本发明涉及一种导引头数据失效模式下的制导信息重构方法，利用导引头稳定跟踪段的输出信息对目标位置进行被动定位，并根据目标位置序列得到目标速度信息，进而得到目标运动规律；在导引头失效情况下，利用被动定位的目标运动规律计算弹目相对运动关系，并生成视线角速率，实现制导信息重构，与工程中常用的过载指令记忆导引方法或按预估目标进行虚拟导引的方法相比，大大改善了故障模式下的制导精度，提高了命中概率；并且原理简单，易于工程实现；并且本发明方法使用导引头先验信息对目标运动规律进行被动定位，基于软件实现，无需新增探测器件，易于操作和实践，降低成本，并且原理简单，无需复杂的理论算法支撑，工程上易于实现和移植。
1.一种导引头数据失效模式下的制导信息重构方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤(1)、在稳定跟踪段，对导引头框架角信息进行滤波降噪，根据滤波降噪后的导引头框架角信息得到弹体坐标系下的视线向量；
步骤(2)、根据弹体姿态角信息，将所述弹体坐标系下的视线向量转换为地理坐标系下的视线向量；
步骤(3)、将目标高度与导弹自身导航定位高度作差，作为导弹与目标的相对高度差；
步骤(4)、根据所述地理坐标系下的视线向量和导弹与目标的相对高度差，得到地理坐标系下导弹与目标的相对距离；
步骤(5)、根据所述地理坐标系下导弹与目标的相对距离，以及导弹的位置信息，计算目标点的位置信息；
步骤(6)、将若干目标点的位置信息作为滚动窗口，按匀速运动求所述滚动窗口内的目标运动速度，且目标运动速度随时间持续更新；
在导引头数据失效模式下，根据目标点的位置信息和目标运动速度，以及导弹的位置信息和速度信息得到导弹与目标之间的视线角速率，实现制导信息重构；
所述步骤(6)中将若干目标点的位置信息作为滚动窗口，按匀速运动求所述滚动窗口内的目标运动速度，随时间推移，滚动窗口持续更新，目标运动速度随之更新，计算目标运动速度的具体方法如下：其中：Vte,k、Vtn,k、Vtu,k为目标运动速度在惯性坐标系下的三个分量；m为滚动窗口的长度，Δt为解算周期；Xte,i、Ytn,i、Ztu,i为第i时刻目标点在惯性坐标系下三个方向的位置分量；Xte,i-1、Ytn,i-1、Ztu,i-1为第i-1时刻目标点在惯性坐标系下三个方向的位置分量。
2.根据权利要求1所述的导引头数据失效模式下的制导信息重构方法，其特征在于：所述步骤(1)中对导引头框架角信息进行滤波降噪，得到滤波降噪后的导引头框架角信息的具体方法如下：其中：λSD,k和λST,k分别为滤波降噪后的导引头俯仰方向和偏航方向的框架角信息；w为滤波窗口的长度； 和 分别为导引头输出的俯仰方向和偏航方向的原始框架角信息；k为正整数，表示第k个时刻。
3.根据权利要求2所述的导引头数据失效模式下的制导信息重构方法，其特征在于：所述步骤(1)中根据滤波降噪后的导引头框架角信息得到弹体坐标系下的视线向量的具体方法如下：其中：Ib,k为弹体坐标系下的视线向量；xb,k、yb,k、zb,k分别为视线向量在弹体坐标系下三个方向的分量。
4.根据权利要求1或3所述的导引头数据失效模式下的制导信息重构方法，其特征在于：所述步骤(2)中根据弹体姿态角信息，将弹体坐标系下的视线向量转换成地理坐标系下的视线向量的具体方法如下：其中：xg,k、yg,k、zg,k分别为视线向量在地理坐标系下三个方向的分量；xb,k、yb,k、zb,k分别为视线向量在弹体坐标系下三个方向的分量； 为弹体坐标系到地理坐标系的转换矩阵，用弹体姿态角信息表示为：其中：ψk、θk、γk分别为导弹的偏航姿态角、俯仰姿态角和滚动姿态角。
5.根据权利要求1所述的导引头数据失效模式下的制导信息重构方法，其特征在于：所述步骤(3)中将目标高度与导弹自身导航定位高度作差，作为导弹与目标的相对高度差的具体方法如下：dzg,k＝Ht,k-Hm,k
