捷联成像制导系统的若干问题探讨

对比捷联成像导引头和传统成像导引头的特点, 指出捷联成像寻的制导技术应用到实际的导弹系统中, 需要解决视线角速率提取、数学平台的实现以及制导和控制系统综合设计等问题。给出了各坐标系之间的转换关系, 据此推导了捷联成像寻的制导的弹体姿态解耦算法, 针对捷联成像导引头的大测量噪声以及系统的非线性, 介绍了采用Unscented 卡尔曼滤波器估计视线角速率的基本原理, 并对捷联成像制导与控制系统进行了分析, 给出了制导与控制系统综合设计的思路。     

误差功率谱系数加权法在半捷联制导信息提取中的应用

为了解决半捷联成像导引头视线角速率直接提取噪声大的问题,首先分析了半捷联导引头视线角速率随机噪声的来源,建立半捷联稳定跟踪控制回路的模型,推导出各种误差与输出之间的传递特性。在主要的随机误差源统计分析的基础上,得出主要噪声的功率谱响应,依据功率谱响应对半捷联视线角速率各构成部分进行加权得出加权视线角速率。为了验证加权视线角速率的有效性,在制导回路中进行分析仿真,结果表明:加权方法能够有效抑制导引头测量信息的噪声。以半实物的方式实现半捷联电视导引头,在电视导引头完成双闭环后进行扰动隔离及跟踪靶标,将加权视线角速率提取方法提取制导信息与直接提取方法进行比较,实验结果表明,加权提取方法的视线角速率噪声均方差为0.098 ()/s,比直接合成噪声降低了46%。综上所述,加权方法可以很好地改善半捷联视线角速率噪声大的问题。     

捷联成像寻的器惯性视线重构精度分析

针对捷联成像寻的器，首先给出体视线和弹体姿态到惯性视线的映射关系，然后通过推导映射函数的雅克比矩阵，给出了从体视线和弹体姿态到惯性视线的误差传递公式。通过分析误差传递增益的范数，讨论了弹体姿态和弹目相对位置对惯性视线角计算的影响。由于体视线受到成像寻的器视场的约束，其角度测量值较小，合理简化了误差传递公式，给出了惯性视线误差的近似计算公式。最后应用蒙特卡洛实验，验证了近似计算公式的精度和结论。     

捷联成像寻的器ACDKF惯性视线重构

针对捷联成像寻的器的惯性视线重构问题,提出了一种基于自适应中心差分卡尔曼滤波(ACDKF)的惯性视线重构滤波器的设计方案.首先针对弹体本身的模态特性,结合CDKF非线性滤波理论,设计弹体姿态估计器实现弹体姿态的实时更新,然后利用弹体姿态估计的统计特性,结合Saga-Husa时变噪声估值理论,给出ACDKF惯性视线重构滤波器的设计方案.数字仿真结果表明,在已知速率陀螺组合测量特性的条件下,该算法有效提高了捷联寻的器惯性视线信息的提取精度,为捷联成像寻的系统的惯性视线重构开辟了一种新的处理途径.     

捷联成像导引头视线角速率提取方法与仿真分析

本文以工程应用为出发点,对捷联成像导引头视线角速率的提取及滤波方法进行了有条理的叙述。建立模型进行仿真并对仿真结果进行了分析。     

捷联式光学导引头特性与多维度最优制导律

为实现捷联式光学成像导引头与制导系统一体化设计,建立了全捷联制导与控制系统,根据捷联导引头特性进行制导与控制原理研究。首先,建立了全捷联导引头与陀螺的数学模型;接着,针对捷联导引头无法精确提取视线角速率的问题,提出姿态驾驶仪与视线角积分比例导引相结合的控制与制导方案,并分析了导引头体视线角、刻度因数、导航比和系统稳定区域之间的关系;然后,推导了全捷联制导系统最优制导律以提高制导系统响应速度;最后,进行了控制与制导系统飞行仿真,仿真结果表明:捷联式制导与控制系统能对静止与运动目标（速度为60 km/h）进行有效攻击,最大射击误差分别为1.49 m与2.62 m;系统误差、陀螺零偏与零偏稳定性对制导系统精度影响较大。捷联导引头制导与控制系统能满足空对地系统对静止与低速运动目标的攻击要求。     

滚仰式红外导引头视线角速率提取方法研究

由于滚仰式导引头的结构特殊性,制导控制系统需要的视线角速率信息是不能够直接测量得到的,因此提出了一种基于跟踪微分器的视线角速率提取方法。根据滚仰式导引头的结构特点,分析了滚仰式导引头的运动学原理,并根据滚仰式导引头的结构推导出视线角与弹体姿态角、框架角和失调角的关系,然后设计了有限时间收敛跟踪微分器求解视线角速率信息。经数字仿真,对比了直接差分法和跟踪微分器法对视线角速率的提取效果,证明了利用跟踪微分器提取视线角速率的有效性。     

飞航导弹中制导段惯性视线重构及误差传递

针对飞航导弹中制导段惯性视线重构的特点,基于映射函数的雅可比矩阵,研究了惯导姿态量测误差和捷联成像导引头体视线角量测误差对惯性视线重构精度的影响,推导出了中制导段惯性视线重构的误差传递近似公式,得出以下结论:(1)体视线角量测误差以单位增益传入到惯性视线重构中;(2)体视线角是影响惯导姿态量测误差传递增益的主要因素。仿真结果表明:应用误差传递近似公式进行惯性视线误差计算的精度可达96%以上,验证了公式和结论的正确性。     

基于跟踪微分器的滚仰式成像导引头视线角速率估计

针对滚仰式半捷联成像导引头难以直接获得精确的视线角速率这一问题,提出利用弹体姿态角速率、失调角、框架滚仰角等信息解算出惯性系下的视线角的方法。针对解算出的惯性系下的视线角,通过选择合适的跟踪微分器提取出惯性系下的视线角速率信息。仿真试验表明,选择合适的跟踪微分器能够在大背景噪声下对惯性系下解算出的视线角连续平滑地微分,进而可得到精确的视线角速率。     

带热流密度限制的推力可控导弹三维制导律

传统三维制导律设计通常将三维空间分成垂直面和水平面分别考虑,容易导致耦合信息的缺失,同时没有考虑导弹红外导引头对导弹头部热流密度的限制和终端速度约束。针对以上问题,基于具有推力可控能力的导弹,在视线旋转坐标系的视线瞬时旋转平面内进行制导律设计。该制导律包含根据运动伪装理论设计的一种新的满足运动伪装条件的视线法方向加速度指令,以及通过变系数加权法综合考虑导引头热流密度限制及终端速度约束的视线方向加速度指令。数值仿真结果表明了存在导引头初始对准误差时,该制导律在满足红外导引头对导弹头部的热流密度限制、终端速度约束以及轴向过载限制下对高速机动目标制导性能良好,视线角速率可控制在3（）/s以下,具有一定的工程应用价值。     

捷联式光学导引头视线角速率解耦与估计

为准确估计捷联导引头视线角速率,建立了全捷联导引头数学模型,根据弹目运动相对关系进行视线角速率解耦与估计算法研究。首先,建立了全捷联导引头数学模型,并利用Taylor 级数对其进行线性化;接着,根据弹目运动几何学与坐标系相对关系推导视线角速率解耦算法;然后,针对捷联导引头无法直接测量体视线角速率的问题,提出微分+稳态Kalman 滤波方法估计体视线角速率;最后,建立视线角速率解耦与估计算法验证系统并进行仿真实验,结果表明:解耦算法绝对误差小于510-5 rad/s,相对误差小于0.3%,验证了解耦算法的正确性;在包含导引头数学模型的条件下,采用角频率为19.2 rad/s 的稳态Kalman 滤波器,视线角速率估计误差小于410-3 rad/s,较直接微分方法的估计误差提高近一个量级。视线角速率解耦与估计算法同时能满足制导系统对精度与动态性能的要求。     

单兵全捷联图像制导弹药制导信息估计技术

针对全捷联图像导引头无法直接得到惯性系下的视线角速率问题,提出了基于扩展卡尔曼滤波的制导信息估计算法。首先推导了理想条件下视线角速率的解耦公式。进而基于扩展卡尔曼滤波方程,建立了全捷联体制下的制导信息估计模型,结合单兵便携式制导弹药的作战使用模式,通过蒙特卡洛打靶进行了精度仿真分析。最后通过半实物仿真实验对制导系统的闭环可行性进行了验证。结果表明,通过该算法估计得到的制导信息可以满足全捷联制导弹药命中精度的要求,全捷联图像导引头结合制导信息估计算法的技术途径具有较高的工程价值。     

