CN110906955B

CN110906955B - 一种考虑测量延迟的捷联光学导引头解耦方法

Info

Publication number: CN110906955B
Application number: CN201911228115.5A
Authority: CN
Inventors: 任韦; 魏英杰; 夏维学; 王金强; 张成举; 李聪慧
Original assignee: Harbin Institute of Technology
Current assignee: Harbin Institute of Technology
Priority date: 2019-12-04
Filing date: 2019-12-04
Publication date: 2021-07-13
Anticipated expiration: 2039-12-04
Also published as: CN110906955A

Abstract

一种考虑测量延迟的捷联光学导引头解耦方法，涉及飞行器领域。本发明是为了解决目前在捷联光学导引头测量信息时间延迟与飞行器姿态传感器测量信息时间延迟不相同的条件下制导信息干扰较大的问题。本发明测量捷联光学导引头信号输出的延迟时间；通过角速率陀螺的角振动试验，测量角速率陀螺的输出延迟时间；进而得到捷联光学导引头输出信息延迟时间与角速率陀螺输出信息延迟时间之差，并根据角速率陀螺离散化采样周期，确定角速率陀螺解算的姿态角信息调整的拍数，利用捷联光学导引头输出的信息与角速率陀螺解算的经过时间拍数调整后的姿态角信息，求解得到消除测量延迟的飞行器与目标连线的视线角，完成捷联光学导引头的解耦。

Description

一种考虑测量延迟的捷联光学导引头解耦方法

技术领域

本发明属于飞行器领域，尤其涉及飞行器飞行过程中捷联光学导引头信息的测量。

背景技术

在飞行器飞行过程中，捷联光学导引头测量信息存在测量延迟的问题；同时，飞行器姿态传感器测量信息也存在测量延迟，两路信息测量延迟不相同的状态将对飞行器控制指令的形成增加干扰，从而对飞行器飞行轨迹产生影响，造成飞行器不能够按照理论设定的轨迹完成飞行任务，严重情况下将造成飞行试验的失败。

为了减小两路信息测量延迟不相同等对飞行器飞行轨迹的影响，也为了给飞行器控制指令的形成创造良好的形成条件，在制导信息预处理设计的时候，需要开展考虑测量延迟的捷联光学导引头解耦设计。传统的捷联光学导引头解耦设计，只针对不存在捷联光学导引头测量信息时间延迟和不存在飞行器姿态传感器测量信息时间延迟的基础上开展设计的。这种设计虽然能够在一定程度上完成捷联光学导引头信息的解耦，但是，在捷联光学导引头测量信息时间延迟与飞行器姿态传感器测量信息时间延迟不相同条件下，特别是在两路信息时间延迟相差较大的条件下，将造成飞行器偏离理论航迹，甚至造成试验失败。

发明内容

本发明是为了解决：目前在捷联光学导引头测量信息时间延迟与飞行器姿态传感器测量信息时间延迟不相同的条件下制导信息干扰较大的问题，现提供一种考虑测量延迟的捷联光学导引头解耦方法。

一种考虑测量延迟的捷联光学导引头解耦方法，包括以下步骤：

步骤一：分别计算捷联光学导引头测量信息时的时间延迟和飞行器姿态传感器测量信息时的时间延迟，并将两个时间延时做差获得时间差；

步骤二：根据步骤一获得的时间差和角速率陀螺的离散化采样周期确定角速率陀螺解算的姿态角信息所调整的拍数；

步骤三：利用步骤二获得的拍数调整飞行器的偏航角、俯仰角和滚转角；

步骤四：利用步骤三调整后的偏航角、俯仰角、滚转角、连线与飞行器轴线之间的高低偏差角和连线与飞行器轴线之间的方位偏差角，获得消除测量延迟的高低视线角和方位视线角，完成捷联光学导引头解耦，所述连线为捷联光学导引头测量的飞行器与目标之间的连线。

上述步骤一中，计算捷联光学导引头测量信息时的时间延迟的方法为：

将模拟的输入信号输入至捷联光学导引头中、并记录信号输入的时刻，

采集捷联光学导引头的输出信号、并记录信号输出的时刻，

将信号输入的时刻和信号输出的时刻做差，获得捷联光学导引头测量信息时的时间延迟。

上述步骤一中，计算飞行器姿态传感器测量信息时的时间延迟的方法为：

向角振动台输入转动控制信号、并记录角振动台开始运动的时刻，

当角振动台按照控制信号运动时，利用角速率陀螺采集角振动台的角度和角速度、并记录角速率陀螺输出信号的时刻，

将角振动台开始运动的时刻与角速率陀螺输出信号的时刻做差，获得飞行器姿态传感器测量信息时的时间延迟。

上述步骤二中，根据下式确定角速率陀螺解算的姿态角信息所调整的拍数n：

其中，ΔT为时间差，T_{t1_cy}为角速率陀螺的离散化采样周期。

上述步骤四中，利用下式获得消除测量延迟的高低视线角ε_s：

ε_s＝arcsin(a1+a2+a3)

