CN110972563B - 一种抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合方法 - Google Patents

一种抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合方法 Download PDF

Info

Publication number
CN110972563B
CN110972563B CN201518010561.5A CN201518010561A CN110972563B CN 110972563 B CN110972563 B CN 110972563B CN 201518010561 A CN201518010561 A CN 201518010561A CN 110972563 B CN110972563 B CN 110972563B
Authority
CN
China
Prior art keywords
bullet
sight line
rate
module
missile
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
CN201518010561.5A
Other languages
English (en)
Inventor
王涛
王蒙一
熊华
李发明
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.)
Second Overall Design Department Of Second Research Institute Of Casic
Original Assignee
Second Overall Design Department Of Second Research Institute Of Casic
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 Second Overall Design Department Of Second Research Institute Of Casic filed Critical Second Overall Design Department Of Second Research Institute Of Casic
Priority to CN201518010561.5A priority Critical patent/CN110972563B/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110972563B publication Critical patent/CN110972563B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Landscapes

  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

本发明公开了一种抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合方法，具体步骤为：搭建制导信息融合平台；弹目视线转率模块A确定基于雷达测量信息和惯导测量信息的弹目视线转率；弹目视线转率模块B确定基于导引头测量信息的弹目视线转率；弹目视线转率融合模块确定用于计算过载指令的弹目视线转率；过载指令模块确定过载指令。本发明能够解决因多路径效应造成的末制导段弹体低频摆动的问题，弥补现有方法的不足，其突出特点是由中制导转入末制导的前期，将基于导引头测量的弹目视线转率随弹目距离的减少由部分到全部地用于形成过载指令，减小过载指令振荡对弹体姿态的影响。

Description

一种抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合方法
技术领域
本发明涉及一种导弹的制导信息融合方法，特别是一种抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合方法。
背景技术
导弹在拦截超低空目标时，由于多路径效应的影响，导引头的探测跟踪性能明显降低。多路径效应在中制导转入末制导的前期最强，使得导引头输出的弹目视线角偏差的低频振荡最强。现有方法中，一旦由中制导转入末制导，则导引头输出的弹目视线角偏差全部用于形成过载指令。过载指令和导引头输出的角偏差信号成正比，角偏差信号的低频振荡将引起过载指令低频振荡，从而导致弹体姿态摆动，造成大脱靶量。
发明内容
本发明目的在于提供一种抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合方法，解决因多路径效应造成的末制导段弹体低频摆动的问题。
一种抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合方法的具体步骤为：
第一步 搭建制导信息融合平台
制导信息融合平台，包括：弹目视线转率模块A、弹目视线转率模块B、弹目视线转率融合模块和过载指令模块。所述，
弹目视线转率模块A的功能为：确定基于雷达测量信息和惯导测量信息的弹目视线转率；
弹目视线转率模块B的功能为：确定基于导引头测量信息的弹目视线转率；
弹目视线转率融合模块的功能为：融合弹目视线转率模块A和弹目视线转率模块B的输出形成用于计算过载指令的弹目视线转率；
过载指令模块的功能为：确定过载指令。
第二步 弹目视线转率模块A确定基于雷达测量信息和惯导测量信息的弹目视线转率
弹目视线转率模块A根据雷达测量的目标位置(Xt，Yt，Zt)、雷达测量的目标速度
Figure BBM2020011900660000021
雷达测量的导弹位置(Xm，Ym，Zm)、惯导测量的导弹速度
Figure BBM2020011900660000022
确定弹目视线转率
Figure BBM2020011900660000023
和
Figure BBM2020011900660000024
ΔX＝Xt-Xm (1)
ΔY＝Yt-Ym (2)
ΔZ＝Zt-Zm (3)
Figure BBM2020011900660000025
Figure BBM2020011900660000026
Figure BBM2020011900660000027
Figure BBM2020011900660000028
Figure BBM2020011900660000029
Figure BBM20200119006600000210
Figure BBM20200119006600000211
其中，(ΔX，ΔY，ΔZ)为目标与导弹之间的距离分量，
Figure BBM20200119006600000212
为目标与导弹之间的相对速度分量，ΔR1为目标与导弹之间的距离，
Figure BBM20200119006600000213
为目标与导弹之间的相对速度。
第三步 弹目视线转率模块B确定基于导引头测量信息的弹目视线转率
弹目视线转率模块B通过导引头输出的角偏差信号DY和DZ确定弹目视线转率
Figure BBM20200119006600000214
和
Figure BBM20200119006600000215
Figure BBM20200119006600000216
Figure BBM2020011900660000031
其中，kd为角偏差信号DY和DZ的比例系数。
第四步 弹目视线转率融合模块确定用于计算过载指令的弹目视线转率
弹目视线转率融合模块根据弹目视线转率模块A确定的
Figure BBM2020011900660000032
和
Figure BBM2020011900660000033
以及弹目视线转率模块B确定的
Figure BBM2020011900660000034
和
Figure BBM2020011900660000035
融合形成用于计算过载指令的弹目视线转率
Figure BBM2020011900660000036
和
Figure BBM2020011900660000037
由中制导转入末制导后，开始时只使用小部分基于导引头测量的弹目视线转率，待弹目距离较小时，才全部使用基于导引头测量的弹目视线转率。
Figure BBM2020011900660000038
Figure BBM2020011900660000039
Figure BBM20200119006600000310
其中，Kzj为和目标与导弹之间的距离ΔR1相关的加权系数，范围为0到1之间。d1和d2为距离常数。
第五步 过载指令模块确定过载指令
过载指令模块通过导航比K、弹目相对速度
Figure BBM20200119006600000311
弹目视线转率
Figure BBM20200119006600000312
和
Figure BBM20200119006600000313
确定过载指令Uny和Unz：
Figure BBM20200119006600000314
Figure BBM20200119006600000315
至此，实现了抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合。
本发明能够解决因多路径效应造成的末制导段弹体低频摆动的问题，弥补现有方法的不足，其突出特点是由中制导转入末制导的前期，将基于导引头测量的弹目视线转率随弹目距离的减少由部分到全部地用于形成过载指令，减小过载指令振荡对弹体姿态的影响。本发明的应用，可以减少因多路径效应引起的弹体姿态的摆动，实现小脱靶量。本发明还可应用到其它有多路径效应的制导信息融合设计中。
具体实施方式
一种抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合方法的具体步骤为：
第一步 搭建制导信息融合平台
制导信息融合平台，包括：弹目视线转率模块A、弹目视线转率模块B、弹目视线转率融合模块和过载指令模块。所述，
弹目视线转率模块A的功能为：确定基于雷达测量信息和惯导测量信息的弹目视线转率；
弹目视线转率模块B的功能为：确定基于导引头测量信息的弹目视线转率；
弹目视线转率融合模块的功能为：融合弹目视线转率模块A和弹目视线转率模块B的输出形成用于计算过载指令的弹目视线转率；
过载指令模块的功能为：确定过载指令。
第二步 弹目视线转率模块A确定基于雷达测量信息和惯导测量信息的弹目视线转率
弹目视线转率模块A根据雷达测量的目标位置(Xt，Yt，Zt)、雷达测量的目标速度
Figure BBM2020011900660000041
雷达测量的导弹位置(Xm，Ym，Zm)、惯导测量的导弹速度
Figure BBM2020011900660000042
确定弹目视线转率
Figure BBM2020011900660000043
和
Figure BBM2020011900660000044
ΔX＝Xt-Xm (18)
ΔY＝Yt-Ym (19)
ΔZ＝Zt-Zm (20)
Figure BBM2020011900660000045
Figure BBM2020011900660000046
Figure BBM2020011900660000051
Figure BBM2020011900660000052
Figure BBM2020011900660000053
Figure BBM2020011900660000054
Figure BBM2020011900660000055
其中，(ΔX，ΔY，ΔZ)为目标与导弹之间的距离分量，
Figure BBM2020011900660000056
为目标与导弹之间的相对速度分量，ΔR1为目标与导弹之间的距离，
Figure BBM2020011900660000057
为目标与导弹之间的相对速度。
第三步 弹目视线转率模块B确定基于导引头测量信息的弹目视线转率
弹目视线转率模块B通过导引头输出的角偏差信号DY和DZ确定弹目视线转率
Figure BBM2020011900660000058
和
Figure BBM2020011900660000059
Figure BBM20200119006600000510
Figure BBM20200119006600000511
其中，kd为角偏差信号DY和DZ的比例系数。
第四步 弹目视线转率融合模块确定用于计算过载指令的弹目视线转率
弹目视线转率融合模块根据弹目视线转率模块A确定的
Figure BBM20200119006600000512
和
Figure BBM20200119006600000513
以及弹目视线转率模块B确定的
Figure BBM20200119006600000514
和
Figure BBM20200119006600000515
融合形成用于计算过载指令的弹目视线转率
Figure BBM20200119006600000516
和
Figure BBM20200119006600000517
由中制导转入末制导后，开始时只使用小部分基于导引头测量的弹目视线转率，待弹目距离较小时，才全部使用基于导引头测量的弹目视线转率。
Figure BBM2020011900660000061
Figure BBM2020011900660000062
Figure BBM2020011900660000063
其中，Kzj为和目标与导弹之间的距离ΔR1相关的加权系数，范围为0到1之间。d1和d2为距离常数。
第五步 过载指令模块确定过载指令
过载指令模块通过导航比K、弹目相对速度
Figure BBM2020011900660000064
弹目视线转率
Figure BBM2020011900660000065
和
Figure BBM2020011900660000066
确定过载指令Uny和Unz：
Figure BBM2020011900660000067
Figure BBM2020011900660000068
至此，实现了抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合。