其中：dzg,k为导弹与目标的相对高度差；Ht,k为目标高度；Hm,k为导弹自身导航定位高度。
6.根据权利要求1所述的导引头数据失效模式下的制导信息重构方法，其特征在于：所述步骤(4)中根据所述地理坐标系下的视线向量和导弹与目标的相对高度差，得到地理坐标系下导弹与目标的相对距离的具体方法如下：设地理坐标系下的导弹与目标之间的距离向量Dg,k＝[dxg,k dyg,k dzg,k]T，则其中：dzg,k为地理坐标系下导弹与目标在天向的距离分量，即导弹与目标的相对高度差；dxg,k为地理坐标系下导弹与目标在北向的距离分量；dyg,k为地理坐标系下导弹与目标在东向的距离分量；xg,k、yg,k、zg,k分别为视线向量在地理坐标系下三个方向的分量。
7.根据权利要求1或6所述的导引头数据失效模式下的制导信息重构方法，其特征在于：所述步骤(5)中根据所述地理坐标系下导弹与目标的相对距离，以及导弹的位置信息，计算目标点的位置信息的具体方法如下：其中：Xte,k、Ytn,k、Ztu,k为目标点在惯性坐标系下三个方向的位置分量；Xme,k、Ymn,k、Zmu,k为导弹在惯性坐标系下三个方向的位置分量；dzg,k为地理坐标系下导弹与目标在天向的距离分量，即导弹与目标的相对高度差；dxg,k为地理坐标系下导弹与目标在北向的距离分量；
dyg,k为地理坐标系下导弹与目标在东向的距离分量。
8.根据权利要求1所述的导引头数据失效模式下的制导信息重构方法，其特征在于：在导引头数据失效模式下，根据目标点的位置信息和目标运动速度，以及导弹的位置信息和速度信息得到导弹与目标之间的视线角速率的具体方法如下：其中：
其中： 为地理坐标系下导弹与目标之间的视线角速率；k'为正整数，代表故障模式下第k'时刻；kend代表故障发生前的最后时刻；
Xme,k'、Ymn,k'、Zmu,k'为故障模式下k'时刻导弹在惯性坐标系下三个方向的位置分量；
Vme,k'、Vmn,k'、Vmu,k'为故障模式下k'时刻导弹在惯性坐标系下三个方向的速度分量；
为故障发生前最后时刻的目标运动速度在惯性坐标系下的三个分量；
Xte,k'、Ytn,k'、Ztu,k'为故障模式下k'时刻目标点在惯性坐标系下三个方向的位置分量；Ig,k'为地理坐标系下导弹与目标之间的视线向量；xg,k'、yg,k'、zg,k'分别为导弹与目标之间的视线向量在地理坐标系下三个方向的分量；DRk'为Ig,k'的模；EIg,k'为对Ig,k'进行归一化后的单位向量； 为故障发生前最后时刻的目标运动速度；Pt,k'为目标点的位置信息；Vm,k'为导弹的速度信息；Pm,k'为导弹的位置信息。
9.根据权利要求8所述的导引头数据失效模式下的制导信息重构方法，其特征在于：所述目标点在惯性坐标系下三个方向的位置分量Xte,k'、Ytn,k'、Ztu,k'通过如下方法得到：其中： 为故障发生前最后时刻的目标点位置在惯性坐标系下的三
10.根据权利要求8或9所述的导引头数据失效模式下的制导信息重构方法，其特征在于：将地理坐标系下导弹与目标之间的视线角速率转化为弹体坐标系下导弹与目标之间的的视线角速率，具体方法如下：其中： 为地理坐标系下导弹与目标之间的视线角速率； 为弹体坐标系下导弹与目标之间的视线角速率； 为地理坐标系到弹体坐标系之间的转换矩阵；
其中：ψk'、θk'、γk'分别为导弹的偏航姿态角、俯仰姿态角和滚动姿态角。
一种导引头数据失效模式下的制导信息重构方法
技术领域
[0001] 本发明涉及有限信息源下的制导信息重构方法，尤其涉及一种导引头数据失效模式下的制导信息重构方法，适用于攻击地面匀速(或慢加速)运动目标情况，属于制导与控制领域。
背景技术
