìn)

由于目標(biāo)在試驗(yàn)過程中運(yùn)動(dòng)狀態(tài)較為復(fù)雜，不可能一直勻加速運(yùn)動(dòng)，在關(guān)鍵彈道段會(huì)做一些較大的機(jī)動(dòng)動(dòng)作，如果在這時(shí)，遙測地面站丟失目標(biāo)，使用機(jī)動(dòng)動(dòng)作前的數(shù)據(jù)預(yù)測機(jī)動(dòng)動(dòng)作后的目標(biāo)位置，當(dāng)遙測地面站不能重新捕獲目標(biāo)，濾波器的輸出將發(fā)散，自引導(dǎo)模式失敗。因此，在遙測地面站采用自引導(dǎo)跟蹤方法時(shí)，當(dāng)其丟失目標(biāo)后，應(yīng)加入目標(biāo)機(jī)動(dòng)判斷，適時(shí)改變?yōu)V波器的參數(shù)，使其能快速收斂到理論目標(biāo)位置上，具體工作原理如圖3所示。

圖3 改進(jìn)的濾波算法

首先假設(shè)目標(biāo)可以按照理論彈道的空間位置進(jìn)行飛行，即目標(biāo)飛行過程中時(shí)空位置的偏差只來自時(shí)間偏差。當(dāng)遙測地面站丟失目標(biāo)后，切換自引導(dǎo)跟蹤模式，使用預(yù)測濾波器F的預(yù)測值繼續(xù)搜索目標(biāo)，將預(yù)測的位置與理論機(jī)動(dòng)位置進(jìn)行對比，如果預(yù)測位置到達(dá)理論機(jī)動(dòng)位置附近，則根據(jù)機(jī)動(dòng)時(shí)刻，更換濾波器。濾波器F～F的構(gòu)建，可以使用初次構(gòu)建預(yù)測濾波器F的方法進(jìn)行，初始輸入?yún)?shù)代入機(jī)動(dòng)時(shí)刻相應(yīng)的理論位置。

3 仿真與試驗(yàn)結(jié)果分析

取來自某型火箭彈飛行試驗(yàn)測試過程中位于試驗(yàn)航區(qū)遙測站的跟蹤數(shù)據(jù)進(jìn)行分析。理論飛行彈道與實(shí)際飛行彈道在發(fā)射坐標(biāo)系3個(gè)坐標(biāo)軸的對比如圖4所示，遙測站對目標(biāo)實(shí)際跟蹤的角度信息與理論跟蹤角度誤差如圖5所示，可以看出，試驗(yàn)過程中，150～220 s附近，實(shí)際跟蹤角度與理論跟蹤角度誤差較大，方位角最大誤差為6°，俯仰角最大誤差為8°，使用程控跟蹤，將丟失目標(biāo)。

圖4 某飛行試驗(yàn)理論彈道與實(shí)際彈道對比

圖5 某飛行試驗(yàn)天線理論指向與實(shí)際指向?qū)Ρ?/p>

假設(shè)遙測地面站從100 s丟失目標(biāo)，使用文中方法，外推遙測站天線指引方向角。由圖6、圖7可以看出，遙測站天線指引方向角與實(shí)際跟蹤方向的效果。實(shí)際使用中，必須使用理論彈道的機(jī)動(dòng)修正，每隔10 s修正一次，可以使引導(dǎo)角度誤差降低至2°以內(nèi)。

圖6 不加修正的算法仿真結(jié)果分析圖

圖7 修正后的算法仿真結(jié)果分析圖

4 結(jié)束語

提出的基于遙測跟蹤信息的遙測天線自引導(dǎo)技術(shù)，可以很好的引導(dǎo)遙測地面站在非設(shè)備能力原因丟失目標(biāo)后快速重新捕獲目標(biāo)，與程控引導(dǎo)方式相比可以消除程控彈道的時(shí)間誤差，通過仿真與試驗(yàn)驗(yàn)證，該方法切合實(shí)際、簡單實(shí)用，且易于實(shí)現(xiàn)，能夠滿足無靶場測控網(wǎng)絡(luò)覆蓋的試驗(yàn)航落區(qū)遙測單站測試需求。