CN115685778A - 基于射频半实物仿真的雷达寻的飞行器脱靶量估算方法 - Google Patents

Abstract

基于射频半实物仿真的雷达寻的飞行器脱靶量估算方法，涉及电子对抗技术领域。本发明是为了解决现有的脱靶量测量方法依靠对导弹外弹道的测量来获取脱靶量，但也存在局限性，且受海面环境和气象条件影响较大，无线电测量设备放置在靶体上，被毁伤风险高，试验成本较大，弹上GPS设备为一次性使用设备，试验消耗较高的问题。本发明包括：步骤1、对比末端雷达视线轴与导弹速度轴的偏差，推算出导弹相对雷达瞄准点的位置偏差；步骤2、获得导弹落点对于雷达瞄准点的位置偏差；步骤3、求取视线角；步骤4、建立脱靶量估算模型。

Description

基于射频半实物仿真的雷达寻的飞行器脱靶量估算方法

技术领域

本发明属于电子对抗技术领域，特别涉及一种基于射频半实物仿真的雷达寻的飞行器脱靶量估算方法。

背景技术

脱靶量是导弹飞行试验中的关键测量参数，它直接反映导弹的命中精度。对于反舰导弹，通常采用以标准靶标载体外廓尺寸为基准设定命中框，在命中框内布设拦截网，通过事后检靶的方法确定导弹是否命中目标，因此目测检靶是脱靶量测量最简单、最直观、也是最准确的方法。但在某些特定条件下，如为了保护高价值的试验靶船，降低试验消耗，试验方案通常设计为：导弹不向目标俯冲攻击，而是平飞过靶，检靶的方法就无法得出是否命中的结论，必须利用脱靶量测量装置给出导弹脱靶量，从而对导弹是否命中进行综合评定。目前常用的脱靶量测量方法主要有光学测量法、无线电测量法以及GPS测量法，这些方法依靠对导弹外弹道的测量来获取脱靶量，精度较高，但也存在局限性：如光学测量距离较近，且受海面环境和气象条件影响较大；无线电测量设备放置在靶体上，被毁伤风险高，试验成本较大；弹上GPS设备为一次性使用设备，试验消耗较高，另外GPS接收机的数据率不高，当导弹或目标运动速度较大时，需要对定位信息进行差值处理，影响导弹脱靶量的测量精度。为此，本发明结合靶场实际使用需求研究了利用遥测参数估算雷达寻的反舰导弹脱靶量的方法。

发明内容

本发明是为了解决现有的脱靶量测量方法依靠对导弹外弹道的测量来获取脱靶量，但也存在局限性，且受海面环境和气象条件影响较大，无线电测量设备放置在靶体上，被毁伤风险高，试验成本较大，弹上GPS设备为一次性使用设备，试验消耗较高的问题。本发明提出了基于射频半实物仿真的雷达寻的飞行器脱靶量估算方法。

本发明提出了基于射频半实物仿真的雷达寻的飞行器脱靶量估算方法包括以下步骤：

步骤1、对比末端雷达视线轴与导弹速度轴的偏差，推算出导弹相对雷达瞄准点的位置偏差；

步骤2、获得导弹落点对于雷达瞄准点的位置偏差；

步骤3、求取视线角；

步骤4、建立脱靶量估算模型。

作为优选的是，步骤1中，对于雷达寻的体制的反舰导弹，在制导平面内，制导误差通可以用导弹落点相对雷达瞄准点的位置偏差来描述，记作：

ΔL＝ΔL1-ΔL2 (1)