[0002] 在现代信息化局部战争中，精确制导武器作为实现精确打击的重要手段之一，其地位日益凸显。精确制导武器利用自身的寻的制导系统持续获取目标运动的数据，测量视线角速率，并按照一定的导引律生成制导信息，导引导弹命中目标。寻的制导系统持续跟踪目标，并稳定输出满足精度要求的视线角速率是实现精确打击的前提。
[0003] 导引头是寻的制导系统的重要组成部分，目前，在国防科技发展领域，各类导引头已广泛应用于不同的场合，满足不同的精确制导要求。如雷达导引头已经应用于防空反导导弹、反辐射导弹等；红外导引头应用于空对空导弹、空对地导弹、地对地导弹等；电视导引头、激光导引头应用于空对地导弹等。无论哪种类型的导引头，在战场环境下都存在各种干扰因素影响下丢失目标、数据失效的问题。如雷达导引头应用中的目标雷达关机问题，红外导引头应用中的自然因素干扰(如云层)以及人为的红外干扰问题，激光导引头在实际应用中同样面临着自然因素的干扰等等。多因素导致的导引头数据失效模式的应对，已成为精确制导武器工程研制中不可回避的问题之一。
[0004] 针对上述导引头数据失效的故障模式，工程中常用过载指令记忆导引方法或按预估目标进行虚拟导引的方法予以应对，但制导精度往往大打折扣，因此研究一种能够利用先验信息对目标运动规律进行预测的方法，以实现制导信息重构，从而提高故障模式下的制导精度，在实际的工程应用中有着重要意义。
发明内容
[0005] 本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种导引头数据失效模式下的制导信息重构方法，利用导引头稳定跟踪段的输出信息对目标位置进行被动定位，并根据目标位置序列得到目标速度信息，进而得到目标运动规律；在导引头失效情况下，利用被动定位的目标运动规律计算弹目相对运动关系，并生成视线角速率，实现制导信息重构，大大改善了故障模式下的制导精度，提高了命中概率；并且原理简单，易于工程实现。
[0006] 本发明的上述目的主要是通过如下方法予以实现的：
[0007] 一种导引头数据失效模式下的制导信息重构方法，包括如下步骤：
[0008] 步骤(1)、在稳定跟踪段，对导引头框架角信息进行滤波降噪，根据滤波降噪后的导引头框架角信息得到弹体坐标系下的视线向量；
[0009] 步骤(2)、根据弹体姿态角信息，将所述弹体坐标系下的视线向量转换为地理坐标系下的视线向量；
[0010] 步骤(3)、将目标高度与导弹自身导航定位高度作差，作为导弹与目标的相对高度差；
[0011] 步骤(4)、根据所述地理坐标系下的视线向量和导弹与目标的相对高度差，得到地理坐标系下导弹与目标的相对距离；
[0012] 步骤(5)、根据所述地理坐标系下导弹与目标的相对距离，以及导弹的位置信息，计算目标点的位置信息；
[0013] 步骤(6)、将若干目标点的位置信息作为滚动窗口，按匀速运动求所述滚动窗口内的目标运动速度，且目标运动速度随时间持续更新。
[0014] 在上述导引头数据失效模式下的制导信息重构方法中，在故障模式下，根据目标点的位置信息和目标运动速度，以及导弹的位置信息和速度信息得到导弹与目标之间的视线角速率，实现制导信息重构。
[0015] 在上述导引头数据失效模式下的制导信息重构方法中，所述步骤(1)中对导引头框架角信息进行滤波降噪，得到滤波降噪后的导引头框架角信息的具体方法如下：
[0016]
[0017]
[0018] 其中：λSD,k和λST,k分别为滤波降噪后的导引头俯仰方向和偏航方向的框架角信息；w为滤波窗口的长度； 和 分别为导引头输出的俯仰方向和偏航方向的原始框架角信息；k为正整数，表示第k个时刻。
[0019] 在上述导引头数据失效模式下的制导信息重构方法中，所述步骤(1)中根据滤波降噪后的导引头框架角信息得到弹体坐标系下的视线向量的具体方法如下：
[0020]
[0021] 其中：Ib,k为弹体坐标系下的视线向量；xb,k、yb,k、zb,k分别为视线向量在弹体坐标系下三个方向的分量。
