一种基于激光陀螺的双动态目标跟踪引导方法与流程

本发明涉及目标跟踪
技术领域：
，具体的说，是一种基于激光陀螺的双动态目标跟踪引导方法。
背景技术：
：目标跟踪引导指将空中动态飞行目标，引入到光电跟踪系统的视场的过程。光电目标的捕获、跟踪、瞄准都是在将目标引导至跟踪视场内的前提下进行的。双动态指的是除了目标保持动态飞行，跟踪系统自身所在平台的位置和姿态也发生实时动态变化。要在这种情况下,实现对目标的实时引导,除了需要实时确定目标在空中的位置,还需要实时掌握跟踪系统平台的位置和姿态变化情况。对跟踪系统在静态平台上的动态目标跟踪引导已经进行了试验验证，而跟踪系统处于动态平台上的情况却未进行深入研究，并未形成确定的可操作的理论架构模型。技术实现要素：本发明的目的在于提供一种基于激光陀螺的双动态目标跟踪引导方法，用于解决现有技术中对于跟踪系统处于动态平台上的情况却未进行深入研究，并未形成确定的可操作的理论架构模型的问题。本发明通过下述技术方案解决上述问题：一种基于激光陀螺的双动态目标跟踪引导方法，包括如下步骤：步骤1：实时获取动态平台下目标的gps坐标tg，跟踪系统的实时gps坐标ag，平台的实时姿态(α,β,γ)，初始姿态(α0,β0,γ0)，其中α表示航向角，β表示俯仰角，γ表示滚转角；步骤2：将步骤1中获取到目标的地固坐标转换为目标的运动平台坐标，转换过程首先根据运动平台的gps坐标计算器地固直角坐标、根据地固坐标和运动平台的地固坐标计算相对于运动平台的类地固坐标、根据目标相对于运动平台的类地固坐标和运动平台的gps坐标计算目标在运动平台处的地平坐标、根据目标在运动平台处的地平坐标和运动平台的姿态计算目标在运动平台内的直角坐标最后根据目标在运动平台内的直角坐标计算目标在运动平台内的球坐标；步骤3：转换标定地平系与跟踪系统轴系，确定跟踪系统轴系和跟踪系统所处地平系之间的转换关系，获取从地平系到跟踪系统轴系的转换角；步骤4：将惯性激光陀螺固定安装在平台任一位置,跟踪系统安装在平台上，其编码器零点在安装完毕后，不再调整，只需完成一次标定，在后续的动态平台应用中，若相对安装位置不再变化可直接应用。本发明提出的方法，针对在动态平台上对动目标跟踪引导的需求，研究了双动态目标跟踪引导算法。对算法进行理论建模和理论误差分析，提出了基于激光陀螺测姿的引导模型。在此基础上，针对跟踪系统在安装后，其轴系零点位置随平台存在刚性变化的特性，提出了恒星观测的跟踪系统轴系标定模型。为了验证算法的有效性和实用性，开展了双动态目标跟踪引导试验，成功将动态目标引入了跟踪系统的跟踪视场，完成了对目标的引导任务，可实现保持平台静止，在晴朗夜晚，选取空中的已知位置的亮星，保持跟踪系统对亮星目标的闭环跟踪状态，很好的解决了现有技术中对于跟踪系统处于动态平台上的情况却未进行深入研究，并未形成确定的可操作的理论架构模型的问题。优选地，所述步骤1中的航向角从正北顺时针开始为正，0到360°范围，俯仰角自水平面往上为正，-90°到90°范围，滚转角沿y轴正向左侧高为正-180°到180°范围，航向角在陀螺中是陀螺的x-y平面绕z轴顺时针旋转的角度；俯仰角在陀螺中是陀螺的y-z平面绕x轴逆时针旋转的角度；滚转角在陀螺中是陀螺的x-z平面绕y轴逆时针旋转的角度。优选地，步骤2中gps运动平台的gps坐标为c(λ,φ,h)，根据公式：可计算得到地固直角坐标cg(xcg,ycg,zcg)，其中：re＝6378km为地球平均赤道半径，f＝1/298.26为标准地球的扁率。优选地，步骤2中目标的地固坐标为sg(xsg,ysg,zsg)，运动平台的地固坐标为cg(xcg,ycg,zcg)，根据公式：可计算得到目标相对于运动平台的类地固坐标为scg(xscg,yscg,zscg)，将地固坐标系平移至运动平台处，得到运动平台处的类地固坐标系。