CN110296634B - 分体式制导的探测模式及精度分析方法 - Google Patents

分体式制导的探测模式及精度分析方法 Download PDF

Info

Publication number
CN110296634B
CN110296634B CN201910599811.0A CN201910599811A CN110296634B CN 110296634 B CN110296634 B CN 110296634B CN 201910599811 A CN201910599811 A CN 201910599811A CN 110296634 B CN110296634 B CN 110296634B
Authority
CN
China
Prior art keywords
detection
tracker
guidance
target
split type
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201910599811.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110296634A (zh
Inventor
李兴龙
姚郁
贺风华
郑天宇
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Harbin Institute of Technology
Original Assignee
Harbin Institute of Technology
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Harbin Institute of Technology filed Critical Harbin Institute of Technology
Priority to CN201910599811.0A priority Critical patent/CN110296634B/zh
Publication of CN110296634A publication Critical patent/CN110296634A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110296634B publication Critical patent/CN110296634B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G3/00—Aiming or laying means

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Eye Examination Apparatus (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

分体式制导的探测模式及精度分析方法，涉及分体式制导空间探测技术领域，为解决现有技术不能从同时保证目标相对距离以及视线角速度信息精确测量的角度出发，对分体式制导的探测模式进行分析的问题，包括步骤一：根据分体式制导场景下追踪器、观察器与目标间的三角构型关系，推导追踪器制导信息的间接解算方程及其解算误差灵敏度；步骤二：根据分体式制导的分离与拦截特点，对可达探测构型进行定量分析；步骤三：根据现有空间探测技术，提出若干种探测模式；步骤四：根据解算误差灵敏度以及可达探测构型的分析结果，得到分体式制导的探测精度分析方法，并对不同探测模式的探测性能进行对比分析，得到适合于空间非合作制导任务的探测模式。

Description

分体式制导的探测模式及精度分析方法
技术领域
本发明涉及分体式制导空间探测技术领域，具体为分体式制导的探测模式及精度分析方法。
背景技术
目前，国内外针对目标运动信息的间接测量问题已提出了多种不同形式的探测模式。其中，基于双视线测量的探测模式已在多个制导场景中得到了广泛应用，有效地解决了飞行器与目标间相对距离信息的获取问题；除此之外，文献(A.N.Bishop,B.Fidan,B.D.O.Anderson,etal.Optimality Analysis of Sensortarget LocalizationGeometries[J].Automatica,2010,46(3):479–492)和文献(S.Zhao,B.M.Chen,T.H.Lee.Optimal Deployment of Mobile Sensors for Target Tracking in 2d and 3dSpaces[J].IEEE/CAA journal of automatica sinica,2014,1(1):24–30.)中提出了采用多个距离传感器的目标联合探测方式，解决了目标方位角信息的测量问题；文献(W.Meng,L.Xie,W.Xiao.Optimality Analysis of Sensor-source Geometries in HeterogeneousSensor Networks[J].IEEE Transactions on Wireless Communications,2013,12(4):1958–1967)中，则提出了将不同角度、距离传感器进行组合的探测模式，从而获得目标方位角以及距离信息。从现有的研究成果可以看出，目前国内外对于探测模式的研究主要集中在解决目标距离以及方位角信息的测量问题上，而分体式制导场景不仅需要追踪器具备获得空间非合作目标相对距离信息的能力，更加关注准确获取目标相对于自身视线角速度信息的能力。因此，有必要从同时保证目标相对距离以及视线角速度可测的角度出发，对分体式制导的探测模式进行分析，进而通过精度对比分析给出适合于空间非合作制导任务的探测模式，以此指导追踪器和观察器探测载荷的配置。除此之外，目前对于多传感器的探测精度分析方法大多致力于解决无约束情况下的静态最优探测构型分析问题，然而在本文所研究的分体式制导场景下，追踪器和观察器由于受到组合体分离以及目标拦截等因素的限制，导致无法以任意探测构型完成对目标的观测与拦截，因此，有必要定量研究分体式制导过程中追踪器、观察器与目标间的可达探测构型，并在此基础上对不同分体式制导的探测模式进行精度分析及对比。
