CN105021092B - 一种捷联寻的导引头的制导信息提取方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种捷联寻的导引头的制导信息提取方法，包括如下步骤：(1)获取载体坐标系o‑x_by_bz_b下导引头的体视线方位角和体视线高低角；(2)处理捷联导引头测量信息；(3)计算载体坐标系下弹目相对距离矢量以及目标相对飞行器的运动速度在载体坐标系的分量；(4)计算载体坐标系下当前时刻飞行器的惯性视线方位角速率和当前时刻飞行器的惯性视线高低角速率；(5)将步骤(4)获得的结果作为制导信息送至捷联寻的导引头。本发明针对现有技术的不足，直接使用体视线角测量信息和陀螺角速度测量信息提取惯性视线角速度，提高了制导精度，降低制导系统的设计难度，能够广泛应用于各种捷联寻的制导武器中。

Description

一种捷联寻的导引头的制导信息提取方法

技术领域

本发明涉及一种制导信息提取方法，特别涉及一种捷联寻的导引头的制导信息提取方法，属于制导控制系统设计技术领域。

背景技术

现代局部战争及空间攻防对精确制导武器的发展提出了较高要求，除了要求命中精度高外，还要求其具备重量轻、体积小、成本低、可靠性高等特点。传统框架式导引头具有较大的总视场角，能够直接提取制导系统所需的视线角速率信息，但由于框架的存在，使其结构复杂，重量增大，且降低了系统的可靠性，不适用于灵巧的小型制导武器。在制导武器中，捷联导引头直接固联在载体基座上，降低了结构复杂性与成本，提高了可靠性；取消框架使总的视场角降低，可以采用高分辨率成像器件提高角分辨率；但该类导引头不能直接测量制导系统所需的目标相对惯性空间的视线角速度(称惯性视线角速度)，只能间接测量到目标相对于载体坐标系的两个视线角(称为体视线角)，并且由于载体相对于惯性空间是运动的，捷联导引头测量的体视线角中包含了目标相对于惯性空间的视线角和载体姿态运动两部分信息，因此惯性视线角速度制导信息的构造是捷联导引头应用于制导系统必需解决的关键技术之一。

经对现有技术文献的检索发现，目前对于惯性视线角速度信息的构造存在两种思路：

一种思路是首先根据体导引头测量的视线角信息和导航解算的载体姿态角信息提取出惯性视线角，然后对惯性视线角进行微分或滤波估计获取惯性视线角速度信息，如“捷联成像寻的器视线重构”，林喆、姚郁、富小薇，《光电工程》，第33卷第3期，2006年3月，利用坐标系旋转关系推导出惯性空间视线角的构造方法；硕士论文《捷联成像导引头视线角速率估计方法研究》，李璟璟，哈尔滨工业大学，2008年，利用坐标系的等价惯性推导出惯性空间视线角的构造方法。这类处理方法一方面涉及多次坐标变换，计算过程复杂；另一方面，在计算过程中需要载体相对惯性系的姿态角或方向余弦矩阵，不仅对导航坐标系的选取有限制，只能选择惯性参考系作为导航坐标系，而且将导航算法误差引入到制导回路中，增大了制导系统的设计难度。

另一种思路是首先根据体导引头测量的视线角信息采用光流法、微分网络或滤波器等方法估计出体视线角，然后结合载体的姿态角速度构造出惯性视线角速度信息。如“灵巧子弹捷联成像导引头视线转率估计方法”，葛健全、杨涛、张晓今，《战术导弹技术》，第5期，2009年9月，通过简化视线坐标系下视线角速率运动学方程提出的角速度合成方法。这类处理方法由于采用了简化的模型计算惯性视线角速度，只适用于低动态的制导武器。因此，该研究结论在工程应用上具有一定的不足。

发明内容

本发明解决的技术问题是：本发明针对现有技术的不足，提供了一种捷联寻的导引头的制导信息提取方法，直接使用体视线角测量信息和陀螺角速度测量信息提取惯性视线角速度，提高了制导精度，降低了制导系统的设计难度，能够广泛应用于各种捷联寻的制导武器中。

