CN109669480A - 一种预测目标位置的导引头控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种预测目标位置的导引头控制方法，属于导引头控制方法技术领域，该方法如下：导弹发射后，计算目标在三维坐标系下的预测位置[XT YT ZT]：根据目标的预测位置计算得出导引头跟踪锁定目标的预测位置时的两个框架角，即俯仰框架角χ′和偏航框架角δ′；将计算得到的俯仰框架角χ′和偏航框架角δ′与导弹飞行过程中导引头实际的俯仰框架角χ和偏航框架角δ进行对比，来判断导弹飞行过程中的导引头是否跟踪错或跟踪丢正确目标；该方法根据导引头自身的姿态信息和导弹的位置姿态信息，结合导弹发射前导引头跟踪锁定的目标信息，对导弹发射后导引头所跟踪的目标信息进行预测和判断，确认所跟踪的目标是否正确，确保导引头捕获正确目标。

Description

一种预测目标位置的导引头控制方法
技术领域
本发明属于导引头控制方法技术领域，具体涉及一种预测目标位置的导引头控制方法。
背景技术
导引头是精确制导武器的核心部件，其核心任务是对目标的持续有效锁定，尤其是对发射前锁定、发射后人工不能干预的导弹而言。由于导弹采用短时大推力的发射方案，发射冲击较大，在这一过程中，导引头复杂的光学回路可能会受到影响，一旦光学系统内部各组件的相对位置发生微小变化，会严重影响导引头对目标的跟踪锁定情况。若是导引头跟丢或跟错目标，则飞行任务即告失败。因而有必要采用一种导引头控制方法完成对正确目标的重捕，降低任务出错的概率。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种预测目标位置的导引头控制方法，该方法根据导引头自身的姿态信息和导弹的位置姿态信息，结合导弹发射前导引头跟踪锁定的目标信息，对导弹发射后导引头所跟踪的目标信息进行预测和判断，确认所跟踪的目标是否正确，确保导引头捕获正确目标。
本发明是通过下述技术方案实现的：
一种预测目标位置的导引头控制方法，该方法的具体步骤如下：
第一步，在导弹发射之前，导引头锁定待跟踪的目标，并实时计算及存储目标信息，所述目标信息包括目标的速度信息和目标的位置信息；
第二步，导弹进入发射时序后，向导引头发送时间零点信号，所述时间零点即为导弹发射时刻；导引头接收到时间零点信号后，记录时间零点前的最后一次计算的目标的速度信息及目标在时间零点时的位置信息，令该速度信息和位置信息分别为目标初始速度值和初始位置；
第三步，以导弹未发射时的位置为坐标原点建立三维坐标系，以竖直方向为Y轴，以导弹发射的前进方向为X轴，按照右手坐标系定则确定与XY面垂直的Z轴；导弹发射后，对目标在三维坐标系下的预测位置[XT YTZT]进行计算：
其中，T为导弹飞行时间；[x0 y0 z0]为目标在三维坐标系下的初始位置，Vy0为目标的纵向速度Vy的初始速度值；Vz0为目标的横向速度Vz的初始速度值；
因此，可得到目标的预测位置[XT YTZT]，此预测位置即为正确目标的实时位置；
第四步，根据目标的预测位置计算得出导引头跟踪锁定目标的预测位置时的两个框架角，即俯仰框架角χ′和偏航框架角δ′；
第五步，将第四步中计算得到的俯仰框架角χ′和偏航框架角δ′与导弹飞行过程中导引头实际的俯仰框架角χ和偏航框架角δ进行对比，来判断导弹飞行过程中的导引头是否跟踪错或跟踪丢正确目标；其中，导引头实际的俯仰框架角χ和偏航框架角δ可通过导引头内置的角度传感器实时测量得到；
若计算得到的俯仰框架角χ′与实际的俯仰框架角χ的角度偏差小于或等于设定值，且计算得到的偏航框架角δ′与实际的偏航框架角δ的角度偏差小于或等于设定值，则判断导引头跟踪的目标为正确目标，可继续跟踪该目标；
若计算得到的俯仰框架角χ′与实际的俯仰框架角χ的角度偏差大于设定值，或计算得到的偏航框架角δ′与实际的偏航框架角δ的角度偏差大于设定值，则判断导引头跟踪的目标为错误目标，此时，导引头内置的伺服系统自主控制导引头的光轴按照预测的俯仰框架角χ′和偏航框架角δ′进行指向；导引头指向正确目标的区域后，发重捕指令给导引头内置的跟踪器，跟踪器得到重捕指令后开始对指向的区域进行搜索和跟踪。
进一步的，在第一步中，目标的速度信息计算方式如下：
导引头每间隔设定时间计算一次目标的横向速度Vz＝(wy1+wy2)×R/2和目标的纵向速度Vy＝(wz1+wz2)×R/2，其中，wy表示导引头方位视线角速度，wy1为t时刻的角速度，wy2为t+Δt时刻的角速度；wz为导引头俯仰视线角速度，wz1为t时刻的角速度，wz2为t+Δt时刻的角速度；R为导弹到目标的距离，可通过地上设备测量得知。
进一步的，所述设定时间Δt＝100ms。
进一步的，在第一步中，目标的位置信息计算方式如下：由于导引头已锁定待跟踪的目标，因此，导引头的俯仰框架角χ、偏航框架角δ及导弹的俯仰角θ、偏航角滚转角γ均为已知量，且均可通过导引头和导弹内置的部件实时测量得到；进而根据公式(1)的坐标转换矩阵：
可计算得到弹目俯仰视线角qy和弹目偏航视线角qz；
同时，
其中，[xm ymzm]为导弹在三维坐标系下的实时位置，[xt ytzt]为目标在三维坐标系下的实时位置，R为导弹到目标的距离，可通过地上设备测量得知；
当导弹未发射时，导弹的实时位置[xm ymzm]始终为[0 0 0]，因此，可计算得到导弹未发射时的目标实时的位置信息[xt ytzt]。
进一步的，第四步中的计算方法如下：
飞行中的导弹的实时位置[xm ymzm]及导弹实时的俯仰角θ、偏航角滚转角γ均可通过导弹内置的部件测量得知；
根据公式(2)及已知的导弹的实时位置[xm ymzm]及将第三步中得到的目标的预测位置[XT YTZT]代入到公式(2)中的[xt ytzt]中，可计算得出导弹飞行过程中预测的弹目俯仰视线角qy′和预测的弹目偏航视线角qz′，再根据公式(1)及已知的导弹实时的俯仰角θ、偏航角滚转角γ，可计算得出导引头跟踪锁定目标的预测位置的俯仰框架角χ′和偏航框架角δ′。
进一步的，第五步中的设定值为0.4°。
有益效果：本发明在导弹发射之前，控制导引头跟踪锁定目标，并存储目标信息；在导弹发射后，根据存储的目标信息计算目标的预测位置，并根据目标的预测位置判断导引头是否跟踪出错；并在跟踪出错的情况下，重新控制导引头指向正确目标并重新捕获；因此，本发明解决了导引头在导弹发射后的自动再控制问题，解决了导引头对正确目标或错误目标的自主识别问题，能确保导引头跟丢跟错目标后，重新控制导引头去跟踪正确目标，提高导弹发射任务的成功率。
附图说明
图1为本发明的控制方法流程图；
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本实施例提供了一种预测目标位置的导引头控制方法，参见附图1，该方法的具体步骤如下：
第一步，在导弹发射之前，导引头锁定待跟踪的目标，并实时计算及存储目标信息，所述目标信息包括目标的速度信息和目标的位置信息；
目标的速度信息计算方式如下：导引头每间隔设定时间Δt＝100ms计算一次目标的横向速度Vz＝(wy1+wy2)×R/2和目标的纵向速度Vy＝(wz1+wz2)×R/2，其中，wy表示导引头方位视线角速度，wy1为t时刻的角速度，wy2为t+Δt时刻的角速度；wz为导引头俯仰视线角速度，wz1为t时刻的角速度，wz2为t+Δt时刻的角速度；R为导弹到目标的距离，可通过地上设备测量得知；
目标的位置信息计算方式如下：由于导引头已锁定待跟踪的目标，因此，导引头的两个框架角(即俯仰框架角χ、偏航框架角δ)和导弹的三个姿态角(即俯仰角θ、偏航角滚转角γ)均为已知可信量，上述五个已知可信量均可通过导引头和导弹内置的角度传感器实时测量得到；进而根据公式(1)的坐标转换矩阵：
可计算得到弹目俯仰视线角qy和弹目偏航视线角qz；
同时，以导弹未发射时的位置为坐标原点建立三维坐标系，以竖直方向为Y轴，以导弹发射的前进方向为X轴，按照右手坐标系定则确定与XY面垂直的Z轴；
其中，[xm ymzm]为导弹在三维坐标系下的实时位置，[xt ytzt]为目标在三维坐标系下的实时位置；
当导弹未发射时，导弹的实时位置[xm ymzm]始终为[0 0 0]，因此，可计算得到导弹未发射时的目标实时的位置信息[xt ytzt]；
第二步，导弹进入发射时序后，向导引头发送时间零点信号，所述时间零点即为导弹发射时刻；导引头接收到时间零点信号后，记录时间零点前的最后一次计算的目标的速度信息，令目标最后一次的速度信息Vz和Vy为初始速度Vz0和Vy0；同时计算目标在时间零点时的位置信息，令目标的位置[xt ytzt]为初始位置[x0 y0 z0]；
第三步，导弹发射后，对目标的预测位置[XT YTZT]进行计算：
其中，T为导弹飞行时间；
因此，可得到目标的预测位置[XT YTZT]，此预测位置即为正确目标的实时位置；
第四步，由于飞行中的导弹的实时位置[xm ymzm]及导弹的三个实时姿态角均可通过导弹内置的位移传感器和角度传感器测量得知；
根据公式(2)、已知的导弹的实时位置[xm ymzm]及将第三步中得到的目标的预测位置[XT YTZT]代入到公式(2)中的[xt ytzt]中，可计算得出导弹飞行过程中预测的弹目俯仰视线角qy′和预测的弹目偏航视线角qz′，再根据公式(1)及已知的导弹的三个实时姿态角，可计算得出导引头跟踪锁定目标的预测位置(即正确目标)时的两个框架角，即俯仰框架角χ′和偏航框架角δ′；
第五步，将第四步中计算得到的俯仰框架角χ′和偏航框架角δ′与导弹飞行过程中导引头实际的俯仰框架角χ和偏航框架角δ(可通过导引头内置的角度传感器实时测量得到)进行对比，来判断导弹飞行过程中的导引头是否跟踪错或跟踪丢正确目标；
若计算得到的俯仰框架角χ′与实际的俯仰框架角χ的角度偏差小于或等于0.4°，且计算得到的偏航框架角δ′与实际的偏航框架角δ的角度偏差小于或等于0.4°，则判断导引头跟踪的目标为正确目标，可继续跟踪该目标，并不断进行上述对比判断；
若计算得到的俯仰框架角χ′与实际的俯仰框架角χ的角度偏差大于0.4°，或计算得到的偏航框架角δ′与实际的偏航框架角δ的角度偏差大于0.4°，则判断导引头跟踪的目标为错误目标，此时，导引头内置的伺服系统自主控制导引头的光轴按照预测的两个框架角(即俯仰框架角χ′和偏航框架角δ′)进行指向；导引头指向正确目标的区域后，发重捕指令给导引头内置的跟踪器，跟踪器得到重捕指令后开始对指向的区域进行搜索和跟踪，跟踪后依然不断进行上述对比判断。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种预测目标位置的导引头控制方法，其特征在于，该方法的具体步骤如下：
第一步，在导弹发射之前，导引头锁定待跟踪的目标，并实时计算及存储目标信息，所述目标信息包括目标的速度信息和目标的位置信息；
第二步，导弹进入发射时序后，向导引头发送时间零点信号，所述时间零点即为导弹发射时刻；导引头接收到时间零点信号后，记录时间零点前的最后一次计算的目标的速度信息及目标在时间零点时的位置信息，令该速度信息和位置信息分别为目标初始速度值和初始位置；
第三步，以导弹未发射时的位置为坐标原点建立三维坐标系，以竖直方向为Y轴，以导弹发射的前进方向为X轴，按照右手坐标系定则确定与XY面垂直的Z轴；导弹发射后，对目标在三维坐标系下的预测位置[XT YTZT]进行计算：
其中，T为导弹飞行时间；[x0 y0 z0]为目标在三维坐标系下的初始位置，Vy0为目标的纵向速度Vy的初始速度值；Vz0为目标的横向速度Vz的初始速度值；
因此，可得到目标的预测位置[XT YTZT]，此预测位置即为正确目标的实时位置；
第四步，根据目标的预测位置计算得出导引头跟踪锁定目标的预测位置时的两个框架角，即俯仰框架角x′和偏航框架角δ′；
第五步，将第四步中计算得到的俯仰框架角x′和偏航框架角δ′与导弹飞行过程中导引头实际的俯仰框架角χ和偏航框架角δ进行对比，来判断导弹飞行过程中的导引头是否跟踪错或跟踪丢正确目标；其中，导引头实际的俯仰框架角χ和偏航框架角δ可通过导引头内置的角度传感器实时测量得到；
若计算得到的俯仰框架角x′与实际的俯仰框架角χ的角度偏差小于或等于设定值，且计算得到的偏航框架角δ′与实际的偏航框架角δ的角度偏差小于或等于设定值，则判断导引头跟踪的目标为正确目标，可继续跟踪该目标；
若计算得到的俯仰框架角x′与实际的俯仰框架角χ的角度偏差大于设定值，或计算得到的偏航框架角δ′与实际的偏航框架角δ的角度偏差大于设定值，则判断导引头跟踪的目标为错误目标，此时，导引头内置的伺服系统自主控制导引头的光轴按照预测的俯仰框架角χ′和偏航框架角δ′进行指向；导引头指向正确目标的区域后，发重捕指令给导引头内置的跟踪器，跟踪器得到重捕指令后开始对指向的区域进行搜索和跟踪。
2.如权利要求1所述的一种预测目标位置的导引头控制方法，其特征在于，在第一步中，目标的速度信息计算方式如下：
导引头每间隔设定时间计算一次目标的横向速度Vz＝(wy1+wy2)×R/2和目标的纵向速度Vy＝(wz1+wz2)×R/2，其中，wy表示导引头方位视线角速度，wy1为t时刻的角速度，wy2为t+Δt时刻的角速度；wz为导引头俯仰视线角速度，wz1为t时刻的角速度，wz2为t+Δt时刻的角速度；R为导弹到目标的距离，可通过地上设备测量得知。
3.如权利要求2所述的一种预测目标位置的导引头控制方法，其特征在于，所述设定时间Δt＝100ms。
4.如权利要求1所述的一种预测目标位置的导引头控制方法，其特征在于，在第一步中，目标的位置信息计算方式如下：由于导引头已锁定待跟踪的目标，因此，导引头的俯仰框架角χ、偏航框架角δ及导弹的俯仰角θ、偏航角滚转角γ均为已知量，且均可通过导引头和导弹内置的部件实时测量得到；进而根据公式(1)的坐标转换矩阵：
可计算得到弹目俯仰视线角qy和弹目偏航视线角qz；
同时，
其中，[xm ymzm]为导弹在三维坐标系下的实时位置，[xt ytzt]为目标在三维坐标系下的实时位置，R为导弹到目标的距离，可通过地上设备测量得知；
当导弹未发射时，导弹的实时位置[xm ymzm]始终为[0 0 0]，因此，可计算得到导弹未发射时的目标实时的位置信息[xt ytzt]。
5.如权利要求4所述的一种预测目标位置的导引头控制方法，其特征在于，第四步中的计算方法如下：
飞行中的导弹的实时位置[xm ymzm]及导弹实时的俯仰角θ、偏航角滚转角γ均可通过导弹内置的部件测量得知；
根据公式(2)及已知的导弹的实时位置[xm ymzm]及将第三步中得到的目标的预测位置[XT YTZT]代入到公式(2)中的[xt ytzt]中，可计算得出导弹飞行过程中预测的弹目俯仰视线角qy′和预测的弹目偏航视线角qz′，再根据公式(1)及已知的导弹实时的俯仰角θ、偏航角滚转角γ，可计算得出导引头跟踪锁定目标的预测位置的俯仰框架角χ′和偏航框架角δ′。
6.如权利要求1所述的一种预测目标位置的导引头控制方法，其特征在于，第五步中的设定值为0.4°。
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