发明内容
本发明的目的是：针对现有技术中对于探测模式的研究主要集中在解决目标距离以及方位角信息的测量上，不能从同时保证目标相对距离以及视线角速度信息精确测量的角度出发，对分体式制导的探测模式进行分析的问题。
本发明为了解决上述技术问题采取的技术方案是：分体式制导的探测模式及精度分析方法，包括如下步骤：
步骤一：根据分体式制导场景下追踪器、观察器与目标间的三角构型关系，推导追踪器制导信息的间接解算方程及其解算误差灵敏度；
步骤二：根据分体式制导的分离与拦截特点，对可达探测构型进行定量分析；
步骤三：根据现有空间探测技术，提出若干种探测模式；
步骤四：根据解算误差灵敏度以及可达探测构型的分析结果，得到分体式制导的探测精度分析方法，并对不同探测模式的探测性能进行对比分析，得到适合于空间非合作制导任务的探测模式。
进一步的，所述步骤一中的制导信息包括追踪器与目标间的相对距离信息rct以及惯性视线角速度信息
Figure GDA0003022240080000021
制导信息的间接解算方法如下：
rct的第一个解算方程为：
Figure GDA0003022240080000022
其中，rot为观察器与目标间的相对距离；qot为目标相对于观察器的惯性视线角；rco为追踪器与观察器间的相对距离；qco为观察器相对于追踪器的基线角；
rct的第二个解算方程为：
Figure GDA0003022240080000023
其中，qct为目标相对于追踪器的惯性视线角，且sin(qot-qct)≠0；
Figure GDA0003022240080000026
的第一个解算方程为：
Figure GDA0003022240080000024
其中，α和β分别为以追踪器和目标为中心的构型角，表达式如下：
Figure GDA0003022240080000025
Figure GDA0003022240080000031
Figure GDA0003022240080000032
的第二个解算方程为：
Figure GDA0003022240080000033
进一步的，所述步骤一中制导信息的解算误差灵敏度为：
rct的第一个解算方程的解算误差灵敏度为：
Figure GDA0003022240080000034
其中，
Figure GDA0003022240080000035
为第一种解算方式下追踪器制导信息rct对于每个测量信息的解算误差灵敏度；
rct的第二个解算方程的解算误差灵敏度为：
Figure GDA0003022240080000036
其中，
Figure GDA0003022240080000037
为第二种解算方式下追踪器制导信息rct对于每个测量信息的解算误差灵敏度；
Figure GDA0003022240080000038
的第一个解算方程的解算误差灵敏度为：
Figure GDA0003022240080000041
其中，
Figure GDA0003022240080000042
为第一种解算方式下追踪器制导信息
Figure GDA0003022240080000043
对于每个测量信息的解算误差灵敏度。
进一步的，所述分体式制导的可达探测构型分析的具体步骤为，首先对分体式制导过程做出假设：
A：追踪器与目标间的相对速度在分体式制导过程中近似视为常值；
B：简化追踪器分离后对于目标制导偏差的动态调节过程，即目标相对于追踪器的视线角速度
Figure GDA0003022240080000044
在制导过程中忽略不计；
然后基于上述假设，采用相对距离rct、rot以及构型角β表征分体式制导过程追踪器、观察器与目标间的探测构型，探测构型及其变化率的时变表达式为：
Figure GDA0003022240080000045
其中，
Figure GDA0003022240080000051
为分离时刻组合体与目标间的相对运动状态；t为分体式制导过程中的任意时刻；
根据假设A，可将上式转化如下：
Figure GDA0003022240080000052
其中，τ为剩余拦截时间；
Figure GDA0003022240080000053
为追踪器与目标间的给定接近速率；
由上式得出，在Vct给定的情况下，追踪器在拦截目标前τ时刻的探测构型及其变化率将由分离条件参数rstf、
Figure GDA0003022240080000054
γp、Vp唯一确定；根据实际分离装置的限制，对分离条件参数提出以下边界约束：
Figure GDA0003022240080000055
其中，rst1和rst2分别为允许的组合体最近以及最远分离距离；Eot1和Eot2分别为允许的观察器最小以及最大偏置距离；Vpm为分离机构所能提供的最大分离速率，这里Vpm＜＜Vct；
分体式制导的可达探测构型即存在满足约束(10)的分离条件参数，探测构型由式(9)得到。
进一步的，所述步骤三中提出的多种探测模式如下表：
Figure GDA0003022240080000061
进一步的，所述步骤四的具体步骤为：
首先依据小偏差线性化理论，得到基于解算误差灵敏度的追踪器制导信息解算误差表达式：
Figure GDA0003022240080000062
式中，δrct为制导信息rct的解算误差；
Figure GDA0003022240080000063
