一種機(jī)動(dòng)飛行器的雙站紅外被動(dòng)測(cè)距方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種機(jī)動(dòng)飛行器的雙站紅外被動(dòng)測(cè)距方法，該方法的步驟包括：(1)利用兩個(gè)探測(cè)飛行器對(duì)目標(biāo)飛行器相對(duì)于兩個(gè)探測(cè)飛行器的視線方向進(jìn)行探測(cè)，并根據(jù)方向探測(cè)結(jié)果計(jì)算目標(biāo)飛行器的在慣性坐標(biāo)系下的位置坐標(biāo)估計(jì)值，(2)根據(jù)目標(biāo)飛行器的機(jī)動(dòng)模型確定卡爾曼濾波的狀態(tài)量、狀態(tài)方程和觀測(cè)方程，并以步驟(1)得到的目標(biāo)飛行器的位置坐標(biāo)估計(jì)值作為所述狀態(tài)量的位置坐標(biāo)初始值，進(jìn)行卡爾曼濾波完成對(duì)狀態(tài)量的實(shí)時(shí)更新，并將所述更新后狀態(tài)量中的位置坐標(biāo)值作為目標(biāo)飛行器的定位結(jié)果；在該方法中根據(jù)模型概率來(lái)決定模型的選取和切換，能夠涵蓋目標(biāo)復(fù)雜的機(jī)動(dòng)特性，實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)動(dòng)目標(biāo)的高精度被動(dòng)測(cè)距。
【專利說(shuō)明】一種機(jī)動(dòng)飛行器的雙站紅外被動(dòng)測(cè)距方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及航空航天導(dǎo)航定位【技術(shù)領(lǐng)域】，特別涉及一種機(jī)動(dòng)飛行器的雙站紅外被 動(dòng)測(cè)距方法。

【背景技術(shù)】
[0002] 與主動(dòng)測(cè)距的雷達(dá)系統(tǒng)相比，紅外傳感器具有系統(tǒng)簡(jiǎn)單、角分辨率高、隱蔽性好、 抗干擾能力強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，易于在空間和承重能力有限的平臺(tái)上搭載使用。
[0003] 被動(dòng)測(cè)距作為一種重要的探測(cè)手段，對(duì)于提高飛行器在現(xiàn)代復(fù)雜對(duì)抗環(huán)境下的生 存能力有著重要的研究?jī)r(jià)值和應(yīng)用前景。被動(dòng)測(cè)距問(wèn)題分為單探測(cè)器和多探測(cè)器兩大類。
[0004] 被動(dòng)測(cè)距問(wèn)題屬于只有視線角信息的目標(biāo)被動(dòng)跟蹤問(wèn)題，可分為兩種情況：一種 是目標(biāo)靜止不動(dòng)，屬于被動(dòng)定位問(wèn)題；另一種是目標(biāo)處于運(yùn)動(dòng)的狀態(tài)，屬于被動(dòng)動(dòng)態(tài)跟蹤問(wèn) 題。
[0005] 對(duì)于目標(biāo)處于運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的目標(biāo)被動(dòng)動(dòng)態(tài)跟蹤問(wèn)題，又分為兩種情況：一種是目標(biāo) 的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)為勻速直線運(yùn)動(dòng)或者存在機(jī)動(dòng)運(yùn)動(dòng)但機(jī)動(dòng)特性已知。另一種為被動(dòng)跟蹤的一般 情況，即目標(biāo)存在機(jī)動(dòng)運(yùn)動(dòng)，包括速度的大小和方向的改變，且機(jī)動(dòng)特性對(duì)于探測(cè)方來(lái)說(shuō)是 未知的。