优选地，根据公式：可计算目得到标在运动平台处的地平坐标scp(xscp,yscp,zscp)，即将运动平台处的类地固坐标系绕z轴旋转λ，再绕y轴旋转90°-φ，最后绕z轴旋转90°，得到运动平台处的地平坐标系。优选地，利用运动平台内的直角坐标sc(xsc,ysc,zsc)根据公式：可计算得到目标在运动平台内的球坐标sc(asc,esc,rsc)。优选地，步骤4中激光陀螺仪和跟踪系统安装完毕后，若跟踪系统对目标跟踪闭环的编码器返回值为satp(aatp,eatp,ratp)，则存在如下关系：其中，r为地平系到跟踪系统轴系的转换矩阵，即有r＝r1·r2，其中r1为陀螺轴系到跟踪系统轴系转换矩阵，是需要标定的转换关系，r2为地平系到陀螺轴系转换矩阵。优选地，根据陀螺输出的三姿态角(α,β,γ)能表征此时陀螺轴系和地平系之间的转换关系，即有：r1＝ry(γ0)rx(β0)rz(-α0),是一个3*3的矩阵，要计算出r1，需要至少存在三个以上不同方位，从而构建出一个满秩的可逆矩阵，即可将式子变换得到satp＝r1·r2·sdp，其中，satp是使用跟踪系统分别对三个不同位置目标观测的编码器返回值构建的3*3的矩阵，同样地sdp是对这三个目标的地平系下的观测方位俯仰构建的3*3矩阵，因此可变换得到也就意味着保持平台静止，在晴朗夜晚，可以选取空中的已知位置的亮星，保持跟踪系统对亮星目标的闭环跟踪状态。本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：(1)本发明针对在动态平台上对动目标跟踪引导的需求，研究了双动态目标跟踪引导算法。对算法进行理论建模和误差分析，提出了基于激光陀螺测姿的引导模型。在此基础上，针对跟踪系统在安装后，其轴系零点位置随平台存在刚性变化的特性，提出了恒星观测的跟踪系统轴系标定模型。为了验证算法的有效性和实用性，开展了双动态目标跟踪引导试验，成功将动态目标引入了跟踪系统的跟踪视场，完成了对目标的引导任务，很好的解决了现有技术中对于跟踪系统处于动态平台上的情况却未进行深入研究，并未形成确定的可操作的理论架构模型的问题。(2)本发明装置一次安装，可在后续的动态平台应用中，若相对安装位置不再变化，即可直接应用。保持平台静止，在晴朗夜晚，选取空中的已知位置的亮星，保持跟踪系统对亮星目标的闭环跟踪状态。附图说明图1为实施例中的动态跑车试验引导误差曲线示意图；图2为本发明的实施例中多种因素综合情况下的引导数据误差图；图3为实施例中连续时间内对目标引导误差曲线示意图。具体实施方式下面结合实施例对本发明作进一步地详细说明，但本发明的实施方式不限于此。实施例1：结合附图所示，一种基于激光陀螺的双动态目标跟踪引导方法，包括如下步骤：步骤1：实时获取动态平台下目标的gps坐标tg，跟踪系统的实时gps坐标ag，平台的实时姿态(α,β,γ)，初始姿态(α0,β0,γ0)，其中α表示航向角，β表示俯仰角，γ表示滚转角；步骤2：将步骤1中获取到目标的地固坐标转换为目标的运动平台坐标，转换过程首先根据运动平台的gps坐标计算器地固直角坐标、根据地固坐标和运动平台的地固坐标计算相对于运动平台的类地固坐标、根据目标相对于运动平台的类地固坐标和运动平台的gps坐标计算目标在运动平台处的地平坐标、根据目标在运动平台处的地平坐标和运动平台的姿态计算目标在运动平台内的直角坐标最后根据目标在运动平台内的直角坐标计算目标在运动平台内的球坐标；步骤3：转换标定地平系与跟踪系统轴系，确定跟踪系统轴系和跟踪系统所处地平系之间的转换关系，获取从地平系到跟踪系统轴系的转换角；步骤4：将惯性激光陀螺固定安装在平台任一位置,跟踪系统安装在平台上，其编码器零点在安装完毕后，不再调整，只需完成一次标定，在后续的动态平台应用中，若相对安装位置不再变化可直接应用。