CN107478111B - 导引头模型辨识***及应用其的制导控制仿真*** - Google Patents
导引头模型辨识***及应用其的制导控制仿真*** Download PDFInfo
- Publication number
- CN107478111B CN107478111B CN201710651813.0A CN201710651813A CN107478111B CN 107478111 B CN107478111 B CN 107478111B CN 201710651813 A CN201710651813 A CN 201710651813A CN 107478111 B CN107478111 B CN 107478111B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- seeker
- angular velocity
- simulation
- information
- bullet
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
- 238000004088 simulation Methods 0.000 claims abstract description 97
- 230000003071 parasitic effect Effects 0.000 claims abstract description 72
- 238000002955 isolation Methods 0.000 claims abstract description 70
- 210000003128 head Anatomy 0.000 claims description 49
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 41
- 238000000605 extraction Methods 0.000 claims description 15
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 15
- 230000007274 generation of a signal involved in cell-cell signaling Effects 0.000 claims description 11
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 9
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims description 8
- 230000009471 action Effects 0.000 claims description 4
- 230000005284 excitation Effects 0.000 claims description 4
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 claims description 4
- 206010034719 Personality change Diseases 0.000 claims description 3
- 230000004438 eyesight Effects 0.000 claims description 3
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 abstract description 19
- 238000011160 research Methods 0.000 abstract description 7
- 238000013461 design Methods 0.000 abstract description 4
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 abstract 2
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 44
- 230000006870 function Effects 0.000 description 42
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 14
- 230000004044 response Effects 0.000 description 11
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 6
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 5
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 5
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 3
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 2
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 2
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 2
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 2
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 2
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 2
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 238000010921 in-depth analysis Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 238000003672 processing method Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B35/00—Testing or checking of ammunition
- F42B35/02—Gauging, sorting, trimming or shortening cartridges or missiles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
本发明公开了基于寄生回路的导引头模型辨识***，该***包括模拟信号发生模块、仿真设备和模型辨识模块，通过模拟信号发生模块发送模拟扫频输入信号作为理论弹目视线角速度信息，引导仿真设备工作，仿真设备中的导引头输出真实弹目视线角速度，模型辨识模块根据理论弹目视线角速度和真实弹目视线角速度辨识得到导引头模型，即得到基于导引头隔离度寄生回路的导引头传递函数，将辨识得到的导引头模型用于制导***设计中，提高了制导***数字仿真的准确性，还可使制导控制回路数字仿真不依赖于导引头半实物仿真***，仅通过数字仿真形式就可以进行全工况多条弹道制导控制仿真，从而减少半实物仿真的工作量，使得导引头和制导控制***的研究数字化。
Description
技术领域
本发明涉及导弹导引头传递函数的测算***，具体涉及导引头模型辨识***及应用其的制导控制仿真***。
背景技术
作为跟踪探测***，导引头需要向弹上控制***提供视线角速度使其按照预定的制导律控制导弹飞向目标。导引头作为先进精确制导武器的重要组成部分，其在探测目标的同时需实现导引头探测器在惯性空间上的稳定，同时提供可用于制导的弹目视线角及弹目视线角速度信息，实现截获并跟踪目标、输出实现导引律所需要的信息、消除弹体扰动对导引头在空间指向稳定的影响。其中，导引头对弹体扰动的特性在工程上称为导引头隔离度特性。
现有技术中对于导引头及其上寄生回路的研究较多，如中国的申请号为201110415516.9的专利文献所公开的激光末制导炮弹的导引头隔离度测试***，提出了一种激光模拟器的隔离度辨识方法，又如中国的申请号为201410183582.1的专利文献所公开的捷联红外导引头隔离度寄生回路评估***，提出了一种对于捷联红外导引头隔离度寄生回路稳定性的评价方法，但现有技术中，并未将隔离度寄生回路对导引头输出的影响考虑在内。当导引头作为制导控制***的一个环节时，其真实的输出特性才是导引头影响制导控制***的根本原因，故而为了真实反映隔离度对制导控制***的影响，需对基于隔离度寄生回路的真实导引头模型进行辨识，从而确定导引头模型传递函数；具体来说：
现有技术中对于导引头隔离度的研究主要是对隔离度进行测试，一次测试只能得到单个频率的导引头隔离度，且将该导引头隔离度等价为一个固定值，以便进行其他模拟作业，或者通过计算导引头隔离度进行制导***稳定性评估，却没有考虑在隔离度寄生回路影响下的导引头实际输出及对制导***的影响。在中国的申请号为201410183582.1的专利文献中，专利对象是捷联导引头，其隔离度模型是由弹上速率陀螺与导引头探测器的刻度尺不匹配造成的，其视线角速度不能直接提取；
进一步地，弹体姿态运动耦合进入导引头工作回路，由于导引头内部干扰力矩的存在引起隔离度，从而形成了导引头隔离度寄生回路；导引头的隔离度是由多种因素综合导致的，导引头内部干扰力矩包括弹簧力矩及粘滞阻尼力矩等；在不同的工况下，多种因素的占比是不同的，由于加工制备工艺的原因，每个导引头的隔离度也都是不同的。
所以，现有技术中关于导引头隔离度的探究对于实际工程应用来说是远远不够的，不能忽略或者简化导引头隔离度，要在充分考虑导引头隔离度的基础上研究分析导引头的工作状况，进行各种仿真模拟和工况、弹道分析。
由于上述原因，本发明人对现有的导引头及隔离度做了深入分析，以便设计出一种能够解决上述问题的导引头模型辨识***。
发明内容
为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种基于寄生回路的导引头模型辨识***，该***包括模拟信号发生模块、仿真设备和模型辨识模块，通过模拟信号发生模块发送模拟扫频输入信号作为理论弹目视线角速度信息，引导仿真设备工作，仿真设备中的导引头传出真实弹目视线角速度，模型辨识模块根据理论弹目视线角速度和真实弹目视线角速度辨识得到导引头模型，即得到基于导引头隔离度寄生回路的导引头传递函数，将辨识得到的导引头模型用于制导***设计中，可使制导控制回路数字仿真不依赖于导引头半实物仿真***，仅靠数字仿真就可以进行全工况的多条弹道的制导控制仿真，从而大大减少了半实物仿真的工作量，使得导引头以及制导控制***的研究可以数字化，同时提高制导***数字仿真的准确性，从而完成本发明。
具体来说，本发明的目的在于提供以一种基于寄生回路的导引头模型辨识***，该***包括，
模拟信号发生模块1，其用于发送模拟扫频输入信号作为理论弹目视线角速度信息至仿真设备2和模型辨识模块3；
仿真设备2，其用于模拟弹体运动，并输出耦合有导引头隔离度寄生回路的真实弹目视线角速度信息；和
模型辨识模块3，其用于根据所述理论弹目视线角速度信息和所述真实弹目视线角速度信息辨识得到导引头模型。
其中，所述模拟扫频输入信号为在预定频段内，频率由低到高连续变化的信号，优选为，该信号为幅值固定的周期信号。
其中，所述仿真设备2包括
目标模拟器21，其用于接收模拟信号发生模块1发出的理论弹目视线角速度信息，并据此模拟目标运动，将获得的虚拟目标运动信息发送至导引头22；
三轴飞行仿真转台23，其用于接收制导控制计算机24发出的弹体姿态角信息，据此模拟弹体姿态运动；
导引头22，其用于接收目标模拟器21发出的虚拟目标运动信息；跟踪虚拟目标运动信息，得到真实弹目视线角速度信息，并将其发送至制导控制计算机24和模型辨识模块3；和
制导控制计算机24，其用于接收导引头22发出的真实弹目视线角速度信息，据此得到弹体姿态变化，并将弹体姿态角信息发送至三轴飞行仿真转台23；
所述虚拟目标运动信息指目标在模拟器中的虚拟位置；
所述转台姿态角速度信息三轴飞行仿真转台的三轴与参考面之间的夹角角速度；
所述弹体姿态角信息是指导弹纵轴与参考面之间的夹角。
其中，所述模型辨识模块3采用***辨识工具箱对导引头的输入输出数据进行处理，得到包含隔离度寄生回路的真实导引头模型。优选地，所述模型辨识模块3采用matlab***的ident辨识工具箱对导引头的输入输出数据进行处理，获得包含隔离度寄生回路的真实导引头模型。
其中，所述真实弹目视线角速度信息是从导引头22内部的提取点提取得到的，具体来说，
该真实弹目视线角速度信息是从导引头控制***的指令处提取的弹目视线角速度，和/或
该真实弹目视线角速度信息是从角速度陀螺反馈信号处提取的弹目视线角速度。
本发明还提供一种基于寄生回路的导引头模型辨识方法，该方法是通过上文所述的基于寄生回路的导引头模型辨识***实现的；
优选地，其中，模拟信号发生模块1发送的模拟扫频输入信号为从0.1赫兹到5赫兹线性增大的正弦信号，该信号幅值为1弧度，该信号的激励作用时间为15～30s，更优选地为20s。
本发明还提供一种全工况多弹道制导控制仿真***，所述全工况多弹道制导控制仿真***包上文所述的基于寄生回路的导引头模型辨识***，通过该模型辨识***获得包含寄生回路的真实导引头模型，
所述全工况多弹道制导控制仿真***还包括数字仿真模块和计算处理模块，
其中，数字仿真模块用于模拟输出多种工况信息和多种弹道信息；
计算处理模块用于根据多种工况信息、多种弹道信息和含寄生回路的真实导引头模型进行制导控制仿真。
本发明还提供一种全工况多弹道制导控制仿真方法，该方法是采用上文所述的全工况多弹道制导控制仿真***实现的，
或者，
该方法的步骤中包括上文所述的基于寄生回路的导引头模型辨识方法。
本发明所具有的有益效果包括：
(1)根据本发明提供的基于寄生回路的导引头模型辨识***获取隔离度寄生回路作用导引头的真实模型，采用该模型可以准确的表征导引头的真实性能，可进行各种工况下的导引头隔离度分析、制导***稳定性分析、制导控制***精度仿真，具有更广的适用性和准确度；
(2)根据本发明提供的基于寄生回路的导引头模型辨识***在一次测试中，对导引头工作频率范围内的数据都进行测试，可以通过对获得的导引头模型进行分析，得到导引头工作范围内所有频率的隔离度；
(3)根据本发明提供的基于寄生回路的导引头模型辨识***中可分别从导引头控制***的指令处和角速度陀螺反馈信号处提取的弹目视线角速度，两个提取点得到的导引头模型存在一定区别，可根据导引头实际条件选取提取点进行导引头模型辨识，或采用辨识得到的导引头模型进行制导***精度仿真从而确定合适更好的提取点；
(4)根据本发明提供的全工况多弹道制导控制仿真***可使制导控制回路数字仿真不依赖于导引头半实物仿真***，仅靠数字仿真就可以进行全工况的多条弹道的制导控制仿真，从而大大减少了半实物仿真的工作量，使得对于导引头以及制导控制***的研究可以数字化。
附图说明
图1示出根据本发明一种优选实施方式的基于寄生回路的导引头模型辨识***整体结构模块图；
图2示出根据本发明一种优选实施方式的基于寄生回路的导引头模型辨识***等效测试模型方框图；
图3示出根据本发明基于寄生回路的导引头模型辨识***一个实验例中的理论弹目视线角速度示意图；
图4示出根据本发明基于寄生回路的导引头模型辨识***一个实验例中的真实弹目视线角速度示意图；
图5示出根据本发明基于寄生回路的导引头模型辨识***一个实验例中的辨识弹目视线角速度示意图；
图6示出根据本发明基于寄生回路的导引头模型辨识***一个实验例中的弹目视线角速度对比图，也是图3、图4和图5结合后的示意图；
图7示出根据本发明基于寄生回路的导引头模型辨识***一个实验例中弹目视线角速度对比图的局部放大图，也是图6的局部放大图。
附图标号说明：
1-模拟信号发生模块
2-仿真设备
21-目标模拟器
22-导引头
23-三轴飞行仿真转台
24-制导控制计算机
3-模型辨识模块
具体实施方式
下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
根据本发明提供的基于寄生回路的导引头模型辨识***，该***的辨识对象是平台导引头，尤其是考虑了隔离度及干扰力矩的导引头，能够直接获取带有隔离度寄生回路的导引头的传递函数，既不必考虑导引头的精度，也不必考虑隔离度的大小和稳定性，可以直接应用获得的传递函数进行后续的模拟计算等作业，省去了复杂的隔离度估计及计算过程；具体来说，该***包括，模拟信号发生模块1，其用于发送模拟扫频输入信号作为理论弹目视线角速度信息至仿真设备2和模型辨识模块3；
仿真设备2，其用于模拟弹体运动，并输出耦合有导引头隔离度寄生回路的真实弹目视线角速度信息；和
模型辨识模块3，其用于根据所述理论弹目视线角速度信息和所述真实弹目视线角速度信息辨识得到导引头模型。
在一个优选的实施方式中，所述模拟扫频输入信号为在预定频段内，频率由低到高连续变化的信号，优选为，该信号为幅值固定的周期信号。
通过模拟扫频输入信号模拟不同频率下的输入信号，激励导引头不同频率下的响应特性，以得到完整的导引头模型。
模拟扫频输入信号采用一组频率由低到高、幅值固定的周期信号来作为激励信号。优选地，扫频信号采用频率从0.1赫兹(Hz)到5赫兹(Hz)线性增大的正弦信号，信号幅值为1弧度(rad)，该频率范围覆盖工程中导引头工作的所有频率，信号激励作用时间为15～30s，更有选地为20s。
在一个优选的实施方式中，所述仿真设备2包括目标模拟器21、三轴飞行仿真转台23、导引头22和制导控制计算机24。
其中，目标模拟器21用于接收模拟信号发生模块1发出的理论弹目视线角速度信息，并据此模拟目标运动，将获得的虚拟目标运动信息发送至导引头22；
三轴飞行仿真转台23用于接收制导控制计算机24发出的弹体姿态角信息，据此模拟弹体姿态运动；
导引头22为待辨识的导引头，其用于接收目标模拟器21发出的虚拟目标运动信息；跟踪虚拟目标运动信息，得到真实弹目视线角速度信息，并将其发送至制导控制计算机24和模型辨识模块3；所述导引头安装在三轴转台上，其获得的真实弹目视线角速度信息自然是在耦合了三轴转台自身的转台姿态角速度信息的基础上获得的，同时三轴转台也在模拟弹体运动；
制导控制计算机24用于接收导引头22发出的真实弹目视线角速度信息，据此得到弹体姿态变化，并将弹体姿态角信息发送至三轴飞行仿真转台23；
所述虚拟目标运动信息指目标在模拟器中的虚拟位置；
所述转台姿态角速度信息三轴飞行仿真转台的三轴与参考面之间的夹角角速度；
所述弹体姿态角信息是指导弹纵轴与参考面之间的夹角。
理论弹目视线角速度信息是指理论计算出的导弹与目标夹角角速度；
真实弹目视线角速度信息是指导引头跟踪虚拟目标信号时的导弹与目标夹角角速度信息；
导引头内部干扰力矩包括弹簧力矩及粘滞阻尼力矩等。
本发明中，隔离度指标是导引头的关键指标，实际生产中由于工艺偏差、环境差异、建模准确度等因素造成理论模型与实物之间存在差异，为了获取真实的导引头隔离度模型，需要借助于转台对真实导引头进行测试。
在仿真设备2启动工作后，由于导引头内部干扰力矩的存在引起隔离度，弹体姿态运动耦合进入导引头工作回路，从而形成了导引头隔离度寄生回路，对真实视线角速度信息产生影响；
引入寄生回路时导引头的输入和输出均是可测量信号，故而基于隔离度寄生回路导引头的传递函数可采用半实物仿真加扫频测试获得。
在一个优选的实施方式中，所述模型辨识模块3通过matlab***的ident辨识工具箱辨识获得导引头模型。该辨识工具箱对比模拟扫频输入信号(理论弹目视线角速度信息)与输出的真实视线角速度信息时域响应，即可获得考虑寄生回路的导引头模型，即导弹飞行过程中的真实导引头模型，完成导引头模型辨识。本发明中所述的matlab***的ident辨识工具箱是数学领域中常用的模型辨识工具。
在一个优选的实施方式中，matlab***的ident辨识工具箱的具体数据处理方法如下：
(1)存储导引头模拟扫频输入信号即理论弹目视线角速度(输入数据)，和导引头时域响应输出信号即真实弹目视线角速度(输出数据)，输入输出数据是导引头在时域下的输入输出；
本发明中，时域响应是***在施加一定形式的输入信号后，用以研究***的输出量随时间的变化规律。控制***的时域响应由动态过程和稳态过程两部分组成，其中动态过程是指***从初始状态经历了一段时间的变化，达到最终状态的响应过程；稳态响应过程是指动态过程结束后***的稳定输出状态。
(2)选取导引头传递函数模型；导引头标准传递函数模型为下式(二)
式中，s为复变数，s的量纲为时间的倒数，即[t]-1；
分母中m表征传递函数中极点个数，表示m个项连乘，Tpj是每个极点项系数；
分子中n表征传递函数中零点个数，示n个项连乘，Tzi是每个零点项系数；
分母中代表延迟项，Td为***延迟时间，单位为秒，由于Td的值很小，延迟项可用一阶惯性环节近似代替，导引头模型及变成了
确定了传递函数中极点个数m、零点个数n即确定了导引头模型。导引头模型通常可以根据需要进行等价，若为一阶模型，此时m＝1、n＝0、Td＝0；若等价为二阶模型，则m＝2、n＝1、Td＝0。考虑了寄生回路的导引头模型一般为高阶模型，为了更准确的描述导引头传递函数，需选取不同阶次的导引头模型进行辨识。
(3)辨识传递函数参数；根据选取导引头传递函数模型，采用最优化准则对传递函数中的Tpj、Tzi、Td进行辨识，则得到选取模型下的导引头传递函数，并记录当前模型与导引头输出的相似度。
(4)采取循环算法求出同模拟扫频输入信号及时域响应输出信号相匹配的传递函数的各项系数，比较不同传递函数模板得出的传递函数同导引头模型的相似程度，选择相似度最大的传递函数作为导引头模型。
在一个优选的实施方式中，选取了5个极点,3个零点的传递函数模板为下式(三)：
在一个优选的实施方式中，如图2所示，通过等效测试模型模拟仿真设备2，验证本发明中基于寄生回路的导引头模型辨识***及方法的有效性及正确性。图2中箭头表示信息传递的方向；测试***的输入为理论弹目视线角速度为模拟扫频输入信号，测试***的输出为真实弹目视线角速度其具体取值可以为或者此时，测试***包含装在制导控制计算机24中的滤波器模型、制导率模型、驾驶仪模型，由制导控制仿真计算机解算处弹体姿态角速度并将解算出的弹体姿态角速度作为导引头基座的运动指令，从而进一步带动导引头运动。
如图2中所示测试***模型主要包括干扰力矩回路、稳定回路、跟踪回路和寄生回路。其中稳定回路起到空间稳定作用；跟踪回路起到准确跟踪作用；干扰力矩回路是由于导引头转动过程中各种导线的拉扯以及转动连接处的动静摩擦等引起的，使弹体的运动耦合进导引头运动中，降低导引头的控制精度；寄生回路将制导回路引入模型之中。
跟踪回路中表示基于经典控制理论的信号积分；探测器失调角为ε＝qt-qs；e-τs为探测器接收、处理、通信等多种原因形成的时滞环节，τ为采样周期，本发明中，τ取值优选的选择为0.05；G1(s)为跟踪回路校正网络传递函数，本发明中，为了直观表述特性，进行简化，G1(s)取值优选的选择为1；k1为接收机增益系数，本发明中，k1取值优选的选择为12。另外，qt为理论弹目视线角，qs为真实弹目视线角。
稳定回路中，G2(s)为稳定回路校正网络传递函数，本发明中，为了直观表述特性，进行简化，G2(s)取值优选的选择为1；k2为稳定回路增益系数，本发明中，k2取值优选的选择为12；为力矩电机传递函数，其中L为电感，本发明中，L取值优选的选择为0.0035，R为电阻，本发明中，R取值优选的选择为8；KT为电磁力矩系数，本发明中，KT取值优选的选择为0.2334。另外，u为力矩电机电压，Ea为力矩电机反电动势。
惯性空间基准稳定回路中，弹体扰动并不是直接耦合到导引头控制回路中的，其主要通过干扰力矩进行作用，则此时耦合程度与导引头的控制参数及干扰力矩系数相关。基于工程实践中对隔离度的测试结果可知，采用惯性空间基准稳定回路的导引头模型更为合理，才能够正确体现导引头隔离度的物理含义。
干扰力矩回路中，为负载模块，其中J为电机转动惯量，本发明中，J取值优选的选择为0.0020995，表示基于经典控制理论的信号积分；GD(s)为干扰力矩等效传递函数，线性化的干扰力矩模型简化为角速度干扰的阻尼力矩和角度干扰的弹簧力矩，即其中Kn为弹簧力矩系数，本发明中，Kn取值优选的选择为0.02；Kw为阻尼力矩系数，本发明中，Kw取值优选的选择为0.01。
寄生回路中，GF(s)为制导滤波器传递函数，为了直观表述特性，进行简化，令其中，Tg为滤波器时间常数，本发明中，Tg取值优选的选择为0.02；NVc为制导律传递函数，其中N为比例导引制导律有效导航比，本发明中，N取值优选的选择为4，Vc为导弹与目标相对接近速度，本发明中，Vc取值优选的选择为800；GF(s)为驾驶仪传递函数，为了直观表述特性，进行简化，令其中，w为驾驶仪频带，本发明中，w取值优选的选择为4π，u为驾驶仪阻尼系数，本发明中，u取值优选的选择为0.7；为弹体动力学传递函数，其中Tα为攻角时间常数，本发明中，Tα取值优选的选择为0.5，Vm为导弹速度，本发明中，Vm取值优选的选择为800。另外，ac为导弹过载指令，am为导弹实际过载，为弹体姿态角速度。
Ga(s)表示驾驶仪，H(s)表示角速率陀螺。
在一个优选的实施方式中，所述真实弹目视线角速度信息是从导引头22内部的提取点提取得到的，具体来说，
该真实弹目视线角速度信息是从导引头控制***的指令处提取的弹目视线角速度，和/或
该真实弹目视线角速度信息是从角速度陀螺反馈信号处提取的弹目视线角速度。
导引头控制***的指令处为图2中的C点，角速度陀螺反馈信号处为图2中的S点，所述提取点即为上述C点和S点；从导引头控制***的指令处提取的弹目视线角速度记为从角速度陀螺反馈信号处提取的弹目视线角速度记为
如果导引头干扰力矩以粘滞阻尼力矩为主，可以从C点提取制导信号，此时制导信号稳定裕度大，如果以弹簧力矩为主，则应从S点提取制导信号。由于工程情况导引头模型未知，并不能提前判断C点、S点的优劣性，无法得知从哪个提取点提取弹目视线角速度值能够有助于获得更为准确的导引头传递函数。
在一个针对C点和S点的优选实施方式中，分别从C点和S点提取弹目视线角速度，并利用这两个弹目视线角速度结合本发明中的方法，分别计算辨识得到导引头传递函数，再通过制导***精度仿真比较两组导引头传递函数对应的模拟弹药的脱靶量，选择命中精度高的一组导引头传递函数作为最终的传递函数，同时，与该组导引头传递函数相对应的提取点为最佳提取点。该方案是本发明指定的最优方案，通过该方案一定能够获得精度最高的导引头传递函数。
在另一针对C点和S点的优选实施方式中，可以不进行提取点的选择，而是直接从S进行提取，进行后续的导引头模型辨识；这样可以节省多次实验判断提取点的时间，虽然获得的真实视线角速度精度可能受到影响，但由于误差较小，节约时间，在实际实验中还是具有很高的可行性，该方案可以作为本发明另一种备选的实施方式。
在第三个针对C点和S点的优选实施方式中，获得导引头控制***的指令处的隔离度绝对值，获得角速度陀螺反馈信号处的隔离度绝对值，比较上述两个绝对值的大小，
选择从隔离度绝对值较小的提取点提取的弹目视线角速度信息作为真实弹目视线角速度信息进行导引头模型辨识。
优选地，所述隔离度通过下式(一)获知：
其中，RDRE表示隔离度，为真实弹目视线角速度与理论弹目视线角速度之差，为弹体姿态角速度。
以第三个针对C点和S点的优选实施方式为例，对仿真设备输入固定频率信号，信号频率为2Hz，幅值为1/180＊πrad，π为圆周率，取正弦信号。分别在C点和S点提取真实视线角速度，隔离度的表达式为：其中RDRE为隔离度，为真实弹目视线角速度与理论弹目视线角速度之差，为弹体姿态角速度。此处采取等效测试模型测试C点以及S点的隔离度，可以得到C点隔离度最大为-0.0349，S点隔离度最大为-0.0051，选取隔离度绝对值较小的点作为后续模型辨识的提取点即S点。
进一步优选地，采用matlab***的ident辨识工具箱对导引头模型进行辨识，模型辨识采样间隔为0.001s，导引头传递函数化简为多项式表达形式为：
其中e指科学计数法中10^。
根据本发明提供的上述基于寄生回路的导引头模型辨识***，能够通过一次实验直接获得基于隔离度寄生回路的导引头传递函数，实验中输入模拟扫频输入信号的时间为15～30秒，再加上实验前的准备和获得输入输出数据后的辨识过程所耗费的时间也是较短的，能够在较短的时间内通过该***获得基于隔离度寄生回路的导引头传递函数，可以据此进行后续的模拟实验，并且后续的模拟实验不再需要半实物仿真***，可以用已获得的引头传递函数替代。
而背景技术中涉及到的技术中并不具备这些特点，如中国的申请号为201410183582.1的专利文献所公开的捷联红外导引头隔离度寄生回路评估***，仅仅提出了一种对于捷联红外导引头隔离度寄生回路稳定性的评价方法，该方法仅仅能够获知某一个频率上的导引头隔离度情况，换一种工作环境或者不同的弹目视线角速度，其隔离度必然发生变化，还需要重新量测估计，其实用效果远远不够。
为解决上述问题，根据本发明提供的一种基于寄生回路的导引头模型辨识方法，在其基础上进行改变，对导引头的隔离度模型进行辨识。输入仍为模拟扫频输入信号，输出变为弹体姿态角速度，模型辨识工具与采用同导引头模型辨识相同的matlab***的ident辨识工具箱，从而获得隔离度传递函数。通过隔离度传递函数，不同工况下仅通过仿真得到准确导引头的隔离度。
本发明还提供一种基于寄生回路的导引头模型辨识方法，该方法是通过上述基于寄生回路的导引头模型辨识***实现的，该方法中通过设计输入信号以激励导引头不同频率下的响应特性，得到导引头的完整输出，通过对导引头模型辨识，得到包含寄生回路的真实导引头模型。导引头隔离度不仅影响导引头输出的视线角速度信息的精度，同时还在制导回路中形成寄生回路影响制导***的稳定性和精度，通过本方法得到的导引头模型中包含了寄生回路的作用，是导引头在实际制导***中的真实模型，采用该模型得到的导引头输出更能体现导引头在寄生回路作用下的真实特性。
本发明还提供一种全工况多弹道制导控制仿真***，所述全工况多弹道制导控制仿真***包括上文所述的基于寄生回路的导引头模型辨识***，通过该模型辨识***获得包含寄生回路的真实导引头模型，
所述全工况多弹道制导控制仿真***还包括数字仿真模块和计算处理模块，
其中，数字仿真模块用于模拟输出多种工况信息和多种弹道信息；
计算处理模块用于根据多种工况信息、多种弹道信息和含寄生回路的真实导引头模型进行制导控制仿真。
本发明还提供一种全工况多弹道制导控制仿真方法，其特征在于，
该方法是采用上文所述的全工况多弹道制导控制仿真***实现的，或者，
该方法的步骤中包括上文所述的基于寄生回路的导引头模型辨识方法，
该方法中，对得到的导引头模型进行分析，可以评估寄生回路下制导***的稳定性；同时还可以得到寄生回路作用下的真实导引头输出；将辨识得到的导引头模型用于制导***设计中，可使制导控制回路数字仿真不依赖于导引头半实物仿真***，仅靠数字仿真就可以进行全工况的多条弹道的制导控制仿真，从而大大减少了半实物仿真的工作量，使得对于导引头以及制导控制***的研究可以数字化，同时提高制导***数字仿真的准确性。
实验例：
选取S点提取弹目视线角速度信号，进行导引头模型辨识。通过模拟信号发生模块向仿真设备发出如图3所示的模拟扫频输入信号(理论弹目视线角速度信息)，模拟扫频输入信号的频率为0.1Hz～5Hz，时间持续20s；
仿真设备接收该模拟扫频输入信号，仿真设备中的导引头传出的真实弹目视线角速度信息如图4中所示，其中含了隔离度寄生回路的影响，为输出信号；
模型辨识模块根据所述理论弹目视线角速度信息和所述真实弹目视线角速度信息辨识得到导引头模型，根据该模型得到与之对应的辨识弹目视线角速度，如图5中所示，是扫频信号输入下得到的时域响应；
将上述图3、图4和图5放在一张图上进行对比，得到图6和图6的局部放大图图7，
根据上述图3、图4和图5，或者根据图6和图7，都可以获知，真实弹目视线角速度相对于理论弹目视线角速度有一定滞后，这是由于探测器时滞环节、滤波器延迟以及弹体动力学造成的，真实弹目视线角速度略小于理论弹目视线角速度，这是由于隔离度造成的，且测试点频率越大，真实弹目视线角速度越小，即隔离度越大。辨识弹目视线角速度为采用辨识得出的导引头传递函数的时域响应，可以看出，辨识弹目视线角速度与真实弹目视线角速度基本重合，即辨识模型同真实模型匹配度很高，可以等效导引头真实模型。
以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。
Claims (10)
1.一种基于寄生回路的导引头模型辨识***，其特征在于，该***包括，
模拟信号发生模块(1)，其用于发送模拟扫频输入信号作为理论弹目视线角速度信息至仿真设备(2)和模型辨识模块(3)；
仿真设备(2)，其用于模拟弹体运动，并输出耦合有导引头隔离度寄生回路的真实弹目视线角速度信息；和
模型辨识模块(3)，其用于根据所述理论弹目视线角速度信息和所述真实弹目视线角速度信息辨识得到导引头模型；
所述模拟扫频输入信号为在预定频段内，频率由低到高连续变化的信号；
所述仿真设备(2)包括，
目标模拟器(21)，其用于接收模拟信号发生模块(1)发出的理论弹目视线角速度信息，并据此模拟目标运动，将获得的虚拟目标运动信息发送至导引头(22)；
三轴飞行仿真转台(23)，其用于接收制导控制计算机(24)发出的弹体姿态角信息，据此模拟弹体姿态运动；
导引头(22)，其用于接收目标模拟器(21)发出的虚拟目标运动信息，跟踪虚拟目标运动信息，得到真实弹目视线角速度信息，并将其发送至制导控制计算机(24)和模型辨识模块(3)；所述导引头安装在三轴转台上，其获得的真实弹目视线角速度信息是在耦合了三轴转台自身的转台姿态角速度信息的基础上获得的；和
制导控制计算机(24)，其用于接收导引头(22)发出的真实弹目视线角速度信息，据此得到弹体姿态变化，并将弹体姿态角信息发送至三轴飞行仿真转台(23)；
所述虚拟目标运动信息指目标在模拟器中的虚拟位置；
所述转台姿态角速度信息是指三轴飞行仿真转台的三轴与参考面之间的夹角角速度；
所述弹体姿态角信息是指导弹纵轴与参考面之间的夹角；
所述模型辨识模块(3)采用***辨识工具箱对导引头的输入输出数据进行处理，得到包含隔离度寄生回路的真实导引头模型。
2.根据权利要求1所述的***，其特征在于，
所述模型辨识模块(3)采用matlab***的ident辨识工具箱对导引头的输入输出数据进行处理，获得包含隔离度寄生回路的真实导引头模型。
3.根据权利要求1所述的***，其特征在于，
所述模拟扫频输入信号为幅值固定的周期信号。
4.根据权利要求1所述的***，其特征在于，
所述真实弹目视线角速度信息是从导引头(22)内部的提取点提取得到的，具体来说，
该真实弹目视线角速度信息是从导引头控制***的指令处提取的弹目视线角速度，和/或
该真实弹目视线角速度信息是从角速度陀螺反馈信号处提取的弹目视线角速度。
5.一种基于寄生回路的导引头模型辨识方法，其特征在于，该方法是通过如权利要求1～4任意一项所述的基于寄生回路的导引头模型辨识***实现的。
6.根据权利要求5所述的基于寄生回路的导引头模型辨识方法，其特征在于，模拟信号发生模块(1)发送的模拟扫频输入信号为从0.1赫兹到5赫兹线性增大的正弦信号，该信号幅值为1弧度，该信号的激励作用时间为15～30s。
7.根据权利要求6所述的基于寄生回路的导引头模型辨识方法，其特征在于，
该信号的激励作用时间为20s。
8.一种全工况多弹道制导控制仿真***，其特征在于，
所述全工况多弹道制导控制仿真***包括如权利要求1～4任意一项所述的基于寄生回路的导引头模型辨识***，通过该模型辨识***获得包含寄生回路的真实导引头模型。
9.根据权利要求8所述的全工况多弹道制导控制仿真***，其特征在于，
所述全工况多弹道制导控制仿真***还包括数字仿真模块和计算处理模块，
其中，数字仿真模块用于模拟输出多种工况信息和多种弹道信息；
计算处理模块用于根据多种工况信息、多种弹道信息和含寄生回路的真实导引头模型进行制导控制仿真。
10.一种全工况多弹道制导控制仿真方法，其特征在于，
该方法是采用权利要求8所述的全工况多弹道制导控制仿真***实现的，
或者，
该方法的步骤中包括权利要求5所述的基于寄生回路的导引头模型辨识方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710651813.0A CN107478111B (zh) | 2017-08-02 | 2017-08-02 | 导引头模型辨识***及应用其的制导控制仿真*** |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201710651813.0A CN107478111B (zh) | 2017-08-02 | 2017-08-02 | 导引头模型辨识***及应用其的制导控制仿真*** |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN107478111A CN107478111A (zh) | 2017-12-15 |
| CN107478111B true CN107478111B (zh) | 2019-04-12 |
Family
ID=60598196
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201710651813.0A Expired - Fee Related CN107478111B (zh) | 2017-08-02 | 2017-08-02 | 导引头模型辨识***及应用其的制导控制仿真*** |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN107478111B (zh) |
Families Citing this family (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110487509B (zh) * | 2018-05-14 | 2021-05-04 | 哈尔滨工业大学 | 三通道光瞳耦合激光半主动目标模拟器 |
| CN109634211B (zh) * | 2018-12-18 | 2020-06-30 | 华中科技大学 | 基于频率数据的交流伺服***模型辨识方法及控制*** |
| CN109445310B (zh) * | 2018-12-27 | 2022-08-19 | 湖北航天飞行器研究所 | 一种红外成像制导飞行器半实物仿真***及方法 |
| CN109596013B (zh) * | 2018-12-27 | 2021-10-22 | 北京航天飞腾装备技术有限责任公司 | 空对地武器制导控制方法和装置 |
| CN109900157B (zh) * | 2019-02-22 | 2021-04-02 | 中国人民解放军海军工程大学 | 制导弹药末制导律半实物仿真平台及方法 |
| CN110345814B (zh) * | 2019-06-14 | 2021-10-15 | 上海航天控制技术研究所 | 一种不依赖自身导引头测量信息的末制导算法 |
