CN114061380B - 一种概略瞄准制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于制导技术领域，具体为一种概略瞄准制导方法，包括如下步骤：进入发射流程后进行初始对准，由惯组数据可计算得到初始姿态角；射手通过手动调整导引头框架角进行快速概略瞄准，使目标出现在导引头视场中，根据此时导引头框架角与初始姿态角计算离轴角与射界角；转导航后，持续按照概略瞄准的信息，对发射坐标系下的目标坐标进行计算，再将其转换至弹体坐标系，实时计算导引头预置框架角；出筒后，导引头按照计算进行框架角预置，并自动进行目标的搜索捕获。一旦捕获成功，转为跟踪状态，依靠导引头导引飞向目标，直至命中。本发明制导方法可实现射前概略瞄准、快速发射、发射后不管。

Description

一种概略瞄准制导方法

技术领域

本发明属于制导技术领域，具体为一种概略瞄准制导方法。

背景技术

根据不同的作战需求，红外制导武器使用的捕控策略通常分为“射前锁定、射后不管”、“人在回路中”两种模式，其中，“射前锁定、射后不管”要求红外导引头在发射前必须首先由人工进行搜索，锁定目标后转为跟踪模式再发射，这种模式往往需要在搜索、锁定的过程中耗费较多的时间，无法实现快速发射；而“人在回路中”模式虽然可以先发射、后锁定，但射后截获概略同时受到数据链周期、数据链精度、射手搜捕策略等的影响，而红外导引头视场角本身较小，进一步增加了射后搜索与捕获目标的难度。

为了解决上述问题，需要一款可射前概略瞄准、快速发射、发射后不管的新型红外制导武器，但现有的红外成像制导技术无法实现概略瞄准、射后锁定的功能，现提出一种新的制导模式，以满足其使用需求。

发明内容

针对上述问题，本发明针对射前概略瞄准、射后不管的作战模式，提供了一种能够依靠射前概略瞄准时有限的信息、实现射后锁定的红外成像制导方法。

为实现上述目的，本发明提供以下技术方案：

一种概略瞄准制导方法，包括如下步骤：

S1、射前，当进入发射流程后进行初始对准，由惯组数据可计算得到初始姿态角；

S2、在完成初始对准后，射手通过手动调整导引头框架角进行快速概略瞄准，使目标出现在导引头视场中。则根据此时导引头框架角与初始姿态角可计算离轴角与射界角；

S3、转导航后，由飞控软件持续按照概略瞄准的信息，首先对发射坐标系下的目标坐标进行计算，再将其转换至弹体坐标系，实时计算导引头预置框架角；所述转导航时刻即是飞控软件获取所需信息完毕，开始进行计算的时刻；

S4、达到设定的开始框架角预置时刻后，导引头按照飞控软件计算的预置框架角进行框架角预置，并自动进行目标的搜索捕获，一旦捕获成功，导引头转为跟踪状态，弹转入末制导飞行，依靠导引头导引飞向目标，直至命中。

