CN111879178A - 一种提高卫星制导弹药制导精度的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种提高卫星制导弹药制导精度方法，本发明的方法估计弹目视线角速率的结果相对真实值虽然也有发散，但发散幅度很小且与全程与真实值接近，这意味着制导指令与真实的需用指令相匹配，对弹体的制导精度有利；有效抑制了弹药的脱靶量，提高了制导精度，增强了弹药的平均毁伤能力。

Description

一种提高卫星制导弹药制导精度的方法

技术领域：

本实用导弹控制领域，涉及一种提高卫星制导弹药制导精度方法。

背景技术

卫星制导系统具有成本低、工作时间长、全天候工作、定位精度不受射程影响等特点，满足了现代战争的作战需求，因此广泛应用于现有的制导武器上。通过卫星制导系统，制导弹药可以实时的获取自身的位置和速度信息，利用这些信息通过制导律计算得到制导指令。目前工程上使用频率最高的速度追踪、比例导引、弹道成型等制导律的关键都是计算弹目视线角q或弹目视线角速率

目前工程的计算方法是通过卫星制导系统获得的制导弹药的位置以及预先装定的目标位置计算弹目视线角q，并直接微分得到弹目视线角速率

如果卫星制导系统没有噪声，这种计算方法的精度很高，但实际使用中卫星制导系统获得的位置和速度都是包含噪声的，计算得到弹目视线角q一定程度上已经偏离了真实值，而直接微分后将放大噪声的影响，恶化了弹目视线角速率

的精度，对制导精度的影响很大。因此，本专利提出一种提高卫星制导体制下弹目视线角及角速率信息精度的方法，通过快速跟踪微分器估计方法，对原卫星信号进行跟随和过滤，以计算得到精度更高的制导信息。

发明内容

本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供提高卫星制导弹药制导精度方法。本发明的方法估计弹目视线角速率的结果相对真实值虽然也有发散，但发散幅度很小且与全程与真实值接近，这意味着制导指令与真实的需用指令相匹配，对弹体的制导精度有利；有效抑制了弹药的脱靶量，提高了制导精度，增强了弹药的平均毁伤能力。

首先定义发射坐标系、弹目视线角及弹目视线角速率。

发射坐标系：

原点o——发射点

x轴——水平面内的发射方向

y轴——位于包含水平面内的发射方向的铅锤面内，垂直于x轴向上的方向

z轴——与x、y轴构成右手坐标系

弹目视线角：一般用q表示，表征弹目连线与发射坐标系xoz平面的夹角。弹目视线角是工程常用的速度追踪制导律的重要计算部分。

弹目视线角速率：一般用

表示，表征弹目视线角q在空间中旋转的速率。弹目视线角速率是工程常用的比例导引制导律的重要计算部分。

设定在发射坐标系中，制导弹药的真实实时位置为

真实实时速度

目标位置为(x_T,y_T,z_T)。

计算中间量：

真实弹目视线角：

真实弹目视线角速率：

目前工程上卫星制导体制下的弹目视线角及角速率信息计算方法：

设定在发射坐标系中，卫星导航系统获得的弹药实时位置为

实时速度

目标位置为(x_T,y_T,z_T)。

计算中间量：

计算弹目视线角：

计算弹目视线角速率：

由此可知，如果

包含噪声，q^G、

将偏离真实值q^R、

尤其是

由于微分的噪声放大特性，使得

在飞行的末段时间内波动剧烈，如果使用比例导引、弹道成型等需要使用弹目视线角速率的制导律时，

的剧烈波动经常使弹药在飞行终端脱靶。

现使用最速微分跟踪器对q^G、

的真实值进行估计：

算法中的符号表征意义如下：

q^G(k)——第k个q^G的解算值

——第k、k+1个q^G的估计值

——第k、k+1个

的估计值

h——估计时间步长，对于卫星导航系统，h＝0.1s

r——速度因子，可以取r＝1～10

h₀——滤波因子，可以取h₀＝2～20h

在最速微分跟踪器中，

函数公式如下：

a₀＝hx₂

y₀＝x₁+a₀

a＝(a₀+y₀)fsg(y₀,d)+a₂(1-fsg(y₀,d))