| CN110906955B (zh) * | 2019-12-04 | 2021-07-13 | 哈尔滨工业大学 | 一种考虑测量延迟的捷联光学导引头解耦方法 |
| CN112965365B (zh) * | 2021-02-23 | 2023-03-31 | 浙江中智达科技有限公司 | Pid控制回路的模型辨识方法、装置、***及存储介质 |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP5760772B2 (ja) * | 2011-07-08 | 2015-08-12 | 三菱電機株式会社 | 飛しょう体誘導制御装置 |
| CN102494566B (zh) * | 2011-12-13 | 2014-04-02 | 北京理工大学 | 激光末制导炮弹的导引头隔离度测试*** |
| CN103954179B (zh) * | 2014-04-30 | 2015-08-19 | 北京理工大学 | 捷联红外导引头隔离度寄生回路评估*** |
-
2017
- 2017-08-02 CN CN201710651813.0A patent/CN107478111B/zh not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN107478111A (zh) | 2017-12-15 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107478111B (zh) | 导引头模型辨识***及应用其的制导控制仿真*** | |
| CN103954179B (zh) | 捷联红外导引头隔离度寄生回路评估*** | |
| CN106370173B (zh) | 一种激光陀螺仪温度补偿模型的建模和验证方法 | |
| RU2483281C2 (ru) | Способ и система для проверки функционирования инерциального блока движущегося объекта | |
| CN105486307B (zh) | 针对机动目标的视线角速率估计方法 | |
| CN109976380A (zh) | 基于卡尔曼滤波估计的隔离度辨识校正方法及*** | |
| CN104457446A (zh) | 一种自旋制导炮弹的空中自对准方法 | |
| KR101915860B1 (ko) | 비행자세 모의기 제어 장치 및 방법 | |
| CN105137804A (zh) | 一种针对飞行姿态扰动的实验室模拟方法 | |
| CN107943079A (zh) | 一种剩余飞行时间在线估计方法 | |
| CN108917755B (zh) | 一种成像导引头视线角零位误差估计方法及装置 | |
| CN104950688B (zh) | 分布式传递对准半实物仿真***及其方法 | |
| CN111879348A (zh) | 一种惯性仪表性能地面测试***效能分析方法 | |
| CN113359856B (zh) | 一种无人机指定航向目标点导引方法及*** | |
| US6259974B1 (en) | Automated ballistic constant determination | |
| CN109781145A (zh) | 激光导引头mems陀螺的筛选测试***及方法 | |
| KR102019876B1 (ko) | 고속 수중유도무기를 위한 관성항법시스템의 항법 성능 검증 장치 및 방법 | |
| Wang et al. | Compounded calibration based on FNN and attitude estimation method using intelligent filtering for low cost MEMS sensor application | |
| Wang et al. | Virtual gyros construction and evaluation method based on BILSTM | |
| Machala et al. | Global sensitivity analysis for modeling the free-flight behavior of an artillery projectile | |
| CN109709821B (zh) | 弹上通讯时延测量方法 | |
| KR102252826B1 (ko) | 시선각가속도를 활용한 시선각속도 추정 장치 및 이를 포함하는 비행체 | |
| CN111859606B (zh) | 一种射手模型参数辨识方法 | |
| Ping-an et al. | Research on attitude measurement method of special aircraft using geomagnetic sensor/gyroscope based on UKF | |
| Pestana et al. | AR Drone identification and navigation control at CVG-UPM |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20190412 Termination date: 20210802 |
|
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |