CN106324646B - 基于卫星导航的导弹测姿方法 - Google Patents

基于卫星导航的导弹测姿方法 Download PDF

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Abstract

一种基于卫星导航的导弹测姿方法。本发明首先利用导弹与卫星的空间坐标定义背离地面方向为导弹旋转的参考方向，然后用信号处理方法估计调制信号的频率与相位，最终估计导弹的转速和旋转角度。具体步骤包括：1、采集信号；2、处理几何位置信号；3、使用差分法，估计调制信号的频率变化率；4、使用离散傅里叶变换，估计调制信号的频率；5、估计调制信号的相位；6、计算描述导弹旋转姿态的参量；7、描述导弹姿态。本发明克服了已有技术无法对远程导弹测姿，以及需要预存导弹航迹，消耗存储空间的不足。扩大了导弹测姿的应用范围，减少了存储空间和处理时间消耗。

Description

基于卫星导航的导弹测姿方法
技术领域
本发明属于通信技术领域，更进一步涉及卫星定位、信号处理技术领域中的一种基于卫星导航的导弹测姿方法。本发明可利用导弹与卫星的空间坐标定义导弹旋转的参考方向，用信号处理方法估计调制信号的频率与相位，最终确定导弹旋转的姿态。
背景技术
卫星导航是使用卫星对物体精确定位的技术。目前有成熟的技术利用卫星导航获得导弹的空间坐标与飞行方向。而对于导弹旋转姿态的估计，尚没有成熟的解决方案。
Interstate Electronics Corporation,Anaheim,CA(Us)拥有的专利技术“SYSTEMS AND METHODS FOR DETERMINING A ROTATIONAL POSITION OF AN OBJECT”(申请号：13/189,962，申请日：2011.07.25，授权号:US 8,199,052B1，授权日:2012.06.12)中提出了一种估计导弹旋转位置的方法。该方法利用全球定位***GPS在任意时刻至少有四颗卫星可以看到同一物体的特点，假设在导弹飞行时间内，看到导弹的四颗卫星是同一组卫星。以弹载天线指向卫星方向为旋转参考位置描述导弹的旋转。用锁相环技术处理预存的导弹航迹与卫星信号，实时计算准确的导弹旋转角度。该专利技术存在的不足之处是：1.导弹飞行时，必须在同一组卫星的可视范围内。对于远程导弹，这种方法是无效的。2.要预存导弹航迹，这就增加了存储器的消耗并且降低了处理速度。如果导弹偏航，该方法的效果也会大打折扣。
发明内容
本发明的目的在于克服上述技术的不足，针对目前缺乏有效方法估计导弹旋转姿态这一现状，提供一种基于卫星导航的导弹测姿方法，描述导弹的旋转姿态，为精确制导提供数据支持。
实现本发明目的具体思路是：首先根据导弹和卫星的位置坐标计算导弹旋转的参考方向，然后处理卫星发射到导弹的调制信号，得到信号的频率与相位，最后根据调制信号的频率与相位得到导弹的转速、导弹的旋转角度以及导弹旋转到参考方向的时间。
实现本发明目的的具体步骤如下：
(1)采集信号：
通过弹载天线采集从卫星发射到导弹的几何位置信号和调制信号；
(2)处理几何位置信号：
(2a)按照连线方向公式，计算导弹到卫星的连线方向；
(2b)按照天线背离地面方向公式，计算导弹天线背离地面方向；
(2c)按照接收增益最大方向公式，计算导弹天线接收增益最大方向；
(2d)按照矢量内积公式，计算导弹天线背离地面方向与导弹天线增益最大方向的夹角；
(3)使用差分法，估计调制信号的频率变化率：
(3a)从调制信号中任意截取一段作为待测信号，从调制信号中截取与待测信号相邻且长度相同的一段，作为辅助信号，按照下式，构造差频信号：
ΔX＝X1X2 *
其中，ΔX表示差频信号，X1表示待测信号，X2表示辅助信号，*表示取共轭操作；
(3b)用离散傅里叶变换，估计差频信号的频率；