本发明的技术解决方案是：

一种捷联寻的导引头的制导信息提取方法，包括如下步骤：

(1)获取载体坐标系o-x_by_bz_b下导引头的体视线方位角q_bh和体视线高低角q_bv；所述导引头的体视线方位角q_bh为弹目相对距离矢量在ox_bz_b平面内的投影与ox_b轴的夹角；所述导引头的体视线高低角q_bv为弹目相对距离矢量在ox_bz_b平面内的投影与弹目相对距离矢量的夹角；所述的载体坐标系o-x_bybz_b的原点o位于导引头所在飞行器的质心，ox_b轴沿飞行器纵向，oy_b轴在飞行器纵向对称面内指向上方，oz_b轴与ox_b轴和oy_b轴构成右手坐标系；所述的弹目相对距离矢量为虚拟目标点与载体坐标系原点o的连线；所述的虚拟目标点为目标和飞行器质心之间的连线与以载体坐标系原点为中心的单位球面的交点；

(2)对体视线方位角q_bh及体视线高低角q_bv进行滤波处理，获得导引头测量的当前时刻体视线方位角q_bh,k的滤波值q_bh,kf及导引头测量的当前时刻体视线高低角q_bv,k的滤波值q_bv,kf；计算当前时刻体视线方位角q_bh,k及当前时刻体视线高低角q_bv,k的导数并对计算结果进行滤波处理，获得当前时刻体视线方位角q_bh,k的导数滤波值及当前时刻体视线高低角q_bv,k的导数滤波值

(3)计算载体坐标系下弹目相对距离矢量以及目标相对飞行器的运动速度在载体坐标系的分量；

$\left\{\begin{array}{c}{r}_x=cos\left(q_{bv,kf}\right)cos\left(q_{bh,kf}\right)\\ r_y=sin\left(q_{bv,kf}\right)\\ r_z=-cos\left(q_{bv,kf}\right)sin\left(q_{bh,kf}\right)\end{array}\right.$

$\left\{\begin{array}{c}{v}_x={\mathrm{\ω}}_{y1,k}{r}_z-{\mathrm{\ω}}_{z1,k}{r}_y-{\stackrel{\·}{q}}_{bv,kf}\sin \left(q_{bv,kf}\right)\cos \left(q_{bh,kf}\right)-{\stackrel{\·}{q}}_{bh,kf}\cos \left(q_{bv,kf}\right)\sin \left(q_{bh,kf}\right)\\ v_y={\mathrm{\ω}}_{z1,k}{r}_x-{\mathrm{\ω}}_{x1,k}{r}_z+{\stackrel{\·}{q}}_{bv,kf}\cos \left(q_{bv,kf}\right)\\ v_z={\mathrm{\ω}}_{x1,k}{r}_y-{\mathrm{\ω}}_{y1,k}{r}_x+{\stackrel{\·}{q}}_{bv,kf}\sin \left(q_{bv,kf}\right)\sin \left(q_{bh,kf}\right)-{\stackrel{\·}{q}}_{bh,kf}\cos \left(q_{bv,kf}\right)\cos \left(q_{bh,kf}\right)\end{array}\right.$

其中，r_x,r_y,r_z为弹目相对距离矢量在载体坐标系的位置分量，v_x,v_y,v_z为目标相对飞行器的运动速度在载体坐标系的分量，ω_x1,k,ω_y1,k,ω_z1,k为当前时刻飞行器的姿态角速度；

(4)计算载体坐标系下当前时刻飞行器的惯性视线方位角速率和当前时刻飞行器的惯性视线高低角速率

$\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{q}}_{h,k}=r_z{v}_x-r_x{v}_z\\ {\stackrel{\·}{q}}_{v,k}=r_x{v}_y-r_y{v}_x\end{array}\right.$

(5)将步骤(4)获得的结果作为制导信息送至捷联寻的导引头。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明直接使用体视线角测量信息和陀螺角速度测量信息提取惯性视线角速度，不需要对视线相关的运动学方程进行简化，不需要引入复杂的坐标转换，也不需要将导航算法的姿态计算耦合进制导回路，可以获得准确的与弹体运动隔离的制导信息；

(2)本发明采用的算法的计算结果可直接作为比例导引等制导规律的输入，不需要进行坐标系的转换，提高了捷联寻的制导武器的制导精度和稳定性，减小了导航算法误差；

(3)本发明采用的算法与现有技术相比，降低了制导系统的设计难度，简单且易于工程实现，能够广泛应用于各种捷联寻的制导武器中，具有重要的工程应用价值。

附图说明

图1为本发明载体坐标系定义示意图。

具体实施方式

本发明方法首先应用微分+滤波网络的方法根据导引头测量的体视线角信息计算体视线角的导数，然后引入陀螺测量的载体姿态角速度信息进行载体姿态与弹目(飞行器和目标)相对运动学关系的解耦，最后结合体视线角的导数计算惯性视线角速度。