[0006] 這類問(wèn)題的處理難點(diǎn)在于未知的目標(biāo)機(jī)動(dòng)特性的數(shù)學(xué)描述，一般的處理方法是應(yīng) 用統(tǒng)計(jì)模型來(lái)表述目標(biāo)的機(jī)動(dòng)特性，并將能夠描述目標(biāo)機(jī)動(dòng)特性的統(tǒng)計(jì)模型增廣到系統(tǒng)的 狀態(tài)方程組之中，采用的機(jī)動(dòng)模型主要有：Singer模型、當(dāng)前加速度統(tǒng)計(jì)模型、一階或高階 馬爾科夫過(guò)程統(tǒng)計(jì)模型等，且機(jī)動(dòng)統(tǒng)計(jì)模型選取的恰當(dāng)與否直接影響對(duì)目標(biāo)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的估 計(jì)精度，進(jìn)而影響被動(dòng)測(cè)距精度。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種機(jī)動(dòng)飛行器的雙站紅外被動(dòng)測(cè) 距方法，該方法通過(guò)兩個(gè)協(xié)同的探測(cè)飛行器搭載的紅外探測(cè)器提供目標(biāo)飛行器的方位信息 并利用用卡爾曼濾波實(shí)現(xiàn)被動(dòng)測(cè)距，在該方法中根據(jù)模型概率來(lái)決定模型的選取和切換， 能夠涵蓋目標(biāo)復(fù)雜的機(jī)動(dòng)特性，實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)動(dòng)目標(biāo)的高精度被動(dòng)測(cè)距。
[0008] 本發(fā)明的上述目的是通過(guò)如下技術(shù)方案予以實(shí)現(xiàn)：
[0009] 一種機(jī)動(dòng)飛行器的雙站紅外被動(dòng)測(cè)距方法，包括下列步驟：
[0010] ⑴、在每個(gè)探測(cè)周期內(nèi)，探測(cè)飛行器A和探測(cè)飛行器B利用紅外探測(cè)器對(duì)目標(biāo)飛 行器相對(duì)于所述兩個(gè)探測(cè)飛行器的視線方向進(jìn)行探測(cè)，并根據(jù)所述探測(cè)結(jié)果計(jì)算目標(biāo)飛行 器的在慣性坐標(biāo)系下的位置坐標(biāo)估計(jì)值（X(l，％，zj，具體測(cè)試和計(jì)算過(guò)程如下：
[0011] (la)、探測(cè)飛行器A和探測(cè)飛行器B分別利用紅外探測(cè)器對(duì)目標(biāo)飛行器相對(duì)于探 測(cè)飛行器的實(shí)現(xiàn)方向進(jìn)行測(cè)量，其中：
[0012]探測(cè)飛行器A上安裝的紅外探測(cè)器A對(duì)目標(biāo)飛行器相對(duì)于探測(cè)飛行器A的視線方 向AT進(jìn)行測(cè)量，得到視線角度eA和角度nA，其中，所述視線角度eA和角度xAS義如下： 如果目標(biāo)飛行器在探測(cè)飛行器A上的彈道坐標(biāo)系內(nèi)的位置坐標(biāo)為（xAt，yAt，zAt)，則所述視線 角度定義為

【權(quán)利要求】