Claims (1)

1.一种抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合方法，其特征在于具体步骤为：
第一步 搭建制导信息融合平台
制导信息融合平台，包括：弹目视线转率模块A、弹目视线转率模块B、弹目视线转率融合模块和过载指令模块；所述，
弹目视线转率模块A的功能为：确定基于雷达测量信息和惯导测量信息的弹目视线转率；
弹目视线转率模块B的功能为：确定基于导引头测量信息的弹目视线转率；
弹目视线转率融合模块的功能为：融合弹目视线转率模块A和弹目视线转率模块B的输出形成用于计算过载指令的弹目视线转率；
过载指令模块的功能为：确定过载指令；
第二步 弹目视线转率模块A确定基于雷达测量信息和惯导测量信息的弹目视线转率
弹目视线转率模块A根据雷达测量的目标位置(Xt，Yt，Zt)、雷达测量的目标速度
Figure FBM2020011900640000011
雷达测量的导弹位置(Xm，Ym，Zm)、惯导测量的导弹速度
Figure FBM2020011900640000012
确定弹目视线转率
Figure FBM2020011900640000013
和
Figure FBM2020011900640000014
ΔX＝Xt-Xm (1)
ΔY＝Yt-Ym (2)
ΔZ＝Zt-Zm (3)
Figure FBM2020011900640000015
Figure FBM2020011900640000016
Figure FBM2020011900640000017
Figure FBM2020011900640000018
Figure FBM2020011900640000021
Figure FBM2020011900640000022
Figure FBM2020011900640000023
其中，(ΔX，ΔY，ΔZ)为目标与导弹之间的距离分量，
Figure FBM2020011900640000024
为目标与导弹之间的相对速度分量，ΔR1为目标与导弹之间的距离，
Figure FBM2020011900640000025
为目标与导弹之间的相对速度；
第三步 弹目视线转率模块B确定基于导引头测量信息的弹目视线转率
弹目视线转率模块B通过导引头输出的角偏差信号DY和DZ确定弹目视线转率
Figure FBM2020011900640000026
和
Figure FBM2020011900640000027
Figure FBM2020011900640000028
Figure FBM2020011900640000029
其中，kd为角偏差信号DY和DZ的比例系数；
第四步 弹目视线转率融合模块确定用于计算过载指令的弹目视线转率
弹目视线转率融合模块根据弹目视线转率模块A确定的
Figure FBM20200119006400000210
和
Figure FBM20200119006400000211
以及弹目视线转率模块B确定的
Figure FBM20200119006400000212
和
Figure FBM20200119006400000213
融合形成用于计算过载指令的弹目视线转率
Figure FBM20200119006400000214
和
Figure FBM20200119006400000215
由中制导转入末制导后，开始时只使用小部分基于导引头测量的弹目视线转率，待弹目距离较小时，才全部使用基于导引头测量的弹目视线转率；
Figure FBM20200119006400000216
Figure FBM20200119006400000217
Figure FBM2020011900640000031
其中，Kzj为和目标与导弹之间的距离ΔR1相关的加权系数，范围为0到1之间；d1和d2为距离常数；
第五步 过载指令模块确定过载指令
过载指令模块通过导航比K、弹目相对速度
Figure FBM2020011900640000032
弹目视线转率
Figure FBM2020011900640000033
和
Figure FBM2020011900640000034
确定过载指令Uny和Unz：
Figure FBM2020011900640000035
Figure FBM2020011900640000036
至此，实现了抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合。
CN201518010561.5A 2015-12-23 2015-12-23 一种抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合方法 Active CN110972563B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201518010561.5A CN110972563B (zh) 2015-12-23 2015-12-23 一种抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201518010561.5A CN110972563B (zh) 2015-12-23 2015-12-23 一种抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN110972563B true CN110972563B (zh) 2018-09-28