(3c)按照下式，计算调制信号的频率变化率：
ωa＝Δω/N
其中，ωa表示调制信号的频率变化率，Δω表示差频信号的频率，N表示待测信号的长度；
(4)使用离散傅里叶变换，估计调制信号的频率；
(5)估计调制信号的相位：
(5a)按照参考信号构造公式，构造一个中心点相位为0，长度与待测信号相同的参考信号；
(5b)按照相位计算公式，计算待测信号的相位；
(6)计算描述导弹旋转姿态的参量：
(6a)使用转速计算公式，计算导弹的转速；
(6b)使用旋转角计算公式，计算导弹天线的旋转角度；
(6c)使用旋转时间计算公式，计算导弹天线旋转到背离地面方向的时间；
(7)描述导弹姿态:
(7a)使用弹载天线采集到的几何位置描述导弹的空间位置；
(7b)使用导弹的转速、天线旋转角度和天线旋转到背离地面方向的时间描述导弹的旋转姿态。
本发明与现有技术相比具有以下优点：
第一，本发明仅将导弹天线背离地面的方向设置为旋转参考方向，此方向与卫星的位置，卫星的运动无关。克服了现有技术中导弹飞行时，必须在同一组卫星可视范围内的问题。使得本发明具有适用于远程导弹的优点。
第二，本发明使用差分法估计调制信号的频率变化率，使用构造参考信号法估计调制信号的相位，可以用于转速缓变导弹的旋转姿态估计，克服了现有技术为了解决这一问题，需要根据预存的导弹航迹做矫正的不足。使得本发明在处理速度上优于现有方法。
第三，本发明使用差分法估计调制信号的频率变化率，使用构造参考信号法估计调制信号的相位，使得本发明在低采样频率下依然可以保证精度。这可以降低信号采集***的成本。
附图说明
图1是本发明的流程图；
图2是本发明导弹飞行姿态示意图；
图3是本发明的仿真图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步的描述。
参照附图1，本发明的具体步骤如下。
步骤1，采集信号。
信号采集***通过弹载天线实时采集从卫星发射到导弹的几何位置信号和调制信号。几何位置信号包括卫星的空间位置坐标、导弹的空间位置坐标和导弹的飞行方向。
步骤2，处理几何位置信号。
结合附图2的本发明导弹飞行姿态示意图，解释本发明中定义的两个重要的方向：天线背离地面方向与接收增益最大方向。
图2中的符号表示导弹飞行方向，符号表示重力加速度方向，符号表示导弹到卫星的连线方向。
图2中的弹载天线垂直于导弹且随着导弹的旋转而旋转。当天线旋转到与重力加速度方向，导弹飞行方向在同一平面时，天线指向“正上方”。在本发明中将该方向称为天线背离地面方向，用这个方向作为参考，描述导弹的旋转。图2中的符号表示天线背离地面方向。
图2中，当天线旋转到与导弹飞行方向，导弹到卫星连线方向在同一平面时，天线接收增益达到最大，在本发明中将该方向称为接收增益最大方向。图2中的符号表示接收增益最大方向。
根据上面的定义，当导弹旋转到接收增益最大方向，调制信号的相位为0。当导弹旋转到其他位置，调制信号的相位为此时天线指向与接收增益最大方向的夹角。本发明就是通过估计调制信号的相位，求得天线指向与接收增益最大方向的夹角，进而求得天线指向与天线背离地面方向的夹角，从而描述导弹的旋转角度。
按照下式，计算导弹到卫星的连线方向：
其中，表示从导弹到卫星的连线方向，表示卫星的空间位置坐标，表示导弹的空间位置坐标。
按照下式，计算导弹天线背离地面方向：
其中，表示导弹天线背离地面方向，表示重力加速度方向，表示导弹的飞行方向。
按照下式，计算接收增益最大方向：
其中，表示导弹天线接收增益最大方向，表示从导弹到卫星的连线方向，表示导弹的飞行方向。
按照下式，计算线背离地面方向与接收增益最大方向的夹角：
其中，α表示导弹天线背离地面方向与导弹天线接收增益最大方向的夹角，arccos表示反余弦操作，表示导弹天线背离地面方向，表示导弹天线接收增益最大方向。
步骤3，使用差分法，估计调制信号的频率变化率。