步骤1中的航向角从正北顺时针开始为正，0到360°范围，俯仰角自水平面往上为正，-90°到90°范围，滚转角沿y轴正向左侧高为正-180°到180°范围，航向角在陀螺中是陀螺的x-y平面绕z轴顺时针旋转的角度；俯仰角在陀螺中是陀螺的y-z平面绕x轴逆时针旋转的角度；滚转角在陀螺中是陀螺的x-z平面绕y轴逆时针旋转的角度。步骤2中gps运动平台的gps坐标为c(λ,φ,h)，根据公式：可计算得到地固直角坐标cg(xcg,ycg,zcg)，其中：re＝6378km为地球平均赤道半径，f＝1/298.26为标准地球的扁率。目标的地固坐标为sg(xsg,ysg,zsg)，运动平台的地固坐标为cg(xcg,ycg,zcg)，根据公式：可计算得到目标相对于运动平台的类地固坐标为scg(xscg,yscg,zscg)，即为将地固坐标系平移至运动平台处，得到运动平台处的类地固坐标系。再根据公式：可计算目得到标在运动平台处的地平坐标scp(xscp,yscp,zscp)，即将运动平台处的类地固坐标系绕z轴旋转λ，再绕y轴旋转90°-φ，最后绕z轴旋转90°，得到运动平台处的地平坐标系。利用运动平台内的直角坐标sc(xsc,ysc,zsc)根据公式：可计算得到目标在运动平台内的球坐标sc(asc,esc,rsc)。步骤4中激光陀螺仪和跟踪系统安装完毕后，若跟踪系统对目标跟踪闭环的编码器返回值为satp(aatp,eatp,ratp)，则存在如下关系：其中，r为地平系到跟踪系统轴系的转换矩阵，即有r＝r1·r2，其中r1为陀螺轴系到跟踪系统轴系转换矩阵，是需要标定的转换关系，r2为地平系到陀螺轴系转换矩阵。根据陀螺输出的三姿态角(α,β,γ)能表征此时陀螺轴系和地平系之间的转换关系，即可转换得到：r1＝ry(γ0)rx(β0)rz(-α0),是一个3*3的矩阵，要计算出r1，需要至少存在三个以上不同方位，从而构建出一个满秩的可逆矩阵，即可将式子变换得到satp＝r1·r2·sdp，其中，satp是使用跟踪系统分别对三个不同位置目标观测的编码器返回值构建的3*3的矩阵，同样地sdp是对这三个目标的地平系下的观测方位俯仰构建的3*3矩阵，因此可变换得到也就意味着保持平台静止，在晴朗夜晚，可以选取空中的已知位置的亮星，保持跟踪系统对亮星目标的闭环跟踪状态。如某时刻，跟踪系统对亮星的编码器返回值与站址o点对该目标的地平观测角，对亮星的跟踪系统返回值与地平观测值数据如下表所示：标定时段内，惯导陀螺输出的姿态和站址o点的gps位置，惯导输出姿态角和站址位置数据如下表所示：惯导姿态方位271.7°俯仰-0.138°滚动-0.508°站址o点的位置经度l纬度b海拔h将上述两个表中的数值输入到式中，可以得到矩阵r1，进一步解算出陀螺轴系到跟踪系统轴系的转换角(α0,β0,γ0)为：(187.6842°，0.2683°，0.2401°)，即完成了标定。在引导过程中，有几个因素会造成引导误差，主要有：(1)陀螺基准轴与跟踪系统基准轴的标校误差，即姿态测量误差；(2)陀螺测量的平台gps位置误差；(3)目标上的gps位置误差。一般地认为这三个主要误差因素的量级为：(1)陀螺基准轴与跟踪系统基准轴之间，每个姿态角存在0.2°的误差；(2)陀螺测量的平台gps存在15m的位置误差；(3)目标上的gps存在15m的位置误差。下面分别就这三种因素的误差水平，给出引导数据(a、e、r)的误差，并得出最终合成引导误差情况。上述解算模型可知，目标引导数据是目标的地固坐标sg(xsg,ysg,zsg)(可由gps坐标转换而来)、运动平台的gps坐标c(λ,φ,h)以及姿态(α,β,γ)的函数：asc＝fa(xsg,ysg,zsg,λ,φ,h,α,β,γ)esc＝fe(xsg,ysg,zsg,λ,φ,h,α,β,γ)rsc＝fr(xsg,ysg,zsg,λ,φ,h,α,β,γ)为了研究目标及平台相关参数的误差对引导数据精度的影响，仿真计算了各个参数存在误差情况下目标引导数据的均方根误差，即：其中，x0，xi分别表示引导数据的准确值以及存在参数误差情况下的引导数据，统计平均所采用的重复次数n＝102。