CN110345814B - 一种不依赖自身导引头测量信息的末制导算法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种不依赖自身导引头测量信息的末制导算法，包含以下步骤：利用友方导弹的测量信息确定目标在地面坐标系中的位置和速度；实时检测并修正目标运动状态数据中的野值；建立相对运动方程，计算地面坐标系中的视线角速度；利用导弹的当前运动状态，将地面坐标系中的视线角速度转化为弹道坐标系中；利用弹道坐标系中的视线角速度计算弹道坐标系中的比例导引律过载指令，完成制导算法的设计。本发明利用友方导弹的测量信息计算目标的运动状态信息，依据导弹和目标的相对运动关系计算视线角速度并计算制导指令，避免了由于自身导引头难以探测目标信息时，无法计算制导指令的问题。

Description

一种不依赖自身导引头测量信息的末制导算法

技术领域

本发明涉及战术武器制导算法技术领域，具体涉及一种不依赖自身导引头测量信息的末制导算法。

背景技术

随着现代战争中战场环境的复杂化，多元化，战术武器的导引头在工作过程中遭受的干扰也日益增多。战术武器在攻击目标的过程中，受攻击目标主动干扰或环境干扰等多种因素的影响，导引头极有可能丧失对目标进行跟踪探测的能力，无法实时向制导***输出视线角速度，导致制导***无法正常工作，并最终导致作战任务的失败。如何在自身导引头无法正常工作的条件下获取用于生成导弹制导指令的视线角速度，对提升导弹在复杂战场环境下的作战效能极为重要。

目前，主要采用诱饵弹识别算法、目标检测算法等方式提高导引头的抗干扰能力或通过地面雷达引导来应对强外界干扰对导引头探测能力的影响。提高抗干扰能力能在一定程度上应对目标对导弹的主动干扰，但上述方法都必须对干扰源和目标具备一定的先验信息，当面对未知干扰源，或目标信息与干扰源信息无明显不同时，抗干扰能力将明显下降甚至丧失抗干扰能力。而且，当存在探测角度不足、目标被遮挡等问题时，导引头同样无法向制导***输出目标的视线角速度信息。使用地面或载机雷达引导的方式对作战环境和态势有着极高的要求，在实际使用中会受到极大的限制。

发明内容

本发明的目的在于提供一种不依赖自身导引头测量信息的末制导算法，利用友方导弹的测量信息计算目标的运动状态信息，依据导弹和目标的相对运动关系计算视线角速度并计算制导指令，避免了由于自身导引头难以探测目标信息时，无法计算制导指令的问题。

为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：一种不依赖自身导引头测量信息的末制导算法，其特点是，包含以下步骤：

(1)确定导弹和目标在地面坐标系中的位置和速度；

(2)实时检测并修正目标运动状态数据中的野值；

(3)计算地面坐标系中的视线角速度；

(4)将地面坐标系中的视线角速度转化为弹道坐标系中；

(5)计算弹道坐标系中的比例导引律过载指令；

进一步地，所述步骤(1)中，利用友方导弹在地面坐标系下的位置信息和目标相对于友方导弹的视线信息计算目标在地面坐标系下位置和速度。

进一步地，所述步骤(2)中，采用一阶差分检测目标运动数据当前值是否为野值，采用线性拟合对野值进行修正。

进一步地，所述步骤(3)中，利用导弹和目标的相对位置和相对运动速度计算用于计算制导指令的地面坐标系中的视线角速度。

进一步地，所述步骤(4)中，利用导弹相对于地面坐标系的弹道倾角、弹道偏角信息，将地面坐标系中的视线角速度转化到弹体坐标系中。

进一步地，所述步骤(5)中，计算导弹和目标的相对接近速度，利用弹体坐标系中的视线角速度等信息计算弹体坐标系中的比例导引律过载指令。

本发明一种不依赖自身导引头测量信息的末制导算法与现有技术相比具有以下优点：本发明根据友方导弹的测量信息，确定了目标的运动状态，检测并修正了数据中的野值，将修正后的数据代入相对运动方程中，计算了用于生成制导指令的视线角速度，并生成了制导指令，避免了由于导弹自身导引头无法提供有效的目标视线角速度信息导致的制导指令无法计算的问题。

附图说明

图1为本发明一种不依赖自身导引头测量信息的末制导算法的流程图。

具体实施方式

以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。

如图1所示，一种不依赖自身导引头测量信息的末制导算法，包含以下步骤：

S1、确定导弹和目标在地面坐标系中的位置和速度

友方导弹利用其测量信息，确定目标地面坐标系下的位置和速度，具体方法为：

式中，X_t,Y_t,Z_t和

为友方导弹计算得到的目标在地面坐标系下的位置分量、速度分量，X_f,Y_f,Z_f和

为友方导弹在地面坐标系下的位置分量、速度分量，ε_ft,β_ft分别为目标相对于友方导弹的惯性视线高低角和惯性视线方位角，

分别为目标相对于友方导弹的惯性视线高低角速度和惯性视线方位角速度，r_ft,

分别为友方导弹和目标的相对距离和相对接近速度。

S2、实时检测并修正目标运动状态数据中的野值

实时检测并修正友方导弹通过数据链提供的地面坐标系下目标运动状态数据中的野值，具体方法为：

首先，对友方导弹通过数据链发送的目标位置数据

目标速度数据

进行一阶差分，具体为：

其中，y_k代表t(k)时刻的

所构成的向量，且k≥4，t为时间序列，

代表y_k第i各元素的值，且i≤6。

根据友方导弹导引头的测量精度和目标机动加速度的经验取值设置门限值为M_i，若

则认为y_k为合理点；若

则认为y_k为野值，采用线性拟合的方式对该值进行修正，具体为：

其中，a_i,b_i线性拟合的中间变量，

为经过线性拟合的

修正值。

S3、计算地面坐标系中的视线角速度

利用相对运动方程计算地面坐标系中的视线角速度，计算方法为：

其中，

和

为修正野值后地面坐标系下的目标位置数据、目标速度数据，X_m,Y_m,Z_m和

为导弹在地面坐标系下的位置分量、速度分量，r_mt为导弹和目标的相对距离，

为地面坐标系中的视线角速度分量。

S4、将地面坐标系中的视线角速度转化为弹道坐标系中

利用导弹的当前运动状态，将地面坐标系中的视线角速度转化为弹道坐标系中，计算方法为：

式中，

为弹体坐标系中的视线角速度分量，θ,φ_V为导弹的弹道倾角、弹道偏角。

S5、计算弹道坐标系中的比例导引律过载指令

利用弹道坐标系中的视线角速度计算弹道坐标系中的比例导引律过载指令，计算方法为：

式中，n_yc,n_zc为弹体坐标系中的俯仰和偏航通道的比例导引律过载指令，K为比例导引律制导系数，g为重力加速度。

野值、时间序列、比例导引律、俯仰和偏航通道、弹道倾角、弹道偏角、坐标转换矩阵定义为本领域公知知识，在此不再详述。

坐标系定义：

1、地面坐标系Oxyz

坐标原点O位于导弹发射点，Ox轴在水平面内，指向北为正，Oy轴在包含Ox轴的铅垂面内且与Ox轴垂直，指向天为正，Oz轴与Ox轴和Oy轴组成右手坐标系。

2、弹道坐标系O_vx_vy_vz_v

坐标原点O_v位于导弹质心，O_vx_v轴沿速度方向，与速度方向相同时为正，O_vy_v轴在包含O_vx_v轴的铅垂面内且与O_vx_v轴垂直，指向上方为正，O_vz_v轴与O_vx_v轴和O_vy_v轴组成右手坐标系。

3、视线坐标系O_sx_sy_sz_s

坐标原点O_s位于导弹质心，O_sx_s轴沿导弹与目标的视线方向，由导弹指向目标为正，O_sy_s轴在包含O_sx_s轴的铅垂面内且与O_sx_s轴垂直，指向上方为正，O_sz_s轴与O_sx_s轴和O_sy_s轴组成右手坐标系。

角度和角速度定义：

1、惯性视线高低角ε_ft：视线坐标系O_sx_s轴与水平面之间的夹角，由导弹指向目标的视线矢量向上时为正；

2、惯性视线高低角速度

惯性视线高低角ε_ft的变化速度，沿O_sy_s轴反方向看，

逆时针转动为正；

3、惯性视线方位角β_ft：视线坐标系O_sx_s轴在水平面内的投影与地面坐标系Ox轴的夹角，沿Oy轴反方向看，由导弹指向目标的视线矢量在Ox轴左侧为正；

4、惯性视线方位角速度

惯性视线方位角β_ft的变化速度，沿Oy轴反方向看，逆时针转动为正；

5、弹道倾角θ：速度矢量与水平面的夹角，速度矢量向上时为正；

6、弹道偏角φ_V：速度矢量在水平面内的投影与地面坐标系Ox轴的夹角；

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (1)

1.一种不依赖自身导引头测量信息的末制导算法，其特征在于，包含以下步骤：

(1)确定导弹和目标在地面坐标系中的位置和速度；

(2)实时检测并修正目标运动状态数据中的野值；

(3)计算地面坐标系中的视线角速度；

(4)将地面坐标系中的视线角速度转化为弹道坐标系中的视线角速度；

(5)计算弹道坐标系中的过载指令；

所述步骤(1)中，友方导弹利用其测量信息，确定目标地面坐标系下的位置和速度，具体为：

式中，X_t,Y_t,Z_t和

为友方导弹计算得到的目标在地面坐标系下的位置分量、速度分量，X_f,Y_f,Z_f和

为友方导弹在地面坐标系下的位置分量、速度分量，ε_ft,β_ft分别为目标相对于友方导弹的惯性视线高低角和惯性视线方位角，

分别为目标相对于友方导弹的惯性视线高低角速度和惯性视线方位角速度，r_ft,

分别为友方导弹和目标的相对距离和相对接近速度；

所述步骤(2)中，首先，对友方导弹通过数据链发送的包含野值的目标位置数据、目标速度数据进行一阶差分，具体为：

式中，

和

为包含野值的目标位置数据、目标速度数据；y_k为t(k)时刻的目标位置数据、目标速度数据所构成的向量，且k≥4，t为时间序列，

为y_k第i个元素的值，且i≤6；

根据友方导弹导引头的测量精度和目标机动加速度取值范围设置门限值为M_i；若

则认为y_k为合理点；若

则认为y_k为野值，采用线性拟合的方式对该值进行修正，具体为：

其中，a_i,b_i线性拟合的中间变量，

为经过线性拟合的

修正值；

利用相对运动方程计算地面坐标系中的视线角速度，具体为：

其中，

和

为修正野值后地面坐标系下的目标位置数据、目标速度数据，X_m,Y_m,Z_m和

为导弹在地面坐标系下的位置分量、速度分量，r_mt为导弹和目标的相对距离，

为地面坐标系中的视线角速度分量；

所述步骤(3)中，利用导弹的当前运动状态，将地面坐标系中的视线角速度转化为弹道坐标系中，具体为：

其中，

为弹体坐标系中的视线角速度分量，θ,φ_V为导弹的弹道倾角、弹道偏角；

所述步骤(4)中，利用弹道坐标系中的视线角速度计算弹道坐标系中的比例导引律过载指令，具体为：

其中，n_yc,n_zc为弹体坐标系中的俯仰和偏航通道的比例导引律过载指令，K为比例导引律制导系数，g为重力加速度；

所述步骤(5)中，

利用弹道坐标系中的视线角速度计算弹道坐标系中的比例导引律过载指令，具体为：

式中，n_yc,n_zc为弹体坐标系中的俯仰和偏航通道的比例导引律过载指令，K为比例导引律制导系数，g为重力加速度。

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