从调制信号中截取任意一段作为待测信号，从调制信号中截取与待测信号相邻且长度相同的一段，作为辅助信号，按照下式，构造差频信号：
ΔX＝X1X2 *
其中，ΔX表示差频信号，X1表示待测信号，X2表示辅助信号，*表示取共轭操作。
用离散傅里叶变换，估计差频信号的频率。
按照下式，计算调制信号的频率变化率：
ωa＝Δω/N
其中，ωa表示调制信号的频率变化率，Δω表示差频信号的频率，N表示待测信号的长度；
步骤4，使用离散傅里叶变换，估计调制信号的频率。
步骤5，估计调制信号的相位。
按照下式，构造一个中心点相位为0，长度与待测信号相同的参考信号：
其中，Xref表示参考信号，k表示调制信号的离散采样时间，k∈(-N/2,N/2)，∈表示属于符号，N表示参考信号的长度，exp表示自然底数符号，j表示虚数单位，ω0表示调制信号的频率，ωa表示调制信号的频率变化率。
按照下式，计算待测信号的相位：
其中，φ表示待测信号的相位，N表示待测信号的长度，∑表示求和操作，X1表示待测信号，Xref表示参考信号，*表示求共轭操作。
步骤6，计算描述导弹旋转姿态的参量。
按照下式，计算导弹的转速：
n＝ω0·fs/2π
其中n表示导弹的转速，ω0表示调制信号的频率，fs表示调制信号的采样频率，π表示圆周率。
按照下式，计算导弹天线的旋转角度：
γ＝|α-φ|
其中，γ表示导弹天线的旋转角度，|·|表示取绝对值操作，α表示导弹天线背离地面方向与导弹天线接收增益最大方向的夹角，φ表示调制信号的相位。
按照下式，计算导弹天线旋转到背离地面方向的时间。
旋转时间计算公式如下：
其中tup表示导弹天线旋转到背离地面方向的时间，γ表示导弹天线的旋转角度，n表示导弹的转速，π表示圆周率。
步骤7，描述导弹姿态:
使用弹载天线采集到的几何位置描述导弹的空间位置。
使用导弹的转速、天线的旋转角度和天线旋转到背离地面方向的时间描述导弹的旋转姿态。
下面结合仿真图对本发明的效果做进一步的描述。
1.仿真条件：
本发明仿真实验的运行***为Intel(R)Core(TM)[email protected]，64位Windows操作***，仿真软件采用MATLAB R(2014b)。
本发明仿真实验所设置的参量如下表所示：
参量 指标
调制信号的采样频率 1KHz
导弹转速 300转/秒
转速变化率 -4转/秒2
导弹飞行速度 930米/秒
导弹的初始位置 [50,481,132]米
导弹的初始速度方向 [5,4,9]
导弹位置坐标误差 20米
卫星高度 3.6万千米
卫星位置坐标误差 5米
重力加速度方向 [0 0-9.8]
2.仿真内容与结果分析：
根据上表本发明仿真实验所设置的参量，做3秒的导弹飞行仿真。模拟产生卫星发送给导弹的几何位置信号与调制信号。为了模拟真实环境，仿真实验中对导弹位置坐标与卫星位置坐标添加了随机误差，对调制信号添加了噪声。
根据设置的参量，计算在仿真时段内，导弹转速与旋转角度的精确值。
采用本发明的方法，估计导弹的转速与旋转角度，并与精确值做差，作为估计误差。根据估计误差评价本发明的效果。
图3(a)是导弹转速估计误差仿真图。图3(a)中横坐标表示导弹的飞行时间，纵坐标表示导弹转速的估计误差。图3(a)中折线的峰值不超过0.2，这表明，导弹的转速估计误差不超过0.2(转/秒)。
图3(b)导弹旋转角度估计误差仿真图。图3(b)中横坐标表示导弹的飞行时间，纵坐标表示导弹旋转角度的估计误差。图3(b)中折线的峰值不超过7，这表明，导弹的旋转角度估计误差不超过7(度)。
仿真实验中，导弹的初始转速为300(转/秒)，调制信号的采样频率为1KHz。那么导弹每旋转1周，大约可以采集到3个调制信号的离散采样点，这属于低采样率情况。在低采样率情况下，仿真结果准确的。这表明本发明能根据卫星导航精确估计导弹的旋转姿态，并且在低采样频率下也是有效的。

Claims (9)

1.一种基于卫星导航的导弹测姿方法，包括如下步骤：
(1)采集信号：
通过弹载天线采集从卫星发射到导弹的几何位置信号和调制信号；
(2)处理几何位置信号：
(2a)按照连线方向公式，计算导弹到卫星的连线方向；
(2b)按照天线背离地面方向公式，计算导弹天线背离地面方向；
所述的天线背离地面方向公式如下：
其中，表示导弹天线背离地面方向，所述的天线背离地面方向是指，当天线旋转到与重力加速度方向、导弹飞行方向在同一平面时，天线指向“正上方”，将该方向称为天线背离地面方向，用这个方向作为参考，描述导弹的旋转；表示重力加速度方向，表示导弹的飞行方向；
(2c)按照接收增益最大方向公式，计算导弹天线接收增益最大方向；
(2d)按照矢量内积公式，计算导弹天线背离地面方向与导弹天线增益最大方向的夹角；
(3)使用差分法，估计调制信号的频率变化率：
(3a)从调制信号中任意截取一段作为待测信号，从调制信号中截取与待测信号相邻且长度相同的一段，作为辅助信号，按照下式，构造差频信号：
ΔX＝X1X2 *
其中，ΔX表示差频信号，X1表示待测信号，X2表示辅助信号，*表示取共轭操作；
(3b)用离散傅里叶变换，估计差频信号的频率；
(3c)按照下式，计算调制信号的频率变化率：
ωa＝Δω/N
其中，ωa表示调制信号的频率变化率，Δω表示差频信号的频率，N表示待测信号的长度；
(4)使用离散傅里叶变换，估计调制信号的频率；
(5)估计调制信号的相位：
(5a)按照参考信号构造公式，构造一个中心点相位为0，长度与待测信号相同的参考信号；
(5b)按照相位计算公式，计算待测信号的相位；
(6)计算描述导弹旋转姿态的参量：
(6a)使用转速计算公式，计算导弹的转速；
(6b)使用旋转角计算公式，计算导弹天线的旋转角度；
(6c)使用旋转时间计算公式，计算导弹天线旋转到背离地面方向的时间；
(7)描述导弹姿态:
(7a)使用弹载天线采集到的几何位置描述导弹的空间位置；
(7b)使用导弹的转速、天线旋转角度和天线旋转到背离地面方向的时间描述导弹的旋转姿态。
2.根据权利要求1所述的基于卫星导航的导弹测姿方法，其特征在于：步骤(2a)中所述的连线方向公式如下：
其中，表示从导弹到卫星的连线方向，表示卫星的空间位置坐标，表示导弹的空间位置坐标。
3.根据权利要求1所述的基于卫星导航的导弹测姿方法，其特征在于：步骤(2c)中所述的接收增益最大方向公式如下：
其中，表示导弹天线接收增益最大方向，表示从导弹到卫星的连线方向，表示导弹的飞行方向。
4.根据权利要求1所述的基于卫星导航的导弹测姿方法，其特征在于：步骤(2d)中所述的矢量内积公式如下：
其中，α表示导弹天线背离地面方向与导弹天线接收增益最大方向的夹角，arccos表示反余弦操作，表示导弹天线背离地面方向，表示导弹天线接收增益最大方向。
5.根据权利要求1所述的基于卫星导航的导弹测姿方法，其特征在于：步骤(5a)中所述的参考信号构造公式如下：
其中，Xref表示参考信号，k表示调制信号的离散采样时间，k∈(-N/2,N/2)，∈表示属于符号，N表示参考信号的长度，exp表示自然底数符号，j表示虚数单位，ω0表示调制信号的频率，ωa表示调制信号的频率变化率。
6.根据权利要求1所述的基于卫星导航的导弹测姿方法，其特征在于：步骤(5b)中所述的相位计算公式如下：
其中，φ表示待测信号的相位，N表示待测信号的长度，Σ表示求和操作，X1表示待测信号，Xref表示参考信号，*表示取共轭操作。
7.根据权利要求1所述的基于卫星导航的导弹测姿方法，其特征在于：步骤(6a)中所述的转速计算公式如下：
n＝ω0·fs/2π
其中，n表示导弹的转速，ω0表示调制信号的频率，fs表示调制信号的采样频率，π表示圆周率。
8.根据权利要求1所述的基于卫星导航的导弹测姿方法，其特征在于：步骤(6b)所述的旋转角计算公式如下：
γ＝|α-φ|
其中，γ表示导弹天线的旋转角度，|·|表示取绝对值操作，α表示导弹天线背离地面方向与导弹天线接收增益最大方向的夹角，φ表示调制信号的相位。
9.根据权利要求1所述的基于卫星导航的导弹测姿方法，其特征在于：步骤(6c)中所述的旋转时间计算公式如下：
其中，tup表示导弹天线旋转到背离地面方向的时间，γ表示导弹天线的旋转角度，n表示导弹的转速，π表示圆周率。
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