为制导信息
Figure GDA0003022240080000064
的解算误差；mi是Zi的维度；zij是Zi的第j个元素；δzij为zij的测量误差；
然后根据解算误差灵敏度以及可达探测构型的分析结果，提出分体式制导的探测精度分析方法，具体步骤为：
步骤四一：给定探测模式以及每个测量信息的误差值，给定拦截段追踪器与目标间的常值相对速度
Figure GDA0003022240080000065
以及追踪器的剩余拦截时间τ；
步骤四二：推导追踪器制导信息rct和
Figure GDA0003022240080000066
对于每个测量信息的解算误差灵敏度表达式，并将其代入式(11)从而得到追踪器制导信息的解算误差表达式；
步骤四三：将式(9)代入追踪器制导信息的解算误差表达式，从而建立追踪器制导信息的解算误差与分离条件参数以及剩余拦截时间有关的数学关系式；
步骤四四：定量分析令τ时刻追踪器制导信息rct和
Figure GDA0003022240080000071
的解算误差达到最小值时的可达探测构型及其变化率，即求解如下多目标优化问题：
Figure GDA0003022240080000072
将优化问题(12)的最优解
Figure GDA0003022240080000073
所对应的优化指标
Figure GDA0003022240080000074
和
Figure GDA0003022240080000075
作为当前探测模式下τ时刻的探测性能。
本发明的有益效果是：本发明首先根据分体式制导场景下追踪器、观察器与目标间的三角构型关系推导追踪器制导信息的间接解算方程及其解算误差灵敏度表达式；其次，考虑分体式制导的组合体分离以及目标拦截约束，对分体式制导的可达探测构型进行分析；然后，结合现有空间探测技术提出若干种可行的探测模式；最后，依据解算误差灵敏度以及可达探测构型的分析结果，采取数值仿真的方法对不同探测模式的探测精度进行对比分析，从而确定出适合于空间非合作制导任务的分体式制导探测模式。
本发明从同时保证目标相对距离以及视线角速度信息精确测量的角度出发，对分体式制导的探测模式进行分析，不仅为追踪器和观察器的探测载荷配置提供理论依据，也为分体式制导的分离设计以及导引律设计打下基础。
附图说明
图1为本发明的简化拦截过程。
图2为本发明不同探测模式的理想探测构型参数
Figure GDA0003022240080000076
图3为本发明不同探测模式的理想探测构型参数β*。
图4为本发明不同探测模式的rct探测误差。
图5为本发明不同探测模式的
Figure GDA0003022240080000077
探测误差。
具体实施方式
具体实施方式一：参照图1具体说明本实施方式，本实施方式所述的分体式制导的探测模式及精度分析方法，包括如下步骤：
步骤一：根据分体式制导场景下追踪器、观察器与目标间的三角构型关系，推导追踪器制导信息的间接解算方程及其解算误差灵敏度；
步骤二：根据分体式制导的分离与拦截特点，对可达探测构型进行定量分析；
步骤三：根据现有空间探测技术，提出若干种具有潜在应用价值的探测模式；
步骤四：根据解算误差灵敏度以及可达探测构型的分析结果，得到分体式制导的探测精度分析方法，并对不同探测模式的探测性能进行对比分析，得到适合于空间非合作制导任务的探测模式。
具体实施方式二：本实施方式是对具体实施方式一所述的作进一步说明，本实施方式与具体实施方式一的区别是所述步骤一中的制导信息包括追踪器与目标间的相对距离信息rct以及惯性视线角速度信息
Figure GDA0003022240080000084
制导信息的间接解算方法如下：
对于“边-角-边”的三角构建方式，若rot、rco以及以观察器为中心的构型角(π-qot-qco)的值给定，则可唯一确定追踪器、观察器与目标间的三角关系。根据余弦定理，可以推导出rct的第一个解算方程，其表达式为：
Figure GDA0003022240080000081
其中，rot为观察器与目标间的相对距离；qot为目标相对于观察器的惯性视线角；rco为追踪器与观察器间的相对距离；qco为观察器相对于追踪器的基线角；
对于“角-角-边”的三角构建方式，若rco以及以追踪器和观察器为中心的构型角α＝qct-qco和β＝qot-qct的值给定，则可唯一确定追踪器、观察器与目标间的三角关系，进而根据正弦定理，可推导出rct的第二个解算方程：
Figure GDA0003022240080000082
其中，qct为目标相对于追踪器的惯性视线角，且sin(qot-qct)≠0；
对于“边-角-边”的三角构建方式，若rot、rco以及以观察器为中心的构型角(π-qot+qco)的值给定，则可唯一确定追踪器、观察器与目标间的三角关系。根据余弦定理，可以推导出qct与其他相对运动状态间的数学关系式：
Figure GDA0003022240080000083
对上式等号两边同时求时间的导数，可得到
Figure GDA0003022240080000091
的第一个解算方程：
Figure GDA0003022240080000092
其中，α和β分别为以追踪器和目标为中心的构型角，表达式如下：
Figure GDA0003022240080000093
Figure GDA0003022240080000094
对于“边-边-边”的三角构建方式，若rct、rot以及rco的值给定，则可唯一确定追踪器、观察器与目标间的三角关系。根据余弦定理，可以推导出qct与其他相对运动状态间的数学关系式:
Figure GDA0003022240080000095
对上式等号两边同时求时间的导数，可得到
Figure GDA0003022240080000096
的第二个解算方程：
Figure GDA0003022240080000097
解算方程(1)-(4)将为分体式制导探测模式的分析打下基础，在此基础上，依次推导解算误差灵敏度的表达式。
具体实施方式三：本实施方式是对具体实施方式二所述的作进一步说明，本实施方式与具体实施方式二的区别是所述步骤一中制导信息的解算误差灵敏度为：
对制导信息的解算误差灵敏度进行分析，并在此基础上考虑分体式制导的组合体分离以及目标拦截约束，对分体式制导的可达探测构型进行分析；对追踪器制导信息rct的解算误差灵敏度进行分析。根据追踪器制导信息rct的第一个解算方程，通过理论推导得到rct的解算误差灵敏度表达式可表示为：
Figure GDA0003022240080000101
式中，
Figure GDA0003022240080000102
为第一种解算方式下追踪器制导信息rct对于每个测量信息的解算误差灵敏度。从上式可以看出，在追踪器与目标间相对距离rct给定的情况下，追踪器制导信息rct的解算误差灵敏度将由构型角β以及观察器与目标间的相对距离rot直接决定。进一步，对上式进行理论分析，可以得出以下结论：
1、减小rot的值将会降低制导信息rct对于测量信息qot和qco的解算误差灵敏度，而不会改变对于其他测量信息的解算误差灵敏度；
2、令β趋近于0或π将会降低制导信息rct对于角度测量信息qot和qco的解算误差灵敏度，但会增大对于距离测量信息rot和rco的解算误差灵敏度；而令β趋近于
Figure GDA0003022240080000103
或
Figure GDA0003022240080000104
将会降低制导信息rct对于距离测量信息rot和rco的解算误差灵敏度，但会增大对于角度测量信息qot和qco的解算误差灵敏度。
根据追踪器制导信息rct的第二个解算方程，通过理论推导得到rct的解算误差灵敏度表达式可表示为：
Figure GDA0003022240080000105
式中，
Figure GDA0003022240080000106
为第二种解算方式下追踪器制导信息rct对于每个测量信息的解算误差灵敏度。从上式可以看出，在追踪器与目标间相对距离rct给定的情况下，追踪器制导信息rct的解算误差灵敏度将由构型角β以及相对距离rot直接决定。进一步的，对上式进行理论分析，可以得出以下结论
(1)令β趋近于
Figure GDA0003022240080000111
或
Figure GDA0003022240080000112
将会降低制导信息rct对于测量信息qct、qot和qco的解算误差灵敏度，而不会改变对于其他测量信息的解算误差灵敏度；
(2)增大rot的值将有利于降低制导信息rct对于距离测量信息rco的解算误差灵敏度，但会增大对于角度测量信息qot和qco的解算误差灵敏度。
根据以上分析可以看出，不同解算方式下表征探测构型的参数β和rco对于追踪器制导信息rct的解算精度影响将存在明显差别，因此，有必要结合具体的探测模式，对令解算误差达到最小的构型角β*以及相对距离
Figure GDA0003022240080000113
进行理论分析。
对追踪器制导信息
Figure GDA0003022240080000114
的解算误差灵敏度进行分析。根据
Figure GDA0003022240080000115
的第一个解算方程推导出其解算误差灵敏度表达式为：
Figure GDA0003022240080000116
式中，
Figure GDA0003022240080000117
为追踪器制导信息
Figure GDA0003022240080000118
对于每个测量信息的解算误差灵敏度。本申请假设分体拦截过程中
Figure GDA0003022240080000119
始终趋近于0，则可推导出飞行器与目标间的二体相对运动状态满足以下关系式：
Figure GDA0003022240080000121
将上两个式子进行整理，可以推导出解算误差灵敏度的近似表达式：
Figure GDA0003022240080000122
进一步的，对于本文研究的末端高速制导场景而言，观察器与目标间的相对接近速率通常远大于垂直视线方向的速率，即
Figure GDA0003022240080000123
因此可将上式中的
Figure GDA0003022240080000124
近似为0，则上式可简化为:
Figure GDA0003022240080000131
对上式进行理论分析，可以得出以下结论：
(1)令β趋向于0或π将有利于降低制导信息
Figure GDA0003022240080000132
对于距离测量信息
Figure GDA0003022240080000133
的解算误差灵敏度，但是会增大对于角度测量信息
Figure GDA0003022240080000134
的解算误差灵敏度；而令β趋向于
Figure GDA0003022240080000135
或
Figure GDA0003022240080000136
将有利于降低制导信息
Figure GDA0003022240080000137
对于角度测量信息
Figure GDA0003022240080000138
的解算误差灵敏度，但是会增大对于距离测量信息
Figure GDA0003022240080000139
的解算误差灵敏度；
(2)降低rot的值将会降低制导信息
Figure GDA00030222400800001310
对于测量信息
Figure GDA00030222400800001311
以及
Figure GDA00030222400800001312
的解算误差灵敏度，而不会改变对于其他测量信息的解算误差灵敏度。
综合以上分析结论，随着构型角β以及相对距离rot的变化，追踪器制导信息
Figure GDA00030222400800001313
