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    基于多種濾波算法跟蹤臨近空間非彈道式目標(biāo)

    2016-09-27 03:11:23北京電子工程總體研究所謝曉瑛李君龍
    電子世界 2016年16期
    關(guān)鍵詞:機(jī)動(dòng)彈道示意圖

    北京電子工程總體研究所 秦 雷 謝曉瑛 李君龍

    基于多種濾波算法跟蹤臨近空間非彈道式目標(biāo)

    北京電子工程總體研究所秦雷謝曉瑛李君龍

    近些年來(lái)各國(guó)在臨近空間高超聲速飛行器領(lǐng)域有了迅猛發(fā)展,其中以X-51A和HTV-2高超聲速飛行器飛行試驗(yàn)相繼成功為代表,它們多采用非彈道式機(jī)動(dòng)飛行方式,飛行速度快,具有較高的升阻比,且在大氣層內(nèi)長(zhǎng)時(shí)間飛行,其運(yùn)動(dòng)軌跡往往呈現(xiàn)出“跳躍”特征,因此存在非彈道式目標(biāo)加速度估計(jì)與軌跡跟蹤預(yù)報(bào)難的問(wèn)題。本文介紹了臨近空間目標(biāo)四種典型的非彈道式機(jī)動(dòng)模式,然后對(duì)目標(biāo)彈道方程及跟蹤濾波器設(shè)計(jì)進(jìn)行了介紹,最后使用四種跟蹤濾波方法對(duì)目標(biāo)加速度進(jìn)行估計(jì)。仿真結(jié)果得出針對(duì)以上四種非彈道式機(jī)動(dòng)模式粒子濾波算法效果最好,該算法保證了目標(biāo)跟蹤精度在允許范圍之內(nèi),Matlab仿真結(jié)果驗(yàn)證了該算法的有效性。

    非彈道式;臨近空間;機(jī)動(dòng)模式;跟蹤濾波

    1 引言

    目標(biāo)[1-2]的彈道估計(jì)是目標(biāo)跟蹤的一個(gè)重要方面。由于臨近空間高超聲速目標(biāo)具有飛行速度快,大范圍機(jī)動(dòng)等特點(diǎn),而且臨近空間環(huán)境極其惡劣,飛行彈道受到各種擾動(dòng)和氣動(dòng)阻力的影響,使得狀態(tài)和量測(cè)方程是高度非線性的。所以臨近空間機(jī)動(dòng)式彈道濾波問(wèn)題[3-5]是一個(gè)復(fù)雜的非線性濾波問(wèn)題。跟蹤系統(tǒng)的核心是濾波算法,目前大多數(shù)用于跟蹤定位臨近空間機(jī)動(dòng)目標(biāo)是基于卡爾曼濾波算法[6-7],但是使用該算法會(huì)造成跟蹤濾波精度變差,不能獲得目標(biāo)狀態(tài)的良好估計(jì),存在非彈道式目標(biāo)加速度估計(jì)與軌跡跟蹤預(yù)報(bào)難的問(wèn)題。因此為了提高目標(biāo)跟蹤濾波器的跟蹤效果與穩(wěn)定性,本文通過(guò)使用卡爾曼濾波算法、擴(kuò)展卡爾曼濾波算法、無(wú)跡卡爾曼濾波算法、粒子濾波算法分別對(duì)非彈道式機(jī)動(dòng)目標(biāo)加速度進(jìn)行了仿真估計(jì),通過(guò)蒙特卡洛仿真試驗(yàn)得出粒子濾波算法跟蹤精度較高,跟蹤誤差較小,且在允許范圍之內(nèi),算法比較穩(wěn)定和有效,產(chǎn)生了很好的跟蹤濾波效果,在工程實(shí)踐中有一定的實(shí)用價(jià)值。

    2 臨近空間非彈道式機(jī)動(dòng)模式

    在地心慣性坐標(biāo)系中,原點(diǎn)OI位于地心上,OIyI指向攔截導(dǎo)彈發(fā)射點(diǎn),OIxI軸位于攔截導(dǎo)彈射擊平面內(nèi),與OIyI軸垂直,指向目標(biāo)為正,OIzI按右手定則確定,如圖1所示。根據(jù)地心慣性坐標(biāo)系中彈道傾角及彈道偏角計(jì)算公式得到OIyI方向速度為vyI=0,q代表彈道傾角。

    圖1 地心慣性坐標(biāo)系示意圖

    根據(jù)運(yùn)動(dòng)方程可以求解得出:

    式中:

    因此,如果,總可以找到參數(shù)密切相關(guān)。圖2所示給出了不同升力系數(shù)取值情況下維持等高飛行的最小速度隨高度的變化情況。從圖中可以看出,在20km以下,維持等高飛行的最小速度隨高度的升高變化不大,且受升力系數(shù)不確定性的影響相對(duì)較小。,使得目標(biāo)維持等高飛行。速度與目標(biāo)飛行高度為維持等高飛行,需增大飛行攻角,若在最大許用攻角前提下仍然無(wú)法滿足V>Vmin,則等高飛行難以維系,飛行高度將迅速降低??紤]到由于側(cè)向力主要由升力系數(shù)和傾斜角產(chǎn)生,且近似正比于CLsinσ,為確保側(cè)向機(jī)動(dòng)最大,σ應(yīng)盡可能大。

    不失一般性,σ的選取應(yīng)使得在最大情況下,下式取最小值:

    圖2 等高條件下飛行高度與飛行速度關(guān)系圖

    根據(jù)目標(biāo)維持等高飛行,得到三個(gè)方向目標(biāo)真實(shí)加速度為:

    假定初始速度為6km/s,初始時(shí)刻飛行高度為50km,分析得出的典型飛行彈道如圖3-6所示:

    圖3 等高條件下飛行高度示意圖

    圖4 等高條件下飛行速度示意圖

    圖5 等高條件下地面射程示意圖

    圖6 等高條件下經(jīng)度與緯度關(guān)系示意圖

    此種機(jī)動(dòng)模式主要存在于目標(biāo)巡航段,這種機(jī)動(dòng)模式可以使目標(biāo)橫向機(jī)動(dòng)能力達(dá)到最大,有效提高目標(biāo)機(jī)動(dòng)能力,對(duì)于規(guī)避敵方攔截起到至關(guān)重要的作用,符合高超聲速飛行器大范圍規(guī)避式機(jī)動(dòng)特點(diǎn)。

    假定初始速度為6km/s,初始時(shí)刻飛行高度為50km,分析得出的典型飛行彈道如圖7-9所示:

    圖7 等動(dòng)壓條件下飛行高度示意圖

    圖8 等動(dòng)壓條件下飛行速度示意圖

    圖9 等動(dòng)壓條件下地面射程示意圖

    式中,κ為玻爾茲曼常數(shù),ρ為大氣密度,г為目標(biāo)質(zhì)心與地心距離。

    參數(shù)C可通過(guò)跟蹤濾波進(jìn)行確定。上式可作為辨別等動(dòng)壓飛行的基本判據(jù)之一。圖10所示給出了實(shí)際飛行彈道與2lnV=κг+c擬合結(jié)果的對(duì)比。

    圖10 等動(dòng)壓條件下飛行速度與飛行高度示意圖

    圖11 動(dòng)壓隨飛行高度變化示意圖

    從圖11中可以看出,在動(dòng)壓變化不大的飛行段,上述規(guī)律吻合較好。

    另外,通過(guò)相關(guān)近似分析,在阻力系數(shù)變化不大的情況下,還可近似認(rèn)為彈道傾角近似與速度平方成反比,這也可以作為判斷等動(dòng)壓模式的依據(jù)。從圖12所示可以看出,這一結(jié)論在等動(dòng)壓飛行段也較為吻合。

    等動(dòng)壓模式還可得到彈道傾角隨飛行時(shí)間的對(duì)應(yīng)關(guān)系:

    式中,κ為玻爾茲曼常數(shù),?為升阻比。

    圖12 彈道傾角隨飛行時(shí)間變化關(guān)系圖

    因此,對(duì)于等動(dòng)壓飛行段,可近似解析求出飛行高度、飛行速度、彈道傾角、地面射程變化規(guī)律,對(duì)進(jìn)行非彈道式機(jī)動(dòng)目標(biāo)軌跡跟蹤具有重要意義。

    該種機(jī)動(dòng)模式由于考慮到飛行器結(jié)構(gòu)防熱以及發(fā)動(dòng)機(jī)工作條件要求,一般在飛行上升段使用該模式。

    設(shè)定升阻比?=L/D,假定初始速度為6km/s,初始時(shí)刻飛行高度為90km,通過(guò)計(jì)算得到最大升阻比時(shí)的攻角,并保持該攻角、常值傾斜角飛行。分析得出的典型飛行彈道如圖13-15所示:

    圖13 最大升阻比條件下飛行高度變化示意圖

    圖14 最大升阻比條件下飛行速度變化示意圖

    圖15 最大升阻比條件下地面射程變化示意圖

    該模式主要用于飛行巡航段和滑翔段,以使高超聲速飛行器達(dá)到射程最遠(yuǎn),機(jī)動(dòng)能力最強(qiáng)。

    針對(duì)AHW滑翔彈頭,升阻比?=L/D,假定初始速度為6km/s,初始時(shí)刻飛行高度為90km,分析得出的典型飛行彈道如下圖16-18所示:

    圖16 常值攻角和傾斜角條件下飛行高度變化示意圖

    圖17 常值攻角和傾斜角條件下飛行速度變化示意圖

    圖18 常值攻角和傾斜角條件下地面射程變化示意圖

    該模式主要用于飛行巡航段,一般在距離敵方目標(biāo)較遠(yuǎn)的位置飛行時(shí)可以采用該模式。

    3 目標(biāo)彈道方程及跟蹤濾波器設(shè)計(jì)

    3.1目標(biāo)彈道方程

    由于目標(biāo)機(jī)動(dòng)模式為側(cè)向擺式機(jī)動(dòng),高度和速度基本保持不變,設(shè)置目標(biāo)位置坐標(biāo)為(X,Y,Z),速度為(X,Y,Z),加速度為(X,Y,Z)。

    目標(biāo)彈道方程為:

    當(dāng)高度在20km-30km時(shí),目標(biāo)的最大控制過(guò)載為3;當(dāng)高度在30km-40km時(shí),目標(biāo)的最大控制過(guò)載為2;當(dāng)高度在40km以上時(shí),目標(biāo)的最大控制過(guò)載小于1。

    目標(biāo)在地心慣性系的OIZI軸方向可以作機(jī)動(dòng)突防,采用擺式機(jī)動(dòng),具體用不同頻率的正弦變化的加速度組合來(lái)描述,例如:

    式中,wz1、wz2、wz3代表不同的機(jī)動(dòng)頻率,Az1、Az2、Az3代表各個(gè)機(jī)動(dòng)頻率相對(duì)應(yīng)的最大機(jī)動(dòng)幅值。

    3.2目標(biāo)跟蹤濾波器設(shè)計(jì)

    由于目標(biāo)在OIXI軸方向上只受重力加速度分量-μX/r3以及擾動(dòng)加速度aaI的作用,而目標(biāo)在地心慣性系的OIyI軸方向上的控制加速度aaI的作用是保持其飛行高度不變,在這兩個(gè)方向上目標(biāo)不會(huì)做較強(qiáng)烈的機(jī)動(dòng)突防。因此用Singer模型來(lái)分別描述目標(biāo)加速度這兩個(gè)分量的變化,即:

    式中,γx和γy分別代表OIXI軸方向和OIyI軸方向上目標(biāo)機(jī)動(dòng)時(shí)間常數(shù)的倒數(shù),waI和waI分別代表零均值高斯白噪聲。

    目標(biāo)在慣性坐標(biāo)系的Z軸方向上的多頻率組合機(jī)動(dòng)用正弦形式的機(jī)動(dòng)來(lái)描述。設(shè):

    式中,Atz代表目標(biāo)加速度的最大值,wtz代表正弦目標(biāo)加速度的頻率,ξtz代表正弦型目標(biāo)加速度的初始相位。對(duì)(12)式求兩次導(dǎo)數(shù)得到:

    由(12)式可得:

    可以看出,目標(biāo)機(jī)動(dòng)模型只與機(jī)動(dòng)頻率有關(guān),與機(jī)動(dòng)幅值和初始相位無(wú)關(guān)。

    設(shè)目標(biāo)位置在發(fā)射點(diǎn)慣性系中的投影為ra,ra,ra,目標(biāo)速度在發(fā)射點(diǎn)慣性系中的投影為va,va,va,則可以建立起如下三組運(yùn)動(dòng)方程:

    對(duì)于系統(tǒng),定義狀態(tài)變量Xa-[tavaaaI],則可以得到如下?tīng)顟B(tài)方程:

    其中:

    對(duì)上式以一定的周期進(jìn)行離散化后,得到 :

    則離散化后的狀態(tài)方程為:

    目標(biāo)位置由地面目標(biāo)跟蹤裝置測(cè)量得到,則測(cè)量方程為:

    該測(cè)量信息數(shù)據(jù)更新率較低,設(shè)為0.1s更新一次。

    這樣根據(jù)上述模型,設(shè)計(jì)如下異步Kalman濾波器,其預(yù)報(bào)方程為:

    其中,Qa為模型預(yù)報(bào)誤差協(xié)方差矩陣。濾波器的測(cè)量修正方程為:

    同理,對(duì)目標(biāo)在慣性坐標(biāo)系的Y軸方向上的運(yùn)動(dòng),即系統(tǒng)也采用這一方法設(shè)計(jì)濾波器,對(duì)其位置、速度和加速度進(jìn)行估計(jì)。

    然后,應(yīng)用Kalman濾波對(duì)以上系統(tǒng)進(jìn)行估計(jì)。其預(yù)報(bào)方程為:

    當(dāng)沒(méi)有測(cè)量信息時(shí),只運(yùn)行預(yù)報(bào)方程,有測(cè)量信息時(shí),則同時(shí)運(yùn)行預(yù)報(bào)方程和測(cè)量修正方程。

    4 仿真分析

    4.1仿真條件

    為了簡(jiǎn)化起見(jiàn),假定地面有兩個(gè)無(wú)源雷達(dá)站對(duì)目標(biāo)進(jìn)行定位跟蹤。設(shè)定基站和目標(biāo)的相對(duì)位置關(guān)系示意圖如圖19所示。試驗(yàn)條件:兩個(gè)雷達(dá)站的位置坐標(biāo)分別為,單位:km,雷達(dá)站采樣周期為T(mén)=0.01s。兩個(gè)雷達(dá)站測(cè)得的方位角分別為。設(shè)定角度,距離測(cè)量精度分別為:,俯仰角分別為,量測(cè)信息為,目標(biāo)距離雷達(dá)站距離

    圖19 雙站跟蹤定位目標(biāo)飛行器示意圖

    假定目標(biāo)在三維空間中做側(cè)向擺式機(jī)動(dòng),目標(biāo)運(yùn)動(dòng)時(shí)間從82s到 312s,總計(jì)運(yùn)動(dòng)230s。目標(biāo)初始位置為目標(biāo)初始速度為本次仿真利用卡爾曼濾波算法、擴(kuò)展卡爾曼濾波算法、無(wú)跡卡爾曼濾波算法、粒子濾波算法對(duì)三軸方向加速度估計(jì)及誤差進(jìn)行了仿真分析,總共進(jìn)行了100次蒙特卡羅仿真試驗(yàn)。

    利用公式(34)計(jì)算出斜距估計(jì)誤差:

    計(jì)算時(shí)設(shè)置如下參數(shù):

    設(shè)x,y,z三個(gè)方向的方差預(yù)測(cè)矩陣分別為:

    4.2仿真結(jié)果

    經(jīng)過(guò)仿真得到臨近空間目標(biāo)飛行器隨時(shí)間變化的運(yùn)動(dòng)軌跡如圖20所示:

    圖20 目標(biāo)運(yùn)動(dòng)軌跡示意圖

    使用四種濾波算法分別對(duì)臨近空間飛行器可能存在的四種非彈道式機(jī)動(dòng)模式進(jìn)行跟蹤濾波,分別得到三軸方向加速度估計(jì)及誤差如下圖所示:

    a)常值攻角飛行,傾斜角為常數(shù)

    三個(gè)方向加速度估計(jì)及誤差如圖21-23所示:

    圖21 x方向加速度估計(jì)及誤差

    圖22 y方向加速度估計(jì)及誤差

    圖23 z方向加速度估計(jì)及誤差

    表1 三軸方向加速度均方根誤差比較

    從圖21-23和表1可以看出,三個(gè)方向粒子濾波算法加速度估計(jì)誤差均比其余三種濾波算法的誤差要小,說(shuō)明在該種機(jī)動(dòng)模式下粒子濾波算法跟蹤濾波精度更高,跟蹤效果更好。

    b)等高飛行,橫向機(jī)動(dòng)最大

    三個(gè)方向加速度估計(jì)及誤差如圖24-26所示:

    圖24 x方向加速度估計(jì)及誤差

    圖25 y方向加速度估計(jì)及誤差

    圖26  z方向加速度估計(jì)及誤差

    表2 三軸方向加速度均方根誤差比較

    從圖24-26和表2可以看出,三個(gè)方向粒子濾波算法加速度估計(jì)誤差均比其余三種濾波算法的誤差要小,說(shuō)明在該種機(jī)動(dòng)模式下使用粒子濾波算法能夠得到較高的跟蹤濾波精度,可以實(shí)現(xiàn)較高精度跟蹤臨近空間目標(biāo)飛行器。

    c)等動(dòng)壓飛行,傾斜角為常數(shù)

    三個(gè)方向加速度估計(jì)及誤差如圖27-29所示:

    圖27 x方向加速度估計(jì)及誤差

    圖28 y方向加速度估計(jì)及誤差

    圖29 z方向加速度估計(jì)及誤差

    從圖27-29和表3可以看出,三個(gè)方向粒子濾波算法加速度估計(jì)誤差均比其余三種濾波算法的誤差要小,說(shuō)明在該種機(jī)動(dòng)模式下使用粒子濾波算法能夠得到最高的跟蹤濾波精度,使用該算法狀態(tài)估計(jì)跟蹤效果最好。

    d)最大升阻比飛行,傾斜角為常數(shù)

    三個(gè)方向加速度估計(jì)及誤差如圖30-32所示:

    圖31 y方向加速度估計(jì)及誤差

    圖32 z方向加速度估計(jì)及誤差

    表4 三軸方向加速度均方根誤差比較

    從圖30-32和表4可以看出,三個(gè)方向粒子濾波算法加速度估計(jì)誤差均比其余三種濾波算法的誤差要小,說(shuō)明在該種機(jī)動(dòng)模式下使用粒子濾波算法能夠得到最高的跟蹤濾波精度,具有一定的參考作用。

    綜上所述,從四種機(jī)動(dòng)模式的仿真結(jié)果來(lái)看,由于“等高飛行,橫向機(jī)動(dòng)最大”機(jī)動(dòng)模式要求攻角取最大值,彈道傾角為0,目標(biāo)的機(jī)動(dòng)性相對(duì)較高,而卡爾曼濾波算法主要是在線性高斯情況下利用最小均方誤差準(zhǔn)則獲得目標(biāo)的動(dòng)態(tài)估計(jì),該算法濾波得到的加速度估計(jì)誤差最大,跟蹤濾波效果最差,甚至出現(xiàn)了加速度反向的情況。粒子濾波算法相比擴(kuò)展卡爾曼濾波算法和無(wú)跡卡爾曼濾波算法來(lái)說(shuō),該算法的適應(yīng)環(huán)境最為廣泛,更適合于復(fù)雜的非高斯環(huán)境。所以經(jīng)過(guò)PF算法跟蹤濾波后的加速度估計(jì)精度最好,跟蹤濾波誤差最??;當(dāng)以“常值攻角和常值傾斜角”機(jī)動(dòng)模式飛行時(shí),由于該模式運(yùn)動(dòng)較為平緩,所以使用四種濾波算法得到的均方根誤差相差不多,并且數(shù)值較小,沒(méi)有出現(xiàn)加速度反向的情況,但是相比來(lái)說(shuō),PF算法的均方根誤差最?。划?dāng)以“等動(dòng)壓飛行,常值傾斜角”的機(jī)動(dòng)模式飛行時(shí),由于該模式相比其他模式機(jī)動(dòng)性最強(qiáng),因此使用卡爾曼濾波算法時(shí)加速度估計(jì)誤差最大,雖然使用EKF算法、UKF算法、PF算法的均方根誤差相比其他機(jī)動(dòng)模式要大,但是PF算法的加速度估計(jì)誤差還是最小,說(shuō)明該算法在強(qiáng)機(jī)動(dòng)性情況下仍然可以保持相對(duì)較好的估計(jì)精度;當(dāng)以“最大升阻比飛行,常值傾斜角”的機(jī)動(dòng)模式飛行時(shí),該機(jī)動(dòng)模式仍然保持較強(qiáng)的機(jī)動(dòng)性,從y向加速度估計(jì)誤差較大可以看出,PF算法的加速度估計(jì)精度最好,說(shuō)明該算法具有一定的工程實(shí)用價(jià)值。

    5 結(jié)論

    本文針對(duì)臨近空間機(jī)動(dòng)目標(biāo)跟蹤問(wèn)題,使用了基于KF、EKF、UKF、PF的跟蹤濾波算法。仿真結(jié)果表明在四種臨近空間非彈道式機(jī)動(dòng)模式下,粒子濾波算法的加速度估計(jì)精度均明顯優(yōu)于其余三種跟蹤濾波算法。

    [1]孫鵬,楊建軍.臨近空間平臺(tái)防空反導(dǎo)作戰(zhàn)運(yùn)用仿真研究[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào),2011,31(2):14-16.

    [2]孫鵬,楊建軍.臨近空間中繼制導(dǎo)反TBM關(guān)鍵技術(shù)分析[J].裝備指揮技術(shù)學(xué)院學(xué)報(bào),2011,22(2):61-65.

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    [4]徐明友.彈道濾波引論[J].南京理工大學(xué)學(xué)報(bào),1988(3):25-31.

    [5]修觀,王良明,楊榮軍.線性彈道模型建立與仿真[J].海軍工程大學(xué)學(xué)報(bào),2010,22(2):84-96.

    [6]付夢(mèng)印,鄧志紅,張繼偉,編著.Kalman濾波理論及其在導(dǎo)航系統(tǒng)中的應(yīng)用[M]. 北京:科學(xué)出版社,2003,10.

    [7]宋文堯,張牙編著.卡爾曼濾波[M].北京:科學(xué)出版社,1991,1.

    謝曉瑛(1962—),北京人,研究員,現(xiàn)就職于北京電子工程總體研究所。

    秦雷【通訊作者】(1987—),吉林長(zhǎng)春人,博士,工程師,主要研究方向:導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制。

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