CN116182647A - 适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法 - Google Patents

适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法 Download PDF

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CN116182647A CN202211650260.4A CN202211650260A CN116182647A CN 116182647 A CN116182647 A CN 116182647A CN 202211650260 A CN202211650260 A CN 202211650260A CN 116182647 A CN116182647 A CN 116182647A
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栗金平
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Abstract

本发明涉及一种适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法，属于制导控制领域。本发明通过深入分析图像导引头对视线角、视线角速度的定义及其与常用坐标系之间的转换关系，创新性的对现有制导信息提取方法进行改进，有效保证了制导弹药在末端姿态剧烈变化时的精度及落角需求。本发明首先对导引头测量得到的视线角速度进行滤波，消除噪声影响；其次将惯导测量得到的姿态信息与导引头测量得到的框架角信息创新性的引入，将视线角速度旋转得到视线系下视线角速度；最后计算纵向、侧向过载指令参与闭环制导控制。该适应图像制导弹药带落角约束制导信息提取方法结构通用，工程实践能力强。

Description

适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法
技术领域
本发明属于制导控制领域，涉及一种适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法。
背景技术
图像导引头可以直接给出视线角速度，方便制导弹药形成制导控制指令。带落角约束的制导律可以针对不同的攻击目标，通过地面装订不同落角以实现制导弹药对目标最大程度的打击。现有带落角约束制导律仅能适应制导弹药在末端姿态平稳时的大落角精确打击，无法满足制导弹药受到各种干扰后姿态剧烈变化时的大落角精确打击的需求。故需要对已有带落角约束制导律进行适应性的改进。针对上述问题，本发明首先对导引头测量得到的视线角速度进行滤波，消除噪声影响；其次将惯导测量得到的姿态信息与导引头测量得到的框架角信息引入，将视线角速度旋转，得到视线系下视线角速度；最后计算纵向、侧向过载指令参与闭环制导控制。该适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法结构通用，工程实践能力强。
发明内容
本发明的目的在于提供一种适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法，以解决制导弹药受到各种干扰后姿态剧烈变化时的大落角精确打击的问题。
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法，该方法包括如下步骤：
步骤一，确定低通滤波器参数，图像导引头获得目标信息并给出的俯仰视线角速度与偏航视线角速度到低通滤波器，低通滤波器处理后输出至落角制导律处理；
步骤二，解算弹体系下视线角速度；
步骤三，解算发射线系下视线角速度；
步骤四，解算视线角；
步骤五，解算视线系下视线角速度；
步骤六，解算过载指令。
本发明提供一种适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法，本发明的方法已应用于某制导火箭项目研制中，设计的适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法解决了制导弹药受到各种干扰后姿态剧烈变化时的大落角精确打击的需求。该方法具有广阔的军事应用前景。
本发明首先对导引头测量得到的视线角速度进行滤波，消除噪声影响；其次将惯导测量得到的姿态信息与导引头测量得到的框架角信息创新性的引入，将视线角速度旋转得到视线系下视线角速度；最后计算纵向、侧向过载指令参与闭环制导控制。该适应图像制导弹药带落角约束制导信息提取方法结构通用，工程实践能力强。可广泛应用于各类要求对落角及精度有较高要求的制导弹药制导控制系统设计中。
附图说明
图1为本发明的系统框图；
图2为俯仰过载指令对比曲线；
图3为偏航过载指令对比曲线；
图4为弹道倾角对比曲线；
图5为弹目距离对比曲线；
图6为本发明的流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。
本发明涉及一种适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法。该方案可通用于各类对落角及精度要求较高的图像导引头制导弹药的制导控制系统设计中。
本发明要解决的问题是提供一种简单、通用、有效的适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法，解决制导弹药受到各种干扰后姿态剧烈变化时的大落角精确打击的问题，提高图像导引头制导弹药的制导控制系统性能。
为解决以上技术问题，本发明是一种带落角约束的制导信息提取方法。该制导信息提取方法创新之处在于，本发明充分利用图像导引头的视线角速度和框架角信息，结合制导弹药惯导所敏感出的弹体姿态信息，能够有效的克服弹体姿态剧烈变化对制导精度及落角约束的影响，提高了制导精度及落角控制精度。
本发明涉及了一种适应图像制导弹药带落角约束制导信息提取方法，通过深入分析图像导引头对视线角、视线角速度的定义及其与常用坐标系之间的转换关系，创新性的对现有制导信息提取方法进行改进，有效保证了制导弹药在末端姿态剧烈变化时的精度及落角需求。
本发明首先对导引头测量得到的视线角速度进行滤波，消除噪声影响；其次将惯导测量得到的姿态信息与导引头测量得到的框架角信息创新性的引入，将视线角速度旋转得到视线系下视线角速度；最后计算纵向、侧向过载指令参与闭环制导控制。该适应图像制导弹药带落角约束制导信息提取方法结构通用，工程实践能力强。可广泛应用于各类要求对落角及精度有较高要求的制导弹药制导控制系统设计中。
适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导律原理结构框图如图1所示。
设计步骤描述如下：
步骤一，确定低通滤波器参数K1,K2,K3，图像导引头获得目标信息并给出的俯仰视线角速度与偏航视线角速度到低通滤波器，低通滤波器处理后输出至落角制导律处理；
Figure BDA0004010189370000041
分别表示图像导引头所给出的俯仰视线角速度与偏航视线角速度，kT表示弹载计算机的当前时间，T表示弹载计算机的计算周期。为了表示方便，后文将
Figure BDA0004010189370000051
简化为/>
Figure BDA0004010189370000052
Figure BDA0004010189370000053
步骤二，解算弹体系下视线角速度。
结合图像导引头所给出的偏航框架角解算弹体系下视线角速度为：
Figure BDA0004010189370000054
其中
Figure BDA0004010189370000055
为弹体系下俯仰视线角速度与偏航视线角速度，βg(k)为图像导引头所给出的偏航框架角。
步骤三，解算发射线系下视线角速度。
结合惯导测量得到偏航角和滚转角解算发射线系下视线角速度为：
Figure BDA0004010189370000056
其中
Figure BDA0004010189370000057
为发射系下俯仰视线角速度与偏航视线角速度，ψ(k)，γ(k)为惯导测量得到偏航角和滚转角。
步骤四，解算视线角。
发射系与弹体系之间转换的旋转顺序为先转俯仰后转偏航，发射系至弹体系的坐标转换矩阵
Figure BDA0004010189370000058
如下：
Figure BDA0004010189370000059
其中
Figure BDA00040101893700000510
为惯导测量得到俯仰角。
结合图像导引头所给出的俯仰框架角和偏航框架角解算视线角为：
Figure BDA0004010189370000061
其中qf(k)，qb(k)为俯仰视线角与偏航视线角；εg(k)为图像导引头所给出的俯仰框架角；
Figure BDA0004010189370000062
分别为/>
Figure BDA0004010189370000063
的第二列元素和第三列元素。
步骤五，解算视线系下视线角速度。
结合解算得到视线角解算视线系下视线角速度为：
Figure BDA0004010189370000064
其中
Figure BDA0004010189370000065
为发射系下俯仰视线角速度与偏航视线角速度。
步骤六，解算过载指令。
剩余时间为：
Figure BDA0004010189370000066
R为距离，V为速度；
过载指令为：
Figure BDA0004010189370000067
Figure BDA0004010189370000068
其中：Kf,K2,Kb为数学推导所得最优制导律系数；θDF为发射系期望落角。
实施例1：
结合某制导火箭武器系统算例对本发明做进一步描述。制导火箭发射点海拔1300m，对发射系(x＝150000m，y＝-1746m，z＝0m)处目标进行精确大落角攻击。
步骤一，选取低通滤波器参数K1＝0.02302，K2＝0.02302，K3＝0.954。
对图像导引头所给出的俯仰视线角速度与偏航视线角速度进行滤波
Figure BDA0004010189370000071
步骤二，解算弹体系下视线角速度。
结合图像导引头所给出的偏航框架角解算弹体系下视线角速度为：
Figure BDA0004010189370000072
步骤三，解算发射线系下视线角速度。
结合惯导测量得到偏航角和滚转角解算发射线系下视线角速度为：
Figure BDA0004010189370000073
步骤四，解算视线角。
结合图像导引头所给出的俯仰框架角和偏航框架角解算视线角为：
Figure BDA0004010189370000074
步骤五，解算视线系下视线角速度。
结合解算得到视线角解算视线系下视线角速度为：
Figure BDA0004010189370000081
其中
Figure BDA0004010189370000082
为发射系下俯仰视线角速度与偏航视线角速度。
步骤六，选取Kf＝4，K2＝2，θDF＝-85/57.3解算过载指令。
Figure BDA0004010189370000083
Figure BDA0004010189370000084
为了验证本发明的可行性，分别进行了本发明提出制导律与已有带落角约束制导信息提取方法针对目标的-85°大落角攻击仿真，经过数字仿真对比得到图2～图5的曲线。由仿真结果可知：本发明设计的适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法可以在更加精准的实现落角的基础上实现更小脱靶量。
实施例2：
一种适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法，创新性地提出对已有精确落角制导律进行改进以适应制导弹药在末端姿态剧烈变化时的精确落角需求。
独特的将姿态信息和框架角信息引入，对导引头所测量出的视线角速度进行旋转，得到视线系下视线角速度，进而解算过载指令。
本发明的方法已应用于某制导火箭项目研制中，设计的适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法解决了制导弹药受到各种干扰后姿态剧烈变化时的大落角精确打击的需求。该方法具有广阔的军事应用前景。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：
步骤一，确定低通滤波器参数，图像导引头获得目标信息并给出的俯仰视线角速度与偏航视线角速度到低通滤波器，低通滤波器处理后输出至落角制导律处理；
步骤二，解算弹体系下视线角速度；
步骤三，解算发射线系下视线角速度；
步骤四，解算视线角；
步骤五，解算视线系下视线角速度；
步骤六，解算过载指令。
2.如权利要求1所述的适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法，其特征在于，所述步骤一具体包括：滤波器处理输出为：
Figure FDA0004010189360000011
Figure FDA0004010189360000012
分别表示图像导引头所给出的俯仰视线角速度与偏航视线角速度，kT表示弹载计算机的当前时间，T表示弹载计算机的计算周期，将/>
Figure FDA0004010189360000013
简化为
Figure FDA0004010189360000014
3.如权利要求2所述的适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法，其特征在于，所述步骤二具体包括：结合图像导引头所给出的偏航框架角解算弹体系下视线角速度为：
Figure FDA0004010189360000021
其中
Figure FDA0004010189360000022
为弹体系下俯仰视线角速度与偏航视线角速度，βg(k)为图像导引头所给出的偏航框架角。
4.如权利要求3所述的适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法，其特征在于，所述步骤三具体包括：结合惯导测量得到偏航角和滚转角解算发射线系下视线角速度为：
Figure FDA0004010189360000023
其中
Figure FDA0004010189360000024
为发射系下俯仰视线角速度与偏航视线角速度，ψ(k)，γ(k)为惯导测量得到偏航角和滚转角。
5.如权利要求4所述的适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法，其特征在于，所述步骤四具体包括：发射系与弹体系之间转换的旋转顺序为先转俯仰后转偏航，发射系至弹体系的坐标转换矩阵
Figure FDA00040101893600000210
如下：/>
Figure FDA0004010189360000025
其中
Figure FDA0004010189360000029
为惯导测量得到俯仰角；
结合图像导引头所给出的俯仰框架角和偏航框架角解算视线角为：
Figure FDA0004010189360000026
其中qf(k)，qb(k)为俯仰视线角与偏航视线角；εg(k)为图像导引头所给出的俯仰框架角；
Figure FDA0004010189360000027
分别为/>
Figure FDA0004010189360000028
的第二列元素和第三列元素。
6.如权利要求5所述的适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法，其特征在于，所述步骤五具体包括：结合解算得到视线角解算视线系下视线角速度为：
Figure FDA0004010189360000031
其中
Figure FDA0004010189360000032
为发射系下俯仰视线角速度与偏航视线角速度。
7.如权利要求6所述的适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法，其特征在于，所述步骤六具体包括：剩余时间为：
Figure FDA0004010189360000033
R为距离，V为速度；
过载指令为：
Figure FDA0004010189360000034
Figure FDA0004010189360000035
其中：Kf,K2,Kb为数学推导所得最优制导律系数；θDF为发射系期望落角。
8.如权利要求1-7任一项所述的适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法，其特征在于，低通滤波器参数选择为：K1＝0.02302，K2＝0.02302，K3＝0.954。
9.如权利要求8所述的适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法，其特征在于，所述步骤六中，选取Kf＝4，K2＝2，θDF＝-85/57.3。
10.如权利要求8所述的适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法，其特征在于，将姿态信息和框架角信息引入，对导引头所测量出的视线角速度进行旋转，得到视线系下视线角速度，进而解算过载指令。
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