Family

ID=70005883

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201518010561.5A Active CN110972563B (zh) 2015-12-23 2015-12-23 一种抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110972563B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112445230A (zh) * 2019-08-27 2021-03-05 北京理工大学 大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导系统及制导方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112445230A (zh) * 2019-08-27 2021-03-05 北京理工大学 大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导系统及制导方法
CN112445230B (zh) * 2019-08-27 2021-12-24 北京理工大学 大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导系统及制导方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112558631B (zh) 基于测量信息的带大落角约束变参数制导方法
CN111351401B (zh) 应用于捷联导引头制导飞行器的防侧偏制导方法
CN111324149B (zh) 一种基于视线角信息与前置导引信息的复合制导方法
CN108008368B (zh) 一种基于回波多普勒信息修正测角误差的目标定位方法
CN110764523B (zh) 基于抗饱和平滑变换的比例积分前置导引攻击目标的方法
CN104880126A (zh) 一种基于航迹外推的低慢小目标拦截方法
CN110345814B (zh) 一种不依赖自身导引头测量信息的末制导算法
CN111290415B (zh) 一种基于近似差分的飞行器综合前置导引方法
CN110686564A (zh) 一种红外半捷联导引头制导方法及系统
CN110703793B (zh) 采用姿态角测量的飞行器积分比例导引攻击机动目标的方法
CN112526872A (zh) 带大落角约束中制导和末制导交接与制导信息的处理方法
CN113587740B (zh) 一种基于弹目视线角的被动反辐射导引方法及系统
CN110764534A (zh) 基于非线性转换的前置导引与姿态稳定匹配制导的方法
CN111504256A (zh) 一种基于最小二乘法的滚转角实时估计方法
CN110972563B (zh) 一种抑制导弹末制导段弹体低频摆动的制导信息融合方法
CN112180971A (zh) 多旋翼飞行器多模制导方法及系统
Vergez et al. Optimal control and estimation for strapdown seeker guidance of tactical missiles
CN110972541B (zh) 一种提高脱靶平面内弹目相对高度的导引方法
CN111221348B (zh) 应用于远程制导飞行器的侧偏修正方法
CN110823016B (zh) 一种转捩研究用高精度三维空间制导方法
CN111412793B (zh) 应用于远程制导飞行器上的防侧偏的全射程覆盖控制系统
CN115617063A (zh) 一种带落角约束的飞行器制导控制装置及方法
RU2498342C1 (ru) Способ перехвата воздушных целей летательными аппаратами
CN111045437A (zh) 抗高过载的一体化制导控制系统
CN111273682B (zh) 基于虚拟目标点的侧偏修正方法

Legal Events

Date Code Title Description
GR03 Grant of secret patent right
GR03 Grant of secret patent right
DC01 Secret patent status has been lifted
DC01 Secret patent status has been lifted