[0022] 在上述导引头数据失效模式下的制导信息重构方法中，所述步骤(2)中根据弹体姿态角信息，将弹体坐标系下的视线向量转换成地理坐标系下的视线向量的具体方法如下：
[0023]
[0024] 其中：xg,k、yg,k、zg,k分别为视线向量在地理坐标系下三个方向的分量； 为弹体坐标系到地理坐标系的转换矩阵，用弹体姿态角信息表示为：
[0025]
[0026] 其中：ψk、θk、γk分别为导弹的偏航姿态角、俯仰姿态角和滚动姿态角。
[0027] 在上述导引头数据失效模式下的制导信息重构方法中，所述步骤(3)中将目标高度与导弹自身导航定位高度作差，作为导弹与目标的相对高度差的具体方法如下：
[0028] dzg,k＝Ht,k-Hm,k
[0029] 其中：dzg,k为导弹与目标的相对高度差；Ht,k为目标高度；Hm,k为导弹自身导航定位高度。
[0030] 在上述导引头数据失效模式下的制导信息重构方法中，所述步骤(4)中根据所述地理坐标系下的视线向量和导弹与目标的相对高度差，得到地理坐标系下导弹与目标的相对距离的具体方法如下：
[0031] 设地理坐标系下的导弹与目标之间的距离向量Dg,k＝[dxg,k dyg,k dzg,k]T，则[0032]
[0033]
[0034] 其中：dzg,k为地理坐标系下导弹与目标在天向的距离分量，即导弹与目标的相对高度差；dxg,k为地理坐标系下导弹与目标在北向的距离分量；dyg,k为地理坐标系下导弹与目标在东向的距离分量。
[0035] 在上述导引头数据失效模式下的制导信息重构方法中，所述步骤(5)中根据所述地理坐标系下导弹与目标的相对距离，以及导弹的位置信息，计算目标点的位置信息的具体方法如下：
[0036]
[0037] 其中：Xte,k、Ytn,k、Ztu,k为目标点在惯性坐标系下三个方向的位置分量；Xme,k、Ymn,k、Zmu,k为导弹在惯性坐标系下三个方向的位置分量。
[0038] 在上述导引头数据失效模式下的制导信息重构方法中，所述步骤(6)中将若干目标点的位置信息作为滚动窗口，按匀速运动求所述滚动窗口内的目标运动速度，随时间推移，滚动窗口持续更新，目标运动速度随之更新，计算目标运动速度的具体方法如下：
[0039]
[0040] 其中：Vte,k、Vtn,k、Vtu,k为目标运动速度在惯性坐标系下的三个分量；m为滚动窗口的长度，Δt为解算周期；Xte,i、Ytn,i、Ztu,i为第i时刻目标点在惯性坐标系下三个方向的位置分量；Xte,i-1、Ytn,i-1、Ztu,i-1为第i-1时刻目标点在惯性坐标系下三个方向的位置分量。
[0041] 在上述导引头数据失效模式下的制导信息重构方法中，在故障模式下，根据目标点的位置信息和目标运动速度，以及导弹的位置信息和速度信息得到导弹与目标之间的视线角速率的具体方法如下：
[0042]
[0043] 其中：
[0044]
[0045]
[0046] 其中： 为地理坐标系下导弹与目标之间的视线角速率；k'为正整数，代表故障模式下第k'时刻；kend代表故障发生前的最后时刻；
[0047] Xme,k'、Ymn,k'、Zmu,k'为故障模式下k'时刻导弹在惯性坐标系下三个方向的位置分量；Vme,k'、Vmn,k'、Vmu,k'为故障模式下k'时刻导弹在惯性坐标系下三个方向的速度分量；为故障发生前最后时刻的目标运动速度在惯性坐标系下的三个分量；
Xte,k'、Ytn,k'、Ztu,k'为故障模式下k'时刻目标点在惯性坐标系下三个方向的位置分量；Ig,k'为地理坐标系下导弹与目标之间的视线向量；xg,k'、yg,k'、zg,k'分别为导弹与目标之间的视线向量在地理坐标系下三个方向的分量；DRk'为Ig,k'的模；EIg,k'为对Ig,k'进行归一化后的单位向量； 为故障发生前最后时刻的目标运动速度；Pt,k'为目标点的位置信息；Vm,k'为导弹的速度信息；Pm,k'为导弹的位置信息。
[0048] 在上述导引头数据失效模式下的制导信息重构方法中，所述目标点在惯性坐标系下三个方向的位置分量Xte,k'、Ytn,k'、Ztu,k'通过如下方法得到：
[0049]
[0050] 其中： 为故障发生前最后时刻的目标点位置在惯性坐标系下的三个分量；t'为故障持续时间。
[0051] 在上述导引头数据失效模式下的制导信息重构方法中，将地理坐标系下导弹与目标之间的视线角速率转化为弹体坐标系下导弹与目标之间的的视线角速率，具体方法如下：
[0052]
[0053]
[0054] 其中： 为地理坐标系下导弹与目标之间的视线角速率； 为弹体坐标系下导弹与目标之间的视线角速率； 为地理坐标系到弹体坐标系之间的转换矩阵；
[0055]
[0056] 其中：ψk'、θk'、γk'分别为导弹的偏航姿态角、俯仰姿态角和滚动姿态角。
[0057] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0058] (1)、本发明利用导引头稳定跟踪段的输出信息对目标位置进行被动定位，并根据目标位置序列得到目标速度信息，进而得到目标运动规律；在导引头失效情况下，利用被动定位的目标运动规律计算弹目相对运动关系，并生成视线角速率，实现制导信息重构，与工程中常用的过载指令记忆导引方法或按预估目标进行虚拟导引的方法相比，大大改善了故障模式下的制导精度，提高了命中概率；并且原理简单，易于工程实现。
[0059] (2)、本发明方法使用导引头先验信息对目标运动规律进行被动定位，基于软件实现，无需新增探测器件，易于操作和实践，降低了实现成本；
[0060] (3)、本发明方法原理简单明了，无需复杂的理论、算法支撑，工程上易于实现和移植。
[0061] (4)、本发明为精确制导武器在工程应用中遇到的导引头数据失效故障模式，提供了一种可行的制导信息重构策略，在末制导武器打击地面匀速(或慢加速)运动目标情况中有着不可忽视的应用前景。
附图说明
[0062] 图1为本发明导引头数据失效模式下的制导信息重构方法流程图；
[0063] 图2为本发明涉及的弹体坐标系下弹目位置关系图；
[0064] 图3为本发明涉及的地理坐标系下弹目位置关系图；
[0065] 图4为本发明涉及的惯性坐标系下弹目位置关系图；
[0066] 图5为本发明中滚动窗口求目标速度的示意图；
[0067] 图6为本发明中导引头框架角滤波效果图；
[0068] 图7为本发明中目标位置估计误差图；
[0069] 图8为本发明中故障模式下按估计目标完成打击的效果图。
具体实施方式
[0070] 下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
[0071] 如图1所示为本发明导引头数据失效模式下的制导信息重构方法流程图，本发明具体实现方法包括如下步骤：
[0072] 第一步，建立原点在弹体质心的前、上、右弹体坐标系和东、北、天地理坐标系，以及以发射点为原点的东、北、天惯性坐标系；
[0073] 如图2所示为本发明涉及的弹体坐标系下弹目位置关系图，由于导引头与导弹固连，其稳定跟踪时的框架角表征了弹目连线相对导弹姿态的关系，在此建立弹体坐标系，规定导弹质心为坐标系的原点O，其Ox1轴与弹体纵轴重合，Oy1轴位于弹体纵向对称平面内，与Ox1轴垂直，Oz1轴垂直于Ox1y1平面，遵循右手定则。
[0074] 如图3所示为本发明涉及的地理坐标系下弹目位置关系图，为去除弹体姿态变化的影响，得到绝对的弹目距离，建立以弹体质心为原点的东北天地理坐标系，规定地理坐标系的Ox2轴指向地理东，Oy2轴指向地理北，Oz2与地理垂线重合，向上为正。
[0075] 如图4所示为本发明涉及的惯性坐标系下弹目位置关系图，为考查导弹及目标在空间的坐标位置，还需建立以发射点为原点的惯性坐标系，本发明用到的东北天惯性坐标系，其Ox3、Oy3、Oz3三轴指向与地理坐标系一致。
[0076] 第二步，在稳定跟踪段，对导引头框架角信息进行滤波降噪，根据滤波降噪后的导引头框架角信息得到弹体坐标系下的视线向量；
[0077] 采用均值滤波对导引头俯仰和方位两个框架角的原始信号进行滤波。均值滤波是以滑动窗口内的所有值的平均值代替当前值的滤波方法，其效果取决于窗口的选取，对白噪声有很好的抑制作用。
[0078] 如选定的滤波窗口长度为w，导引头输出的俯仰方向和偏航方向的原始框架角信息分别为 和 滤波后的导引头俯仰方向和偏航方向的框架角信息分别为λSD,k和λST,k，则k时刻均值滤波输出的计算表达式为：
[0079]
[0080]
[0081] 其中：k为正整数，表示第k个时刻。
[0082] 利用上式对导引头原始框架角信息进行平滑滤波，可有效降低噪声对后续计算的影响，滤波效果见图6，图6为本发明中导引头框架角滤波效果图。
[0083] 如图2所示，导引头稳定跟踪时光轴与视线重合，其框架角等同于弹体坐标系下的弹目视线角，如此便可得到弹体坐标系下的视线向量。
[0084] 设前、上、右弹体坐标系下弹目视线向量为Ib,k＝[xb,k yb,k zb,k]T，则有下式成立：
[0085]
[0086]
[0087] 设xb,k＝1，则弹体坐标系下视线向量可表示为：
[0088]
[0089] 其中：Ib,k为弹体坐标系下的视线向量；xb,k、yb,k、zb,k分别为视线向量在弹体坐标系下三个方向的分量。
[0090] 第三步，根据弹体姿态角信息，将所述弹体坐标系下的视线向量转换为地理坐标系下的视线向量；
[0091] 设地理坐标系下的视线向量为Ig,k＝[xg,k yg,k zg,k]T，按坐标转换关系有[0092]
[0093] 即
[0094]
[0095] 其中：xg,k、yg,k、zg,k分别为视线向量在地理坐标系下的三个方向的分量； 为弹体坐标系到地理坐标系的转换矩阵，用弹体姿态角信息表示为：
[0096]
[0097] 其中：ψk、θk、γk分别为导弹的偏航姿态角、俯仰姿态角和滚动姿态角。
[0098] 第四步，将目标高度与导弹自身导航定位高度作差，作为导弹与目标的相对高度差；
[0099] 设预估计的目标高度为Ht,k，导弹的导航定位高度为Hm,k，则导弹与目标的相对高度差dzg,k由下式得到：
[0100] dzg,k＝Ht,k-Hm,k。
[0101] 其中，预估计的目标高度Ht,k可根据实际情况，在武器投放前由侦查系统传入，也可由当地地面的海拔高度来代替，在武器投放前预先装订。
[0102] 第五步，根据第三步得到的地理坐标系下的视线向量和第四步计算得到的导弹与目标的相对高度差，可得到导弹与目标的相对距离在地理坐标系下三个方向的分量，如此便得到弹目距离；
[0103] 设地理坐标系下的导弹与目标之间的距离向量Dg,k＝[dxg,k dyg,k dzg,k]T，则[0104]
[0105]
[0106] 其中：dzg,k为地理坐标系下导弹与目标在天向的距离分量，即导弹与目标的相对高度差；dxg,k为地理坐标系下导弹与目标在北向的距离分量；dyg,k为地理坐标系下导弹与目标在东向的距离分量。
[0107] 第六步，根据第五步得到的地理坐标系下导弹与目标的相对距离，结合导弹自身导航定位结果的导弹的位置信息，反推出目标点位置信息，实现对目标的被动定位；
[0108] 在以发射点为原点的惯性坐标系下，设导弹自身导航定位的位置向量为Pm,k＝[Xe,k Yn,k Zu,k]T，目标点在该坐标系下表示的位置向量为Pt,k＝[Xte,k Ytn,k Ztu,k]T，则有[0109] Pt,k＝Pm,k+Dg,k
[0110] 即
[0111]
[0112] 其中：Xte,k、Ytn,k、Ztu,k为目标点在惯性坐标系下三个方向的位置分量；Xme,k、Ymn,k、Zmu,k为导弹在惯性坐标系下三个方向的位置分量。
[0113] 至此，便得到目标点的位置信息。
[0114] 第七步，选取最新估计出的若干目标点的位置信息作为滚动窗口，按匀速运动求取该窗口内的目标运动速度，随着时间的推移，滚动窗口持续更新，目标运动速度也随之更新，从而实现对目标运动规律的估计；
[0115] 如图5所示为本发明中滚动窗口求目标速度的示意图，将惯性坐标系下的目标运动速度表示为Vt,k＝[Vte,k Vtn,k Vtu,k]T，设选定的滚动窗口长度为m，则k时刻目标的运动速度由下式计算得到：
[0116]
[0117] 即
[0118]
[0119] 其中，Vte,k、Vtn,k、Vtu,k为目标运动速度在惯性坐标系下的三个分量；m为滚动窗口的长度；Xte,i、Ytn,i、Ztu,i为第i时刻目标点在惯性坐标系下三个方向的位置分量；Xte,i-1、Ytn,i-1、Ztu,i-1为第i-1时刻目标点在惯性坐标系下三个方向的位置分量。
[0120] Δt为解算周期，在此为导引头来数时间间隔。随着时间的推移，可得到一组与位置序列相对应的速度序列(用此方法得到的目标天向速度常为0，即Vtu,k＝0，实际目标运动的场地越平坦，使用该方法估计得到的目标运动规律越准确)，至此便实现对目标运动规律的估计。
[0121] 如图7所示为本发明中目标位置估计误差图；图7为按此方法实现运动目标估计，其估计误差的一种范例，图中20秒时刻为故障发生时刻。由图中可以看出估计出的目标位置与真实目标位置之间误差的变化趋势，在20s之前目标位置在东向、北向的估计误差呈减小趋势，由于在预估的目标高度中装订了10m的初始误差，此方法估计出的目标高度误差也常为10m。20s之后的目标位置精度将取决于故障发生前最后时刻的目标位置、速度估计精度。
[0122] 该步骤利用滚动窗口求目标运动速度的具体过程还可以概括如下：
[0123] (1)记录第六步计算得到的目标点位置，每收到一帧导引头数据，重复第一至六步的计算并对结果进行记录，如此便得到一组目标点位置序列；
[0124] (2)选取窗口大小m，在每个计算节点取最新得到的m个目标点位置子序列作为滚动窗口；
[0125] (3)假定目标在水平面内运动，在东北天惯性坐标系下，目标天向速度为零。在目标东向位置节点形成的滚动窗口内，按匀速运动求取该窗口内的平均运动速度，作为最新估计出的目标东向速度，同样方法得到目标北向速度。
[0126] 第八步，弹上程序判断导引头信息失效时，在此故障模式下，利用被动定位的目标运动规律实时更新目标位置等信息，并计算弹目相对运动关系，从而得到视线角速率，实现制导信息重构。
[0127] 进入故障模式下，按步骤六、步骤七得到的目标位置、速度持续更新目标位置，设k'时刻惯性坐标系下目标的位置为Pt,k'＝[Xte,k'Ytn,k'Ztu,k']T，目标的速度为Vt,k'＝[Vte,k' TVtn,k' Vtu,k']，则
[0128]
[0129]
[0130] 其中： 为故障发生前最后时刻的目标运动速度在惯性坐标系下的三个分量； 为故障发生前最后时刻的目标点位置信息在惯性
坐标系下的三个分量；t'为故障持续时间。
[0131] 设k'时刻弹上导航系统输出的自身位置、速度向量分别为Pm,k'＝[Xme,k' Ymn,k' Zmu,k']T、Vm,k'＝[Vme,k ' Vmn,k ' Vmu,k']T，结合上述k'时刻目标的位置和速度向量，可计算得到地理坐标系下的弹目视线向量Ig,k'＝[xg,k ' yg,k ' zg,k']T和相对速度向量Vg,k'＝[vxg,k 'vyg,k ' vzg,k']T：
[0132]
[0133]
[0134] 设向量Ig,k'的模为DRk'，则对弹目视线向量进行归一化，得到单位视线向量：
[0135]
[0136] 如定义k'时刻地理坐标系下的视线角速率为 根据物理关系：
[0137]
[0138] 便得到地理坐标系下视线角速率。
[0139] 其中： 为地理坐标系下导弹与目标之间的视线角速率；k'为正整数，代表故障模式下第k'时刻；kend代表故障发生前的最后时刻；
[0140] Xme,k'、Ymn,k'、Zmu,k'为故障模式下k'时刻导弹在惯性坐标系下三个方向的位置分量；Vme,k'、Vmn,k'、Vmu,k'为故障模式下k'时刻导弹在惯性坐标系下三个方向的速度分量；为故障发生前最后时刻的目标运动速度在惯性坐标系下的三个分
量；Xte,k'、Ytn,k'、Ztu,k'为故障模式下k'时刻目标点在惯性坐标系下三个方向的位置分量；
Ig,k'为地理坐标系下导弹与目标之间的视线向量；xg,k'、yg,k'、zg,k'分别为故障模式下k'时刻导弹与目标之间的视线向量在地理坐标系下三个方向的分量；DRk'为Ig,k'的模；EIg,k'为对Ig,k'进行归一化后的单位向量； 为故障发生前最后时刻的目标运动速度；Pt,k'为目标点的位置信息；Vm,k'为导弹的速度信息；Pm,k'为导弹的位置信息。
[0141] 在本发明第三步中给出了弹体坐标系到地理坐标系下的转换矩阵 的计算方式，对该矩阵求逆得到地理坐标系到弹体坐标系下的转换矩阵 即
[0142]
[0143] 对于故障模式下的k'时刻，由地理坐标系到弹体坐标系下的转换矩阵 可由下式得到：
[0144]
[0145] 其中， 为k'时刻弹体坐标系到地理坐标系下的转换矩阵，用弹体的姿态角表示如下：
[0146]
[0147] 其中：ψk'、θk'、γk'分别为导弹的偏航姿态角、俯仰姿态角和滚动姿态角。
[0148] 利用 转换矩阵，将地理坐标系下的视线角速率 转换至弹体坐标系下的视线角速率 即
[0149]
[0150] 此弹体坐标系下的视线角速率可用于弹体坐标系下的制导指令生成，至此便实现制导信息重构。
[0151] 如图8所示为本发明中故障模式下按估计目标完成打击的效果图，由图可知按本方法反推的目标运动轨迹较预估计的目标轨迹更接近真实目标，按本方法重构出的制导信息进行导引，使得武器的打击精度得到明显提高。
[0152] 本发明利用稳定跟踪段的导引头信息反推目标运动规律，在导引头数据失效模式下，利用反推目标运动规律计算弹目相对运动关系，并生成视线角速率，实现制导信息重构。对于框架式导引头，其稳定跟踪时光轴与弹目连线重合，此时导引头框架角等同于弹体坐标系下的弹目视线角，据此可得到弹体坐标系下的弹目视线向量，借助坐标转换矩阵将该视线向量转换至地理坐标系下。取预估目标高度与导弹自身导航定位高度的差作为两者高度差，结合地理坐标系下弹目视线向量可得到弹目距离在地理坐标系下的三个分量，由于导弹自身位置已知(由弹上导航系统得到)，如此便可根据弹目距离信息反推得到目标位置，实现对目标的被动定位。在导引头稳定跟踪时，每收到一帧导引头数据，则执行一次上述对目标位置信息的被动定位，如此便得到一组目标位置序列。运用滚动优化思想，选取最新估计出的若干目标位置点作为滚动窗口，按匀速运动求取该窗口内的目标运动速度，随着时间的推移，滚动窗口持续更新，目标运动速度也随之更新，从而实现对目标运动规律的估计。在导引头信息失效情况下(如丢失目标、进入盲区等)，据此运动规律实时更新目标位置等信息，并计算弹目相对运动关系，从而得到视线角速率，实现制导信息重构。
[0153] 以上所述，仅为本发明一个具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
[0154] 本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。
