一种基于地基雷达的发射系初始速度对准方法

本申请涉及飞行器导航，具体涉及一种基于地基雷达的发射系初始速度对准方法和装置。

背景技术：

1、导航系统是飞行器的一个关键组成部分，为飞行器提供实时的运动状态。为避免发射时的高过载冲击，飞行器在发射后激活热电池，启动机载设备工作。在这种发射工况下，导航系统需要进行空中对准，完成对飞行器的姿态、速度和位置等导航参数的初始化。

2、在卫星拒止的条件下，飞行器往往通过地基雷达获得径向速度vr、径向距离r、高低角e和方位角a信息。地基雷达是一种成熟的测量设备，具有测量精度高、抗干扰性强等优点，可以测量较高精度的位置信息，但其测量的径向速度信息并非飞行器真实速度，而是飞行器真实速度在雷达视线上的投影分量，且俯仰角、偏航角的计算也与真实速度有关，因此需要研究依靠地基雷达数据的发射系速度对准方法。

技术实现思路

1、本申请旨在解决卫星拒止条件下，仅依赖地基雷达单帧径向速度分解导致飞行器发射系初始速度对准误差较大、难以满足高精度空中导航初始化需求的技术问题。

2、为了实现上述目的，本申请第一方面提供一种基于地基雷达的发射系初始速度对准方法，包括：获取地基雷达测量的飞行器轨迹数据，所述轨迹数据至少包含径向距离、高低角和方位角；将所述轨迹数据从雷达极坐标系转换至雷达直角坐标系，再经地心地固坐标系转换至发射坐标系，得到各时刻在发射坐标系下的位置信息；判断接收到的轨迹数据的帧数是否达到预设阈值；若未达到所述预设阈值，则将最后一帧的径向速度分解至发射坐标系作为初始速度初值；若达到所述预设阈值，则基于飞行器无控重力转弯的抛物线轨迹特性建立位置目标函数模型，利用正交最小二乘法对连续多帧的位置信息进行拟合求解得到各阶系数，并对拟合出的位置函数求导以获得精确的发射系初始速度。

3、可选地，将所述轨迹数据从雷达极坐标系转换至雷达直角坐标系，再经地心地固坐标系转换至发射坐标系，包括：根据所述径向距离、高低角和方位角，通过坐标变换公式计算得到雷达直角坐标系下的位置矢量；根据地心地固坐标系到雷达直角坐标系的方向余弦矩阵，将雷达直角坐标系下的位置矢量转换至地心地固坐标系；根据地心地固坐标系到发射坐标系的方向余弦矩阵，将地心地固坐标系下的位置矢量转换至发射坐标系。

4、可选地，所述预设阈值为30帧；若未达到所述预设阈值，则将最后一帧的径向速度分解至发射坐标系作为初始速度初值，包括：假设径向速度与真实速度在同一条线上，将最后一帧的径向速度直接分解至发射坐标系的三个轴向分量，作为导航速度的初步对准初值。

5、可选地，所述基于飞行器无控重力转弯的抛物线轨迹特性建立位置目标函数模型，包括：在发射坐标系下，将飞行器发射后短时间内的运动轨迹近似为抛物线轨迹；针对发射坐标系的三个轴向分别建立二阶位置目标函数，其中，三个轴向上的合力分量包含重力和空气阻力等影响。

6、可选地，所述利用正交最小二乘法对连续多帧的位置信息进行拟合求解得到各阶系数，包括：将连续多帧在发射坐标系下的位置信息代入对应轴向的二阶位置目标函数，构建线性方程组；通过正交最小二乘法最小化残差平方和，解析求解出所述线性方程组的各阶系数最优估计值。

7、可选地，所述对拟合出的位置函数求导以获得精确的发射系初始速度，包括：将求解得到的各阶系数代入对应轴向的二阶位置目标函数，得到完整的轨迹位置函数；对所述轨迹位置函数关于时间进行一阶求导，得到各时刻在发射坐标系下的三维速度矢量，作为精确的发射系初始速度。

8、可选地，还包括：根据获得的精确的发射系初始速度计算轨迹倾角和轨迹偏角；将所述轨迹倾角近似作为初始俯仰角，将所述轨迹偏角近似作为初始偏航角。

9、可选地，在获取地基雷达测量的飞行器轨迹数据之后，还包括：对接收到的地基雷达数据进行有效性校验与滤波处理，剔除异常跳变或超差的数据帧，确保用于后续坐标转换和拟合求解的数据质量。

10、可选地，所述构建线性方程组并解析求解各阶系数最优估计值，包括：将待求的各阶系数构成系数向量；通过正交最小二乘法的矩阵运算形式，直接计算得到系数向量的解析解，以避免迭代寻优带来的计算时延。

11、为了实现上述目的，本申请第二方面还提供一种基于地基雷达的发射系初始速度对准装置，包括：数据获取模块，用于获取地基雷达测量的飞行器轨迹数据，所述轨迹数据至少包含径向距离、高低角和方位角；坐标转换模块，用于将所述轨迹数据从雷达极坐标系转换至雷达直角坐标系，再经地心地固坐标系转换至发射坐标系，得到各时刻在发射坐标系下的位置信息；阈值判定模块，用于判断接收到的轨迹数据的帧数是否达到预设阈值；单帧径向速度分解模块，用于当未达到所述预设阈值时，将最后一帧的径向速度分解至发射坐标系作为初始速度初值；轨迹拟合与求导模块，用于当达到所述预设阈值时，基于飞行器无控重力转弯的抛物线轨迹特性建立位置目标函数模型，利用正交最小二乘法对连续多帧的位置信息进行拟合求解得到各阶系数，并对拟合出的位置函数求导以获得精确的发射系初始速度。

12、本申请公开了一种基于地基雷达的发射系初始速度对准方法和装置，方法包括：获取地基雷达测量的飞行器轨迹数据，所述轨迹数据至少包含径向距离、高低角和方位角；将所述轨迹数据从雷达极坐标系转换至雷达直角坐标系，再经地心地固坐标系转换至发射坐标系，得到各时刻在发射坐标系下的位置信息；判断接收到的轨迹数据的帧数是否达到预设阈值；若未达到所述预设阈值，则将最后一帧的径向速度分解至发射坐标系作为初始速度初值；若达到所述预设阈值，则基于飞行器无控重力转弯的抛物线轨迹特性建立位置目标函数模型，利用正交最小二乘法对连续多帧的位置信息进行拟合求解得到各阶系数，并对拟合出的位置函数求导以获得精确的发射系初始速度。本申请通过对地基雷达测量的径向速度与飞行器发射系下的速度进行建模，并通过对准期间获得的雷达数据，利用最小二乘方法进行速度信息的最优估计，得到较精确飞行器导航的速度初值。

1.一种基于地基雷达的发射系初始速度对准方法，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的基于地基雷达的发射系初始速度对准方法，其特征在于，将所述轨迹数据从雷达极坐标系转换至雷达直角坐标系，再经地心地固坐标系转换至发射坐标系，包括：

3.如权利要求1所述的基于地基雷达的发射系初始速度对准方法，其特征在于，所述预设阈值为30帧；若未达到所述预设阈值，则将最后一帧的径向速度分解至发射坐标系作为初始速度初值，包括：

4.如权利要求1所述的基于地基雷达的发射系初始速度对准方法，其特征在于，所述基于飞行器无控重力转弯的抛物线轨迹特性建立位置目标函数模型，包括：

5.如权利要求4所述的基于地基雷达的发射系初始速度对准方法，其特征在于，所述利用正交最小二乘法对连续多帧的位置信息进行拟合求解得到各阶系数，包括：

6.如权利要求5所述的基于地基雷达的发射系初始速度对准方法，其特征在于，所述对拟合出的位置函数求导以获得精确的发射系初始速度，包括：

7.如权利要求1所述的基于地基雷达的发射系初始速度对准方法，其特征在于，还包括：

8.如权利要求1所述的基于地基雷达的发射系初始速度对准方法，其特征在于，在获取地基雷达测量的飞行器轨迹数据之后，还包括：

9.如权利要求5所述的基于地基雷达的发射系初始速度对准方法，其特征在于，所述构建线性方程组并解析求解各阶系数最优估计值，包括：

10.一种基于地基雷达的发射系初始速度对准装置，其特征在于，包括：