CN111895865B - 一种降低装定诸元需求的卫星制导弹药制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种降低装定诸元需求的卫星制导弹药制导方法，此方法在发射前仅需装定目标点的位置，不需要装定任何和发射点相关的信息。仅需在发射点配置一款低精度的卫星接收设备辅助计算射向即可。本发明的方法具有以下优点：(1)降低了发射前的准备时间；(2)降低了全制导武器系统的成本；(3)避免了由于发射点装定误差导致制导弹药脱靶的可能性，提高了武器装备系统的可靠性。

Description

一种降低装定诸元需求的卫星制导弹药制导方法

技术领域：

本发明属于导弹控制领域，涉及一种降低装定诸元需求的卫星制导弹药制导方法。

背景技术

卫星制导弹药发射前，通常会先测定目标点的信息和发射点的信息，这些信息包括目标点/发射点的经度、纬度、高度。得到以上信息后，装定到弹载计算机中，弹载计算机将利用以上信息计算射向并建立发射坐标系，在发射坐标系中确定目标位置，并依据目标的位置进行制导。一旦发射点发生了变化，发射点的信息就需要重新装定，延长了发射准备时间，且需配备高精度测量设备进行发射点标定，提高了装备成本。此外，如果装定的发射点与真实位置不匹配或误差较大，将导致制导律计算错误使制导弹药脱靶。

发明内容

本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供本专利提出了一种降低装定诸元需求的卫星制导弹药制导方法，此方法在发射前仅需装定目标点的位置，不需要装定任何和发射点相关的信息。

首先介绍两个坐标系：

地球直角坐标系：

原点——地心

z轴——指向协议地球北极

x轴——指向参考子午面与地球赤道的一个交点

y轴——与X，Z轴构成右手直角坐标系

GPS系统的协议地球坐标系是WGS-84坐标系。它对GPS非常重要，因为GPS而卫星星历参数和历书参数计算得到的卫星位置和速度都可以直接在WGS-84系中表示。

其几何定义是：

原点——地球质心

z轴——指向BIH1984.0定义协议地球极(CTP)方向

x轴——指向BIH1984.0定义零度子午面与CTP赤道的交点，

y轴——与X，Z轴构成右手直角坐标系

北天东坐标系：

原点——弹体的质心；

x轴——沿参考椭球卯酉圈方向并指向东

y轴——沿参考椭球子午圈方向并指向北

z轴——沿参考椭球外法线方向指向地心反方向

设定发射前测定的目标位置信息为：(long_T,lat_T,alt_T)。卫星制导弹药发射后，弹载的卫星导航系统需经历搜星、捕获、定位等一系列过程，约耗时10s左右，卫星导航系统开始输出有效的定位信息，用符号(long_M,lat_M,alt_M)表示。以此时刻为起始时刻，每间隔500ms采集一组数据(long_Mi,lat_Mi,alt_Mi,PDOP_i)，其中下表i表示采集的第i组数据，PDOP是卫星导航系统输出的特征量数据，表征此时刻卫星导航的精度水平，该值与卫星导航数据的精度负相关。

在启控时刻，在采集的数据集合中(long_Mi,lat_Mi,alt_Mi,PDOP_i)中，搜索 PDOP的极小值对应的(long_Mi,lat_Mi,alt_Mi)，设定该组数据为虚拟发射点(long_Mc,lat_Mc,alt_Mc)。

各符号表征的意义如下所示：

(long_T,lat_T,alt_T)——目标经度、纬度、高度

(long_Mi,lat_Mi,alt_Mi,PDOP_i)——虚拟发射点数据的集合

(long_Mc,lat_Mc,alt_Mc)——虚拟发射点的经度、纬度、高度

虚拟发射点确定后，弹载计算机进行如下计算：

X_T＝(N_T+alt_T)cos(lat_T)cos(long_T)

X_Mc＝(N_Mc+alt_Mc)cos(lat_Mc)cos(long_Mc) Y_T＝(N_T+alt_T)cos(lat_T)sin(long_T)

Y_Mc＝(N_Mc+alt_Mc)cos(lat_Mc)sin(long_Mc) Z_T＝(N₀(1-EC²)+alt_T)sin(lat_T)

XE_MT＝-sin(long_Mc)(X_T-X_Mc)+cos(long_Mc)(Y_T-Y_Mc)

YN_MT＝-sin(lat_Mc)cos(long_Mc)(X_T-X_Mc)-sin(lat_Mc)sin(long_Mc)(Y_T-Y_Mc)

ZV_MT＝cos(lat_Mc)cos(long_Mc)(X_T-X_Mc)+cos(lat_Mc)cos(long_Mc)(Y_T-Y_Mc)

以上各符号表征的含义如下：

Ra——地球半长轴长度，6378137m

EC²——第一偏心率的平方，0.00669437999013

N_Mc、X_Mc、Y_Mc——弹药投影点对应基准椭球体的卯酉圆曲率半径、弹药投影点在地球直角坐标系内的x、y坐标

N_T、X_T、Y_T——目标点对应基准椭球体的卯酉圆曲率半径、目标点在地球直角坐标系内的x、y坐标

XE_MT、YN_MT、ZV_MT——弹药投影点与目标连线在北天东坐标系内的分量

ψ_s——制导方向基准

由此，可以建立一个新的坐标系——制导坐标系：

制导坐标系：原点位于目标点，x轴沿弹药投影点指向目标点的方向，y轴沿垂线向上，z轴依据右手定则确定。

由于制导坐标系原点位于目标点，则制导坐标系原点在大地坐标系中的坐标(X₀,Y₀,Z₀)与目标点相同：

X₀＝X_T,Y₀＝Y_T,Z₀＝Z_T

弹体启控后实时接收的位置信息为：(long_M,lat_M,alt_M)、速度信息为(VN,VV,VE)。以上各符号表征的含义如下：

(long_M,lat_M,alt_M)——弹药实时的经度、纬度、高度

(VN,VV,VE)——弹药实时的北向速度、天向速度、东向速度，即弹药实时总速度在北天东坐标系内的分量

则弹载计算机进行如下的计算过程：

X_M＝(N_M+alt_M)cos(lat_M)cos(long_M)

Y_M＝(N_M+alt_M)cos(lat_M)sin(long_M)

Z_M＝(N_M(1-EC²)+alt_M)sin(lat_M)

XE_M＝-sin(long_T)(X_M-X₀)+cos(long_T)(Y_M-Y₀)

YN_M＝-sin(lat_T)cos(long_T)(X_M-X₀)-sin(lat_T)sin(long_T)(Y_M-Y₀)+cos(lat_T)(Z_M-Z₀)

ZV_M＝cos(lat_T)cos(long_T)(X_M-X₀)+cos(lat_T)cos(long_T)(Y_M-Y₀)+sin(lat_T)(Z_M-Z₀)

X_g＝cos(ψ_s)YN_M-sin(ψ_s)XE_M

Y_g＝ZV_M

Z_g＝sin(ψ_s)YN_M+cos(ψ_s)XE_M

VX_g＝cos(ψ_s)VN-sin(ψ_s)VE

VY_g＝VV

VZ_g＝sin(ψ_s)VN+cos(ψ_s)VE

以上符号表征：

N_M,X_M,Y_M,Z_M——弹药实时对应的基准椭球体的卯酉圆曲率半径、弹药在地球直角坐标系内的实时x、y、z坐标位置

XE_M,YN_M,ZV_M——实时的弹目连线在北天东坐标系内的分量

X_g,Y_g,Z_g——弹药在制导坐标系内的x、y、z坐标位置

VX_g,VY_g,VZ_g——弹药在制导坐标系内的x、y、z向速度

比例导引制导律是目前制导弹药最常用的制导律之一，以其为例计算制导指令如下：

其中，各符号含义如下：

d_x,d_y,d_z,d_xz,d_xyz,V_rx,V_ry,V_rz,V_r——计算过程中使用的中间量

——纵向、横向的弹目视线角速率

a_yc,a_zc——纵向、横向的制导指令

K——比例导引导航比 θ₀——滑翔角 g——重力加速度。

概念定义

二符号列表

有益效果：

本发明的方法具有以下优点：(1)降低了发射前的准备时间；(2)降低了全制导武器系统的成本；(3)避免了由于发射点装定误差导致制导弹药脱靶的可能性，提高了武器装备系统的可靠性。

附图说明：

图1为纵向飞行曲线对比图；

图2为侧向飞行曲线对比图。

具体实施方式：

下面结合附图对本发明做进一步详细描述：

首先介绍两个坐标系：

地球直角坐标系：

原点——地心

z轴——指向协议地球北极

x轴——指向参考子午面与地球赤道的一个交点

y轴——与X，Z轴构成右手直角坐标系

GPS系统的协议地球坐标系是WGS-84坐标系。它对GPS非常重要，因为GPS而卫星星历参数和历书参数计算得到的卫星位置和速度都可以直接在WGS-84系中表示。

其几何定义是：

原点——地球质心

z轴——指向BIH1984.0定义协议地球极(CTP)方向

x轴——指向BIH1984.0定义零度子午面与CTP赤道的交点，

y轴——与X，Z轴构成右手直角坐标系

北天东坐标系：

原点——弹体的质心；

x轴——沿参考椭球卯酉圈方向并指向东

y轴——沿参考椭球子午圈方向并指向北

z轴——沿参考椭球外法线方向指向地心反方向

设定发射前测定的目标位置信息为：(long_T,lat_T,alt_T)。卫星制导弹药发射后，弹载的卫星导航系统需经历搜星、捕获、定位等一系列过程，约耗时10s左右，卫星导航系统开始输出有效的定位信息，用符号(long_M,lat_M,alt_M)表示。以此时刻为起始时刻，每间隔500ms采集一组数据(long_Mi,lat_Mi,alt_Mi,PDOP_i)，其中下表i表示采集的第i组数据，PDOP是卫星导航系统输出的特征量数据，表征此时刻卫星导航的精度水平，该值与卫星导航数据的精度负相关。

在启控时刻，在采集的数据集合中(long_Mi,lat_Mi,alt_Mi,PDOP_i)中，搜索 PDOP的极小值对应的(long_Mi,lat_Mi,alt_Mi)，设定该组数据为虚拟发射点(long_Mc,lat_Mc,alt_Mc)。

各符号表征的意义如下所示：

(long_T,lat_T,alt_T)——目标经度、纬度、高度

(long_Mi,lat_Mi,alt_Mi,PDOP_i)——虚拟发射点数据的集合

(long_Mc,lat_Mc,alt_Mc)——虚拟发射点的经度、纬度、高度

虚拟发射点确定后，弹载计算机进行如下计算：

X_T＝(N_T+alt_T)cos(lat_T)cos(long_T)

X_Mc＝(N_Mc+alt_Mc)cos(lat_Mc)cos(long_Mc) Y_T＝(N_T+alt_T)cos(lat_T)sin(long_T)

Y_Mc＝(N_Mc+alt_Mc)cos(lat_Mc)sin(long_Mc) Z_T＝(N₀(1-EC²)+alt_T)sin(lat_T)

XE_MT＝-sin(long_Mc)(X_T-X_Mc)+cos(long_Mc)(Y_T-Y_Mc)

YN_MT＝-sin(lat_Mc)cos(long_Mc)(X_T-X_Mc)-sin(lat_Mc)sin(long_Mc)(Y_T-Y_Mc)

ZV_MT＝cos(lat_Mc)cos(long_Mc)(X_T-X_Mc)+cos(lat_Mc)cos(long_Mc)(Y_T-Y_Mc)

以上各符号表征的含义如下：

Ra——地球半长轴长度，6378137m

EC²——第一偏心率的平方，0.00669437999013

N_Mc、X_Mc、Y_Mc——弹药投影点对应基准椭球体的卯酉圆曲率半径、弹药投影点在地球直角坐标系内的x、y坐标

N_T、X_T、Y_T——目标点对应基准椭球体的卯酉圆曲率半径、目标点在地球直角坐标系内的x、y坐标

XE_MT、YN_MT、ZV_MT——弹药投影点与目标连线在北天东坐标系内的分量

ψ_s——制导方向基准

由此，可以建立一个新的坐标系——制导坐标系：

制导坐标系：原点位于目标点，x轴沿弹药投影点指向目标点的方向，y轴沿垂线向上，z轴依据右手定则确定。

由于制导坐标系原点位于目标点，则制导坐标系原点在大地坐标系中的坐标(X₀,Y₀,Z₀)与目标点相同：

X₀＝X_T,Y₀＝Y_T,Z₀＝Z_T

弹体启控后实时接收的位置信息为：(long_M,lat_M,alt_M)、速度信息为(VN,VV,VE)。以上各符号表征的含义如下：

(long_M,lat_M,alt_M)——弹药实时的经度、纬度、高度

(VN,VV,VE)——弹药实时的北向速度、天向速度、东向速度，即弹药实时总速度在北天东坐标系内的分量

则弹载计算机进行如下的计算过程：

X_M＝(N_M+alt_M)cos(lat_M)cos(long_M)

Y_M＝(N_M+alt_M)cos(lat_M)sin(long_M)

Z_M＝(N_M(1-EC²)+alt_M)sin(lat_M)

XE_M＝-sin(long_T)(X_M-X₀)+cos(long_T)(Y_M-Y₀)

YN_M＝-sin(lat_T)cos(long_T)(X_M-X₀)-sin(lat_T)sin(long_T)(Y_M-Y₀)+cos(lat_T)(Z_M-Z₀)

ZV_M＝cos(lat_T)cos(long_T)(X_M-X₀)+cos(lat_T)cos(long_T)(Y_M-Y₀)+sin(lat_T)(Z_M-Z₀)

X_g＝cos(ψ_s)YN_M-sin(ψ_s)XE_M

Y_g＝ZV_M

Z_g＝sin(ψ_s)YN_M+cos(ψ_s)XE_M

VX_g＝cos(ψ_s)VN-sin(ψ_s)VE

VY_g＝VV

VZ_g＝sin(ψ_s)VN+cos(ψ_s)VE

以上符号表征：

N_M,X_M,Y_M,Z_M——弹药实时对应的基准椭球体的卯酉圆曲率半径、弹药在地球直角坐标系内的实时x、y、z坐标位置

XE_M,YN_M,ZV_M——实时的弹目连线在北天东坐标系内的分量

X_g,Y_g,Z_g——弹药在制导坐标系内的x、y、z坐标位置

VX_g,VY_g,VZ_g——弹药在制导坐标系内的x、y、z向速度

比例导引制导律是目前制导弹药最常用的制导律之一，以其为例计算制导指令如下：

其中，各符号含义如下：

d_x,d_y,d_z,d_xz,d_xyz,V_rx,V_ry,V_rz,V_r——计算过程中使用的中间量

——纵向、横向的弹目视线角速率

a_yc,a_zc——纵向、横向的制导指令

K——比例导引导航比 θ₀——滑翔角 g——重力加速度

三仿真案例

由于本专利方案中，降低发射前的准备时间和降低了全制导武器系统的成本的优势是显而易见的，无需通过仿真证明。此处列出对第三个优势——避免了由于发射点装定误差导致制导弹药脱靶的可能性——的证明。

通过数学仿真证明，发射点位于经度105.6447162度、纬度 38.607320度、高1380米处，目标点位于经度105.4590000度、纬度 38.887000度、高1476米处，射程约35千米。假设装定时由于失误导致装定的发射位置纬度为38.907320度，将本专利方案作为仿真对比，仿真飞行曲线如下：

显然，由于传统方案中的装定失误使得制导律的计算错误，末端点位于(34163m,1032m)处，属于典型的脱靶案例。使用本专利方案则完全规避了由于发射点装定失误造成的不利影响。

应用本专利后，相对于传统的发射方式，发射效率可提高约40％，武器装备系统的总成本可降低约5％，武器系统可靠性可提高约1.5％(以上都是相对值)。

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)

1.一种降低装定诸元需求的卫星制导弹药制导方法，其特征在于：以地球直角坐标系和北天东坐标系为基准，设定发射前测定的目标位置信息为：(long_T,lat_T,alt_T)；在启控时刻，在采集的数据集合(long_Mi,lat_Mi,alt_Mi,PDOP_i)中，搜索PDOP的极小值对应的(long_Mi,lat_Mi,alt_Mi)，设定该组数据为虚拟发射点(long_Mc,lat_Mc,alt_Mc)；虚拟发射点确定后，建立一个新的坐标系——制导坐标系；

按照如下步骤：

首先介绍三个坐标系：

地球直角坐标系：

原点——地心

z轴——指向协议地球北极

x轴——指向参考子午面与地球赤道的一个交点

y轴——与X，Z轴构成右手直角坐标系

GPS系统的协议地球坐标系是WGS-84坐标系；它对GPS非常重要，因而GPS系统的卫星星历参数和历书参数计算得到的卫星位置和速度都可以直接在WGS-84坐标系中表示；

其几何定义是：

原点——地球质心

z轴——指向BIH1984.0定义协议地球极CTP方向

x轴——指向BIH1984.0定义零度子午面与CTP赤道的交点，

y轴——与X，Z轴构成右手直角坐标系

北天东坐标系：

原点——弹体的质心；

x轴——沿参考椭球卯酉圈方向并指向东

y轴——沿参考椭球子午圈方向并指向北

z轴——沿参考椭球外法线方向指向地心反方向

设定发射前测定的目标位置信息为：(long_T,lat_T,alt_T)；卫星制导弹药发射后，弹载的卫星导航系统需经历搜星、捕获、定位一系列过程，耗时10s左右，卫星导航系统开始输出有效的定位信息，用符号(long_M,lat_M,alt_M)表示；以此时刻为起始时刻，每间隔500ms采集一组数据(long_Mi,lat_Mi,alt_Mi,PDOP_i)，其中下标i表示采集的第i组数据，PDOP是卫星导航系统输出的特征量数据，表征此时刻卫星导航的精度水平，该值与卫星导航数据的精度负相关；

在启控时刻，在采集的数据集合(long_Mi,lat_Mi,alt_Mi,PDOP_i)中，搜索PDOP的极小值对应的(long_Mi,lat_Mi,alt_Mi)，设定该组数据为虚拟发射点(long_Mc,lat_Mc,alt_Mc)；

各符号表征的意义如下所示：

(long_T,lat_T,alt_T)——目标经度、纬度、高度

(long_Mi,lat_Mi,alt_Mi,PDOP_i)——虚拟发射点数据的集合

(long_Mc,lat_Mc,alt_Mc)——虚拟发射点的经度、纬度、高度

虚拟发射点确定后，弹载计算机进行如下计算：

X_Mc＝(N_Mc+alt_Mc)cos(lat_Mc)cos(long_Mc)

Y_Mc＝(N_Mc+alt_Mc)cos(lat_Mc)sin(long_Mc)

XE_MT＝-sin(long_Mc)(X_T-X_Mc)+cos(long_Mc)(Y_T-Y_Mc)