进一步的，步骤S1中初始姿态角的计算公式为：

φ₀＝0

式中，φ₀、γ₀分别为导弹初始姿态角，即初始俯仰角、偏航角、滚转角(rad)；

a_x1、a_y1、a_z1分别为惯组测得的导弹射前在弹体坐标系三个方向的加速度(m/s²)；

g₀为导弹射前的加速度大小(m/s²)。

进一步的，所述步骤S2中：

首先由导引头框架角计算弹体坐标系下目标相对坐标矢量：

式中，d_d为导引头俯仰框架角(rad)；f_d为导引头方位框架角(rad)；

dX′₁、dY₁′、dZ′₁为弹体坐标系下目标相对导弹发射点的坐标矢量(m)。

再将弹体坐标系下的坐标矢量转换到发射坐标系：

其中，dX′、dY′、dZ′为发射坐标系下目标相对导弹发射点的坐标矢量(m)；

为射前弹体坐标系至发射坐标系的转换矩阵；

式中，φ₀、γ₀分别为导弹初始姿态角，即初始俯仰角、偏航角、滚转角(rad)；

则可得离轴角射界角/>

进一步的，步骤S3中：

首先根据射程、和步骤S2中得到的离轴角、射界角可计算发射坐标系下目标相对坐标与弹目距离：

dX＝L·cos(η_d0)·cos(ζ_d0)+X₀-X

dY＝L·sin(ζ_d0)+Y₀-Y

dZ＝L·sin(η_d0)·cos(ζ_d0)+Z₀-Z

式中，X₀、Y₀、Z₀为导弹在发射坐标系的初始坐标(m)；X、Y、Z为导弹在发射坐标系的当前坐标(m)；

L为射程，射前由射手从上位机输入(m)；

dL为当前弹目距离(m)；

则弹体坐标系下目标相对坐标为：

式中，dX₁、dY₁、dZ₁为弹体坐标系下目标相对导弹当前位置的坐标矢量(m)；

为当前时刻弹体坐标系至发射坐标系的转换矩阵。

其中，φ、γ分别为导弹当前姿态角，即当前俯仰角、偏航角、滚转角，当前姿态角由初始姿态角经惯组输出的角速度积分得到(rad)；

则可得到导引头预置框架角为：

d_g＝arctan2(dY₁,dX₁)

f_g＝arcsin(-dZ₁/dL)

式中，d_g为导引头预置俯仰框架角，f_g为导引头预置方位框架角；。

总体而言，本发明相较于传统的红外成像制导方法，具有以下优点：

(1)与“射前锁定、射后不管”模式相比，在导引头未锁定目标的情况下，可朝向目标区域快速发射，减少了作战准备时间，可实现射手的快速撤离。

(2)与“人在回路中”模式相比，由于飞控软件实时通过预置框架角引导红外导引头光轴指向目标区域，提高了导引头射后截获的成功率；无需外界提供信息，自主性好；同时，该制导方法无须依靠数据链，降低了成本。

附图说明

图1为本发明中发射坐标系下离轴角、射界角示意图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

本发提供了一种新型红外制导方法，可实现射前概略瞄准、发射后不管，具体包括如下步骤：

S1、射前，当进入发射流程后进行初始对准，由惯组数据可计算得到初始姿态角γ₀、φ₀，初始姿态角的计算公式为：

φ₀＝0

式中，φ₀、γ₀为导弹初始姿态角，即初始俯仰角、偏航角、滚转角(rad)；

a_x1、a_y1、a_z1分别为惯组测得的导弹射前在弹体坐标系三个方向的加速度(m/s²)；

g₀为导弹射前的加速度大小(m/s²)。

S2、在完成初始对准后，射手通过手动调整导引头框架角进行快速概略瞄准，使目标出现在导引头视场中，然后根据此时导引头框架角与初始姿态角可计算离轴角与射界角，离轴角与射界角如图1所示。

计算方法如下：

首先由导引头框架角计算弹体坐标系下目标相对坐标矢量：

式中，d_d为导引头俯仰框架角(rad)；f_d导引头方位框架角(rad)。

dX′₁、dY₁′、dZ′₁为弹体坐标系下目标相对导弹发射点的坐标矢量(m)；

再将弹体坐标系下的坐标矢量转换到发射坐标系：

其中，dX′、dY′、dZ′为发射坐标系下目标相对导弹发射点的坐标矢量(m)；

为射前弹体坐标系至发射坐标系的转换矩阵；

式中，φ₀、γ₀分别为导弹初始姿态角，即初始俯仰角、偏航角、滚转角(rad)；

则可得离轴角射界角/>

S3、转导航后，由飞控软件持续按照概略瞄准的信息计算导引头预置框架角，转导航时刻即是飞控软件获取所需信息完毕，开始进行计算的时刻；计算方法如下

首先根据射程L、离轴角η_d0和射界角ζ_d0可计算发射坐标系下目标相对坐标与弹目距离：

dX＝L·cos(η_d0)·cos(ζ_d0)+X₀-X

dY＝L·sin(ζ_d0)+Y₀-Y

dZ＝L·sin(η_d0)·cos(ζ_d0)+Z₀-Z

式中，X₀、Y₀、Z₀为导弹在发射坐标系的初始坐标(m)；X、Y、Z为导弹在发射坐标系的当前坐标(m)；

L为射程，射前由射手从上位机输入(m)；

dL为当前弹目距离(m)，即红外制导武器与目标的距离；

则弹体坐标系下目标相对坐标为：

式中，dX₁、dY₁、dZ₁为弹体坐标系下目标相对导弹当前位置的坐标矢量(m)；

为当前时刻弹体坐标系至发射坐标系的转换矩阵。

其中，φ、γ分别为导弹当前姿态角，即当前时刻俯仰角、偏航角、滚转角，当前姿态角由初始姿态角经惯组输出的角速度积分得到(rad)；

则可得到导引头预置框架角为：

d_g＝arctan2(dY₁,dX₁)

f_g＝arcsin(-dZ₁/dL)