对于相对距离以及视线角测量信息的解算误差灵敏度呈现出相反的变化规律，因而有必要结合实际探测载荷的测量误差，从降低追踪器制导信息整体解算精度的角度对拦截过程的理想构型角β*以及相对距离
Figure GDA00030222400800001314
进行理论分析。
具体实施方式四：本实施方式是对具体实施方式二所述的作进一步说明，本实施方式与具体实施方式二的区别是所述分体式制导的可达探测构型分析的具体步骤为，首先对分体式制导过程做出假设：
(1)追踪器与目标间的相对速度在分体式制导过程中近似视为常值；
(2)简化追踪器分离后对于目标制导偏差的动态调节过程，即目标相对于追踪器的视线角速度
Figure GDA0003022240080000141
在制导过程中忽略不计；如图1所示
然后基于上述假设，采用相对距离rct、rot以及构型角β表征分体式制导过程追踪器、观察器与目标间的探测构型，探测构型及其变化率的时变表达式为：
Figure GDA0003022240080000142
其中，
Figure GDA0003022240080000143
为分离时刻组合体与目标间的相对运动状态；t为分体式制导过程中的任意时刻；
根据假设(1)，可将上式转化如下：
Figure GDA0003022240080000144
其中，τ为剩余拦截时间；
Figure GDA0003022240080000145
为追踪器与目标间的给定接近速率；
由上式得出，在Vct给定的情况下，追踪器在拦截目标前τ时刻的探测构型及其变化率将由分离条件参数rstf、
Figure GDA0003022240080000151
γp、Vp唯一确定；根据实际分离装置的限制，对分离条件参数提出以下边界约束：
Figure GDA0003022240080000152
其中，rst1和rst2分别为允许的组合体最近以及最远分离距离；Eot1和Eot2分别为允许的观察器最小以及最大偏置距离；Vpm为分离机构所能提供的最大分离速率，这里Vpm＜＜Vct；
分体式制导的可达探测构型即存在满足约束(10)的分离条件参数，探测构型由式(9)得到。
具体实施方式五：本实施方式是对具体实施方式四所述的作进一步说明，本实施方式与具体实施方式四的区别是所述步骤三中提出的多种探测模式如下表：
Figure GDA0003022240080000153
在空间非合作制导任务中，激光测距雷达通常是己方飞行器测量非合作目标相对距离及相对速度的主要探测载荷，该探测载荷具有成本高、功耗大以及量程短等缺点，导致其在实际空间制导任务中存在一定的应用局限性；因而为了降低追踪器的探测需求，要求空间非合作制导场景下的追踪器不具备直接测量目标相对距离和相对速度的能力，故上表中的后4种探测模式将排除在本文的研究范畴之内；在此基础上，本专利将上表中的前4种探测模式作为空间非合作制导任务的备选探测模式，后面将从探测精度的角度对这4种探测模式进行分析及对比，以求进一步筛选出适合于空间非合作制导任务的探测模式；为了便于叙述，将这4种探测模式依次称为辅助探测模式、双目探测模式、混合探测模式1以及混合探测模式2。
具体实施方式五：本实施方式是对具体实施方式四所述的作进一步说明，本实施方式与具体实施方式四的区别是述步骤四的具体步骤为：
依据解算误差灵敏度以及可达探测构型的分析结果，采取数值仿真的方法对不同探测模式的探测精度进行对比分析，从而确定出适合于空间非合作制导任务的分体式制导探测模式。
首先依据小偏差线性化理论，得到基于解算误差灵敏度的追踪器制导信息解算误差表达式：
Figure GDA0003022240080000161
式中，δrct为制导信息rct的解算误差；
Figure GDA0003022240080000162
为制导信息
Figure GDA0003022240080000163
的解算误差；mi是Zi的维度；zij是Zi的第j个元素；δzij为zij的测量误差；
在此基础上，然后根据解算误差灵敏度以及可达探测构型的分析结果，提出分体式制导的探测精度分析方法，具体步骤为：
步骤四一：给定探测模式以及每个测量信息的误差值，给定拦截段追踪器与目标间的常值相对速度
Figure GDA0003022240080000164
以及追踪器的剩余拦截时间τ；
步骤四二：推导追踪器制导信息rct和
Figure GDA0003022240080000165
对于每个测量信息的解算误差灵敏度表达式，并将其代入式(11)从而得到追踪器制导信息的解算误差表达式；
步骤四三：将式(9)代入追踪器制导信息的解算误差表达式，从而建立追踪器制导信息的解算误差与分离条件参数以及剩余拦截时间有关的数学关系式；
步骤四四：定量分析令τ时刻追踪器制导信息rct和
Figure GDA0003022240080000166
的解算误差达到最小值时的可达探测构型及其变化率，即求解如下多目标优化问题：
Figure GDA0003022240080000171
将优化问题(12)的最优解
Figure GDA0003022240080000172
所对应的优化指标
Figure GDA0003022240080000173
和
Figure GDA0003022240080000174
作为当前探测模式下τ时刻的探测性能。
基于上述探测精度分析方法，下面对不同探测模式的探测性能进行仿真分析及对比。先结合现有空间探测技术，给出一组飞行器与目标间的相对运动测量误差值，如下表所示:
Figure GDA0003022240080000175
考虑到追踪器在拦截过程需要进行轨道修正，其轨控发动机工作所产生的飞行器抖动以及羽流将会对探测精度造成一定影响，因此上表中追踪器对于目标的测量精度低于观察器对于目标的测量精度。在此基础上，探测模式的探测精度所涉及的其他参数由下表给出：
Figure GDA0003022240080000176
Figure GDA0003022240080000181
在此基础上，对追踪器的剩余拦截时间τ进行适当遍历，从而得到不同探测模式下令追踪器制导信息解算误差达到最小的可达探测构型，如图2和图3所示。从图中可以看出，不同探测模式的理想探测构型存在明显差异，其中辅助探测模式和混合探测模式2的理想构型角β趋向于0，而双目探测模式和混合探测模式1的理想构型角β则趋向于90deg。
图4和图5分别给出了在可达探测构型下的追踪器制导信息rct和
Figure GDA0003022240080000182
的最优探测精度。从中可以看出，本文所提出的4种探测模式对于制导信息rct和
Figure GDA0003022240080000183
的探测精度存在明显差异。进一步的，对不同探测模式的探测性能进行综合对比，可以得出以下结论:
1、辅助探测模式与混合探测模式2对于制导信息
Figure GDA0003022240080000184
的探测精度基本相同，但是在制导信息rct的探测精度上辅助探测模式明显优于混合探测模式2，并且混合探测模式2相比与辅助探测模式还需测量更多的相对运动信息，因此综合多方面因素，辅助探测模式优于混合探测模式2；
2、双目探测模式与混合探测模式1对于制导信息rct和
Figure GDA0003022240080000185
的探测精度大体相同，但是混合探测模式1相比于双目探测模式需要测量观察器与目标间的相对距离信息，因此综合探测成本的因素，双目探测模式优于混合探测模式1；
3、辅助探测模式与双目探测模式相比，在制导信息rct的探测精度方面双目探测模式明显优于辅助探测模式，可以达到分米测量量级，而在
Figure GDA0003022240080000186
的探测精度方面辅助探测模式明显优于双目探测模式，可以达到低于1毫弧度每秒的测量量级，因此这两种分体探测模式在探测精度方面各具优势，需要结合实际的空间非合作制导任务需求，对其进行折中选取。
根据以上叙述，本文所提出的探测精度分析方法可以针对任意一种探测模式，分析出追踪器制导信息rct和
Figure GDA0003022240080000187
在特定拦截时间以及可达探测构型下的最优探测精度，具有非常明确的物理意义，并且可在探测载荷测量误差给定的情况下，分析并比较不同分体探测模式的探测性能。
需要注意的是，具体实施方式仅仅是对本发明技术方案的解释和说明，不能以此限定权利保护范围。凡根据本发明权利要求书和说明书所做的仅仅是局部改变的，仍应落入本发明的保护范围内。

Claims (5)

1.分体式制导的探测模式及精度分析方法，其特征在于包括如下步骤：
步骤一：根据分体式制导场景下追踪器、观察器与目标间的三角构型关系，推导追踪器制导信息的间接解算方程及其解算误差灵敏度；
步骤二：根据分体式制导的分离与拦截特点，对可达探测构型进行定量分析；
步骤三：根据现有空间探测技术，提出若干种探测模式；
步骤四：根据解算误差灵敏度以及可达探测构型的分析结果，得到分体式制导的探测精度分析方法，并对不同探测模式的探测性能进行对比分析，得到适合于空间非合作制导任务的探测模式；
所述步骤一中的制导信息包括追踪器与目标间的相对距离信息rct以及惯性视线角速度信息
Figure FDA0003022240070000011
制导信息的间接解算方法如下：
rct的第一个解算方程为：
Figure FDA0003022240070000012
其中，rot为观察器与目标间的相对距离；qot为目标相对于观察器的惯性视线角；rco为追踪器与观察器间的相对距离；qco为观察器相对于追踪器的基线角；
rct的第二个解算方程为：
Figure FDA0003022240070000013
其中，qct为目标相对于追踪器的惯性视线角，且sin(qot-qct)≠0；
Figure FDA0003022240070000014
的第一个解算方程为：
Figure FDA0003022240070000015
其中，α和β分别为以追踪器和目标为中心的构型角，表达式如下：
Figure FDA0003022240070000016
Figure FDA0003022240070000017
Figure FDA0003022240070000018
的第二个解算方程为：
Figure FDA0003022240070000021
2.根据权利要求1所述的分体式制导的探测模式及精度分析方法，其特征在于：所述步骤一中制导信息的解算误差灵敏度为：
rct的第一个解算方程的解算误差灵敏度为：
Figure FDA0003022240070000022
其中，
Figure FDA0003022240070000023
为第一种解算方式下追踪器制导信息rct对于每个测量信息的解算误差灵敏度；
rct的第二个解算方程的解算误差灵敏度为：
Figure FDA0003022240070000024
其中，
Figure FDA0003022240070000025
为第二种解算方式下追踪器制导信息rct对于每个测量信息的解算误差灵敏度；
Figure FDA0003022240070000026
的第一个解算方程的解算误差灵敏度为：
Figure FDA0003022240070000031
其中，
Figure FDA0003022240070000032
为第一种解算方式下追踪器制导信息
Figure FDA0003022240070000033
对于每个测量信息的解算误差灵敏度。
3.根据权利要求1所述的分体式制导的探测模式及精度分析方法，其特征在于所述步骤二中对可达探测构型进行定量分析的具体步骤为，首先对分体式制导过程做出假设：
A：追踪器与目标间的相对速度在分体式制导过程中近似视为常值；
