一種基于遙測跟蹤信息的自引導方法

馬方遠，王西泉，李鵬勃，薛林鵬

(中國兵器工業試驗測試研究院，陜西 華陰 714200)

0 引言

在武器系統靶場飛行試驗過程中，如果在試驗靶場網絡建設不全面，也無法實時解析遙測數據中目標時空位置信息的情況下，航落區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，發現目標后切換自跟蹤模式，丟失目標后再切換程控引導模式，該方法的測試風險主要來自程控飛行彈道與目標實際飛行彈道的差距以及程控啟動的時間誤差，當目標飛行時空位置偏離理論時空位置過大時，丟失目標后很難依靠程控引導二次捕獲目標；二是定點等待目標，待發現目標后切換自動跟蹤模式，這樣雖然可以解決目標飛行位置在時間上的差距帶來的不能捕獲目標的問題，但是舍棄了程控引導，如果跟蹤過程中丟失目標，將會失去二次捕獲目標的能力。

針對上述問題，文獻[1-5]所提供的設備引導測試方法多是依靠指控網絡，將其他外測設備的測試信息發送給需要引導的測試設備，或是使用同站址的測試設備的天線指向信息進行引導跟蹤，均不適用于遙測站獨立跟蹤目標的情況。文中以遙測地面站自主跟蹤測試為出發點，提出了一種基于遙測跟蹤信息的同站自引導方法，該方法使用遙測跟蹤信息與理論彈道空間位置信息，反算目標實際飛行時空位置，采用卡爾曼濾波算法，對目標飛行時空位置進行預測，引導遙測天線跟蹤測試目標，提高遙測地面站丟失目標后的二次捕獲能力。

1 自引導實現思路

在實際應用中，考慮到遙測地面站的系統組成，增加一臺引導計算機，遙測數據解調計算機與天控組合計算機分別向引導計算機提供遙測數據鎖定情況與實時的遙測天線測角數據，引導計算機對數據進行處理，向天控組合計算機發送預測的天線指向角度信息。

遙測天線自引導方法使用前提是遙測地面站成功捕獲目標，并穩定跟蹤目標一段時間，當目標在遙測站理論作用范圍內因姿態調整等原因丟失后，使用引導數據，使其能快速捕獲目標，引導數據的主要誤差源包括天線跟蹤系統的隨機誤差、系統誤差、引導數據收發延時誤差、天線伺服滯后誤差，其都可以通過數學統計方法或事前標校的方法給與修正。遙測天線自引導流程如圖1所示。

圖1 遙測天線自引導處理流程

2 遙測天線自引導方案關鍵算法

2.1 遙測設備天線跟蹤誤差標定與消除算法

遙測天線跟蹤誤差標定和誤差分離是提高測角精度必不可少的過程，遙測設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為天線跟蹤目標時方位、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；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備原因帶來的系統誤差，使修正后的角度更加準確，可以更準確的計算目標的空間位置。

2.2 目標空間位置的計算

遙測天線在跟蹤目標時，其測量信息主要包括方位角度和俯仰角度，因為遙測地面站不具備測距能力，無法實時獲得目標距離遙測地面站的距離，因此假設目標可以按照理論彈道的空間位置進行飛行，即目標飛行過程中時空位置的偏差只來自時間偏差，通過理論跟蹤角度信息對應的理論目標空間位置與遙測站點的距離代替實際距離，在飛行過程中目標在發射坐標系的空間位置由式(3)表示。

(3)

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

2.3 目標空間位置預測

由于很難獲取飛行目標的運動特性，因此可以假設目標飛行過程中做勻加速運動，可以采用固定增益的濾波方法進行點預測，這里采用了卡爾曼方法的穩定解濾波(--濾波)，對實時解算的空間位置進行濾波，并進行點預報。的取值主要和遙測站丟失目標的時間以及數據的刷新率有關，一般外推數據的刷新率可設為20 Hz，其濾波預測過程如圖2所示。

圖2 預測濾波過程

(4)

(5)

初始計算時，根據經驗，可以取(,,)=(033,13173,26287)。

步驟3：當遙測地面站丟失目標后，使用最后的3點實測目標位置，按照步驟1中的公式進行目標位置預測，濾波參數(,,)取(-3,-3,-3)的均值，遙測地面站按照預測的目標位置引導天線跟蹤，直到遙測地面站發現目標，并成功自主跟蹤，按照步驟1重啟濾波預測過程。

2.4 自引導模型改進

由于目標在試驗過程中運動狀態較為復雜，不可能一直勻加速運動，在關鍵彈道段會做一些較大的機動動作，如果在這時，遙測地面站丟失目標，使用機動動作前的數據預測機動動作后的目標位置，當遙測地面站不能重新捕獲目標，濾波器的輸出將發散，自引導模式失敗。因此，在遙測地面站采用自引導跟蹤方法時，當其丟失目標后，應加入目標機動判斷，適時改變濾波器的參數，使其能快速收斂到理論目標位置上，具體工作原理如圖3所示。

圖3 改進的濾波算法

首先假設目標可以按照理論彈道的空間位置進行飛行，即目標飛行過程中時空位置的偏差只來自時間偏差。當遙測地面站丟失目標后，切換自引導跟蹤模式，使用預測濾波器F的預測值繼續搜索目標，將預測的位置與理論機動位置進行對比，如果預測位置到達理論機動位置附近，則根據機動時刻，更換濾波器。濾波器F～F的構建，可以使用初次構建預測濾波器F的方法進行，初始輸入參數代入機動時刻相應的理論位置。

3 仿真與試驗結果分析

取來自某型火箭彈飛行試驗測試過程中位于試驗航區遙測站的跟蹤數據進行分析。理論飛行彈道與實際飛行彈道在發射坐標系3個坐標軸的對比如圖4所示，遙測站對目標實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，試驗過程中，150～220 s附近，實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。

圖4 某飛行試驗理論彈道與實際彈道對比

圖5 某飛行試驗天線理論指向與實際指向對比

假設遙測地面站從100 s丟失目標，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際跟蹤方向的效果。實際使用中，必須使用理論彈道的機動修正，每隔10 s修正一次，可以使引導角度誤差降低至2°以內。

圖6 不加修正的算法仿真結果分析圖

圖7 修正后的算法仿真結果分析圖

4 結束語

提出的基于遙測跟蹤信息的遙測天線自引導技術，可以很好的引導遙測地面站在非設備能力原因丟失目標后快速重新捕獲目標，與程控引導方式相比可以消除程控彈道的時間誤差，通過仿真與試驗驗證，該方法切合實際、簡單實用，且易于實現，能夠滿足無靶場測控網絡覆蓋的試驗航落區遙測單站測試需求。