(1)式中：

ΔL1为导弹落点位置，ΔL2为雷达瞄准点位置，因此，制导误差就是通过对比末端雷达视线轴与导弹速度轴的偏差，推导出导弹相对雷达瞄准点的位置偏差。

作为优选的是，导弹落点对于雷达瞄准点的位置偏差采用以下方法获得：

步骤2.1、根据遥测信号雷达最后一帧有效输出的雷达框架角

信息以及对应时刻的惯导输出姿态角ψ、

γ信息，确定最后时刻的视线角方位角q_h和视线高低角q_f，即雷达最后时刻的瞄准点；

步骤2.2、根据惯导相应时刻的速度信息v_x,v_y,v_z求解导弹速度轴角度信息，得出导弹弹道偏角ψ_c以及弹道倾角θ；

步骤2.3、根据视线角及速度角矢量组成的三角函数关系求解雷达瞄准点与导弹落点位置的侧向偏差Δz和纵向偏差Δy，作为制导误差。

作为优选的是，所述步骤3中求取视线角包括以下步骤：

步骤3.1、建立参考坐标系，通过坐标变换求取视线角与上述变量的函数关系；

步骤3.1.1、建立制导坐标系S_g；

原点O_g取在导弹重心上；O_gY_g垂直于当地水平面指向天，O_gX_g垂直于O_gY_g指向目标方向；O_g-X_gY_gZ_g构成右手坐标系，制导坐标系为基准坐标系，导弹的双平面导引律均建立在该坐标系上；

步骤3.1.2、建立弹体坐标系S_b；

原点O_b取在导弹重心上；O_bX_b轴与导弹纵轴一致，指向飞行方向；O_bY_b位于导弹纵平面内，垂直于O_bX_b轴向上；O_b-X_bY_bZ_b构成右手坐标系；

步骤3.1.3、视线坐标系S_s；

原点O_s位于导弹重心；O_sX_s轴指向目标Mb；O_sZ_s位于水平面内，垂直于O_sX_s向右，O_s-X_sY_sZ_s构成右手坐标系；

步骤3.2、坐标系的转换；

步骤3.2.1、视线坐标系与制导坐标系转换关系

根据视线坐标系和制导坐标系的定义可知，视线坐标系可由制导坐标系依次绕Y轴、Z轴的两次正交旋转两个欧拉角，即视线方位角q_h、视线高低角q_f得到，其转换矩阵

如(2)式：

步骤3.2.2、弹体坐标系与制导坐标系转换关系

根据弹体坐标系和制导坐标系的定义可知，弹体坐标系可由制导坐标系依次绕Y轴、Z轴和X轴正交旋转三个欧拉角，即航向角ψ、俯仰角

滚动角γ得到，其转换矩阵

如(3)式：

步骤3.2.3、视线坐标系与弹体坐标系转换关系

根据视线坐标系和弹体坐标系的定义和导引头框架角定义，视线坐标系和弹体坐标系之间的关系由依次绕Y轴、Z轴和X轴正交旋转三个欧拉角，即理论观测高低角

理论观测方位角

及空间观测扭角

得到，其转换矩阵

为：

由矩阵的转换关系可知：

按照对应项相等的原则，可求得视线高低角和视线方位角的函数表达式为：

经过坐标转换，最终求得视线高低角以及视线方位角在制导坐标系下的投影。

作为优选的是，所述步骤4中包括：

步骤4.1、利用惯导测量的制导坐标系下速度信息，求解出导弹的弹道偏角和弹道倾角：弹道偏角：

若V_x＜0，V_z＞0，则ψ_c＝-π-ψ_c

若V_x＜0，V_z＜0，则ψ_c＝π-ψ_c

弹道倾角：

步骤4.2、计算侧向制导误差；

步骤4.2.1、计算导弹落点相对位置

由于侧向末制导控制为纯比例导引下的过载控制，末端无入射角约束，因此末端弹道形态近似于直线攻击，可以用R处的导弹落点表征导弹的最终落点记作Δz1，

Δz1＝-R·cos(θ)·sin(ψ_c) (10)；

步骤4.2.2、计算雷达瞄准点侧向位置，记作Δz2，

Δz2＝-R·cos(q_f)·sin(q_h) (11)

基于以上瞄准点位置和落点位置均为同一时刻与导弹的相对位置，可以得出侧向平面的制导精度记作Δz：

Δz＝Δz1-Δz2＝-R·{cos(θ)·sin(ψ_c)-cos(q_f)sin(q_h)} (12)