其中，a1、a2和a3均为计算ε_s的中间变量，表达式分别如下：

a1＝cos(β_sl)*cos(ε_sl)*sin[θ(N-n)]，

a2＝cos[r(N-n)]*cos[θ(N-n)]*sin(ε_sl)，

a3＝cos[θ(N-n)]*cos(ε_sl)*sin(β_sl)*sin[r(N-n)]，

上述步骤四中，利用下式获得消除测量延迟的方位视线角β_s：

其中，b1、b2、b3、c1、c2和c3均为计算β_s的中间变量，表达式分别如下：

b1＝sin(ε_sl)*{cos[ψ(N-n)]*sin[r(N-n)]+cos[r(N-n)]*sin[ψ(N-n)]*sin[θ(N-n)]}，

b2＝-cos(ε_sl)sin(β_sl)*{cos[ψ(N-n)]*cos[r(N-n)]+sin[r(N-n)]*sin[ψ(N-n)]*sin[θ(N-n)]}

b3＝-cos(β_sl)*cos[θ(N-n)]*cos(ε_sl)*sin[ψ(N-n)]，

c1＝sin(ε_sl)*{sin[ψ(N-n)]*sin[r(N-n)]-cos[r(N-n)]*cos[ψ(N-n)]*sin[θ(N-n)]}，

c2＝-cos(ε_sl)sin(β_sl)*{sin[ψ(N-n)]*cos[r(N-n)]+sin[r(N-n)]*cos[ψ(N-n)]*sin[θ(N-n)]}

c3＝cos(β_sl)*cos[θ(N-n)]*cos(ε_sl)*cos[ψ(N-n)]，

ε_sl为连线与飞行器轴线之间的高低偏差角，β_sl为连线与飞行器轴线之间的方位偏差角，ψ(N-n)为调整后的偏航角，θ(N-n)为调整后的俯仰角，r(N-n)为调整后的滚转角，N为t时刻角速率陀螺解算的姿态角的拍数，n为角速率陀螺解算的姿态角信息所调整的拍数，t时刻为捷联光学导引头输出信号的时刻。

本发明所述的一种考虑测量延迟的捷联光学导引头解耦方法，在满足制导控制系统使用要求的基础上，克服了捷联光学导引头测量信息时间延迟与飞行器姿态传感器测量信息时间延迟不相同条件下制导信息干扰较大的问题，给出了针对捷联光学导引头测量时间延迟和飞行器姿态传感器测量时间延迟不相同的解耦设计方法以及解析表达式，确保了能最大范围减小测量信息时间延迟对制导信息解耦的影响，保证了精度最高以及制导控制回路性能的最优。

附图说明

图1为一种考虑测量延迟的捷联光学导引头解耦方法的流程图。

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，本实施方式所述的一种考虑测量延迟的捷联光学导引头解耦方法，包括以下步骤：

步骤一：通过信号发生器模拟产生一组脉冲宽度为纳秒级的捷联光学导引头输入信号，将信号发生器的信号输出端连接到捷联光学导引头信号处理板的信号输入端，然后将信号发生器的信号输出端和捷联光学导引头的信号输出端均接入示波器中；将模拟的输入信号输入至捷联光学导引头中、并在示波器中记录信号输入的时刻T_{dyt_in}，采集捷联光学导引头的输出信号、并在示波器中记录信号输出的时刻T_{dyt_out}，将T_{dyt_in}和T_{dyt_out}做差，获得捷联光学导引头测量信息时的时间延迟ΔT_dyt：

ΔT_dyt＝T_{dyt_out}-T_{dyt_in}。

向角振动台输入转动控制信号，使角振动台模拟出固定幅值、固定频率的角速率转动状态，将角速率陀螺设置在角振动台上，将角速率陀螺的信号输出端接入到角振动台测试系统中；记录角振动台开始运动的时刻T_{tl_in}，当角振动台按照控制信号运动时，利用角速率陀螺采集角振动台的角度和角速度、并记录角速率陀螺输出信号的时刻T_{tl_out}，将T_{tl_in}和T_{tl_out}做差，获得飞行器姿态传感器测量信息时的时间延迟ΔT_tl：

ΔT_tl＝T_{tl_out}-T_{tl_in}。

将ΔT_dyt与ΔT_tl做差，获得时间差ΔT：

ΔT＝ΔT_dyt-ΔT_tl。

步骤二：根据步骤一获得的时间差ΔT和角速率陀螺的离散化采样周期T_{t1_cy}，根据下式确定角速率陀螺解算的姿态角信息所调整的拍数n：

步骤三：利用步骤二获得的拍数调整飞行器的偏航角、俯仰角和滚转角，则有调整后的偏航角表达式为ψ(N-n)，调整后的俯仰角表达式为θ(N-n)，调整后的滚转角表达式为r(N-n)，

N为t时刻角速率陀螺解算的姿态角的拍数，t时刻为捷联光学导引头输出信号的时刻。

步骤四：利用步骤三调整后的偏航角ψ(N-n)、俯仰角θ(N-n)、滚转角r(N-n)、连线与飞行器轴线之间的高低偏差角ε_sl和连线与飞行器轴线之间的方位偏差角β_sl，根据下式分别获得消除测量延迟的高低视线角ε_s和方位视线角β_s，

