一种适用于目标机动条件下的主动雷达角制导方法

摘要

本发明公开了一种适用于目标机动条件下的主动雷达角制导方法，适用于攻击慢速灵活机动式移动目标的制导，在角制导律的基础上，利用雷达导引头的测距以及目标估计能力，估计目标突然机动产生的加速度，引入到角制导律中，生成补充过载指令，弥补目标短时机动导致的弹道交会脱靶量，包括步骤：确定制导初值；弹目视线角解算；过载指令解算；目标加速度估计；确定基于目标加速度估计的角制导律计算公式；设计制导程序。达到增加制导律的弹道预估能力的目的。

权利要求

1.一种适用于目标机动条件下的主动雷达角制导方法，适用于攻击慢速灵活机动式移动目标的制导，其特征在于，在角制导律的基础上，利用雷达导引头的测距以及目标估计能力，估计目标突然机动产生的加速度，引入到角制导律中，生成补充过载指令，弥补目标短时机动导致的弹道交会脱靶量，其步骤包括：步骤一、确定制导初值，包括初始时刻、初始时刻发射坐标系下弹目视线角、初始时刻发射坐标系下弹道倾角：采用积分比例导引制导律时，弹载计算机保存初始时刻t0，保存初始时刻发射坐标系下弹目视线角q0，保存初始时刻发射坐标系下弹道倾角θ0，随着时间变化，分别记录当前时刻时间t、发射坐标系下弹目视线角q和弹道倾角θ；弹载计算机计算出当前时刻弹体速度Vm；

步骤二、弹目视线角解算：

导引头测量的弹目视线角信息相对于弹体系，使用过程中需要解算到发射坐标系；使用的方法为，将弹目视线角信息从弹体系解算到地球惯性坐标系，再从地球惯性坐标系转换到发射坐标系，从而得到发射坐标系下弹目视线角q；

步骤三、过载指令解算：

选取合适的速度矢量驾驶仪阻尼μ、比例权系数N，并根据自动驾驶仪设计指标确定指令响应时间常数Tg，结合弹载计算机计算的其它参量，采用下述公式进行过载指令计算：步骤四、目标加速度估计

利用导引头测得的弹目距离信息L和前一步长时刻距离L*，多普勒效应测量的速度信息和当前弹目视线角信息q和前一步长角信息q*，目标侧向位移y和前一步长位移y*，φ为角信息单位步长增量，获得目标加速度估计值at；

步骤五、确定基于目标加速度估计的角制导律计算公式

将步骤四得到的趋于收敛稳定后的目标加速度估计值at定义为 引入到步骤一采用的积分比例导引中，通过设计和调试修正权系数KT，得到基于目标加速度估计的角制导律计算公式为：步骤六、设计制导程序

按步骤五得到的角制导律计算公式设计制导程序进行制导。

2.如权利要求1所述的主动雷达角制导方法，其特征在于，所述步骤四中所述利用导引头测得的弹目距离信息L，这一观测量选取为过载的积分值速度以及速度的积分值弹目距离。

3.如权利要求1或2所述的主动雷达角制导方法，其特征在于，所述步骤四中所述获得目标加速度估计值at用卡尔曼滤波法，取卡尔曼滤波计算步长Δt，利用几何关系以及卡尔曼滤波得到目标的加速度估计值at：y＝qL,y*＝q*L*,φ＝q-q*

式中，am为目标初始加速度。

4.如权利要求3所述的主动雷达角制导方法，其特征在于，所述步骤五中，所述趋于收敛稳定后的目标加速度估计值at定义为 引入到步骤一采用的积分比例导引中，前提条件是所述卡尔曼滤波设计具备足够的收敛时间使得目标加速度估计值at趋于收敛稳定。

说明书

一种适用于目标机动条件下的主动雷达角制导方法

技术领域

[0001] 本发明属于制导控制技术领域，具体涉及一种适用于目标机动条件下的主动雷达角制导方法。

背景技术

[0002] 在实际弹目交会过程中，目标在获取来袭导弹的雷达锁定信息后，极可能采用短时间规避机动，从而使得弹目关系形成类机动目标交汇模型。

[0003] 全捷联雷达导引头无法获取精确的弹目视线角速率信号，因而其可使用积分比例导引制导律，且需弹体本身具备高精度惯导以获取弹体自身姿态信息，常用于中远射程的末制导。积分比例导引头本质为角制导律导引，其通过积分效应使得弹道特性近似比例导引。由于角制导律和角速率制导律滞后特性的不同，使得角制导律无法应对运动目标的交汇关系。

[0004] 传统单纯角制导律的形式为：

[0005] ac＝Kc[N(q-q0)+θ0-θ]

[0006] 式中，ac为过载指令，Kc为前向通道系数，N为比例导引系数，一般取2～6，q为当前时刻弹目视线角，q0为初始弹目视线角，θ0为初始弹道倾角，θ为当前时刻弹道倾角。没有反映运动目标的机动信息，难以保证足够的弹道响应速度，以弥补目标短时机动可能导致的弹道交会脱靶量。

发明内容

[0007] 为克服目前传统单纯角制导律难以保证足够的弹道响应速度以弥补目标短时机动可能导致的弹道交会脱靶量的问题，本发明提供了一种适用于目标机动条件下的主动雷达角制导方法，适用于攻击慢速灵活机动式移动目标的制导，其特征在于，在角制导律的基础上，利用雷达导引头的测距以及目标估计能力，估计目标突然机动产生的加速度，引入到角制导律中，生成补充过载指令，弥补目标短时机动导致的弹道交会脱靶量，其步骤包括：

[0008] 步骤一、确定制导初值，包括初始时刻、初始时刻发射坐标系下弹目视线角、初始时刻发射坐标系下弹道倾角：

[0009] 采用积分比例导引制导律时，弹载计算机保存初始时刻t0，保存初始时刻发射坐标系下弹目视线角q0，保存初始时刻发射坐标系下弹道倾角θ0，随着时间变化，分别记录当前时刻时间t、发射坐标系下弹目视线角q和弹道倾角θ；弹载计算机计算出当前时刻弹体速度Vm。

[0010] 步骤二、弹目视线角解算：

[0011] 导引头测量的弹目视线角信息相对于弹体系，使用过程中需要解算到发射坐标系；使用的方法为，将弹目视线角信息从弹体系解算到地球惯性坐标系，再从地球惯性坐标系转换到发射坐标系，从而得到发射坐标系下弹目视线角q。

[0012] 步骤三、过载指令解算：

[0013] 选取合适的速度矢量驾驶仪阻尼μ、比例权系数N，并根据自动驾驶仪设计指标确定指令响应时间常数Tg，结合弹载计算机计算的其它参量，采用下述公式进行过载指令计算：

[0014]

[0015] 步骤四、目标加速度估计

[0016] 利用导引头测得的弹目距离信息L和前一步长时刻距离L*，多普勒效应测量的速* *度信息 和当前弹目视线角信息q和前一步长角信息q ，目标侧向位移y和前一步长位移y ，φ为角信息单位步长增量，获得目标加速度估计值at；

[0017] 步骤五、确定基于目标加速度估计的角制导律计算公式

[0018] 将步骤四得到的趋于收敛稳定后的目标加速度估计值at定义为 (即补偿过载项at)引入到步骤一采用的积分比例导引中，通过设计和调试修正权系数KT，得到基于目标加速度估计的角制导律计算公式为：

[0019]

[0020] 步骤六、设计制导程序

[0021] 按步骤五得到的角制导律计算公式设计制导程序进行制导。

[0022] 具体地，所述步骤四中所述利用导引头测得的弹目距离信息L，这一观测量选取为过载的积分值速度以及速度的积分值弹目距离。

[0023] 具体地，所述步骤四中所述获得目标加速度估计值at用卡尔曼滤波法，取卡尔曼滤波计算步长Δt，利用几何关系以及卡尔曼滤波得到目标的加速度估计值at：

[0024] y＝qL,y*＝q*L*,φ＝q-q*

[0025]

[0026]

[0027] 式中，am为目标初始加速度。

[0028] 具体地，所述步骤五中，所述趋于收敛稳定后的目标加速度估计值at定义为 入到步骤一采用的积分比例导引中，前提条件是所述卡尔曼滤波设计具备足够的收敛时间使得目标加速度估计值at趋于收敛稳定。

[0029] 本发明的主动雷达角制导方法，在角制导律的基础上，利用雷达导引头的测距以及目标估计能力，增加目标的机动信息，包括导引头测得的弹目距离信息L、多普勒效应测量的速度信息 和当前弹目视线角信息q，使用目标估计方法为卡尔曼滤波法以获得目标加速度估计值，反馈至角制导律上，将其引入制导律生成补充过载指令，能弥补目标短时机动可能导致的弹道交会脱靶量，从而增加制导律的弹道预估能力。

附图说明

[0030] 图1为本发明实例提供的考虑制导回路的速度矢量驾驶仪框图；

[0031] 图2为本发明实例提供的目标估计模型原理框图；

[0032] 图3为本发明实例提供的为弹目几何关系图。

具体实施方式

[0033] 下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本发明，但并不构成对本发明的限定。

[0034] 本发明的主动雷达角制导方法，适用于攻击慢速灵活机动式移动目标的制导，在角制导律的基础上，利用雷达导引头的测距以及目标估计能力，估计目标突然机动产生的加速度，引入到角制导律中，生成补充过载指令，弥补目标短时机动导致的弹道交会脱靶量，以弹道俯仰方向为例，不考虑重力情况下，本实施例中制导律的最终形式为：

[0035]

[0036] 其中，ac为过载指令，Kc为前向通道系数，N为比例导引系数，一般取2～6，q为当前时刻弹目视线角，q0为初始弹目视线角，θ0为初始弹道倾角，θ为当前时刻弹道倾角，KT为目标过载反馈系数， 为目标过载估计值。上述变量，ac为输出值，q、q0、θ0、θ分别由导引头和惯组测量得出，Kc、N、KT为调试参数， 有卡尔曼滤波器输出得出。

[0037] 理论推导如下：

[0038] 例导引形式为

[0039]

[0040] 其中V为速度(此实施例中定义，当目标运动时V＝Vr，Vr为弹目相对速度，当目标静止时V＝Vm，Vm为弹体速度)，则：

[0041] θ-θ0＝N(q-q0)

[0042] 为使得左右等式成立，需弹道倾角的增量满足上述变化关系，因而，对应设计速度矢量驾驶仪，如图1所示，其中，at为目标当前加速度，s为拉普拉斯算子，yt为目标机动距离，ym为导弹机动距离，Vr为弹目相对速度，Vm为弹体速度，T为总的飞行时间，t为当前已飞行时间，θc为弹道倾角指令。

[0043] 可以将速度矢量驾驶仪的回路阻尼μ设计为合理的值，在此基础上进一步得出速度矢量驾驶仪频率ω、制导时间常数Tg、弹体速度Vm和前向通道系数Kc的关系如下：

[0044]

[0045] 则，利用等效速度矢量驾驶仪一阶与二阶系数的对应关系，可求出通道系数和阻尼系数之间的关系为：

[0046]

[0047] 得过载指令为：

[0048]

[0049] 进一步，设计目标机动估计滤波器。建立目标机动模型，如图2所示，y为目标侧向移动距离， 侧向移动速度， 为目标移动加速度，am为目标初始加速度。则通过以下两个状态方程可以算出at判断其收敛性，其计算结果若与采集量测数据真实值吻合，则收敛，其状态方程可以写为如下形式：

[0050]

[0051] 考虑到相对距离可以测量，v为观测噪声，得到目标前一步长位移y*量测方程：

[0052]

[0053] A,B,G为状态矩阵，x为未知量，u为已知量，w为系统噪声，则可得系统状态方程(对x进行微分)：

[0054]

[0055] 其中：

[0056]

[0057] 设计卡尔曼滤波器中w的功率谱Sw、步长Ts以及量测噪声v的方差R，即可计算出目标的估计加速度 (即at收敛后获取的稳定估计值)，设计合理的KT，得出修正后的基于目标估计的积分比例导引头角制导律为：

[0058]

[0059] 对于上述制导律可以看出，该制导律使用的性能好坏取决于加速度 估计准确性，因而需要卡尔曼滤波具备足够的收敛时间，且在收敛未完成前，该加速度值不能引入到制导律中，防止对弹道产生大的负面影响。

[0060] 本发明的主动雷达角制导方法，其步骤包括：

[0061] 步骤一、确定制导初值，包括初始时刻、初始时刻发射坐标系下弹目视线角、初始时刻发射坐标系下弹道倾角：

[0062] 采用积分比例导引制导律时，弹载计算机保存初始时刻t0，保存初始时刻发射坐标系下弹目视线角q0，保存初始时刻发射坐标系下弹道倾角θ0，随着时间变化，分别记录当前时刻时间t、发射坐标系下弹目视线角q和弹道倾角θ；弹载计算机计算出当前时刻弹体速度Vm。

[0063] 步骤二、弹目视线角解算：

[0064] 导引头测量的弹目视线角信息相对于(导)弹体系，使用过程中需要解算到发射坐标系；使用的方法为，将弹目视线角信息从弹体系解算到地球惯性坐标系，再从地球惯性坐标系转换到发射坐标系，从而得到发射系下弹目视线角q。

[0065] 步骤三、过载指令解算：

[0066] 选取合适的速度矢量驾驶仪阻尼μ、比例权系数N，并根据自动驾驶仪设计指标确定指令响应时间常数Tg，结合弹载计算机计算的其它参量，采用下述公式进行过载指令计算：

[0067]

[0068] 步骤四、目标加速度估计

[0069] 利用导引头测得的弹目距离信息L和前一步长时刻距离L*，多普勒效应测量的速* *度信息 和当前弹目视线角信息q和前一步长角信息q ，目标侧向位移y和前一步长位移y ，φ为角信息单位步长增量，获得目标加速度估计值at。

[0070] 弹目距离信息L，这一观测量选取为过载的积分值速度以及速度的积分值弹目距离。

[0071] 获得目标加速度估计值at用卡尔曼滤波法，取卡尔曼滤波计算步长Δt，利用几何关系以及卡尔曼滤波得到目标的加速度估计值at：

[0072] y＝qL,y*＝q*L*,φ＝q-q*

[0073]

[0074]

[0075] 式中，am为目标初始加速度。

[0076] 步骤五、确定基于目标加速度估计的角制导律计算公式(即引入加速度估计补偿值)

[0077] 将步骤四得到的趋于收敛稳定后的目标加速度估计值at定义为 (即补偿过载项at)，引入到步骤一采用的积分比例导引中，通过设计和调试修正权系数KT，得到基于目标加速度估计的角制导律计算公式为：

[0078]

[0079] 所述趋于收敛稳定后的目标加速度估计值at定义为 引入到步骤一采用的积分比例导引中，前提条件是所述卡尔曼滤波设计具备足够的收敛时间使得目标加速度估计值at趋于收敛稳定。

[0080] 步骤六、设计制导程序

[0081] 按步骤五得到的角制导律计算公式设计制导程序进行制导。