步骤4.3、计算纵向制导误差；

纵向(靶高)制导精度记作Δy

Δy＝-R×sin(θ)+R×sin(q_f) (13)

其中，-代表靶上，+代表靶下。

本发明针对光学测量、无线电测量以及GPS测量等常用脱靶量测量方法的局限性，研究了利用遥测参数的脱靶量估算方法。通过坐标变换，给出了估算方法和数学模型。经复算验证和比对分析，估算方法正确，适用于雷达点源目标的脱靶量估算，估算精度与GPS测量精度相当，可以应用于靶场试验，并有效的解决了现有的脱靶量测量方法依靠对导弹外弹道的测量来获取脱靶量，但也存在局限性，且受海面环境和气象条件影响较大，无线电测量设备放置在靶体上，被毁伤风险高，试验成本较大，弹上GPS设备为一次性使用设备，试验消耗较高等问题。

附图说明

图1为本发明中雷达瞄准点与导弹落点侧向位置关系示意图。

具体实施方式

具体实施方式一：参照附图具体说明本实施方式，如图1所示，本实施方式所述的基于射频半实物仿真的雷达寻的飞行器脱靶量估算方法，包括以下步骤：

步骤1、对比末端雷达视线轴与导弹速度轴的偏差，推算出导弹相对雷达瞄准点的位置偏差；

步骤2、获得导弹落点对于雷达瞄准点的位置偏差；

步骤3、求取视线角；

步骤4、建立脱靶量估算模型。

本实施方式中，根据脱靶量的定义：脱靶量就是在靶平面内，导弹实际弹道相对于理论弹道的偏差。可见，脱靶量就是靶平面内的制导误差。

具体实施方式二：参照附图具体说明本实施方式，如图1所示，步骤1中，对于雷达寻的体制的反舰导弹，在制导平面内，制导误差通可以用导弹落点相对雷达瞄准点的位置偏差来描述，记作：

ΔL＝ΔL1-ΔL2 (1)

(1)式中：

ΔL1为导弹落点位置，ΔL2为雷达瞄准点位置，因此，制导误差就是通过对比末端雷达视线轴与导弹速度轴的偏差，推导出导弹相对雷达瞄准点的位置偏差。

具体实施方式三：参照附图具体说明本实施方式，如图1所示，导弹落点对于雷达瞄准点的位置偏差采用以下方法获得：

步骤2.1、根据遥测信号雷达最后一帧有效输出的雷达框架角

信息以及对应时刻的惯导输出姿态角ψ、

γ信息，确定最后时刻的视线角方位角q_h和视线高低角q_f，即雷达最后时刻的瞄准点；

步骤2.2、根据惯导相应时刻的速度信息v_x,v_y,v_z求解导弹速度轴角度信息，得出导弹弹道偏角ψ_c以及弹道倾角θ；

步骤2.3、根据视线角及速度角矢量组成的三角函数关系求解雷达瞄准点与导弹落点位置的侧向偏差Δz和纵向偏差Δy，作为制导误差。

弹上遥测参数包含了大量的内弹道信息，为制导误差估算提供了充分的数据支持，制导误差估算需要的遥测参数信息如表1所示：

表1遥测参数对照表

表1中的参数均为遥测参数，其中导弹的三个姿态角和三个速度由弹上惯性测量装置提供，弹目距离以及雷达框架角由末制导雷达提供。

导弹视线方位角q_h和视线高低角q_f不能直接测量，但可根据表1中提供的的导弹姿态角和雷达框架角等遥测信息采用坐标变换的方法间接求取。

具体实施方式四：参照附图具体说明本实施方式，如图1所示，所述步骤3中求取视线角包括以下步骤：

步骤3.1、建立参考坐标系，通过坐标变换求取视线角与上述变量的函数关系；

步骤3.1.1、建立制导坐标系S_g；

原点O_g取在导弹重心上；O_gY_g垂直于当地水平面指向天，O_gX_g垂直于O_gY_g指向目标方向；O_g-X_gY_gZ_g构成右手坐标系，制导坐标系为基准坐标系，导弹的双平面导引律均建立在该坐标系上；