本发明提供了一种捷联寻的导引头的制导信息提取方法，包括如下步骤：

(1)获取载体坐标系o-x_by_bz_b下导引头的体视线方位角q_bh和体视线高低角q_bv；如图1所示，所述导引头的体视线方位角q_bh为弹目相对距离矢量在ox_bz_b平面内的投影与ox_b轴的夹角；所述导引头的体视线高低角q_bv为弹目相对距离矢量在ox_bz_b平面内的投影与弹目相对距离矢量的夹角；所述的载体坐标系o-x_by_bz_b的原点o位于导引头所在飞行器的质心，ox_b轴沿飞行器纵向，oy_b轴在飞行器纵向对称面内指向上方，oz_b轴与ox_b轴和oy_b轴构成右手坐标系；所述的弹目相对距离矢量为虚拟目标点T’与载体坐标系原点o的连线；所述的虚拟目标点T’为目标T和飞行器质心之间的连线与以载体坐标系原点为中心的单位球面的交点；该单位球面定义为导引头的探测球面；

(2)处理捷联导引头测量信息；

a.应用一阶IIR滤波器对体视线角测量信息进行滤波处理，获得导引头测量的当前时刻体视线方位角q_bh,k的滤波值q_bh,kf及导引头测量的当前时刻体视线高低角q_bv,k的滤波值q_bv,kf；

$\left\{\begin{array}{c}{q}_{bv,,kf}=K_1\·(q_{bv,k}+q_{bv,k\_1})+K_2\·q_{bv,kf\_1}\\ q_{bh,kf}=K_1\·(q_{bh,k}+q_{bh,k\_1})+K_2\·q_{bh,kf\_1}\end{array}\right.---\left(1\right)$

其中，q_bv,k为当前时刻导引头测量的体视线高低角，q_bh,k为当前时刻导引头测量的体视线方位角，q_{bv,k_1}为前一时刻导引头测量的体视线高低角，q_{bh,k_1}为前一时刻导引头测量的体视线方位角，K₁,K₂为滤波器系数，q_bv,kf为当前时刻q_bv,k的滤波值，q_bh,kf为当前时刻q_bh,k的滤波值，q_{bv,kf_1}为前一时刻q_bv,kf的滤波值，q_{bh,kf_1}为前一时刻q_bh,kf的滤波值。

设计滤波参数K₁,K₂时，可以通过Matlab软件中的Filter Design&Analysis Tool工具实现，滤波带宽选择为导引头的系统带宽的1.2～1.5倍。

b.计算体视线角的导数并应用二阶IIR滤波器对计算结果进行滤波，获得当前时刻体视线方位角q_bh,k的导数滤波值及当前时刻体视线高低角q_bv,k的导数滤波值

$\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{q}}_{bh,k}=(q_{bh,kf}-q_{bh,kf\_1})/T_k\\ {\stackrel{\·}{q}}_{bv,k}=(q_{bv,kf}-q_{bv,kf\_1})/T_k\end{array}\right.---\left(2\right)$

$\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{q}}_{bh,kf}=K\·({\stackrel{\·}{q}}_{bh,k}+A_1\·{\stackrel{\·}{q}}_{bh,k\_1}+A_2\·{\stackrel{\·}{q}}_{bh,k\_2})-(B_1\·{\stackrel{\·}{q}}_{bh,kf\_1}+B_2\·{\stackrel{\·}{q}}_{bh,kf\_2})\\ {\stackrel{\·}{q}}_{bv,kf}=K\·({\stackrel{\·}{q}}_{bv,k}+A_1\·{\stackrel{\·}{q}}_{bv,k\_1}+A_2\·{\stackrel{\·}{q}}_{bv,k\_2})-(B_1\·{\stackrel{\·}{q}}_{bv,kf\_1}+B_2\·{\stackrel{\·}{q}}_{bv,kf\_2})\end{array}\right.---\left(3\right)$

其中，T_k为导引头的采样周期，为当前时刻的体视线高低角导数，为当前时刻的体视线方位角导数，为当前时刻的滤波值，为当前时刻的滤波值，为前一时刻的滤波值，为前一时刻的滤波值，K,A₁,A₂,B₁,B₂为滤波器系数。

设计滤波参数K,A₁,A₂,B₁,B₂时，可以通过Matlab软件中的Filter Design&Analysis Tool工具实现，滤波带宽选择为制导控制系统带宽的1.2～1.5倍。

(3)根据运动学关系计算载体坐标系下弹目相对距离矢量以及目标相对飞行器的运动速度在载体坐标系的分量；将步骤(2)中获得的导引头测量的当前时刻体视线方位角q_bh,k的滤波值q_bh,kf及导引头测量的当前时刻体视线高低角q_bv,k的滤波值q_bh,kf代入下式(4)，得到下式(5)：

$r_r^b=\left[\begin{array}{c}r\cos q_{bv}\cos q_{bh}\\ {\mathrm{rsinq}}_{bv}\\ -{\mathrm{rcosq}}_{bv}{\mathrm{sinq}}_{bh}\end{array}\right]---\left(4\right)$

其中，r为弹目相对距离矢量的值，且由于以载体坐标系原点为中心定义的导引头的探测球面为单位球面，所以r＝1；q_bh为导引头测量的体视线方位角，q_bv为导引头测量的体视线高低角，和为采用微分+滤波网络计算的体视线角的导数。

$\left\{\begin{array}{c}{r}_x=\cos \left(q_{bv,kf}\right)\cos \left(q_{bh,kf}\right)\\ r_y=\sin \left(q_{bv,kf}\right)\\ r_z=-\cos \left(q_{bv,kf}\right)\sin \left(q_{bh,kf}\right)\end{array}\right.---\left(5\right)$

其中，r_x,r_y,r_z为弹目相对距离矢量在载体坐标系的位置分量。

根据下式(6)～(8)，获得目标相对飞行器的运动速度在载体坐标系的分量v_x,v_y,v_z，得到下式(9)：

${\stackrel{\·}{r}}_r^b=\left[\begin{array}{c}-r({\stackrel{\·}{q}}_{bv}\sin q_{bv}\cos q_{bh}+{\stackrel{\·}{q}}_{bh}\cos q_{bv}\sin q_{bh})\\ r{\stackrel{\·}{q}}_{bv}\cos q_{bv}\\ r({\stackrel{\·}{q}}_{bv}{\mathrm{sinq}}_{bv}{\mathrm{sinq}}_{bh}-{\stackrel{\·}{q}}_{bh}{\mathrm{cosq}}_{bv}{\mathrm{cosq}}_{bh})\end{array}\right]---\left(6\right)$

$v_r^b={\stackrel{\·}{r}}_r^b+{\mathrm{\ω}}_{ib}^b\×r_r^b---\left(7\right)$

${\mathrm{\ω}}_{is}^b=\frac{r_r^b\×v_r^b}{r^2}---\left(8\right)$

其中，为载体坐标系下目标相对飞行器的运动速度矢量，为载体坐标系下弹目相对距离矢量的导数，为陀螺测量的飞行器的载体角速度矢量，“×”为叉乘运算符号。

$\left\{\begin{array}{c}{v}_x={\mathrm{\ω}}_{y1,k}{r}_z-{\mathrm{\ω}}_{z1,k}{r}_y-{\stackrel{\·}{q}}_{bv,kf}\sin \left(q_{bv,kf}\right)\cos \left(q_{bh,kf}\right)-{\stackrel{\·}{q}}_{bh,kf}\cos \left(q_{bv,kf}\right)\sin \left(q_{bh,kf}\right)\\ v_y={\mathrm{\ω}}_{z1,k}{r}_x-{\mathrm{\ω}}_{x1,k}{r}_z+{\stackrel{\·}{q}}_{bv,kf}\cos \left(q_{bv,kf}\right)\\ v_z={\mathrm{\ω}}_{x1,k}{r}_y-{\mathrm{\ω}}_{y1,k}{r}_x+{\stackrel{\·}{q}}_{bv,kf}\sin \left(q_{bv,kf}\right)\sin \left(q_{bh,kf}\right)-{\stackrel{\·}{q}}_{bh,kf}\cos \left(q_{bv,kf}\right)\cos \left(q_{bh,kf}\right)\end{array}\right.---\left(9\right)$

其中，ω_x1,k,ω_y1,k,ω_z1,k为当前时刻陀螺测量的飞行器的姿态角速度。

(4)根据下式(10)计算载体坐标系下当前时刻飞行器的惯性视线方位角速率和当前时刻飞行器的惯性视线高低角速率

$\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{q}}_v={\mathrm{\ω}}_{isz}^b\\ {\stackrel{\·}{q}}_h={\mathrm{\ω}}_{isy}^b\end{array}---\left(10\right)$

其中，为在载体坐标系下Z轴方向的分量，为在载体坐标系下的Y轴方向分量。

$\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{q}}_{h,k}=r_z{v}_x-r_x{v}_z\\ {\stackrel{\·}{q}}_{v,k}=r_x{v}_y-r_y{v}_x\end{array}\right.---\left(11\right)$

(5)将步骤(4)获得的结果作为制导信息送至捷联寻的导引头。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (1)

1.一种捷联寻的导引头的制导信息提取方法，其特征在于，包括如下步骤：

(1)获取载体坐标系o-x_by_bz_b下导引头的体视线方位角q_bh和体视线高低角q_bv；所述导引头的体视线方位角q_bh为弹目相对距离矢量在ox_bz_b平面内的投影与ox_b轴的夹角；所述导引头的体视线高低角q_bv为弹目相对距离矢量在ox_bz_b平面内的投影与弹目相对距离矢量的夹角；所述的载体坐标系o-x_by_bz_b的原点o位于导引头所在飞行器的质心，ox_b轴沿飞行器纵向，oy_b轴在飞行器纵向对称面内指向上方，oz_b轴与ox_b轴和oy_b轴构成右手坐标系；所述的弹目相对距离矢量为虚拟目标点与载体坐标系原点o的连线；所述的虚拟目标点为目标和飞行器质心之间的连线与以载体坐标系原点为中心的单位球面的交点；

(2)对体视线方位角q_bh及体视线高低角q_bv进行滤波处理，获得导引头测量的当前时刻体视线方位角q_bh,k的滤波值q_bh,kf及导引头测量的当前时刻体视线高低角q_bv,k的滤波值q_bv,kf；计算当前时刻体视线方位角q_bh,k及当前时刻体视线高低角q_bv,k的导数并对计算结果进行滤波处理，获得当前时刻体视线方位角q_bh,k的导数滤波值及当前时刻体视线高低角q_bv,k的导数滤波值

(3)计算载体坐标系下弹目相对距离矢量以及目标相对飞行器的运动速度在载体坐标系的分量；

$\left\{\begin{array}{c}{r}_x=\cos \left(q_{bv,kf}\right)cos\left(q_{bh,kf}\right)\\ r_y=sin\left(q_{bv,kf}\right)\\ r_z=-cos\left(q_{bv,kf}\right)sin\left(q_{bh,kf}\right)\end{array}\right.$

$\left\{\begin{array}{c}{v}_x={\mathrm{\ω}}_{y1,k}{r}_z-{\mathrm{\ω}}_{z1,k}{r}_y-{\stackrel{\·}{q}}_{bv,kf}\sin \left(q_{bv,kf}\right)\cos \left(q_{bh,kf}\right)-{\stackrel{\·}{q}}_{bh,kf}\cos \left(q_{bv,kf}\right)\sin \left(q_{bh,kf}\right)\\ v_y={\mathrm{\ω}}_{z1,k}{r}_x-{\mathrm{\ω}}_{x1,k}{r}_z+{\stackrel{\·}{q}}_{bv,kf}\cos \left(q_{bv,kf}\right)\\ v_z={\mathrm{\ω}}_{x1,k}{r}_y-{\mathrm{\ω}}_{y1,k}{r}_x+{\stackrel{\·}{q}}_{bv,kf}\sin \left(q_{bv,kf}\right)\sin \left(q_{bh,kf}\right)-{\stackrel{\·}{q}}_{bh,kf}\cos \left(q_{bv,kf}\right)\cos \left(q_{bh,kf}\right)\end{array}\right.$

其中，r_x,r_y,r_z为弹目相对距离矢量在载体坐标系的位置分量，v_x,v_y,v_z为目标相对飞行器的运动速度在载体坐标系的分量，ω_x1,k,ω_y1,k,ω_z1,k为当前时刻飞行器的姿态角速度；

(4)计算载体坐标系下当前时刻飞行器的惯性视线方位角速率和当前时刻飞行器的惯性视线高低角速率

$\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{q}}_{h,k}=r_z{v}_x-r_x{v}_z\\ {\stackrel{\·}{q}}_{v,k}=r_x{v}_y-r_y{v}_x\end{array}\right.$

(5)将步骤(4)获得的结果作为制导信息送至捷联寻的导引头。