CN113642144A - 一种基于导航与导引头框架角信息的剩余飞行时间解算方法 - Google Patents
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Abstract
一种基于导航与导引头框架角信息的剩余飞行时间解算方法，在导弹长时间纯惯导飞行带来较大位置误差情况下，采用短时间间隔内的导航信息与导引头框架角信息进行高精度弹道剩余飞行时间解算。本发明首先利用相邻时间间隔内的导航信息与框架角信息得到末制导相对高度基准H1；然后根据导引头延时与噪声情况进行导航信息延时补偿；最后设计剩余飞行时间解算时序，并进行剩余飞行时间解算。
Description
技术领域
本发明涉及一种弹道剩余飞行时间解算方法，特别是针对采用导航纯惯导飞行的导弹。
背景技术
目前，可实现落角约束的制导律主要分为变增益比例导引律、圆轨迹导引律，最优导引律及滑模导引律等。变增益比例导引律通过在特定弹道点进行比例系数切换，以满足落点与落角要求，变增益比例导引律可以规避剩余飞行时间估计的问题，但弹道存在外部干扰及过载限幅的情况下，无法实现期望落角；圆轨迹导引律通过设计圆弧轨迹保证落角要求，同样无需使用剩余飞行时间，但弹道末端过载大，且无法实现动目标打击要求；基于最优控制与滑模控制理论的落角约束制导律目前应用较广，弹道抗干扰能力强，可实现末端过载归零，但需使用剩余飞行时间，剩余飞行时间的估计一直是一个难题。剩余飞行时间常用的估计方法是采用弹目距离与合速度做比值。当导弹采用纯惯导飞行时，导弹位置误差随时间积累，同时考虑目标定位偏差，弹目距离解算存在较大误差，这样末制导过程中剩余飞行时间解算存在较大误差，影响落点精度与落角约束能力。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足之处，提供适用于导弹长时间纯惯导飞行情况下的剩余飞行时间解算方法，该方法使用短时间间隔内的导航信息与导引头信息，避免了导航位置误差随时间的积累。
本发明的技术方案是：一种基于导航与导引头框架角信息的剩余飞行时间解算方法，包括下列步骤：
(1)利用相邻时间间隔内的导航信息与框架角信息得到末制导相对高度基准；
(2)根据导引头延时与噪声情况进行导航信息延时补偿；
(3)设计剩余飞行时间解算时序，并进行剩余飞行时间解算。
所述步骤(1)中目标近似匀速直线运动。
所述步骤(1)中得到末制导相对高度基准H1的具体过程为：
11)建立发射系；
12)选取末制导弹道上具有相同时间间隔的三个弹道点；
13)利用导引头框架角信息与导航姿态信息得到三个弹道点处的发射系下视线角；
14)基于目标近似匀速直线运动的前提条件，利用三个弹道点的导航位置信息及发射系下视线角信息，得到末制导相对高度基准H1。
所述步骤(2)中需考虑导引头系统延时及滤波器带来的延时。
所述步骤(2)进行导航信息延时补偿的具体过程为：
21)利用转台扫频试验确定导引头框架角输出延时Tseeker；
22)利用转台扫频试验确定惯组输出延时，即导航姿态角输出延时TIMU；
23)通过选用的导引头滤波器计算得到滤波器延时Tfilter；
24)计算得到导航信息延时补偿Tnav；
25)计算得到导航信息延时补偿周期Tnav/T，其中T为仿真积分步长。
所述导航信息延时补偿Tnav＝Tseeker+Tfilter-TIMU
所述步骤(3)中第一次解算H1的时间间隔采用5s，后续每次解算采样间隔增加1s。
所述步骤(3)中对H1解算结果进行中值滤波与平滑过渡处理。
：所述步骤(3)中剩余飞行时间解算同时采用H1及发射系下视线高低角与视线方位角。
所述步骤(3)中进行剩余飞行时间解算的具体过程为：
31)利用相对高度基准H1及当前时刻与基准时刻导航高度的差值计算得到当前的导航航高度；
32)利用计算得到的导航高度及发射系下的视线高低角与视线方位角计算得到实时弹目距离；
33)利用弹目距离与导航速度信息计算得到剩余飞行时间，并对剩余飞行时间进行1s的补偿。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明在导弹长时间纯惯导飞行带来较大位置误差情况下，采用短时间间隔内的导航信息与导引头框架角信息进行高精度弹道剩余飞行时间解算，可在导航纯惯导情况下得到较为精确的剩余飞行时间解算结果；
(2)导引头延时主要由于以下因素造成：导引头系统延时、导引头噪声的存在、惯组输出延时以及滤波器延时；而本发明在设计过程中充分考虑了目标运动、导引头延时及噪声等实际情况。
附图说明
图1是本发明弹目相对位置关系图；
图2是本发明相邻两弹道点间位置关系图；
图3是本发明剩余飞行时间解算时序图；
图4是本发明初始相对高度估算图；
图5是本发明弹目距离估算图；
图6是本发明剩余飞行时间估算图；
图7是本发明估算误差统计图。
具体实施方式
本发明根据末制导相邻两点间的位置关系得到末制导弹目相对高度的基准H1，之后根据导引头延时与噪声情况进行导航信息延时补偿，最后确定剩余飞行时间解算时序，并进行剩余飞行时间解算，具体步骤为：
(1)末制导相对高度的基准H1的解算
发射坐标系下的弹目相对位置如图1所示。其中，R为弹目距离，H为弹目相对高度，qy为发射系下的视线高低角，定义为视线向量在OXY平面内投影与OX轴夹角，qz为发射系下的视线方位角，定义为视线向量与OXY平面夹角。
末制导过程中，相邻两弹道点间的位置关系如图2所示。其中，ΔH为两点间高度差，ΔXm为两点间弹在发射系X方向的位移，ΔXt为两点间目标在发射系X方向的位移，弹道点1、2、3具有相同时间间隔。根据上图有如下几何关系。
假定目标做近似匀速直线运动，则相同时间间隔内ΔXt1≈ΔXt2，上式可改写为
发射系下视线高低角qy与视线方位角qz可利用导引头框架角信息与导航姿态角信息解算得到。具体解算方法如下。
令视线向量在弹体系x方向投影为1，则视线向量在弹体系y向与z向投影如下式所示。
其中，qySeeker、qzSeeker分别为导引头框架高低角与框架方位角。Lbx、Lby、Lbz为弹体系下视线向量分量。
利用发射系下导航姿态角信息，将弹体系下视线向量转换到发射系下，如下。
其中，
与导航姿态角相关，为弹体系到发射系的坐标转换矩阵，LIx、LIy与LIz为发射系下视线向量分量。发射系下视线角解算如下。
观察式(2)，解算H1用到导引头输出框架角信息及导航在短时间内的位置信息差值，既可减小中制导位置误差随时间的积累，又可得到计算弹目距离所需的弹目相对高度信息。
(2)导航信息延时补偿
导引头输出框架角信息为相对弹体坐标系，而公式(2)中需采用发射系下的视线角信息。因此，需利用导航姿态角信息(即
矩阵)将导引头输出结果转换到发射系下，而由于导引头延时的存在，直接采用导航信息进行转换，会带来导引头信息与导航信息时标的不一致，严重影响解算结果。因此，需考虑对导航信息进行延时补偿。
导引头延时主要由于以下因素造成：
a)导引头系统延时Tseeker；
b)导引头噪声的存在会影响解算精度，因此需要对导引头框架角输出进行滤波处理，滤波器延时Tfilter；
c)惯组输出延时(即导航姿态角输出延时)TIMU。
综合以上延时因素，对导航信息进行Tseeker+Tfilter-TIMU的延时补偿。
(3)剩余飞行时间解算时序设计
加入导引头框架角滤波器后，为保证滤波后框架角稳定，以进入末制导3s后的节点作为剩余飞行时间估算的基准点，在第一次得到基准相对高度H1解算结果之前，采用导航信息解算剩余飞行时间。为保证解算H1时具有足够的精度，三个弹道点间的时间间隔需足够大，第一次采样可使用5s间隔(即利用距基准点0s、5s、10s数据，进入末制导第13s后第一次得到H1反算数据)，后续每次解算采样间隔增加1s(即第二次利用距基准点0s、6s、12s数据更新H1)。进入末制导后的剩余飞行时间解算时序如图3所示。
为避免不同采样时刻解算H1不一致造成剩余飞行时间跳变，引起制导指令跳变，采用如下策略：
a)对H1解算结果进行中值滤波，滤除野值；
b)对相邻两次解算H1进行过渡处理，如下式所示。
其中，HLast与Hnew分别为两次采样解算基准弹目相对高度，tnew为Hnew采样时刻，Δt＝2s为H1更新时间。
将H1作为末制导解算弹目相对高度的基准，即初始时刻，则t时刻弹目相对高度可表示为
H(t)＝H1-ΔHt (7)
ΔHt为t时刻导航高度与基准时刻导航高度的差值。在得到t时刻的弹目相对高度后，t时刻的弹目距离可表示如下
剩余飞行时间可近似表示为
其中，V为弹速度。在解算剩余飞行时间时，为避免tgo提前归零造成制导指令解算错误，对tgo进行简单补偿，如下。
其中，补偿时间Δ取为1s。
对剩余飞行时间结算方法有效性进行仿真验证，仿真条件如下：
1)目标位置偏差200m，目标运动速度30m/s，侧向45°追击；
2)转台扫频试验测得导引头框架角延时200ms，惯组延时20ms，计算得到导引头滤波器延时100ms，因此，导航信息延时补偿为280ms，考虑5ms解算周期，进行56个导航周期补偿。
3)由于初始导航姿态误差及惯组零位偏差的存在，中末制导交接班时刻导航位置偏差积累到700m，弹道末端导航位置偏差积累到1000m。
同时加入导引头延时、测角精度、噪声及惯组误差、目标位置偏差下的仿真结果如图4～图7所示。
由仿真结果可见，弹道末端，导航纯惯导带来的位置偏差达到1km，而采用式(10)所示的估算方法，估算弹目距离逐渐收敛至真实弹目距离，估算误差可逐渐收敛至50m内，剩余飞行时间估计误差可收敛至0.2s内，满足弹道使用要求。
Claims (10)
1.一种基于导航与导引头框架角信息的剩余飞行时间解算方法，其特征在于包括下列步骤：
(1)利用相邻时间间隔内的导航信息与框架角信息得到末制导相对高度基准；
(2)根据导引头延时与噪声情况进行导航信息延时补偿；
(3)设计剩余飞行时间解算时序，并进行剩余飞行时间解算。
2.根据权利要求1所述的基于导航与导引头框架角信息的剩余飞行时间解算方法，其特征在于：所述步骤(1)中目标近似匀速直线运动。
3.根据权利要求2所述的基于导航与导引头框架角信息的剩余飞行时间解算方法，其特征在于：所述步骤(1)中得到末制导相对高度基准H1的具体过程为：
11)建立发射系；
12)选取末制导弹道上具有相同时间间隔的三个弹道点；
13)利用导引头框架角信息与导航姿态信息得到三个弹道点处的发射系下视线角；
14)基于目标近似匀速直线运动的前提条件，利用三个弹道点的导航位置信息及发射系下视线角信息，得到末制导相对高度基准H1。
4.根据权利要求1所述的基于导航与导引头框架角信息的剩余飞行时间解算方法，其特征在于：所述步骤(2)中需考虑导引头系统延时及滤波器带来的延时。
5.根据权利要求4所述的基于导航与导引头框架角信息的剩余飞行时间解算方法，其特征在于：所述步骤(2)进行导航信息延时补偿的具体过程为：
21)利用转台扫频试验确定导引头框架角输出延时Tseeker；
22)利用转台扫频试验确定惯组输出延时，即导航姿态角输出延时TIMU；
23)通过选用的导引头滤波器计算得到滤波器延时Tfilter；
24)计算得到导航信息延时补偿Tnav；
25)计算得到导航信息延时补偿周期Tnav/T，其中T为仿真积分步长。
6.根据权利要求5所述的基于导航与导引头框架角信息的剩余飞行时间解算方法，其特征在于：所述导航信息延时补偿Tnav＝Tseeker+Tfilter-TIMU。
7.根据权利要求3所述的基于导航与导引头框架角信息的剩余飞行时间解算方法，其特征在于：所述步骤(3)中第一次解算H1的时间间隔采用5s，后续每次解算采样间隔增加1s。
8.根据权利要求3所述的基于导航与导引头框架角信息的剩余飞行时间解算方法，其特征在于：所述步骤(3)中对H1解算结果进行中值滤波与平滑过渡处理。
9.根据权利要求3所述的基于导航与导引头框架角信息的剩余飞行时间解算方法，其特征在于：所述步骤(3)中剩余飞行时间解算同时采用H1及发射系下视线高低角与视线方位角。
10.根据权利要求3所述的基于导航与导引头框架角信息的剩余飞行时间解算方法，其特征在于：所述步骤(3)中进行剩余飞行时间解算的具体过程为：
31)利用相对高度基准H1及当前时刻与基准时刻导航高度的差值计算得到当前的导航航高度；
32)利用计算得到的导航高度及发射系下的视线高低角与视线方位角计算得到实时弹目距离；
33)利用弹目距离与导航速度信息计算得到剩余飞行时间，并对剩余飞行时间进行1s的补偿。
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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