1. 一種機(jī)動(dòng)飛行器的雙站紅外被動(dòng)測(cè)距方法，其特征在于包括下列步驟： (1) 、在每個(gè)探測(cè)周期內(nèi)，探測(cè)飛行器A和探測(cè)飛行器B利用紅外探測(cè)器對(duì)目標(biāo)飛行器 相對(duì)于所述兩個(gè)探測(cè)飛行器的視線方向進(jìn)行探測(cè)，并根據(jù)所述探測(cè)結(jié)果計(jì)算目標(biāo)飛行器的 在慣性坐標(biāo)系下的位置坐標(biāo)估計(jì)值（?, %，Ztl)，具體測(cè)試和計(jì)算過(guò)程如下： (la) 、探測(cè)飛行器A和探測(cè)飛行器B分別利用紅外探測(cè)器對(duì)目標(biāo)飛行器相對(duì)于探測(cè)飛 行器的實(shí)現(xiàn)方向進(jìn)行測(cè)量，其中： 探測(cè)飛行器A上安裝的紅外探測(cè)器A對(duì)目標(biāo)飛行器相對(duì)于探測(cè)飛行器A的視線方向AT 進(jìn)行測(cè)量，得到視線角度eA和角度nA，其中，所述視線角度eA和角度^定義如下：如果 目標(biāo)飛行器在探測(cè)飛行器A上的彈道坐標(biāo)系內(nèi)的位置坐標(biāo)為（xAt，yAt，zAt)，則所述視線角
，其中，arctg( ?)代表反正切函數(shù)，由視線角度 e A和角度nA確定的視線方向AT為探測(cè)飛行器A指向目標(biāo)飛行器探測(cè)位置的直線； 探測(cè)飛行器B上安裝的紅外探測(cè)器B對(duì)目標(biāo)飛行器相對(duì)于探測(cè)飛行器B的視線方向BT 進(jìn)行測(cè)量，得到視線角度eB和角度nB，其中，所述視線角度eB和角度~定義如下：如果 目標(biāo)飛行器在探測(cè)飛行器B上建立彈道坐標(biāo)系內(nèi)的位置坐標(biāo)為（xBt，yBt，zBt)，則所述視線角
;由視線角度eB和角度1^確定的視線方向BT 為探測(cè)飛行器B指向目標(biāo)飛行器探測(cè)位置的直線； (lb) 、探測(cè)飛行器A和探測(cè)飛行器B上分別安裝有慣性導(dǎo)航定位系統(tǒng)A和慣性導(dǎo)航定 位系統(tǒng)B，其中，慣性導(dǎo)航定位系統(tǒng)A進(jìn)過(guò)定位測(cè)試得到探測(cè)飛行器A在慣性坐標(biāo)系下的 坐標(biāo)位置，慣性導(dǎo)航定位系統(tǒng)B進(jìn)行定位測(cè)試得到探測(cè)飛行器B在慣性坐標(biāo)系下的坐標(biāo)位 置； (lc) 、探測(cè)飛行器A通過(guò)與探測(cè)飛行器B進(jìn)行通信獲得探測(cè)飛行器B的在慣性坐標(biāo)系 下的坐標(biāo)位置和目標(biāo)飛行器相對(duì)于探測(cè)飛行器B的視線角度e B和角度nB ;探測(cè)飛行器B 通過(guò)與探測(cè)飛行器A進(jìn)行通信獲得探測(cè)飛行器A的在慣性坐標(biāo)系下的坐標(biāo)位置和目標(biāo)飛行 器相對(duì)于探測(cè)飛行器A的視線角度eA和角度nA; (ld) 、根據(jù)探測(cè)飛行器A和探測(cè)飛行器B在慣性坐標(biāo)系下的坐標(biāo)位置，確定探測(cè)飛行器 A上建立的彈道坐標(biāo)系與探測(cè)飛行器B上建立的彈道坐標(biāo)系之間的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換關(guān)系； (le) 、根據(jù)步驟（Id)確定的所述坐標(biāo)轉(zhuǎn)換關(guān)系，在同一個(gè)坐標(biāo)系內(nèi)確定出視線方向AT 和視線方向BT的相對(duì)位置關(guān)系，并通過(guò)幾何位置分析，得到視線方向AT和視線方向BT之 間的公垂線，并選取所述公垂線的中點(diǎn)位置作為目標(biāo)飛行器估計(jì)位置，則目標(biāo)飛行器在慣 性坐標(biāo)系下的位置坐標(biāo)估計(jì)值（?, %，Ztl)為所述公垂線中點(diǎn)位置在慣性坐標(biāo)系下的坐標(biāo) 值； (2) 在每個(gè)探測(cè)周期內(nèi)，根據(jù)目標(biāo)飛行器的機(jī)動(dòng)模型確定卡爾曼濾波的狀態(tài)量、狀態(tài)方 程和觀測(cè)方程，并以步驟（1)得到的目標(biāo)飛行器的位置坐標(biāo)估計(jì)值作為所述狀態(tài)量的位置 坐標(biāo)初始值，進(jìn)行卡爾曼濾波完成對(duì)狀態(tài)量的實(shí)時(shí)更新，并將所述更新后狀態(tài)量中的位置 坐標(biāo)值作為目標(biāo)飛行器的定位結(jié)果。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種機(jī)動(dòng)飛行器的雙站紅外被動(dòng)測(cè)距方法，其特征在于，步 驟（2)中所述的目標(biāo)飛行器的機(jī)動(dòng)模型包括以下五種類型： 第1個(gè)機(jī)動(dòng)模型：無(wú)機(jī)動(dòng)方式； 第2個(gè)機(jī)動(dòng)模型：加速度恒定的機(jī)動(dòng)方式； 第3個(gè)機(jī)動(dòng)模型：加速度大小恒定且方向變化的機(jī)動(dòng)方式； 第4個(gè)機(jī)動(dòng)模型：加速度大小變化且方向不變的機(jī)動(dòng)方式； 第5個(gè)機(jī)動(dòng)模型：加速度大小和方向均變化的機(jī)動(dòng)方式。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種機(jī)動(dòng)飛行器的雙站紅外被動(dòng)測(cè)距方法，其特征在于，初 始時(shí)刻機(jī)動(dòng)模式選取為無(wú)機(jī)動(dòng)方式，且在每個(gè)探測(cè)周期內(nèi)的卡爾曼濾波處理中，通過(guò)以下 的計(jì)算過(guò)程確定所述卡爾曼濾波對(duì)應(yīng)的機(jī)動(dòng)模型： (1) 、在卡爾曼濾波過(guò)程中，根據(jù)卡爾曼濾波結(jié)果得到目標(biāo)飛行器的7個(gè)模型特征參 數(shù)：Aax、Aay、Aaz、Aa、AA a、A e 3和 A na，其中： A ax= ax (n)-ax (n-I)； Aay = ay(n)-ay(n-l) Aaz = az(n)_az(n_l)
A e a = ea(n)- e a(n-l) Ana= na(n)- na(n-i) 其中，ax(n)、ay(n)和\〇1)為目標(biāo)飛行器在時(shí)刻n的加速度矢量at(n)在慣性坐標(biāo)系 下的X軸分量、Y軸分量和Z軸分量；e a(n)為目標(biāo)飛行器在時(shí)刻n的加速度矢量at (n)在 YOZ平面內(nèi)的投影與X軸的夾角值，na(n)為目標(biāo)飛行器在時(shí)刻n的加速度矢量at(n)在 YOZ平面內(nèi)的投影與Z軸的夾角值，即：
ax(n-l)、ay(n-l)和az(n-l)為目標(biāo)飛行器在時(shí)刻n-1的加速度矢量a t(n-l)在慣性坐 標(biāo)系下的X軸分量、Y軸分量和Z軸分量；e a(n_l)為目標(biāo)飛行器在時(shí)刻n_l的加速度矢量 at (n-1)在YOZ平面內(nèi)的投影與X軸的夾角值，na(n-l)為目標(biāo)飛行器在時(shí)刻n-1的加速度 矢量at (n-1)在YOZ平面內(nèi)的投影與Z軸的夾角值，即：
(2) 、將步驟（1)得到的7個(gè)模型特征參數(shù)八&!￡、八&7、八\、43、八4 3、八￡3和八1^ 的數(shù)值與設(shè)定的閾值HAax、HAay、HAaz、HAa、H AAa、HAEa和HAqa進(jìn)行比較，得到系統(tǒng)描述向量 =[勸如，勸_，，勸4,勸M1 ,勸心，勸]，其中： 如果 Aax 彡 HAax，則 gbAax = 1 ;如果 Aax〈HAax，則 gbAax = 0 ; 如果 Aay 彡 HAay，則 gbAay = 1 ;如果 Aay〈HAay，則 gbAay = 0 ; 如果 Aaz 彡 HAaz，則 gbAaz = 1 ;如果 Aaz〈HAaz，則 gbAaz = 0 ; 如果 Aa > HAa，則 ，如果 Aa〈HAa，則妙.L -〇， 如果 A Aa > HAAa，則歡14 =1;如果 A Aa〈HAAa，則歡H =0; 如果 A e a 彡 Ha Ea,則 gbA E￡l = I ;如果 A e a〈HA Ea,則 gbA E￡l = 〇 ; 如果 A na 彡 Ha qa,則 gbA qa = I ;如果 A na〈HA "則 gbA qa = 0 ; (3) 、將步驟（2)得到的系統(tǒng)描述向量GB與設(shè)定的模型判斷矩陣GBc^A每一行值進(jìn)行 對(duì)比，得到匹配矩陣VB= [Vb1, vb2, vb3, vb4, vb5]T，具體對(duì)比方法如下： 如果系統(tǒng)描述向量GB的第q個(gè)數(shù)值與模型判斷矩陣G B ^的第m行第q列的數(shù)據(jù)相同， 則第m個(gè)機(jī)動(dòng)模型的匹配向量Vbm中的第q個(gè)匹配值為" 1" ； 如果系統(tǒng)描述向量GB的第q個(gè)數(shù)值與模型判斷矩陣G B0的第m行第q列的數(shù)據(jù)不相 同，則第m個(gè)機(jī)動(dòng)模型的匹配向量Vbm中的第q個(gè)匹配值為"0" ； 其中，第m個(gè)機(jī)動(dòng)模型的匹配向量Vbm = [b^，bm，2,…，，…，bm，7]，為所述第m個(gè) 機(jī)動(dòng)模型的匹配向量中的第q個(gè)匹配值，m=l、2、…、5，q=l、2、…、7; (4) 、根據(jù)步驟（3)得到的匹配矩陣VB和設(shè)定的影響因子矩陣KB計(jì)算所述5個(gè)機(jī)動(dòng)模 型的模型匹配度值gi、g2、g3、S4和☆，其中：
其中，K1^為設(shè)定的影響因子矩陣KB中的第m行第q列數(shù)據(jù)，代表第m個(gè)機(jī)動(dòng)模型中第 q個(gè)模型特征參數(shù)的影響因子； (5) 、根據(jù)步驟⑷得到的5個(gè)模型匹配度值gl、g2、g3、g4和g 5，以及設(shè)定的模型切換閾 值G，確定當(dāng)前時(shí)刻n的機(jī)動(dòng)模型，具體確定過(guò)程如下： (5a)、在5個(gè)模型匹配度值gpg2、g3、g4和g5中，求取最大值g max，并記錄最大值對(duì)應(yīng)的 模型序號(hào)Mniax，即： 如果最大值gmax = gi，則模型序號(hào)Mmax = 1 ; 如果最大值gmax = g2，則模型序號(hào)Mmax = 2 ; 如果最大值gmax = g3，則模型序號(hào)Mmax = 3 ; 如果最大值gmax = g4，則模型序號(hào)Mmax = 4 ; 如果最大值gmax = g5，則模型序號(hào)Mmax = 5 ; (5b)、將步驟（5a)計(jì)算得到的最大值8_與設(shè)定的模型切換閾值G進(jìn)行比較，如果 g_>G，則將機(jī)動(dòng)模型切換為第Mmax個(gè)機(jī)動(dòng)模型，如果gmax < G，則保持當(dāng)前的機(jī)動(dòng)模型不變。