其中，a1、a2和a3均为计算ε_s的中间变量，b1、b2、b3、c1、c2和c3均为计算β_s的中间变量，具体的表达式分别如下：

a1＝cos(β_sl)*cos(ε_sl)*sin[θ(N-n)]，

a2＝cos[r(N-n)]*cos[θ(N-n)]*sin(ε_sl)，

a3＝cos[θ(N-n)]*cos(ε_sl)*sin(β_sl)*sin[r(N-n)]，

b3＝-cos(β_sl)*cos[θ(N-n)]*cos(ε_sl)*sin[ψ(N-n)]，

c3＝cos(β_sl)*cos[θ(N-n)]*cos(ε_sl)*cos[ψ(N-n)]，

上述连线为捷联光学导引头测量的飞行器与目标之间的连线；

至此，完成捷联光学导引头解耦。

本实施方式是通过捷联光学导引头的时间延迟测量试验，测量捷联光学导引头信号输出的延迟时间；通过角速率陀螺的角振动试验，测量角速率陀螺的输出延迟时间；进而得到捷联光学导引头输出信息延迟时间与角速率陀螺输出信息延迟时间之差，并根据角速率陀螺离散化采样周期，确定角速率陀螺解算的姿态角信息调整的拍数，利用捷联光学导引头输出的信息与角速率陀螺解算的经过时间拍数调整后的姿态角信息，求解得到消除测量延迟的飞行器与目标连线的视线角，完成捷联光学导引头的解耦。

本实施方式采用的考虑测量延迟的捷联光学导引头解耦方法，通过使用调整时间后的角速率陀螺信息参与解耦运算，能够消除捷联光学导引头测量信息与角速率陀螺测量信息时间不一致的问题，有效的提高捷联光学导引头的解耦精度，达到有效提高制导控制系统设计性能的目的。可用于捷联光学导引头测量信息与飞行器姿态测量信息时间延迟不匹配条件下制导信息的精确设计使用中。

Claims

1.一种考虑测量延迟的捷联光学导引头解耦方法，其特征在于，包括以下步骤：

根据下式确定角速率陀螺解算的姿态角信息所调整的拍数n：

其中，ΔT为时间差，T_{t1_cy}为角速率陀螺的离散化采样周期；

步骤四：利用步骤三调整后的偏航角、俯仰角、滚转角、连线与飞行器轴线之间的高低偏差角和连线与飞行器轴线之间的方位偏差角，获得消除测量延迟的高低视线角和方位视线角，完成捷联光学导引头解耦，所述连线为捷联光学导引头测量的飞行器与目标之间的连线；

利用下式获得消除测量延迟的高低视线角ε_s：

ε_s＝arcsin(a1+a2+a3)，

其中，a1、a2和a3均为计算ε_s的中间变量，表达式分别如下：

ε_sl为连线与飞行器轴线之间的高低偏差角，β_sl为连线与飞行器轴线之间的方位偏差角，

为调整后的俯仰角，r(N-n)为调整后的滚转角，N为t时刻角速率陀螺解算的姿态角的拍数，n为角速率陀螺解算的姿态角信息所调整的拍数，t时刻为捷联光学导引头输出信号的时刻；

利用下式获得消除测量延迟的方位视线角β_s：

ε_sl为连线与飞行器轴线之间的高低偏差角，β_sl为连线与飞行器轴线之间的方位偏差角，ψ(N-n)为调整后的偏航角，

为调整后的俯仰角，r(N-n)为调整后的滚转角，N为t时刻角速率陀螺解算的姿态角的拍数，n为角速率陀螺解算的姿态角信息所调整的拍数，t时刻为捷联光学导引头输出信号的时刻。

2.根据权利要求1所述的一种考虑测量延迟的捷联光学导引头解耦方法，其特征在于，计算捷联光学导引头测量信息时的时间延迟的方法为：

采集捷联光学导引头的输出信号、并记录信号输出的时刻，

3.根据权利要求2所述的一种考虑测量延迟的捷联光学导引头解耦方法，其特征在于，所述模拟的输入信号由信号发生器模拟产生，该输入信号的脉冲宽度为纳秒级。

4.根据权利要求2所述的一种考虑测量延迟的捷联光学导引头解耦方法，其特征在于，信号输入的时刻为T_{dyt_in}，信号输出的时刻为T_{dyt_out}，则捷联光学导引头测量信息时的时间延迟ΔT_dyt为：

ΔT_dyt＝T_{dyt_out}-T_{dyt_in}。

5.根据权利要求1所述的一种考虑测量延迟的捷联光学导引头解耦方法，其特征在于，计算飞行器姿态传感器测量信息时的时间延迟的方法为：

6.根据权利要求5所述的一种考虑测量延迟的捷联光学导引头解耦方法，其特征在于，角振动台开始运动的时刻为T_{tl_in}，角速率陀螺输出信号的时刻为T_{tl_out}，则飞行器姿态传感器测量信息时的时间延迟ΔT_tl为：

ΔT_tl＝T_{tl_out}-T_{tl_in}。