本发明提供了一种类TVM制导方法及装置，属于TVM制导领域，包括地面制导雷达测量导弹信息与目标信息；导弹测量目标信息并将目标信息送地面制导站，地面制导站提取相关信息；导弹信息与目标信息相互融合形成控制指令；将控制指令通过上行信道发送至导弹并被导弹接收，驱动执行机构调整导弹姿态间接改变导弹弹道攻击目标。该方法融合主动雷达和地面站的处理数据，大大提高制导系统精确度；利用主动雷达制导的高精度弥补地面站距离导弹和目标较远时的精度损失；利用地面站测量数据弥补导弹与目标近距离时测量信号高频闪烁问题；利用地面站计算机强大的运算处理能力，大大提高其精确度。
1.一种类TVM制导方法，其特征在于，包括以下步骤：获取导弹运行信息与目标运行信息；
将导弹运行信息与目标运行信息相互融合，根据融合结果生成制导指令；
将制导指令发送至导弹，驱动导弹的执行机构调整导弹姿态，间接改变导弹弹道对目标进行攻击；
所述导弹运行信息包括导弹位置信息、导弹速度信息、导弹与地面制导雷达相对距离信息；
所述目标运行信息包括目标位置信息、目标速度信息、目标与地面制导雷达相对距离信息、目标相对导弹的位置信息；
所述目标位置信息、目标速度信息、目标与地面制导雷达相对距离信息的获取，包括以下步骤：地面制导雷达发射机产生脉冲串，通过定向天线以电磁波形式向外辐射并扫描；
电磁波照射到目标上，经过二次散射，电磁波的一部分到达雷达天线并送至接收机进行放大混频和检波处理来判断目标/导弹相对地面制导雷达的方位、距离、目标/导弹速度信息；
所述目标/导弹相对地面制导雷达的方位、即目标/导弹位置(xt,yt,zt)采用到达时差定位法的四站三维时差定位，具体为：设地面制导雷达的主站坐标(x0,y0,z0)，三个副站坐标(xi,yi,zi)，主站接收目标/导弹二次散射电磁波的同时，副站也接收目标/导弹二次散射电磁波并实时转发给主站，主站测量两电磁波的到达时间差：Δti＝(Ro‑Ri‑di)/c
其中Ro为目标/导弹到主站的视线距离，Ri为目标/导弹到副站i的视线距离，di为主站到副站的基线长度，c为波速，经过变换有：ΔRi＝Ro‑Ri＝cΔti+di
其中，ΔRi为目标/导弹到达主站与副站的距离差，为描述方便用以代替时间差，有方程组：由测得的ΔRi和主副站站址即解得目标/导弹位置(xt,yt,zt)；
目标/导弹绝对速度在Ax轴上的分量vx＝Δx/Δt＝(x(t2)‑x(t1))/(t2‑t1)，同理可得vy、vz，有目标/导弹速度矢量
2.根据权利要求1所述的类TVM制导方法，其特征在于，通过主动雷达导引头获取所述目标相对导弹的位置信息，所述目标相对导弹的位置信息包括导弹‑目标视线角速度信息、导弹‑目标径向速度信息和导弹‑目标距离信息，信息获取方法具体为：通过相位干涉仪定向测角，得到目标信号偏离导弹纵轴的目标视线角(αΓ,βΓ)，即导弹‑目标连线偏离导弹纵轴的视线角，视线角速度信息为通过多普勒原理测得导弹‑目标径向速度，当目标与雷达之间存在一个相对运动时，接收到回波信号的载波频率相对于原来发射的载波频率产生一个频率偏移即多普勒频移，有式中vr为目标与雷达的径向速度，λ为雷达工作波长，fd为双程多普勒频率；
导弹‑目标距离通过R'＝c/2·Δt来表示，其中Δt为电磁波往返导弹与目标之间的时间，c为波速。
3.根据权利要求2所述的类TVM制导方法，其特征在于，所述视线角速度信息 通过视线角信息(αΓ,βΓ)微分得到。
4.根据权利要求3所述的类TVM制导方法，其特征在于，所述将导弹运行信息与目标运行信息相互融合，根据融合结果生成制导指令，包括以下步骤：通过数据融合算子将导弹运行信息与目标运行信息进行融合；
按照比例导引规律 形成控制指令，其中σ为导弹速度向量与基准线之间的夹角，q为视线角，K为导航比。
5.根据权利要求4所述的类TVM制导方法，其特征在于，所述方法基于类TVM制导装置实现，所述类TVM制导装置包括：地面制导雷达，用于测量导弹运行过程中的导弹位置信息、导弹速度信息、导弹与地面制导雷达相对距离信息、目标位置信息、目标速度信息、目标与地面制导雷达相对距离信息；
主动雷达引导头，用于测量所述目标相对导弹的位置信息，所述目标相对导弹的位置信息包括导弹‑目标视线角速度信息、导弹‑目标径向速度信息和导弹‑目标距离信息；
无线电控制仪，用于将导弹运行信息与目标运行信息相互融合，根据融合结果生成制导指令；
指令发送模块，用于将制导指令发送至导弹，驱动导弹的执行机构调整导弹姿态，间接改变导弹弹道对目标进行攻击。
一种类TVM制导方法及装置
技术领域
[0001] 本发明属于TVM制导技术领域，具体涉及一种类TVM制导方法及装置。
背景技术
[0002] TVM制导(Track via missile，即"经由导弹的制导"，又称指令‑寻的制导技术或主动雷达制导技术)。TVM制导体制是为了应对敌方目标新技术新材料新战术战法以及更加复杂的干扰环境中逐步发展起来的制导体制，是上世纪电子技术不能满足在弹上对目标信号进行复杂处理这一要求的限制条件下逐步发展起来的制导体制，在八十年代后得到了广泛应用。
[0003] TVM制导体制是半主动寻的制导的变形，具有多种优点。然而，TVM制导体制需要在导弹飞行控制过程中持续照射目标，对付多目标的能力有限。
发明内容
[0004] 为了克服上述现有技术存在的不足，本发明提供了一种类TVM制导方法及装置。
[0005] 为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
[0006] 一种类TVM制导方法，包括以下步骤：
[0007] 获取导弹运行信息与目标运行信息；
[0008] 将导弹运行信息与目标运行信息相互融合，根据融合结果生成制导指令；
[0009] 将制导指令发送至导弹，驱动导弹的执行机构调整导弹姿态，间接改变导弹弹道对目标进行攻击。
[0010] 优选地，所述导弹运行信息包括导弹位置信息、导弹速度信息、导弹与地面制导雷达相对距离信息，
[0011] 所述目标运行信息包括目标位置信息、目标速度信息、目标与地面制导雷达相对距离信息、目标相对导弹的位置信息。
[0012] 优选地，所述目标位置信息、目标速度信息、目标与地面制导雷达相对距离信息的获取，包括以下步骤：
[0013] 地面制导雷达发射机产生脉冲串，通过定向天线以电磁波形式向外辐射并扫描；
[0014] 电磁波照射到目标上，经过二次散射，电磁波的一部分到达雷达天线并送至接收机进行发达混频和检波处理来判断目标/导弹相对地面制导雷达的方位、距离、目标/导弹速度信息。
[0015] 优选地，所述目标/导弹方位(xt,yt,zt)采用到达时差定位法的四站三维时差定位，具体为：
[0016] 设地面制导雷达的主站坐标(x0,y0,z0)，三个副站坐标(xi,yi,zi)，主站接收目标/导弹二次散射电磁波的同时，副站也接收目标/导弹二次散射电磁波并实时转发给主站，主站测量两电磁波的到达时间差：
[0017] Δti＝(Ro‑Ri‑di)/c
[0018] 其，中Ro为目标/导弹到主站的视线距离，Ri为目标/导弹到副站i的视线距离，di为主站到副站的基线长度，c为波速，经过变换有：
[0019] ΔRi＝Ro‑Ri＝cΔti+di
[0020] 其中，ΔRi为目标/导弹到达主站与副站的距离差，为描述方便用以代替时间差，有方程组：
[0021]
[0022] 由测得的ΔRi和主副站站址即解得目标/导弹位置(xt,yt,zt)；
[0023] 目标/导弹与制导雷达主站相对距离
[0024] 目标/导弹绝对速度在Ax轴上的分量vx＝Δx/x\Δt＝(x(t2)‑x(t1))/(t2‑t1)，同理可得vy、vz，有目标/导弹速度矢量
[0025] 优选地，通过主动雷达导引头获取所述目标相对导弹的位置信息，所述目标相对导弹的位置信息包括导弹‑目标视线角速度信息、导弹‑目标径向速度信息和导弹‑目标距离信，信息获取方法具体为：
[0026] 通过相位干涉仪定向测角，得到目标信号偏离导弹纵轴的目标视线角(αΓ,βΓ)，即导弹‑目标连线偏离导弹纵轴的视线角，视线角速度信息为
[0027] 通过多普勒原理测得导弹‑目标径向速度，当目标与雷达之间存在一个相对运动时，接收到回波信号的载波频率相对于原来发射的载波频率产生一个频率偏移即多普勒频移，有 式中vr为目标与雷达的径向速度，λ为雷达工作波长，fd为双程多普勒频率；
[0028] 导弹‑目标距离通过R'＝c/2·Δt来表示，其中Δt为电磁波往返导弹与目标之间的时间，c为波速。
[0029] 优选地，所述视线角速度信息 通过视线角信息(αΓ,βΓ)微分得到。
[0030] 优选地，所述将导弹运行信息与目标运行信息相互融合，根据融合结果生成制导指令，包括以下步骤：
[0031] 通过数据融合算子将导弹运行信息与目标运行信息进行融合；
[0032]
[0033] 其中，f(·)为数据融合算子；
[0034] 按照比例导引规律 形成控制指令，其中σ为导弹速度向量与基准线之间的夹角，q为视线角，K为导航比。
[0035] 本发明的另一目的在于提供一种类TVM制导装置，包括：
[0036] 地面制导雷达，用于测量导弹运行过程中的导弹位置信息、导弹速度信息、导弹与地面制导雷达相对距离信息、目标位置信息、目标速度信息、目标与地面制导雷达相对距离信息；
[0037] 主动雷达引导头，用于测量所述目标相对导弹的位置信息，所述目标相对导弹的位置信息包括导弹‑目标视线角速度信息、导弹‑目标径向速度信息和导弹‑目标距离信；
[0038] 无线电控制仪，用于将导弹运行信息与目标运行信息相互融合，根据融合结果生成制导指令；
[0039] 指令发送模块，用于将制导指令发送至导弹，驱动导弹的执行机构调整导弹姿态，间接改变导弹弹道对目标进行攻击。
[0040] 本发明提供的类TVM制导方法及装置具有以下有益效果：
[0041] (1)本发明将传统TVM制导技术中半主动雷达制导变为主动雷达制导，其保留了传统TVM制导技术的诸多优点，同时融合了主动雷达制导技术的优点：
[0042] (2)融合主动雷达和地面站的处理数据，大大提高制导系统精确度。
[0043] (3)利用主动雷达制导的高精度弥补地面站距离弹目和目标较远时的精度损失。
[0044] (4)利用地面站测量数据弥补弹目与目标近距离时测量信号高频闪烁问题。
[0045] (5)利用地面站计算机强大的运算处理能力，大大提高其精确度。
附图说明
[0046] 为了更清楚地说明本发明实施例及其设计方案，下面将对本实施例所需的附图作简单地介绍。下面描述中的附图仅仅是本发明的部分实施例，对于本领域普通技术人员来说，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0047] 图1为本发明实施例提供的类TVM制导方法的制导原理；
[0048] 图2为本发明实施例提供的类TVM制导方法的逻辑框图。
具体实施方式
[0049] 为了使本领域技术人员更好的理解本发明的技术方案并能予以实施，下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例仅用于更加清楚地说明本发明的技术方案，而不能以此来限制本发明的保护范围。
[0050] 实施例1
[0051] 类TVM制导原理如图1所示，导弹的制导回路是测量导弹和目标位置，通过导引方法，实现对导弹制导控制的一个闭环系统。类TVM制导系统主要由制导雷达、弹上主动雷达导引头、无线电控制仪、自动驾驶仪、导弹和运动学环节组成。无线电控制仪分为上行和下行信道，用于导弹和制导雷达之间的信息传递，如图2所示。
[0052] 类TVM制导的过程是：当导弹发射后，由于导弹距离目标较远，可按照无线电指令制导的方式将导弹引导至距目标一定距离。导弹主动雷达导引头开始工作测量目标方位运动信息，将所测得的信息与弹体运动信息通过导弹下行信道送至地面制导站；与此同时，地面制导站不断测量导弹与目标的方位运动信息，并与导弹传送来的目标信息进行数据融合形成制导指令，通过上行信道传送至导弹控制导弹攻击目标。
[0053] 坐标系
[0054] 地面坐标系Axyz：地面坐标系与地球固联，原点A取在地面站处；Ax轴在水平面内指向目标在地面上的投影点为正；Ay轴与地面垂直向上为正；Az轴垂直于xAy平面，方向按右手定则确定。
[0055] 弹体坐标系Ox1y1z1：弹体坐标系与弹体固联，原点O取在导弹质心上；Ox1轴与弹体纵轴重合，指向头部为正；Oy1轴在弹体纵向对称平面内，垂直于Ox1轴，向上为正；Oz1轴垂直于x1Oy1平面，方向按右手定则确定。
[0056] 数学模型
[0057] (1)导弹模型
[0058] 导弹状态方程：
[0059] Xm(k+1)＝Φm(k+1,k)Xm(k)+Gm(k)Vm(k)
[0060] 式中，Xm(k+1)为第k+1时刻导弹状态向量，其中包括了导弹的位置、速度、加速度信息即
[0061]
[0062] Φm(k+1,k)为第k时刻的状态转移矩阵；Gm(k)是控制矩阵；Vm(k)为系统过程噪声，其均值为零，协方差矩为 服从高斯分布；(xm,ym,zm)代表导弹位置坐标。
[0063] 地面制导雷达对导弹的观测量一般为距离Rm(k)、方位角θm(k)和俯仰角ψm(k)，即观测量为：
[0064] Y(k)＝[Rm(k),θm(k),ψm(k)]
[0065] 地面制导雷达对导弹的观测方程为：
[0066] Y(k)＝h1(Xm(k))+W1(k)
[0067] 式中h1(·)为观测函数；W1(k)为观测噪声，其均值为零，协方差矩阵为Cm[0068] (2)目标模型
[0069] 目标状态方程：
[0070] Xt(k+1)＝Φt(k+1,k)Xt(k)+Gt(k)Vt(k)
[0071] 式中，Xt(k+1)为第k+1时刻目标状态向量，其中包括了目标的位置、速度、加速度信息即
[0072]
[0073] Φt(k+1,k)为第k时刻的状态转移矩阵；Gt(k)是控制矩阵；Vt(k)为系统过程噪声，其均值为零，协方差矩为 高斯分布。
[0074] 地面制导雷达对目标的观测量一般为距离Rt(k)、方位角θt(k)和俯仰角ψt(k)，即观测量为：Z1(k)＝[Rt(k),θt(k),ψt(k)]
[0075] 地面制导雷达对目标的观测方程为：
[0076] Z1(k)＝h2(Xt(k))+W2(k)
[0077] 式中h2(·)为观测函数；W2(k)为观测噪声，其均值为零，协方差矩阵为Ct.[0078] 弹上主动雷达导引头对目标的观测量一般为距离、目标相对于导弹纵轴的偏差角，即观测量Z2(k)＝[Rt'(k),αΓ(k),βΓ(k)]，弹上主动雷达导引头雷达的观测方程为：
[0079] Z2(k)＝h3(Xt(k))+W3(k)
[0080] 基于此，本发明提供了一种类TVM制导方法，当导弹被导引进入距离目标一定范围内，主动雷达导引头和地面制导雷达同时开始工作，进入类TVM制导，如图2所示，具体以下步骤：
[0081] 步骤1、测量目标信息，包括：
[0082] (1)地面制导雷达测量导弹信息与目标信息，导弹测量目标信息并将目标信息送地面制导站，地面制导站提取相关信息；
[0083] 类TVM制导开始工作后，地面制导雷达发射机产生高频大功率脉冲串，通过定向天线以电磁波形式向外辐射并扫描。电磁波照射到目标上，其中经过二次散射电磁波的一部分到达雷达天线并送至接收机进行发达混频和检波处理来判断目标/导弹相对地面制导雷达的方位、距离、目标/导弹速度信息。
[0084] 目标方位(xt,yt,zt)可以采用到达时差定位法的四站三维时差定位。设主站坐标(x0,y0,z0)，三个副站坐标(xi,yi,zi)，主站接收目标二次散射电磁波的同时，副站也接收目标二次散射电磁波并实时转发给主站，主站测量两电磁波的到达时间差：
[0085] Δti＝(Ro‑Ri‑di)/c
[0086] 其中Ro为目标到主站的视线距离，Ri为目标到副站i的视线距离，d0为主站到副站的基线长度，c为波速，经过变换有：
[0087] ΔRi＝Ro‑Ri＝cΔti+di
[0088] 其中ΔRi为目标到达主站与副站的距离差，为描述方便用以代替时间差，有方程组：
[0089]
[0090] 由测得的ΔRi和主副站站址即可解得目标位置(xt,yt,zt)；
[0091] 目标与制导雷达主站相对距离
[0092] 目标绝对速度在Ax轴上的分量vx＝Δx/x\Δt＝(x(t2)‑x(t1))/(t2‑t1)，同理可得vy、vz，有
[0093] 同理，可通过地面制导雷达测得导弹位置(xm,ym,zm)、导弹速度矢量 导弹与制导雷达主站相对距离Rm。
[0094] (2)导弹测量目标信息并将目标信息送地面制导站，地面制导站提取相关信息；
[0095] 在地面制导站测量导弹信息与目标信息的同时，导弹也同时测量目标的相关信息。主动雷达导引头的信息载体由导引头自身携带的发射机产生，通过前向天线发射出去，然后由同一天线接受目标反射信号并利用无线电控制仪通过下行信道实时转发给地面站进行相参处理，提取导弹‑目标视线角速度信息、导弹‑目标径向速度信息和导弹‑目标距离信息。
[0096] 通过相位干涉仪定向测角，可得到目标信号偏离无人机纵轴的视线角(αΓ,βΓ)，即导弹‑目标连线偏离无人机纵轴的视线角。视线角速度信息 可通过视线角得到，也可通过天线自动定向系统的输出电压按比例得到。
[0097] 导弹‑目标径向速度可通过多普勒原理测得。当目标与雷达之间存在一个相对运动时，接收到回波信号的载波频率相对于原来发射的载波频率产生一个频率偏移即多普勒频移，有 式中vr为目标与雷达的径向速度，λ为雷达工作波长，fd为双程多普勒频率。
[0098] 导弹‑目标距离可通过R'＝c/2·Δt来表示，其中Δt为电磁波往返导弹与目标之间的时间，c为波速。
[0099] 步骤2、将导弹运行信息与目标运行信息相互融合，根据融合结果生成制导指令。
[0100] 通过上述步骤1，得到了地面制导站测定的目标位置(xt,yt,zt)、目标速度矢量导弹位置(xm,ym,zm)、导弹速度矢量 目标与制导雷达主站相对距离Rt、导弹与制导雷达主站相对距离Rm；导弹主动雷达导引头测定的目标视线角(αΓ,βΓ)、目标视线角速度导弹‑目标径向速度vr、导弹‑目标距离R'。
[0101] 此时，地面站数据存在冗余，可通过调整不同阶段导弹/地面站测量数据所占比重大小进一步提高测量数据精度，进而得到制导系统需要的参数并形成控制指令驱动导弹攻击目标。
[0102] 其中f(·)为数据融合算子。
[0103] 按照比例导引规律 形成控制指令，其中σ为导弹速度向量与基准线之间的夹角，q为视线角，K为导航比。
[0104] 步骤3、将制导指令发送至导弹，驱动导弹的执行机构调整导弹姿态，间接改变导弹弹道对目标进行攻击。
[0105] 将控制指令通过上行信道发送至导弹并被导弹接收，驱动执行机构调整导弹姿态间接改变导弹弹道攻击目标。
[0106] 以上所述实施例仅为本发明较佳的具体实施方式，本发明的保护范围不限于此，任何熟悉本领域的技术人员在本发明披露的技术范围内，可显而易见地得到的技术方案的简单变化或等效替换，均属于本发明的保护范围。