4.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的一種機(jī)動(dòng)飛行器的雙站紅外被動(dòng)測(cè)距方法，其特征在于， 在步驟（2)中，根據(jù)目標(biāo)飛行器的機(jī)動(dòng)模型確定卡爾曼濾波的狀態(tài)量，具體實(shí)現(xiàn)方法如下： 如果所述機(jī)動(dòng)模型為無(wú)機(jī)動(dòng)方式，則選取的狀態(tài)量為目標(biāo)飛行器在發(fā)射慣性坐標(biāo)系內(nèi) 的X軸坐標(biāo)值x、Y軸坐標(biāo)值y、Z軸坐標(biāo)值z(mì)、目標(biāo)飛行器速度X軸分量Vx、目標(biāo)飛行器速度 Y軸分量Vy、目標(biāo)飛行器速度Z軸分量Vz ; 如果所述機(jī)動(dòng)模型為加速度恒定的機(jī)動(dòng)方式，則選取的狀態(tài)量為目標(biāo)飛行器在發(fā)射慣 性坐標(biāo)系內(nèi)的X軸坐標(biāo)值x、Y軸坐標(biāo)值y、Z軸坐標(biāo)值z(mì)、目標(biāo)飛行器速度X軸分量Vx、目標(biāo) 飛行器速度Y軸分量Vy、目標(biāo)飛行器速度Z軸分量Vz、目標(biāo)飛行器加速度X軸分量ax、目標(biāo) 飛行器加速度Y軸分量ay和目標(biāo)飛行器速度Z軸分量az ; 如果所述機(jī)動(dòng)模型為加速度大小恒定且方向變化的機(jī)動(dòng)方式、加速度大小變化且方向 不變的機(jī)動(dòng)方式或加速度大小變化且方向變化的機(jī)動(dòng)方式，則選取的狀態(tài)量為目標(biāo)飛行器 在發(fā)射慣性坐標(biāo)系內(nèi)的X軸坐標(biāo)值X、Y軸坐標(biāo)值y、Z軸坐標(biāo)值Z、目標(biāo)飛行器的速度X軸 分量Vx、目標(biāo)飛行器的速度Y軸分量Vy、目標(biāo)飛行器的速度Z軸分量Vz、目標(biāo)飛行器的加速 度X軸分量ax、目標(biāo)飛行器的加速度Y軸分量ay和目標(biāo)飛行器的速度Z軸分量az ;以及加 速度模值A(chǔ)a、目標(biāo)飛行器加速度矢量在YOZ平面內(nèi)的投影與X軸的夾角值e a和目標(biāo)飛行 器加速度矢量在YOZ平面內(nèi)的投影與Z軸的夾角值na。
5.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的一種機(jī)動(dòng)飛行器的雙站紅外被動(dòng)測(cè)距方法，其特征在于， 在步驟（2)中，根據(jù)目標(biāo)飛行器的機(jī)動(dòng)模型確定卡爾曼濾波的狀態(tài)方程，具體實(shí)現(xiàn)方法如 下： (1)、確定的六個(gè)基本狀態(tài)方程如下： i = K' 少=C z = F K = SxT+aX^aXd-Sxd K=gvr+ay-ayd-gyd V2=g2T+az-azd -gzd 其中，x、y和z分別為目標(biāo)飛行器的X坐標(biāo)值、Y坐標(biāo)值和Z坐標(biāo)值，vx、vy和vz分別為 目標(biāo)飛行器的速度矢量在X軸、Y軸、Z軸的速度分量，ax、ay和az分別為目標(biāo)飛行器的加速 度矢量在X軸、Y軸、Z軸的加速度分量； axd、ayd和azd分別為探測(cè)飛行器的機(jī)動(dòng)加速度在發(fā)射慣性坐標(biāo)系內(nèi)的X軸分量、Y軸分 量和Z軸分量，由探測(cè)飛行器上安裝的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)測(cè)量得到； gxd、gyd和gzd分別為探測(cè)飛行器的引力加速度矢量在發(fā)射慣性坐標(biāo)系內(nèi)的X軸分量、Y 軸分量和Z軸分量，通過(guò)如下計(jì)算公式計(jì)算得到：
