CN113587740A - 一种基于弹目视线角的被动反辐射导引方法及系统 - Google Patents

一种基于弹目视线角的被动反辐射导引方法及系统 Download PDF

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Abstract

本发明公布一种基于弹目视线角的反辐射导引方法，传统战术导弹大多采用基于角速率的导引法，即比例导引法或修正比例导引法，由伺服型导引头测量得到弹目视线角速度，基于比例导引法得到过载或加速度制导指令。对于捷联型导引头来说，其输出为弹目视线角，故不能直接应用基于视线角速率的比例导引法，本发明针对捷联型导引头输出视线角的特性，发明一种基于弹目视线角的导引律，可以保证在捷联被动反辐射导引头输出视线角存在较大零位偏差以及在导引头输出角度断续的情况下，保证较好的制导特性。

Description

一种基于弹目视线角的被动反辐射导引方法及系统
技术领域
本发明公布一种基于弹目视线角的被动反辐射导引律设计方法，属于战术导弹制导设计领域，适用于装配捷联型被动反辐射导引头的战术导弹。
背景技术
对于捷联型导引头来说，其输出为弹目视线角，故不能直接应用于比例导引法。随着战术导弹低成本化、小型化，越来越多的战术导弹采用捷联导引头，对于被动反辐射导引头来说，特别在低频段，导引头输出存在较大的零位误差和噪声。另外，在反辐射导弹飞行过程中，对方雷达处于扫描状态时，导引头输出角度信号是断续的。
发明内容
本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，本发明针对捷联导引头输出弹目视线角的特性，提供一种基于弹目视线角的反辐射导引方法及系统，该方法简单，易于理解，能抑制导引头输出角度噪声对制导指令的影响，具有较好的制导品质和制导精度。
本发明的技术解决方案：
一种基于弹目视线角的反辐射导引方法，步骤如下：
(1)确定比例导引基本方程
Figure BDA0003175942160000011
其中，θ为速度矢量角，q为弹目视线角，即导弹速度矢量角速度
Figure BDA0003175942160000012
是弹目视线角速度
Figure BDA0003175942160000013
的K倍；K为比例系数；
(2)对比例导引法基本方程两边进行积分，得到积分型比例导引方程
θc＝Kq(t)+θ(t0)-Kq(t0)
式中θc为指令速度矢量角，θ(t0)和q(t0)为进行积分比例导引时初始时刻的速度矢量角和弹目视线角；
(3)在战术导弹进末制导之前，记录σ0和q0，实时记录弹目视线角q(t)；判断导引头输出弹目视线角是否断续，如果弹目视线角连续，则直接通过步骤(2)中积分型比例导引方程计算指令速度矢量角θc，即制导指令，然后进入步骤(5)；否则进入步骤(4)；
(4)对于导引头输出弹目视线角断续的情况，采用外推的方法得到惯性坐标系下的弹目视线角，将外推得到的弹目视线角通过步骤(2)中积分型比例导引方程计算指令速度矢量角θc，即可得到导引头信号中断后的制导指令；
(5)利用导航系统输出的地速信息得到导弹真实飞行速度矢量角，与指令速度矢量角θc作差作为姿控回路的输入量，形成姿控回路，从而完成基于弹目视线角的反辐射导引。
进一步的，速度矢量角θ在纵向平面内为弹道倾角，在水平平面内为弹道偏角。
进一步的，指令速度矢量角θc在纵向平面内为指令弹道倾角，在水平平面内为指令弹道偏角。
进一步的，所述步骤(4)采用外推的方法得到惯性坐标系下的弹目视线角，具体为：记下断续前的弹目视线角，设为q(t1)，再取t1前一时刻t2的数据，记为q(t2)，则第t>t1时刻的视线角为：
Figure BDA0003175942160000021
进一步的，本发明还提出一种基于弹目视线角的反辐射导引系统，包括：
基本方程确定模块：确定比例导引基本方程
Figure BDA0003175942160000022
其中，θ为速度矢量角，q为弹目视线角，即导弹速度矢量角速度
Figure BDA0003175942160000023
是弹目视线角速度
Figure BDA0003175942160000024
的K倍；K为比例系数；
积分型比例导引方程确定模块：对比例导引法基本方程两边进行积分，得到积分型比例导引方程
θc＝Kq(t)+θ(t0)-Kq(t0)
式中θc为指令速度矢量角，θ(t0)和q(t0)为进行积分比例导引时初始时刻的速度矢量角和弹目视线角；
指令速度矢量角计算模块：在战术导弹进末制导之前，记录σ0和q0，实时记录弹目视线角q(t)；判断导引头输出弹目视线角是否断续，如果弹目视线角连续，则直接通过积分型比例导引方程计算指令速度矢量角θc，即制导指令；对于导引头输出弹目视线角断续的情况，采用外推的方法得到惯性坐标系下的弹目视线角，将外推得到的弹目视线角通过积分型比例导引方程计算指令速度矢量角θc，即可得到导引头信号中断后的制导指令；