B：简化追踪器分离后对于目标制导偏差的动态调节过程，即目标相对于追踪器的视线角速度
Figure FDA0003022240070000035
在制导过程中忽略不计；
然后基于上述假设，采用相对距离rct、rot以及构型角β表征分体式制导过程追踪器、观察器与目标间的探测构型，探测构型及其变化率的时变表达式为：
Figure FDA0003022240070000034
其中，
Figure FDA0003022240070000041
为分离时刻组合体与目标间的相对运动状态；t为分体式制导过程中的任意时刻；
根据假设A，可将上式转化如下：
Figure FDA0003022240070000042
其中，τ为剩余拦截时间；
Figure FDA0003022240070000043
为追踪器与目标间的给定接近速率；
由上式得出，在Vct给定的情况下，追踪器在拦截目标前τ时刻的探测构型及其变化率将由分离条件参数rstf、
Figure FDA0003022240070000044
γp、Vp唯一确定；根据实际分离装置的限制，对分离条件参数提出以下边界约束：
Figure FDA0003022240070000045
其中，rst1和rst2分别为允许的组合体最近以及最远分离距离；Eot1和Eot2分别为允许的观察器最小以及最大偏置距离；Vpm为分离机构所能提供的最大分离速率，这里Vpm＜＜Vct；
分体式制导的可达探测构型即存在满足约束(10)的分离条件参数，探测构型由式(9)得到。
4.根据权利要求3所述的分体式制导的探测模式及精度分析方法，其特征在于所述步骤三中提出的多种探测模式如下表：
Figure FDA0003022240070000051
5.根据权利要求4所述的分体式制导的探测模式及精度分析方法，其特征在于所述步骤四的具体步骤为：
首先依据小偏差线性化理论，得到基于解算误差灵敏度的追踪器制导信息解算误差表达式：
Figure FDA0003022240070000052
式中，δrct为制导信息rct的解算误差；
Figure FDA0003022240070000053
为制导信息
Figure FDA0003022240070000054
的解算误差；mi是Zi的维度；zij是Zi的第j个元素；δzij为zij的测量误差；
然后根据解算误差灵敏度以及可达探测构型的分析结果，提出分体式制导的探测精度分析方法，具体步骤为：
步骤四一：给定探测模式以及每个测量信息的误差值，给定拦截段追踪器与目标间的常值相对速度
Figure FDA0003022240070000055
以及追踪器的剩余拦截时间τ；
步骤四二：推导追踪器制导信息rct和
Figure FDA0003022240070000056
对于每个测量信息的解算误差灵敏度表达式，并将其代入式(11)从而得到追踪器制导信息的解算误差表达式；
步骤四三：将式(9)代入追踪器制导信息的解算误差表达式，从而建立追踪器制导信息的解算误差与分离条件参数以及剩余拦截时间有关的数学关系式；
步骤四四：定量分析令τ时刻追踪器制导信息rct和
Figure FDA0003022240070000061
的解算误差达到最小值时的可达探测构型及其变化率，即求解如下多目标优化问题：
Figure FDA0003022240070000062
将优化问题(12)的最优解
Figure FDA0003022240070000063
Vp *所对应的优化指标
Figure FDA0003022240070000064
和
Figure FDA0003022240070000065
作为当前探测模式下τ时刻的探测性能。
CN201910599811.0A 2019-07-04 2019-07-04 分体式制导的探测模式及精度分析方法 Active CN110296634B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910599811.0A CN110296634B (zh) 2019-07-04 2019-07-04 分体式制导的探测模式及精度分析方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910599811.0A CN110296634B (zh) 2019-07-04 2019-07-04 分体式制导的探测模式及精度分析方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110296634A CN110296634A (zh) 2019-10-01
CN110296634B true CN110296634B (zh) 2021-07-13

Family

ID=68030337

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910599811.0A Active CN110296634B (zh) 2019-07-04 2019-07-04 分体式制导的探测模式及精度分析方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110296634B (zh)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103245256A (zh) * 2013-04-25 2013-08-14 北京理工大学 一种多导弹协同作战制导律设计方法
CN106352738A (zh) * 2016-06-08 2017-01-25 北京理工大学 基于输出一致性的多弹协同制导方法
CN107255924A (zh) * 2017-06-14 2017-10-17 哈尔滨工业大学 基于扩维模型的容积卡尔曼滤波提取捷联导引头制导信息的方法
CN108008642A (zh) * 2017-11-29 2018-05-08 北京航空航天大学 一种导弹制导系统半实物仿真方法
CN108362174A (zh) * 2018-02-09 2018-08-03 中国人民解放军火箭军工程大学 多个拦截器协同探测与制导一体化的拦截方法及系统
CN109670203A (zh) * 2018-11-15 2019-04-23 中国人民解放军空军工程大学 一种诱饵干扰下视线角速度跳变模型的构建方法及其应用

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103245256A (zh) * 2013-04-25 2013-08-14 北京理工大学 一种多导弹协同作战制导律设计方法
CN106352738A (zh) * 2016-06-08 2017-01-25 北京理工大学 基于输出一致性的多弹协同制导方法
CN107255924A (zh) * 2017-06-14 2017-10-17 哈尔滨工业大学 基于扩维模型的容积卡尔曼滤波提取捷联导引头制导信息的方法
CN108008642A (zh) * 2017-11-29 2018-05-08 北京航空航天大学 一种导弹制导系统半实物仿真方法
CN108362174A (zh) * 2018-02-09 2018-08-03 中国人民解放军火箭军工程大学 多个拦截器协同探测与制导一体化的拦截方法及系统
CN109670203A (zh) * 2018-11-15 2019-04-23 中国人民解放军空军工程大学 一种诱饵干扰下视线角速度跳变模型的构建方法及其应用

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
一种面向复杂探测环境的新型分体式制导策略;李兴龙等;《宇航学报》;20170228;第38卷(第2期);第131-142页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN110296634A (zh) 2019-10-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2670243C1 (ru) Способ начального выравнивания устройства инерциальной навигации
JP2931348B2 (ja) 慣性空間中の目標の位置および速度を決定する方法およびシステム
CN102322858B (zh) 用于地磁/捷联惯导组合导航系统的地磁匹配导航方法
CN103983278B (zh) 一种测量影响卫星姿态确定系统精度的方法
CN110823215A (zh) 一种无人机相对导航信息融合方法
CN110285800B (zh) 一种飞行器集群的协同相对定位方法及系统
JPH02206716A (ja) 車両用走行方位検出装置
CN111856536A (zh) 一种基于系统间差分宽巷观测的gnss/ins紧组合定位方法
KR20160106756A (ko) 관성 장치, 제어 방법 및 프로그램
CN104281159A (zh) 稳定平台的动态位置环控制方法及系统
Yu et al. Full-parameter vision navigation based on scene matching for aircrafts
CN110296634B (zh) 分体式制导的探测模式及精度分析方法
CN106052568A (zh) 丝杠型面检测装置位移传感器系统安装误差的补偿方法
Zorina et al. Enhancement of INS/GNSS integration capabilities for aviation-related applications
CN103954288A (zh) 一种卫星姿态确定系统精度响应关系确定方法
CN106323281B (zh) 室内空间定位方法
RU2692837C2 (ru) Способ определения параметров движения шумящего объекта
CN108205128B (zh) 一种基于长基线干涉仪的无源测距方法
Hu et al. Correlation method and Kalman filter-based adaptive angle rate estimation for time-varying periodic signals of the attitude and heading reference system
CN115031927B (zh) 一种椭圆高斯分布光斑质心的高精度定位方法
CN102564383B (zh) 基于轴面角确定三轴磁传感器轴间角的方法
RU2570339C1 (ru) Способ определения координат центра масс самолета в полете и устройство для его осуществления
CN113155154A (zh) 一种基于传感器和相机的姿态和里程的误差纠偏方法
Uspenskyi et al. Development of method and algorithm of dynamic gyrocompassing for high-speed systems of navigation and control of movement
JP2004117017A (ja) センサバイアス誤差推定用の目標位置決定方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant