基于协同再入飞行器的舰船目标定位方法研究_杨健

同时目标定位模块从惯性导航系统中得到再入飞行器 将此状态信息 当前的状态信息（ 含有较大的累加位置误差） ， 与从传感器中得到的信息相融合， 得到目标相对飞行器的定 位信息， 从而依据后续探测制导需求， 通过相应制导率， 完成 再入飞行器的自主飞行过程 。
可以达到 20 km 以上。 此时虽然通过将多飞行器的目标 差量， 定位信息进行融合可以一定程度上消减原来的目标定位误 但是由于此时两飞行器 差（ 由单个飞行器的角度误差引起） ， 可能存在 20 km 以上的累积相对位置误差， 因而使得多飞行 器协同定位精度可能低于单个飞行器本身的探测精度 。 同时由于攻击远距离海上舰船目标， 当长时间地形或景 再入飞行器平台本身无法对累积的较 象匹配应用的情况下， 大位置和姿态角度误差进行消除 。 从而不能有效利用多飞行
结合作战任务规划和信息共享， 实现多再 络资源的基础上， 入飞行器的作战协同战术运用， 来有效解决单一飞行器载荷 能力与复杂战场环境之间矛盾， 从而最大程度发挥再入飞行 器的作战效能。 虽然目前大量的文章研究多源融合定位问题， 但研究对 象主要集中在固定多基站雷达和多飞机平台协同定位上， 研 究远距离高速再入飞行器协同移动目标定位问题较少 。 由 当长时间没有地形（ 或景象） 匹 于攻击远距离海上舰船目标， 配应用的情况下， 再入飞行器平台将累积较大的位置和姿态 测量误差。 以往只研究单独再入飞行器的单传感器或多传感器的
Ship Locating Based on Cooperating Ｒeentry Vehicles
YANG Jian1 ， SUN Zheng － jie2 ， ZHANG Chen － guang2 ， YU Yue2
（ 1． Military Ｒepresentative office of Aerospace ＆ Electromechanical System，Nanjing，Jiangsu 210006 ，China； 2． Science and Technology on Information Systems Engineering Laboratory，Beijing 100038 ，China） ABSTＲACT： The ship target optimization orientation of reentry vehicles was researched using the base station radars co － location． Without the sight and terrain matching， target positioning accuracy was poor because of the position and attitude errors of the vehicles． For maximizing the combat effectiveness of reentry vehicles，the relative position and angle errors were needed to be corrected to improve the positioning accuracy． Using EKF method，the optimization algorithm of target orientation was simulated under the condition of inertial navigation，satellite navigation and measuring distances between vehicles． The results show that the algorithm under the condition of satellite navigation and measuring distances between vehicles can improve the target localization accuracy effectively，which provides a scientific basis for optimization orientation of reentry vehicle． KEYWOＲDS： Ｒeentry Aerobat； Cooperating location； Active detection； EKF
2
y ， z ）， 也含有较大的累加位置误差 （ Δx ， Δy ， 态数据（ x ， Δz ） 。 累加的位置误差和角度误差（ Δx ， Δy ， Δz ， Δε ， Δβ ） 从全程看是慢变量， 因而短时间内可以视为常值 。 根据飞行器和目标之间的探测方程可以的到如下方程 r