随意设置跟踪系统平台所处位置的大地坐标为(120°，36°，0.01)，即位于东经120°，北纬36°，海拔0.01km，解算为地固坐标是(-2580.1，4468.9，3724.0)，平台的姿态为(90°，0°，0°，)即航向90°，俯仰和滚转为0°，平台距目标斜距为2km，若目标飞行高度1.73km，此时仰角为e＝60°，目标的位置地固坐标可以设置为(-2580.1+2*cos(e)*sin(a)，4468.9+2*cos(e)*cos(a)，3724.0+2*sin(e))，其中a表示跟踪系统的方位角、e表示俯仰角，这里可以认为a＝90，e＝60来进行误差分析。对于目标位置误差、平台位置误差以及平台姿态测量误差均存在的情况下，需要分析最可能出现的情况下，引导数据的误差处于何种水平。综合上述单项因素的分析结果，以目标位置的地固坐标x方向存在dx的测量误差为变量，dx处于0.1m-100m范围，其他因素分别设置为固定量：平台经度测量存在2.2*10-4度误差(20m位置误差)、平台姿态角中航向角、俯仰角、滚转角分别存在0.1°误差，得到关于引导方位角误差、俯仰角误差和合成误差，如图2所示，可以看出在存在20m目标位置误差情况下，引导数据中，方位角误差为0.70°，俯仰角误差为0.36°，合成误差为0.79°。对于试验结果的分析如下：为进行引导精度分析，根据保存的引导数据和跟踪系统系统对目标闭环跟踪状态下返回的跟踪状态数据，即跟踪系统编码值，先将两者时间进行同步，将同一时刻的引导值和跟踪系统编码值相减，进而获得实际引导精度。试验内容划分为3个步骤进行：静态目标引导、动态汽车引导、动态无人机引导。静态标校试验在靶点点灯，灯旁边放置gps，通过无线数传至综合控制计算机，激光惯导测量获取的减振平台的位姿数据同时发送至综合控制计算机，综合控制软件解算引导数据发送给跟踪系统，跟踪系统捕获靶点的点目标，闭环后，综合控制软件同时记录跟踪系统跟踪状态数据和引导数据，两者比较，获得静态引导精度，结果如下表所示：由于安装原因，目标距gps天线存在较大距离，故对静态目标引导误差较大，但从表中数据可以看出，仍可控制在2°以内。动态汽车引导在1#点进行了动态跑车试验，将gps放置在车顶，车往返运行，综合控制软件实时计算引导数据。跟踪系统对车头闭环，综合控制软件记录跟踪系统编码器数据。取20s的数据，两者相减，得到引导误差数据。方位角误差在0.15°左右，俯仰角误差在-0.5°左右。试验初步验证了对动态目标引导的精度，结果如图1所示，这表明，此引导具备开展无人机动态引导的条件。动态无人机引导在“动态平台”上开展了跟踪系统对无人机跟踪试验，本次引导很好地完成了将目标引入跟踪系统粗电视视场的任务。由于无人机位置数据中的经度、纬度、海拔更新周期不固定，故采取引入本地接收数据的时刻作为计算输入条件的方法，成功消除了引导过程中波动剧烈的问题。在试验过程中，平台存在最大36km/h的移动速度，在移动的同时自身姿态也在发生变化，动态平台的位置变化和姿态变化范围如下表所示。在上述动平台下，跟踪系统对无人机闭环后，同时记录跟踪系统反馈的编码器读数和向跟踪系统发送的引导数据值，把两者之差的均方根值，作为引导精度值。在一典型的连续20s时间内，对无人机引导误差曲线如图3所示，从试验过程看，当跟踪系统由于环境遮挡失去目标后，引导模块能迅速将目标导至跟踪系统粗电视视场。尽管这里参照本发明的解释性实施例对本发明进行了描述，上述实施例仅为本发明较佳的实施方式，本发明的实施方式并不受上述实施例的限制，应该理解，本领域技术人员可以设计出很多其他的修改和实施方式，这些修改和实施方式将落在本申请公开的原则范围和精神之内。当前第1页12