函数中的符号表征意义如下：

x₁、x₂、d、y₀、a₁、a₂、a——无特殊含义，是用于计算fhan函数结果所需的中间量

函数中的fsg(a,d)函数公式如下：

fsg(a,d)中的sgn(x)函数公式如下：

弹载计算机在执行最速微分跟踪器算法时，需要先对

的初值赋值，初值可以设为0。当卫星导航系统初始化完毕，开始正常输出信号时，最速微分跟踪器开始迭代计算。跟踪器需要一定的收敛时间 (<1s)，对于一般的制导弹药，卫星导航系统输出信号到制导弹药开始控制的间隔时间较长(>3s)，跟踪器的收敛时间对控制没有影响。弹载计算机可以使用跟踪器输出的信号

计算制导指令。

一、概念定义

二、符号列表

有益效果：

本发明的方法估计弹目视线角速率的结果相对真实值虽然也有发散，但发散幅度很小且与全程与真实值接近，这意味着制导指令与真实的需用指令相匹配，对弹体的制导精度有利；有效抑制了弹药的脱靶量，提高了制导精度，增强了弹药的平均毁伤能力。

附图说明：

图1为单次仿真的结果对比(飞行末段)图；

图2为图1飞行末段局部放大图；

图3为蒙特卡洛仿真的结果对比(目标点x＝35050m,z＝0m)图；

具体实施方式：

下面结合附图对本发明做进一步详细描述：

在实际应用中，如果制导过程正常，则真实弹目视线角速率的末端幅值在±3°/s，在工程常用的卫星导航系统的噪声级别下，末端弹目视线角速率的计算值可发散至±100°/s，由于该值发散所引起的脱靶量在总脱靶量中的占比超过60％。使用本专利方案可以将末端弹目视线角速率的发散程度抑制在±10°/s，远低于传统计算方法的发散程度，并将大大降低由于末端弹目视线角速率发散引起的脱靶量。卫星制导弹药的CEP值可以在原基础上降低40-50％。

使用某制导弹药数学模型对本专利的方案进行仿真。设该制导弹药使用卫星导航系统，定位误差符合正态分布N(0,(3.3m)²)，测速误差符合正态分布N(0,(0.66m/s)²)，制导律选择比例导引制导律。分别从单次仿真的结果和蒙特卡洛仿真的结果分析对比本专利方案的性能。图1表示了单次仿真中，飞行的最后24s的数据对比，具体对比了弹目视线角速率的真实值、使用直接微分算法的结果以及使用本专利方案得到的微分结果；图2对比了在蒙特卡洛实验中，使用直接微分算法和本专利方案得到的落点分布以及CEP值。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本发明,任何熟悉本专业的技术人员,在不脱离本发明技术方案范围内，当可利用上述揭示的方法及技术内容作出些许的更动或修饰为等同变化的等效实施例，但凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，仍属于本发明技术方案的范围内。

Claims (1)

1.一种提高卫星制导弹药制导精度方法，其特征在于：使用最速微分跟踪器对q^G、

的真实值进行估计：

算法中的符号表征意义如下：

q^G(k)——第k个q^G的解算值

——第k、k+1个q^G的估计值

——第k、k+1个

的估计值

h——估计时间步长，对于卫星导航系统，h＝0.1s

r——速度因子，可以取r＝1～10

h₀——滤波因子，可以取h₀＝2～20h

在最速微分跟踪器中，

函数公式如下：

a₀＝hx₂

y₀＝x₁+a₀

a＝(a₀+y₀)fsg(y₀,d)+a₂(1-fsg(y₀,d))

函数中的符号表征意义如下：

x₁、x₂、d、y₀、a₁、a₂、a——无特殊含义，是用于计算fhan函数结果所需的中间量；

函数中的fsg(a,d)函数公式如下：

fsg(a,d)中的sgn(x)函数公式如下：

弹载计算机在执行最速微分跟踪器算法时，需要先对

的初值赋值，初值可以设为0；当卫星导航系统初始化完毕，开始正常输出信号时，最速微分跟踪器开始迭代计算；跟踪器需要一定的收敛时间(<1s)，对于一般的制导弹药，卫星导航系统输出信号到制导弹药开始控制的间隔时间较长(>3s)，跟踪器的收敛时间对控制没有影响；弹载计算机可以使用跟踪器输出的信号

计算制导指令。

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