步骤3.1.2、建立弹体坐标系S_b；

原点O_b取在导弹重心上；O_bX_b轴与导弹纵轴一致，指向飞行方向；O_bY_b位于导弹纵平面内，垂直于O_bX_b轴向上；O_b-X_bY_bZ_b构成右手坐标系；

步骤3.1.3、视线坐标系S_s；

原点O_s位于导弹重心；O_sX_s轴指向目标Mb；O_sZ_s位于水平面内，垂直于O_sX_s向右，O_s-X_sY_sZ_s构成右手坐标系；

步骤3.2、坐标系的转换；

制导坐标系为基准导引坐标系，通过坐标系之间的转换关系，最终获得导引头测量的框架角在制导坐标系上的投影。

步骤3.2.1、视线坐标系与制导坐标系转换关系

根据视线坐标系和制导坐标系的定义可知，视线坐标系可由制导坐标系依次绕Y轴、Z轴的两次正交旋转两个欧拉角，即视线方位角q_h、视线高低角q_f得到，其转换矩阵

如(2)式：

步骤3.2.2、弹体坐标系与制导坐标系转换关系

根据弹体坐标系和制导坐标系的定义可知，弹体坐标系可由制导坐标系依次绕Y轴、Z轴和X轴正交旋转三个欧拉角，即航向角ψ、俯仰角

滚动角γ得到，其转换矩阵

如(3)式：

步骤3.2.3、视线坐标系与弹体坐标系转换关系

根据视线坐标系和弹体坐标系的定义和导引头框架角定义，视线坐标系和弹体坐标系之间的关系由依次绕Y轴、Z轴和X轴正交旋转三个欧拉角，即理论观测高低角

理论观测方位角

及空间观测扭角

得到，其转换矩阵

为：

由矩阵的转换关系可知：

按照对应项相等的原则，可求得视线高低角和视线方位角的函数表达式为：

经过坐标转换，最终求得视线高低角以及视线方位角在制导坐标系下的投影。

本实施方式中，将姿态角ψ、

γ和雷达框架角

设为变量，各变量的定义代表了不同坐标系的转换关系。为了求取视线角q_h和q_f，首先建立参考坐标系，通过坐标变换求取视线角与上述变量的函数关系。

根据上述欧拉角之间的关系，需要引入3个参考坐标系，即制导坐标系、弹体坐标系以及视线坐标系，在三个坐标系内，各欧拉角可准确描述。

具体实施方式五：参照附图具体说明本实施方式，如图1所示，所述步骤4包括：

步骤4.1、利用惯导测量的制导坐标系下速度信息，求解出导弹的弹道偏角和弹道倾角：弹道偏角：

若V_x＜0，V_z＞0，则ψ_c＝-π-ψ_c

若V_x＜0，V_z＜0，则ψ_c＝π-ψ_c

弹道倾角：

步骤4.2、计算侧向制导误差；

步骤4.2.1、计算导弹落点相对位置

由于侧向末制导控制为纯比例导引下的过载控制，末端无入射角约束，因此末端弹道形态近似于直线攻击，可以用R处的导弹落点表征导弹的最终落点记作Δz1，

Δz1＝-R·cos(θ)·sin(ψ_c) (10)；

步骤4.2.2、计算雷达瞄准点侧向位置，记作Δz2，

Δz2＝-R·cos(q_f)·sin(q_h) (11)

基于以上瞄准点位置和落点位置均为同一时刻与导弹的相对位置，可以得出侧向平面的制导精度记作Δz：

Δz＝Δz1-Δz2＝-R·{cos(θ)·sin(ψ_c)-cos(q_f)sin(q_h)} (12)

步骤4.3、计算纵向制导误差；

纵向(靶高)制导精度记作Δy

Δy＝-R×sin(θ)+R×sin(q_f) (13)

其中，-代表靶上，+代表靶下。

从式(12)和式(13)可以看出，导弹落点位置偏差是导弹速度分量、导弹姿态角和雷达框架角以及弹目距离等变量的函数。基于雷达和惯性测量装置的工作原理和性能指标，雷达的测距精度较高。作为过程参数，雷达输出的框架角和惯导测量的速度以及姿态角信息参与导弹制导控制，均有良好的测量精度，因此计算出的制导误差精度较高，可以满足脱靶量估算的精度要求。

复算验证：利用遥测数据对多型雷达寻的反舰导弹靶场飞行试验结果进行了脱靶量估算，用估算结果与已知的脱靶量数据进行比对分析，验证脱靶量估算方法的正确性和实用性。

选取20个有效试验样本，样本中涉及全高弹道、全低弹道等弹道形态以及点源雷达靶、体目标雷达靶和实体靶等三种靶标。采取将脱靶量估算结果与检靶数据、光学测量脱靶量数据以及GPS测量脱靶量数据分别比对的方法给出误差量级和适用范围，通过比对分析，可以得出如下结论：

(1)对于点源雷达靶目标，与实际命中点相比，估算脱靶量最大误差小于3m；与光学测量脱靶量数值相比，估算脱靶量精度略低；与GPS测量脱靶量数值相比，估算脱靶量量级相当。

(2)对于体目标雷达靶和实体靶，估算给出的脱靶量误差较大。原因是导引末段，受目标角闪烁特性的影响，雷达跟踪点跳变，输出的雷达框架角不稳定，导致估算误差变大。

(3)估算误差与R取值有关。弹目距离R取值过小，误差增大，原因是雷达在跟踪末段，框架角测量误差增大，导致估算误差较大。

由此可见，本脱靶量评估方法适用于雷达点源目标，只要R取值合理，误差与GPS测量方法相当，可以作为常规脱靶量测量方法的辅助手段和备用方案。

本发明研究了利用导弹姿态角、速度以及雷达框架角估算反舰导弹脱靶量的方法，用坐标转换的方法推导了视线角与已知遥测参数的函数关系，给出了脱靶量估算的数学模型，并利用以往靶场试验的遥测数据对脱靶量进行了估算验证。经比对分析，估算方法正确。对于点源目标，脱靶量估算误差随低于光测精度，但与GPS测量方法量级相当，既是对传统脱靶量测量方法的辅助和补充，也是对通过测量得到的脱靶量数据的检验和验证，因此，本发明脱靶量估算方法可以用于靶场试验。

Claims (5)

1.基于射频半实物仿真的雷达寻的飞行器脱靶量估算方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1、对比末端雷达视线轴与导弹速度轴的偏差，推算出导弹相对雷达瞄准点的位置偏差；

步骤2、获得导弹落点对于雷达瞄准点的位置偏差；

步骤3、求取视线角；

步骤4、建立脱靶量估算模型。

2.根据权利要求1所述的基于射频半实物仿真的雷达寻的飞行器脱靶量估算方法，其特征在于，步骤1中，对于雷达寻的体制的反舰导弹，在制导平面内，制导误差通可以用导弹落点相对雷达瞄准点的位置偏差来描述，记作：

ΔL＝ΔL1-ΔL2 (1)