式中，d_g为导引头预置俯仰框架角，f_g为导引头预置方位框架角。

进行框架角预置是为了根据弹体移动状态和实时姿态角对框架角进行提前调整，以便在发射后尽可能快速准确地捕获到目标。

S4、达到设定的开始框架角预置时刻后，导引头按照飞控软件计算的预置框架角进行框架角预置，并自动进行目标的搜索捕获。一旦捕获成功，导引头转为跟踪状态，弹转入末制导飞行，依靠导引头导引飞向目标，直至命中。开始框架角预置时刻为轴向过载小于20个g的时刻，此时导引头可以开始正常搜索与捕获。

导弹发射前，发射坐标系和弹体坐标系原点重合，但坐标系的轴指向不同，所以始终要使用两种坐标系进行定位和计算。

当导引头光轴的安装位置与导弹纵轴一致时，光轴与弹轴之间夹角即是导引头的框架角，若忽略光轴与视线之间的角度误差，即导引头光轴始终指向目标，则视线与弹轴之间的夹角可近似为框架角。所述俯仰框架角，即为视线与弹轴竖直方向之间的夹角；所述方位框架角，即为视线与弹轴水平方向之间的夹角。

本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种概略瞄准制导方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1、射前，当进入发射流程后进行初始对准，由惯组数据可计算得到初始姿态角；

S2、在完成初始对准后，射手通过手动调整导引头框架角进行快速概略瞄准，使目标出现在导引头视场中，然后根据此时导引头框架角与初始姿态角可计算离轴角与射界角；

S3、转导航后，由飞控软件持续按照概略瞄准的信息，首先对发射坐标系下的目标坐标进行计算，再将其转换至弹体坐标系，实时计算导引头预置框架角；

S4、达到设定的开始框架角预置时刻后，导引头按照飞控软件计算的预置框架角进行框架角预置，并自动进行目标的搜索捕获，一旦捕获成功，导引头转为跟踪状态，弹转入末制导飞行，依靠导引头导引飞向目标，直至命中。

2.根据权利要求1所述的一种概略瞄准制导方法，其特征在于，步骤S1中初始姿态角的计算公式为：

φ₀＝0

式中，φ₀、γ₀为导弹初始姿态角，/>为导弹初始俯仰角，φ₀为导弹初始偏航角，γ₀为导弹初始滚转角；

a_x1、a_y1、a_z1分别为惯组测得的导弹射前在弹体坐标系三个方向的加速度(m/s²)；

g₀为导弹射前的加速度大小(m/s²)。

3.根据权利要求2所述的一种概略瞄准制导方法，其特征在于，步骤S2中离轴角与射界角的公式为：

式中，η_d0为离轴角(rad)，ζ_d0为射界角(rad)；

dX′、dY′、dZ′为发射坐标系下目标相对导弹发射点的坐标矢量(m)。

4.根据权利要求3所述的一种概略瞄准制导方法，其特征在于，步骤S3中发射坐标系的目标相对坐标与弹目距离计算公式为：

dX＝L·cos(η_d0)·cos(ζ_d0)+X₀-X

dY＝L·sin(ζ_d0)+Y₀-Y

dZ＝L·sin(η_d0)·cos(ζ_d0)+Z₀-Z

式中，dX、dY、dZ为发射坐标系下目标相对导弹当前位置的坐标矢量(m)；

L为射程，射前由射手从上位机输入(m)；

X₀、Y₀、Z₀为导弹在发射坐标系的初始坐标(m)；

X、Y、Z为导弹在发射坐标系的当前坐标(m)；

dL为当前弹目距离(m)。

5.根据权利要求4所述的一种概略瞄准制导方法，其特征在于，步骤S3中导引头预置框架角计算公式为：

d_g＝arctan2(dY₁,dX₁)

f_g＝arcsin(-dZ₁/dL)

式中，d_g为导引头预置俯仰框架角，f_g为导引头预置方位框架角；

dX₁、dY₁、dZ₁为弹体坐标系下目标相对导弹当前位置的坐标矢量(m)。