其中，常數(shù) GM= 3.896005*1014,常數(shù) ii = 0.2663281*1026，1(1、7(1和2(1分別為探測(cè)飛 行器在發(fā)射慣性坐標(biāo)系內(nèi)位置坐標(biāo)的X坐標(biāo)、Y坐標(biāo)和Z坐標(biāo)，由探測(cè)飛行器上安裝的慣性 導(dǎo)航系統(tǒng)測(cè)量得到；d31、d32和d33為發(fā)射慣性坐標(biāo)系到探測(cè)飛行器彈道坐標(biāo)系的坐標(biāo)變換 矩陣中的元素； &CT、SyT和SzT分別為目標(biāo)飛行器的引力加速度矢量在發(fā)射慣性坐標(biāo)系內(nèi)的X軸分量、Y 軸分量和Z軸分量，通過(guò)如下計(jì)算公式計(jì)算得到：
sin Bt= ((xd+x)d31+(yd+y)d32+(z d+z)d33)/rT; (2)、根據(jù)以下方法確定各機(jī)動(dòng)模型下的卡爾曼濾波狀態(tài)方程： 如果所述機(jī)動(dòng)模型為無(wú)機(jī)動(dòng)方式，則卡爾曼濾波的狀態(tài)方程為步驟（1)確定的六個(gè)基 本狀態(tài)方程； 如果所述機(jī)動(dòng)模型為加速度恒定的機(jī)動(dòng)方式，則卡爾曼濾波的狀態(tài)方程包括步驟（1) 確定的六個(gè)基本狀態(tài)方程和以下三個(gè)方程： d= O - O = O; 如果所述機(jī)動(dòng)模型為加速度大小恒定且方向變化的機(jī)動(dòng)方式、加速度大小變化且方向 不變的機(jī)動(dòng)方式或加速度大小變化且方向變化的機(jī)動(dòng)方式，則卡爾曼濾波的狀態(tài)方程包括 步驟（1)確定的六個(gè)基本狀態(tài)方程和以下三個(gè)方程：
6.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的一種機(jī)動(dòng)飛行器的雙站紅外被動(dòng)測(cè)距方法，其特征在于， 所述卡爾曼濾波的觀測(cè)方程為：
其中，觀測(cè)量e和n為目標(biāo)飛行相對(duì)于探測(cè)飛行器的視線角度，定義如下：如果目標(biāo) 飛行器在探測(cè)飛行器上建立彈道坐標(biāo)系內(nèi)的位置坐標(biāo)為（Xt，yt，Zt)，則所述視線角度定義
Ve，Vq分別為視線角度e和n的測(cè)角隨機(jī)誤差，服從零均值高斯分布；C u發(fā)射慣性 坐標(biāo)系到探測(cè)飛行彈道坐標(biāo)系的坐標(biāo)變換矩陣中的元素 ，i = 1，2, 3, j = 1，2, 3。
7.根據(jù)權(quán)利要求5或6所述的一種機(jī)動(dòng)飛行器的雙站紅外被動(dòng)測(cè)距方法，其特征在于， 所述探測(cè)飛行器為探測(cè)飛行器A或探測(cè)飛行器B。
【文檔編號(hào)】G01S17/06GK104330803SQ201410539829
【公開(kāi)日】2015年2月4日 申請(qǐng)日期:2014年10月13日 優(yōu)先權(quán)日:2014年10月13日
【發(fā)明者】張廣春, 李爭(zhēng)學(xué), 韓鵬鑫, 劉剛, 王寧宇, 劉峰, 李杰齊, 郭金花, 王煬, 史曉寧, 張振興, 嚴(yán)卿 申請(qǐng)人:中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院