AT k A k A k A k A k A k A k
图2 发射惯性坐标系
器形成的多源探测信息来提高目标定位精度 。
AT 再入飞行器 A 的雷达测量得到目标的视线距离 r k 、 俯
3
3． 1
协同目标定位方法
目标及误差状态方程 不失一般性， 这里假设目标 T 以最大速度做匀速直线运
仰角 ε 、 方位角 β ， 本身含有雷达测量随机误差（ w （ r） ， w （ β） ， w （ ε） ） ， 也包含惯导累积的姿态角度误差形成的视
— 109 —
误差） 传递给目标融合定位模块 。
A wA wA 效消除（ w k （ r） ， k （ β） ， k （ ε） ） 这组较大随机误差的影响 。 A A 同时通过上面的公式可知， 如果没有角度误差（ Δε k ， Δβ k ） ， T A A A yT zT 则得到的目标位置（ x k － Δx k ， k － Δy k ， k － Δz k ） 和相对于飞 T A A A yT zT 可以看出累加位置误 行器 A 位置为（ x k － x k ， k － yk ， k － zk ） ，
差并不影响单个飞行器和目标的相对位置定位精度， 对后续 的制导过程没有影响。 而（ Δε k ， Δβ k ） 则将较大的影响远距离 条件下目标定位精度。 假设一架再入飞行器飞行一段时间后的位置误差（ Δx k ， Δy k ， Δz k ） 各 10 km 以上， 姿态角度探测误差达到 8 度以上， 雷
图1 单个飞行器的目标跟踪定位系统
A A A A A
则距目标 50 km 时， 单个飞行器的目 达当前连续探测目标。 标探测误 差只受累积姿态角度误差影响， 约为 7 km 半径的 圆。 B 在无探测角度误差下的目标位置 此时两个飞行器 A、
T A A A T B B yT zT yT zT 为（ x k － Δx k ， k － Δy k ， k － Δz k ） 和（ x k － Δx k ， k － Δy k ， k － B Δz k ） ， 如果使用多飞行器的目标探测位置直接进行融合， 则 B A B A B A 将引入（ Δx k － Δx k ， Δy k － Δy k ， Δz k － Δz k ） 这一组相对位置误
（ 1） 通过对上述量测量和目标状态量进行滤波处理， 可以有
波过程简述如下 1 ） 假定 k 时刻的状态估计值的线性化为
— 110 —
X k +1 = f k （ X k ， Vk ） 珔 珘 0） + f X ≈ fk （ X k| k ， k| k + f V k 2 ） 对时刻 k + 1 预测得 珔 P k +1| k = cov（ X k +1 | k ） ≈ f P k| k （ f ） Z k +1 = h k +1 （ X k +1 ， W k +1 ）
AT ε k = arctan
A T yA k － Δy k － y k A A 2 A A 2 （ xT + （ zT k － x k + Δx k ） k － z k + Δz k ） 槡 T A A
k － z k + Δz k A A A T A arctan zT xT k ＜ xk 且 zk zk A + π + Δβ k + w k （ β） xk － xA k + Δx k A A zT AT k － z k + Δz k A A T A β k = arctan T － π + Δβ A xT k + w k （ β） k ＜ xk 且 zk ＜ zk A x k － x k + Δx A k T A z － z arctan k k + A + w A（ ） Δβ k 其他 k β xT － xA k k
1
引言
针对不断发展的防御体系， 我们需要在充分利用作战网
不能有效解决固有的累积姿态角度 信息融合目标定位算法， 由 误差问题。而对多再入飞行器使用融合目标定位方法时， 于累积的位置误差较大， 也使得不能直接对目标位置进行融 合。 针对上述问题， 本文在多再入飞行器轨迹仿真的基础 对多再入飞行器协同舰船目标定位方法进行了研究， 提 上， 出通过对多再入飞行器的相对位置误差和姿态角度误差进 行校正， 来提高融合定位精度， 完成有无卫星导航系统及再 入飞行器平台间测距情况下的目标融合定位方法及仿真， 分 析多再入飞行器提高定位精度的条件 。
A k
A k
A k
A k
A k
（ 2）
=
（ x k － x k + Δx k ） 槡
T
A
A 2
A A 2 A A 2 + （ yT + （ zT + wA k － y k + Δy k ） k － z k + Δz k ） k （ r） A + Δε A k + w k （ ε）
分别为运动目标的位置 、 w 是均值为 0 ， x 式中 x、 速度， 方差为
第 32 卷
第3 期