采用捷联激光探测器的制导火箭比例导引实现方法

围绕制式火箭弹精确制导改造的需求,提出了一种采用捷联激光探测器和比例导引的火箭弹制导控制方案。针对捷联探测器只能测量弹轴相对于目标的偏差角而无法提供比例导引所需的惯性视线角速度信号的难题,研究了基于捷联探测器测量的误差角和弹体姿态角速度信号的弹目视线角速度信号提取算法。在制导控制系统内部,基于自动驾驶仪与制导律相匹配的原则,设计了两回路过载自动驾驶仪。无量纲脱靶量分析与攻击静止目标的弹道仿真结果验证了所提方案的可行性。     

全捷联导引头视线角速度STCKF提取技术

传统的平台导引头可以通过物理跟踪回路直接提取导弹制导所需的视线角速度信息,采用全捷联结构后,导引头失去了直接测量视线角速度的能力,视线角速度需要通过数字计算的方法来提取。针对全捷联导引头精确制导技术工程应用中的问题,首先给出了视线角速度提取方案,推导得到视线角速度估计模型,鉴于估计模型的强非线性,采用强跟踪容积卡尔曼滤波算法对视线角速度进行估计。结合小型空面导弹的典型使用条件,通过弹道仿真对视线角速度估计算法的有效性进行了验证。仿真试验表明:导引头在末制导段捕获目标后,能迅速消除滤波初始误差,准确跟踪真实的弹目视线角和视线角速度变化。为验证将滤波输出作为制导信息的可行性,考虑激光半主动全捷联导引头的典型干扰,用蒙特卡洛打靶方法对导弹制导精度进行了考核,1 000次打靶结果显示,对静止目标的制导精度为0.58 m（CEP）,对运动目标的制导精度为0.84 m（CEP）,满足精确制导武器的制导精度要求。     

全捷联对地攻击制导武器导引头隔离度对制导系统性能的影响

针对全捷联图像导引头隔离度问题,分别推导了由探测器和角速率陀螺之间的刻度尺系数误差及动力学偏差引起的隔离度传递函数;采用系数冻结法及劳斯判据分析了含有隔离度寄生回路的制导系统稳定区域,给出了不同无量纲末导时间下制导系统稳定时刻度尺误差和动力学偏差的取值范围;利用伴随函数法研究了隔离度对制导精度的影响。以上研究结果可以为全捷联制导武器制导控制系统参数设计提供参考,对于隔离度正反馈的情况应予以更多关注。     

一种攻击角可控的无人机滑模导引律

本文基于滑模变结构控制和非线性系统的有限时间稳定理论,应用快速终端滑模算法,设计了能够快速收敛且保证攻击角度的滑模导引律。该导引律在拦截机动目标时,攻击角度能够快速收敛到期望值。在仿真实验中,将所设计的导引律与传统的滑模导引律进行了对比,实验结果表明本文提出的导引律拥有优良的动态性能,命中精度高,拦截用时短,同时满足有限时间收敛和攻击角约束条件,并且航迹平直,能量消耗较少,能够对机动目标进行有效拦截。     

基于自适应卡尔曼滤波的捷联去耦算法

针对捷联相控阵雷达导引头中弹体姿态干扰弹目视线角速率提取的问题,提出了基于自适应卡尔曼滤波去耦算法,引入合适的遗忘因子优化了滤波的性能,建立了噪声特性递推和预测的数学模型,联立滤波方程和噪声估计方程解决了弹目视线角速率去耦的问题,在误差的允许的范围内提取了弹目视线角速率。最后通过仿真实验表明所提算法在捷联去耦上的有效性以及相对于标准卡尔曼滤波去耦的优良性,提高了提取弹目视线角速率的精度,优化了导弹制导性能,具有较高的工程运用价值。      

基于理想弹道的全捷联弹药视线角估计方法

针对惯性测量元件不能满足低成本制导弹药作战需求问题,提出一种基于理想弹道的全捷联激光半主动末制导弹药视线角估计方法。该方法根据弹目相对运动模型及导引头量测模型建立非线性滤波系统;针对弹体运动参数在末制导段变化范围较小的特点,通过分析弹体运动参数对系统不确定性的影响,将理想弹道弹体运动参数标准值作为滤波系统参数;利用激光半主动导引头量测信息,结合容积卡尔曼滤波对弹目视线角进行估计。数字仿真实验结果表明:在小扰动条件下,弹目视线倾角与偏角末制导段的均方根误差分别为0.182与1.668,其最大估计误差分别为0.259与2.913,具有较好的估计精度与鲁棒性能。