(1)式中：

ΔL1为导弹落点位置，ΔL2为雷达瞄准点位置，因此，制导误差就是通过对比末端雷达视线轴与导弹速度轴的偏差，推导出导弹相对雷达瞄准点的位置偏差。

3.根据权利要求1所述的基于射频半实物仿真的雷达寻的飞行器脱靶量估算方法，其特征在于，导弹落点对于雷达瞄准点的位置偏差采用以下方法获得：

步骤2.1、根据遥测信号雷达最后一帧有效输出的雷达框架角

信息以及对应时刻的惯导输出姿态角ψ、

γ信息，确定最后时刻的视线角方位角q_h和视线高低角q_f，即雷达最后时刻的瞄准点；

步骤2.2、根据惯导相应时刻的速度信息v_x,v_y,v_z求解导弹速度轴角度信息，得出导弹弹道偏角ψ_c以及弹道倾角θ；

步骤2.3、根据视线角及速度角矢量组成的三角函数关系求解雷达瞄准点与导弹落点位置的侧向偏差Δz和纵向偏差Δy，作为制导误差。

4.根据权利要求1所述的基于射频半实物仿真的雷达寻的飞行器脱靶量估算方法，其特征在于，所述步骤3中求取视线角包括以下步骤：

步骤3.1、建立参考坐标系，通过坐标变换求取视线角与上述变量的函数关系；

步骤3.1.1、建立制导坐标系S_g；

原点O_g取在导弹重心上；O_gY_g垂直于当地水平面指向天，O_gX_g垂直于O_gY_g指向目标方向；O_g-X_gY_gZ_g构成右手坐标系，制导坐标系为基准坐标系，导弹的双平面导引律均建立在该坐标系上；

步骤3.1.2、建立弹体坐标系S_b；

原点O_b取在导弹重心上；O_bX_b轴与导弹纵轴一致，指向飞行方向；O_bY_b位于导弹纵平面内，垂直于O_bX_b轴向上；O_b-X_bY_bZ_b构成右手坐标系；

步骤3.1.3、视线坐标系S_s；

原点O_s位于导弹重心；O_sX_s轴指向目标Mb；O_sZ_s位于水平面内，垂直于O_sX_s向右，O_s-X_sY_sZ_s构成右手坐标系；

步骤3.2、坐标系的转换；

步骤3.2.1、视线坐标系与制导坐标系转换关系

根据视线坐标系和制导坐标系的定义可知，视线坐标系可由制导坐标系依次绕Y轴、Z轴的两次正交旋转两个欧拉角，即视线方位角q_h、视线高低角q_f得到，其转换矩阵

如(2)式：

步骤3.2.2、弹体坐标系与制导坐标系转换关系

根据弹体坐标系和制导坐标系的定义可知，弹体坐标系可由制导坐标系依次绕Y轴、Z轴和X轴正交旋转三个欧拉角，即航向角ψ、俯仰角

滚动角γ得到，其转换矩阵

如(3)式：

步骤3.2.3、视线坐标系与弹体坐标系转换关系

根据视线坐标系和弹体坐标系的定义和导引头框架角定义，视线坐标系和弹体坐标系之间的关系由依次绕Y轴、Z轴和X轴正交旋转三个欧拉角，即理论观测高低角

理论观测方位角

及空间观测扭角

得到，其转换矩阵

为：

由矩阵的转换关系可知：

按照对应项相等的原则，可求得视线高低角和视线方位角的函数表达式为：

经过坐标转换，最终求得视线高低角以及视线方位角在制导坐标系下的投影。

5.根据权利要求1所述的基于射频半实物仿真的雷达寻的飞行器脱靶量估算方法，其特征在于，所述步骤4中包括：

步骤4.1、利用惯导测量的制导坐标系下速度信息，求解出导弹的弹道偏角和弹道倾角：弹道偏角：

若V_x＜0，V_z＞0，则ψ_c＝-π-ψ_c

若V_x＜0，V_z＜0，则ψ_c＝π-ψ_c

弹道倾角：

步骤4.2、计算侧向制导误差；

步骤4.2.1、计算导弹落点相对位置

由于侧向末制导控制为纯比例导引下的过载控制，末端无入射角约束，因此末端弹道形态近似于直线攻击，可以用R处的导弹落点表征导弹的最终落点记作Δz1，

Δz1＝-R·cos(θ)·sin(ψ_c) (10)；

步骤4.2.2、计算雷达瞄准点侧向位置，记作Δz2，

Δz2＝-R·cos(q_f)·sin(q_h) (11)

基于以上瞄准点位置和落点位置均为同一时刻与导弹的相对位置，可以得出侧向平面的制导精度记作Δz：

Δz＝Δz1-Δz2＝-R·{cos(θ)·sin(ψ_c)-cos(q_f)sin(q_h)} (12)

步骤4.3、计算纵向制导误差；

纵向(靶高)制导精度记作Δy

Δy＝-R×sin(θ)+R×sin(q_f) (13)

其中，-代表靶上，+代表靶下。

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