YN_MT＝-sin(lat_Mc)cos(long_Mc)(X_T-X_Mc)-sin(lat_Mc)sin(long_Mc)(Y_T-Y_Mc)

ZV_MT＝cos(lat_Mc)cos(long_Mc)(X_T-X_Mc)+cos(lat_Mc)cos(long_Mc)(Y_T-Y_Mc)；

以上各符号表征的含义如下：

Ra——地球半长轴长度，6378137m

EC²——第一偏心率的平方，0.00669437999013

N_Mc、X_Mc、Y_Mc——弹药投影点对应基准椭球体的卯酉圆曲率半径、弹药投影点在地球直角坐标系内的x、y坐标；

N_T、X_T、Y_T——目标点对应基准椭球体的卯酉圆曲率半径、目标点在地球直角坐标系内的x、y坐标；

XE_MT、YN_MT、ZV_MT——弹药投影点与目标连线在北天东坐标系内的分量；

ψ_s——制导方向基准；

由此，建立一个新的坐标系——制导坐标系：

制导坐标系：原点位于目标点，x轴沿弹药投影点指向目标点的方向，y轴沿垂线向上，z轴依据右手定则确定；

由于制导坐标系原点位于目标点，则制导坐标系原点在地球直角坐标系中的坐标(X₀,Y₀,Z₀)与目标点相同：

X₀＝X_T,Y₀＝Y_T,Z₀＝Z_T

弹体启控后实时接收的位置信息为：(long_M,lat_M,alt_M)、速度信息为(VN,VV,VE)；以上各符号表征的含义如下：

(long_M,lat_M,alt_M)——弹药实时的经度、纬度、高度；

(VN,VV,VE)——弹药实时的北向速度、天向速度、东向速度，即弹药实时总速度在北天东坐标系内的分量；

则弹载计算机进行如下的计算过程：

X_M＝(N_M+alt_M)cos(lat_M)cos(long_M)

Y_M＝(N_M+alt_M)cos(lat_M)sin(long_M)

Z_M＝(N_M(1-EC²)+alt_M)sin(lat_M)；

XE_M＝-sin(long_T)(X_M-X₀)+cos(long_T)(Y_M-Y₀)

YN_M＝-sin(lat_T)cos(long_T)(X_M-X₀)-sin(lat_T)sin(long_T)(Y_M-Y₀)+cos(lat_T)(Z_M-Z₀)

ZV_M＝cos(lat_T)cos(long_T)(X_M-X₀)+cos(lat_T)cos(long_T)(Y_M-Y₀)+sin(lat_T)(Z_M-Z₀)；

X_g＝cos(ψ_s)YN_M-sin(ψ_s)XE_M

Y_g＝ZV_M

Z_g＝sin(ψ_s)YN_M+cos(ψ_s)XE_M；

VX_g＝cos(ψ_s)VN-sin(ψ_s)VE

VY_g＝VV

VZ_g＝sin(ψ_s)VN+cos(ψ_s)VE

以上符号表征：

N_M,X_M,Y_M,Z_M——弹药实时对应的基准椭球体的卯酉圆曲率半径、弹药在地球直角坐标系内的实时x、y、z坐标位置；

XE_M,YN_M,ZV_M——实时的弹目连线在北天东坐标系内的分量；

X_g,Y_g,Z_g——弹药在制导坐标系内的x、y、z坐标位置；

VX_g,VY_g,VZ_g——弹药在制导坐标系内的x、y、z向速度；

比例导引制导律是目前制导弹药最常用的制导律之一，以其为例计算制导指令如下：

其中，各符号含义如下：

d_x,d_y,d_z,d_xz,d_xyz,V_rx,V_ry,V_rz,V_r——计算过程中使用的中间量；

——纵向、横向的弹目视线角速率；

a_yc,a_zc——纵向、横向的制导指令；

K——比例导引导航比、θ₀——滑翔角、g——重力加速度。

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