姿控回路确定模块：利用导航系统输出的地速信息得到导弹真实飞行速度矢量角，与指令速度矢量角θc作差作为姿控回路的输入量，形成姿控回路，从而完成基于弹目视线角的反辐射导引。
本发明与现有技术相比具有的有益效果是：
(1)本发明导引律适应于装配捷联型导引头的战术导弹，也适应于装配伺服型导引头的战术导弹；此导引律适应于捷联型导引头输出视线角存在较大零位偏差以及断续的情况；此导引律具有较好抑制导引头输出角度存在较大噪声的能力；此导引律输出为指令弹道角，需开发基于弹道角的控制回路与之相匹配。
(2)利用本发明输出的指令作为姿控回路的输入，可以与姿控回路完美结合，对于常规的战术导弹来说，并不需要增加弹上硬件；
(3)制导指令物理意义明确，且求解简单，易于在工程上实现；
(4)相对于基于视线角速率的制导指令而言，本发明对导引头输出视线角的噪声较为不敏感，可以获得较好的制导品质。
附图说明
图1为本发明基于弹目视线角的反辐射导引律示意图；
图2为本发明基于弹目视线角的反辐射导引方法流程图；
图3为制导指令及其响应以及弹道角与视线角曲线仿真示意图；
图4为导引头误差和噪声仿真示意图；
图5为导引头误差和噪声引起的弹体角速度变化仿真示意图。
具体实施方式
对于捷联型导引头来说，其输出为弹目视线角，故不能直接应用基于视线角速率的比例导引法，本发明针对捷联型导引头输出视线角的特性，发明一种基于弹目视线角的导引方法，可以保证在捷联被动反辐射导引头输出视线角存在较大零位偏差以及在导引头输出角度断续的情况下，保证较好的制导特性。
如图2所示，本发明提出的一种基于弹目视线角的被动反辐射导引方法，具体设计包括以下步骤：
1、根据比例导引法最原始的定义，其制导律为
Figure BDA0003175942160000041
即导弹速度矢量角速度是弹目视线角速度的K(K∈[2,8])倍。而结合工程应用，制导律为指令加速度，即
Figure BDA0003175942160000042
指令加速度的作用方向和大小是影响导引弹道特性的重要因素，据此，比例导引法大致分为理想比例导引法、纯比例导引法、偏置比例导引法、真比例导引法、改进真比例导引法、广义比例导引法、增广比例导引法等。图1为反辐射导引律示意图。
2、传统比例导引法属于视线角速度型的导引方法，其输出为弹体法向加速度，战术导弹均配置加速度计，故比例导引法适用于配备伺服型导引头的战术导弹。但对于配备捷联型导引头的战术导弹，导引头输出为弹目视线角而非弹目视线角速度，故不能直接应用式(2)得到制导指令。
对比例导引法基本方程(1)两边进行积分，即可得到积分型比例导引法的方程表达式
θc＝Kq(t)+θ(t0)-Kq(t0) (3)
式中θc为指令速度矢量角(在纵向平面内为指令弹道倾角，在水平平面内为指令弹道偏角)，θ0和q0为进行积分比例导引法时初始时刻的速度矢量角和弹目视线角，由上式可看出：积分型比例导引法也可视为追踪法的一个变形。
积分型比例导引法还有一个变形形式，称为近似积分型比例导引法，表达式为
Figure BDA0003175942160000051
式中
Figure BDA0003175942160000052
为指令姿态角。
3、在战术导弹进末制导之前，记录σ0和q0，实时记录弹目视线角q(t)。判断导引头输出弹目视线角是否断续，如果弹目视线角连续，则利用式(3)计算得到制导指令θc。
对于导引头输出视线角断续的情况，采用外推的方法得到惯性坐标系下的弹目视线，即记下断续前的视线角，设为q(t1)，再取t1前一时刻t2的数据，记为q(t2)，外推公式为：
Figure BDA0003175942160000053
将外推得到的弹目视线角通过步骤(2)中积分型比例导引方程计算指令速度矢量角θc，即可得到导引头信号中断后的制导指令。
4、利用导航系统输出的地速信息得到导弹真实飞行速度矢量角，与制导指令θc作差作为姿控回路的输入量，形成姿控回路，从而完成基于弹目视线角的反辐射导引。
计算机仿真实施实例
某装配捷联型被动反辐射导引头的导弹在高度5000m以0.8mach投弹，射程为30km，假设导引头输出：1)无误差；2)误差服从正态分布N(5,0.01)，导引系数为K＝2.5，弹目距离小于12km时进末制导。
导引头误差正态分布N(5,0.01)仿真结果见图3、图4与图5所示，导引头无误差和误差正态分布N(5,0.01)的弹道终端情况如表1所示。图3为制导指令及其响应以及弹道角与视线角曲线，由图中可以看出，速度矢量角与弹目视线角最终趋于一致；图4为导引头误差和噪声；图5为导引头误差和噪声引起的弹体角速度变化。
表1 六自由度弹道仿真终端情况
Figure BDA0003175942160000061
仿真结果说明：
(1)本发明的导引律具有较好的弹道特性以及较高的制导精度；
(2)导引头在无误差和具有较大误差的仿真条件下，其弹道特性相差不大，即导引头输出视线角误差和噪声对导引弹道的影响较小。

Claims (8)

1.一种基于弹目视线角的反辐射导引方法，其特征在于步骤如下：
(1)确定比例导引基本方程
Figure FDA0003175942150000011
其中，θ为速度矢量角，q为弹目视线角，即导弹速度矢量角速度
Figure FDA0003175942150000012
是弹目视线角速度
Figure FDA0003175942150000013
的K倍；K为比例系数；
(2)对比例导引法基本方程两边进行积分，得到积分型比例导引方程
θc＝Kq(t)+θ(t0)-Kq(t0)
式中θc为指令速度矢量角，θ(t0)和q(t0)为进行积分比例导引时初始时刻的速度矢量角和弹目视线角；
(3)在战术导弹进末制导之前，记录σ0和q0，实时记录弹目视线角q(t)；判断导引头输出弹目视线角是否断续，如果弹目视线角连续，则直接通过步骤(2)中积分型比例导引方程计算指令速度矢量角θc，即制导指令，然后进入步骤(5)；否则进入步骤(4)；
(4)对于导引头输出弹目视线角断续的情况，采用外推的方法得到惯性坐标系下的弹目视线角，将外推得到的弹目视线角通过步骤(2)中积分型比例导引方程计算指令速度矢量角θc，即可得到导引头信号中断后的制导指令；
(5)利用导航系统输出的地速信息得到导弹真实飞行速度矢量角，与指令速度矢量角θc作差作为姿控回路的输入量，形成姿控回路，从而完成基于弹目视线角的反辐射导引。
2.根据权利要求1所述的一种基于弹目视线角的反辐射导引方法，其特征在于：速度矢量角θ在纵向平面内为弹道倾角，在水平平面内为弹道偏角。
3.根据权利要求1所述的一种基于弹目视线角的反辐射导引方法，其特征在于：指令速度矢量角θc在纵向平面内为指令弹道倾角，在水平平面内为指令弹道偏角。
4.根据权利要求1所述的一种基于弹目视线角的反辐射导引方法，其特征在于：所述步骤(4)采用外推的方法得到惯性坐标系下的弹目视线角，具体为：记下断续前的弹目视线角，设为q(t1)，再取t1前一时刻t2的数据，记为q(t2)，则第t>t1时刻的视线角为：
Figure FDA0003175942150000021
5.一种根据权利要求1所述的基于弹目视线角的反辐射导引方法实现的基于弹目视线角的反辐射导引系统，其特征在于包括：
基本方程确定模块：确定比例导引基本方程
Figure FDA0003175942150000022
其中，θ为速度矢量角，q为弹目视线角，即导弹速度矢量角速度
Figure FDA0003175942150000023
是弹目视线角速度
Figure FDA0003175942150000024
的K倍；K为比例系数；
积分型比例导引方程确定模块：对比例导引法基本方程两边进行积分，得到积分型比例导引方程
θc＝Kq(t)+θ(t0)-Kq(t0)
式中θc为指令速度矢量角，θ(t0)和q(t0)为进行积分比例导引时初始时刻的速度矢量角和弹目视线角；
指令速度矢量角计算模块：在战术导弹进末制导之前，记录σ0和q0，实时记录弹目视线角q(t)；判断导引头输出弹目视线角是否断续，如果弹目视线角连续，则直接通过积分型比例导引方程计算指令速度矢量角θc，即制导指令；对于导引头输出弹目视线角断续的情况，采用外推的方法得到惯性坐标系下的弹目视线角，将外推得到的弹目视线角通过积分型比例导引方程计算指令速度矢量角θc，即可得到导引头信号中断后的制导指令；
姿控回路确定模块：利用导航系统输出的地速信息得到导弹真实飞行速度矢量角，与指令速度矢量角θc作差作为姿控回路的输入量，形成姿控回路，从而完成基于弹目视线角的反辐射导引。
6.根据权利要求5所述的基于弹目视线角的反辐射导引系统，其特征在于：速度矢量角θ在纵向平面内为弹道倾角，在水平平面内为弹道偏角。
7.根据权利要求5所述的基于弹目视线角的反辐射导引系统，其特征在于：指令速度矢量角θc在纵向平面内为指令弹道倾角，在水平平面内为指令弹道偏角。
8.根据权利要求5所述的基于弹目视线角的反辐射导引系统，其特征在于：采用外推的方法得到惯性坐标系下的弹目视线角，具体为：记下断续前的弹目视线角，设为q(t1)，再取t1前一时刻t2的数据，记为q(t2)，则第t>t1时刻的视线角为：
Figure FDA0003175942150000031
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