張道馳,夏群利,溫求遒

(北京理工大學(xué)宇航學(xué)院,北京 100081)

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捷聯(lián)制導(dǎo)系統(tǒng)信號(hào)延時(shí)隔離度抑制方法

張道馳,夏群利,溫求遒

(北京理工大學(xué)宇航學(xué)院,北京 100081)

針對(duì)捷聯(lián)導(dǎo)引頭視線(xiàn)角速度(line of sight rate，LOSR)計(jì)算時(shí)制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)帶來(lái)較大的隔離度(disturbance rejection rate，DRR)問(wèn)題,首先分析了捷聯(lián)制導(dǎo)系統(tǒng)信號(hào)延時(shí)產(chǎn)生隔離度的原因,推導(dǎo)了制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)隔離度傳遞函數(shù)。進(jìn)一步通過(guò)對(duì)視線(xiàn)角速度計(jì)算中信號(hào)時(shí)序關(guān)系分析,得到了導(dǎo)引頭與慣導(dǎo)(inertial navigation system，INS)數(shù)據(jù)更新頻率不成整數(shù)倍的關(guān)系和信號(hào)處理傳輸時(shí)間等是導(dǎo)致制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)的主要原因。在此基礎(chǔ)上,提出通過(guò)在導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)幀中增加時(shí)間標(biāo)記的方式,使主控機(jī)可以提取同一時(shí)刻制導(dǎo)信號(hào)數(shù)據(jù)進(jìn)行視線(xiàn)角速度計(jì)算,從而大幅減小制導(dǎo)延時(shí)產(chǎn)生的隔離度。數(shù)學(xué)仿真和半實(shí)物仿真表明,該方法在很大程度上減小了制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)帶來(lái)的導(dǎo)引頭隔離度。

制導(dǎo)信號(hào)延時(shí); 全捷聯(lián)導(dǎo)引頭; 隔離度; 抑制方法; 視線(xiàn)角速度提取

0　引　言

導(dǎo)引頭隔離度(disturbance rejection rate，DRR)是衡量導(dǎo)引頭制導(dǎo)信號(hào)品質(zhì)的重要指標(biāo),其大小對(duì)導(dǎo)彈的控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性和制導(dǎo)精度具有重要的影響[1-5]。不同于平臺(tái)導(dǎo)引頭隔離度是指導(dǎo)引頭機(jī)械平臺(tái)對(duì)彈體運(yùn)動(dòng)的隔離程度,全捷聯(lián)導(dǎo)引頭取消了復(fù)雜的機(jī)械平臺(tái)機(jī)構(gòu)和控制機(jī)構(gòu),通過(guò)利用導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)的制導(dǎo)信息,構(gòu)建數(shù)學(xué)平臺(tái)實(shí)現(xiàn)對(duì)彈體運(yùn)動(dòng)的隔離。因此全捷聯(lián)導(dǎo)引頭隔離度表征的是視線(xiàn)角速度提取算法[6-7]或數(shù)學(xué)平臺(tái)對(duì)導(dǎo)引頭測(cè)角誤差、導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)的刻度尺誤差、動(dòng)力學(xué)誤差以及制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)等誤差對(duì)視線(xiàn)角速度(line of sight rate，LOSR)計(jì)算影響的抑制能力。

關(guān)于全捷聯(lián)導(dǎo)引頭隔離度對(duì)制導(dǎo)控制系統(tǒng)影響,國(guó)內(nèi)外許多學(xué)者進(jìn)行了研究。文獻(xiàn)[8]首先研究了捷聯(lián)式導(dǎo)引頭刻度尺誤差引起的隔離度對(duì)系統(tǒng)穩(wěn)定性的影響;文獻(xiàn)[9-10]研究了導(dǎo)引頭動(dòng)力學(xué)及刻度尺誤差對(duì)導(dǎo)引頭隔離度的影響,并就其對(duì)制導(dǎo)脫靶量的影響進(jìn)行了分析;文獻(xiàn)[11]分析了全捷聯(lián)導(dǎo)引頭視線(xiàn)角速度計(jì)算過(guò)程中刻度尺誤差、傳感器動(dòng)力學(xué)和制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)等引起的隔離度問(wèn)題,給出了穩(wěn)定域計(jì)算結(jié)果及滿(mǎn)足穩(wěn)定要求的允許誤差邊界;文獻(xiàn)[12]分析了全捷聯(lián)制導(dǎo)系統(tǒng)導(dǎo)彈不同內(nèi)部動(dòng)力學(xué)和導(dǎo)引頭延時(shí)對(duì)隔離度寄生回路穩(wěn)定域以及制導(dǎo)系統(tǒng)脫靶量的影響。以上研究中,均指出隔離度幅值對(duì)控制系統(tǒng)穩(wěn)定性和制導(dǎo)精度具有重要影響,導(dǎo)引頭設(shè)計(jì)中隔離度必須小于制導(dǎo)控制系統(tǒng)決定的邊界值。

鑒于導(dǎo)引頭隔離度對(duì)制導(dǎo)性能的重要影響,國(guó)內(nèi)外多位學(xué)者就隔離度抑制補(bǔ)償技術(shù)進(jìn)行了研究。文獻(xiàn)[13]提出采用抖動(dòng)自適應(yīng)校正或卡爾曼濾波方法對(duì)天線(xiàn)罩斜率進(jìn)行估計(jì)校正以抑制天線(xiàn)罩斜率誤差引起的導(dǎo)引頭隔離度。文獻(xiàn)[14]分析了平臺(tái)導(dǎo)引頭隔離度對(duì)制導(dǎo)精度的影響,設(shè)計(jì)了基于擾動(dòng)觀測(cè)器(disturbance observer,DOB)的隔離度在線(xiàn)抑制算法;文獻(xiàn)[15]通過(guò)采用無(wú)跡卡爾曼濾波(unscented Kalman filter,UKF)算法對(duì)全捷聯(lián)導(dǎo)引頭刻度尺誤差進(jìn)行實(shí)時(shí)估計(jì)補(bǔ)償減小刻度尺誤差引起的隔離度問(wèn)題;文獻(xiàn)[16]提出了導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)刻度尺偏差的辨識(shí)校正方法;文獻(xiàn)[17]利用PID校正穩(wěn)定制導(dǎo)回路,抑制捷聯(lián)解算帶來(lái)的隔離度問(wèn)題。然而針對(duì)捷聯(lián)導(dǎo)引頭制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)帶來(lái)的視線(xiàn)角速度隔離度抑制問(wèn)題并沒(méi)有相關(guān)研究。

本文針對(duì)捷聯(lián)制導(dǎo)系統(tǒng)信號(hào)延時(shí)產(chǎn)生的隔離度問(wèn)題,首先分析了制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)產(chǎn)生隔離度的原理,給出了信號(hào)延時(shí)隔離傳遞函數(shù)并進(jìn)行了分析。基于捷聯(lián)制導(dǎo)系統(tǒng)視線(xiàn)角速度計(jì)算信號(hào)時(shí)序關(guān)系,分析了制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)產(chǎn)生的原因。提出了通過(guò)在慣導(dǎo)(inertial navigation system，INS)和捷聯(lián)導(dǎo)引頭制導(dǎo)信息數(shù)據(jù)幀中增加時(shí)間標(biāo)記的方式,使主控機(jī)利用同一時(shí)刻導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)進(jìn)行視線(xiàn)角速度解算,從而大幅減小信號(hào)延時(shí)到來(lái)的隔離度問(wèn)題。數(shù)學(xué)仿真和半實(shí)物仿真表明,該方法大幅減小了信號(hào)延時(shí)引起的導(dǎo)引頭隔離度。

1　制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)隔離度問(wèn)題

1.1制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)產(chǎn)生隔離度原因

如前所述,捷聯(lián)制導(dǎo)系統(tǒng)利用導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)的制導(dǎo)信號(hào)構(gòu)建數(shù)學(xué)平臺(tái)實(shí)現(xiàn)對(duì)彈體運(yùn)動(dòng)的隔離。捷聯(lián)導(dǎo)引頭縱向平面內(nèi)的測(cè)角關(guān)系如圖1所示。

圖1　捷聯(lián)導(dǎo)引頭縱向面內(nèi)角度測(cè)角關(guān)系示意圖Fig.1　Angle relationship of strapdown seeker in pitch plane

不考慮導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)刻度尺誤差,捷聯(lián)導(dǎo)引頭測(cè)角誤差可表示為

(1)

(2)

(3)

1.2制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)隔離度大小

采用文獻(xiàn)[11]方案二進(jìn)行視線(xiàn)角速度計(jì)算,不考慮捷聯(lián)導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)的動(dòng)力學(xué)誤差以及刻度尺誤差,視線(xiàn)角速度提取模型可以簡(jiǎn)化為如圖2所示。

圖2　視線(xiàn)角速度計(jì)算原理框圖Fig.2　Principle of LOS rates calculation

由圖2隔離度傳遞函數(shù)[5]為

(4)

圖3給出了慣導(dǎo)無(wú)延時(shí),導(dǎo)引頭不同延時(shí)時(shí)間下,隔離度傳遞函數(shù)的伯德圖。由圖3可知隔離度幅值隨著頻率的增加而增大。在頻率1～3 Hz范圍內(nèi),10 ms延時(shí)引起的隔離度大于10%,這必然將對(duì)導(dǎo)彈的制導(dǎo)性能造成嚴(yán)重影響[11]。因此視線(xiàn)角速度計(jì)算中須引入制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)抑制方法,減小制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)隔離度幅值。

圖3　不同延時(shí)時(shí)間隔離度傳遞函數(shù)伯德圖Fig.3　Bode diagram for DRR with different time delay

2　捷聯(lián)制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)的原因

采用捷聯(lián)導(dǎo)引頭制導(dǎo)系統(tǒng)中,制導(dǎo)系統(tǒng)主要由捷聯(lián)導(dǎo)引頭、慣導(dǎo)和主控機(jī)組成,導(dǎo)引頭測(cè)量彈目線(xiàn)與彈體之間的夾角即誤差角,慣導(dǎo)測(cè)量彈體的姿態(tài)角,主控機(jī)利用導(dǎo)引頭測(cè)量的誤差角信息和慣導(dǎo)測(cè)量的彈體姿態(tài)角進(jìn)行視線(xiàn)角重構(gòu)和視線(xiàn)角速度計(jì)算。

導(dǎo)彈飛行過(guò)程中,主控機(jī)在內(nèi)存中開(kāi)辟一塊公共存儲(chǔ)區(qū)域用于接收慣導(dǎo)及導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)。捷聯(lián)導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)以各自的數(shù)據(jù)更新頻率向主控機(jī)數(shù)據(jù)存儲(chǔ)區(qū)發(fā)送數(shù)據(jù),傳統(tǒng)視線(xiàn)角速度計(jì)算時(shí),主控機(jī)判斷導(dǎo)引頭有效數(shù)據(jù)到達(dá)時(shí)刻同時(shí)提取最新慣導(dǎo)數(shù)據(jù)進(jìn)行視線(xiàn)角速度計(jì)算。

當(dāng)導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)更新頻率與慣導(dǎo)數(shù)據(jù)更新頻率不是整數(shù)倍的關(guān)系時(shí),導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)更新時(shí)刻,慣導(dǎo)數(shù)據(jù)未更新,主控機(jī)提取慣導(dǎo)上一時(shí)刻存儲(chǔ)數(shù)據(jù),此時(shí)等價(jià)于慣導(dǎo)數(shù)據(jù)存在數(shù)據(jù)延時(shí),導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)信號(hào)時(shí)序如圖4所示。

圖4　數(shù)據(jù)更新頻率不成整數(shù)倍關(guān)系引起制導(dǎo)信號(hào)不一致示意圖Fig.4　Signal delay caused by inconsistency data update frequency

即使導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)更新頻率與慣導(dǎo)更新頻率為整數(shù)倍的關(guān)系,由于慣導(dǎo)、導(dǎo)引頭和主控機(jī)采用獨(dú)立的計(jì)時(shí)器以及數(shù)據(jù)處理計(jì)算機(jī),圖像導(dǎo)引頭圖像處理時(shí)間或采用激光編碼的激光捷聯(lián)導(dǎo)引頭激光脈沖間隔時(shí)間的不固定、慣導(dǎo)數(shù)據(jù)處理時(shí)間以及數(shù)據(jù)傳輸時(shí)間等均可導(dǎo)致主控計(jì)算機(jī)接收到導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)時(shí)刻不一致。當(dāng)導(dǎo)引頭延時(shí)較大時(shí)可能存在主控機(jī)收到導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)時(shí),慣導(dǎo)已經(jīng)更新為下一時(shí)刻數(shù)據(jù),等價(jià)于導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)存在延時(shí),信號(hào)時(shí)序如圖5所示。

綜上所述,由于導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)更新頻率與慣導(dǎo)數(shù)據(jù)更新頻率不成整數(shù)倍的關(guān)系或數(shù)據(jù)處理及傳輸時(shí)間原因,導(dǎo)致主控機(jī)進(jìn)行視線(xiàn)角速度計(jì)算時(shí)刻,導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)

不是同一時(shí)刻數(shù)據(jù),等價(jià)于導(dǎo)引頭或慣導(dǎo)制導(dǎo)信號(hào)存在延時(shí)。從而引起導(dǎo)引頭隔離度。

圖5　處理延時(shí)引起的數(shù)據(jù)不一致示意圖Fig.5　Data inconsistent caused by signal process delay

3　制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)隔離度抑制方法

由以上分析,主控機(jī)視線(xiàn)角速度計(jì)算時(shí)刻導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)時(shí)間不一致使彈體運(yùn)動(dòng)信息耦合到制導(dǎo)信號(hào)中。由于數(shù)據(jù)處理時(shí)間以及數(shù)據(jù)更新頻率不能更改,并且對(duì)于采用編碼的激光捷聯(lián)導(dǎo)引頭,導(dǎo)引頭收到激光脈沖數(shù)據(jù)時(shí)間間隔并不是固定不變的,因此難以單純靠硬件嚴(yán)格實(shí)現(xiàn)導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)嚴(yán)格一致到達(dá)主控機(jī)。但若已知導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)產(chǎn)生時(shí)刻,則可以通過(guò)軟件設(shè)計(jì)保證主控機(jī)利用相同時(shí)刻制導(dǎo)信號(hào)數(shù)據(jù)進(jìn)行視線(xiàn)角速度計(jì)算。

為消除制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)差,在導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)與主控機(jī)通訊的數(shù)據(jù)幀中增加一個(gè)時(shí)間標(biāo)記位,用于記錄導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)制導(dǎo)信號(hào)數(shù)據(jù)產(chǎn)生時(shí)刻的時(shí)間。主控機(jī)在公共內(nèi)存中存取多組導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)數(shù)據(jù),用于數(shù)據(jù)時(shí)間匹配計(jì)算。

在導(dǎo)彈系統(tǒng)初始化時(shí),由主控機(jī)向?qū)б^和慣導(dǎo)發(fā)送時(shí)間對(duì)準(zhǔn)指令,使導(dǎo)引頭、主控機(jī)以及慣導(dǎo)中的定時(shí)器零時(shí)刻嚴(yán)格一致。視線(xiàn)角速度計(jì)算時(shí)刻,主控機(jī)首先提取出導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)幀中的數(shù)據(jù)產(chǎn)生的時(shí)間,之后在慣導(dǎo)數(shù)據(jù)存儲(chǔ)區(qū)中查找對(duì)應(yīng)時(shí)刻慣導(dǎo)數(shù)據(jù),或采用插值方式計(jì)算對(duì)應(yīng)時(shí)刻慣導(dǎo)數(shù)據(jù),帶時(shí)間標(biāo)記的信號(hào)時(shí)序如圖6所示。主控機(jī)進(jìn)行視線(xiàn)角速度計(jì)算流程如圖7所示。

圖6　帶時(shí)間標(biāo)記的視線(xiàn)角速度計(jì)算信號(hào)流程示意圖Fig.6　LOS rate calculation using time mark

圖7　主控機(jī)視線(xiàn)角速度計(jì)算流程圖Fig.7　Flowchart of calculation LOS rate for missile main controller

采用在數(shù)據(jù)幀中增加時(shí)間標(biāo)記,可以保證視線(xiàn)角速度計(jì)算采用同一時(shí)刻導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)制導(dǎo)數(shù)據(jù)從而消除制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)引起的導(dǎo)引頭隔離度。

4　仿真驗(yàn)證

4.1數(shù)學(xué)仿真驗(yàn)證

利用圖2方案進(jìn)行視線(xiàn)角速度解算,微分環(huán)節(jié)采用Kalman濾波方案,仿真中取Kalman量測(cè)噪聲W=0.05°,系統(tǒng)噪聲Q=0.5°。導(dǎo)彈俯仰姿態(tài)角以幅值為1°,頻率2 Hz做正弦運(yùn)動(dòng),彈目視線(xiàn)角保持0°。

主控機(jī)程序中存儲(chǔ)5組最新慣導(dǎo)數(shù)據(jù)(依據(jù)導(dǎo)引頭最大延時(shí)確定),導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)到達(dá)時(shí)刻進(jìn)行視線(xiàn)角速度計(jì)算,通過(guò)時(shí)間插值方式計(jì)算導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)時(shí)刻對(duì)應(yīng)的慣導(dǎo)數(shù)據(jù)?？紤]到制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)隔離度只與導(dǎo)引頭信號(hào)延時(shí)和慣導(dǎo)延時(shí)之差相關(guān),并且慣導(dǎo)延時(shí)較小,仿真時(shí)以慣導(dǎo)數(shù)據(jù)為基準(zhǔn),即慣導(dǎo)延時(shí)為0。

其他仿真條件以及仿真結(jié)果如表1所示。表中隔離度計(jì)算公式為

(5)

由表1中第一和第二組數(shù)據(jù)可知,當(dāng)系統(tǒng)不存在延時(shí)并且導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)更新頻率為整數(shù)倍關(guān)系時(shí),同一時(shí)刻數(shù)據(jù)同時(shí)到達(dá)主控機(jī),視線(xiàn)角速度計(jì)算不會(huì)產(chǎn)生隔離度問(wèn)題;當(dāng)數(shù)據(jù)更新頻率不是整數(shù)倍關(guān)系時(shí),則會(huì)帶來(lái)導(dǎo)引頭隔離度。

表1　增加時(shí)間標(biāo)記前后導(dǎo)引頭隔離度仿真結(jié)果

由第3組和第4組數(shù)據(jù)可知,數(shù)據(jù)更新率成整數(shù)倍關(guān)系時(shí),導(dǎo)引頭延時(shí)小于慣導(dǎo)數(shù)據(jù)更新時(shí)間間隔時(shí),延時(shí)不會(huì)產(chǎn)生隔離度,主要是因?yàn)榇藭r(shí)慣導(dǎo)數(shù)據(jù)未更新,視線(xiàn)角速度計(jì)算時(shí),主控機(jī)仍采用同一時(shí)刻制導(dǎo)數(shù)據(jù);當(dāng)延時(shí)大于慣導(dǎo)數(shù)據(jù)更新時(shí)間,會(huì)造成導(dǎo)引頭隔離度。

由第4組和第5組數(shù)據(jù)可知,數(shù)據(jù)更新率不為整數(shù)關(guān)系且延時(shí)較大時(shí),硬件延時(shí)引起的隔離度較大,須進(jìn)行延時(shí)處理。

圖8和圖9給出了第4組和第5組仿真條件下,采用數(shù)據(jù)時(shí)間標(biāo)記前后俯仰角速度引起的視線(xiàn)角速度變化曲線(xiàn)。由圖及表中數(shù)據(jù)可知,采用時(shí)間標(biāo)記使導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)一致的方式可基本消除制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)帶來(lái)的導(dǎo)引頭隔離度。

圖8　條件4俯仰角速度引起視線(xiàn)角速度曲線(xiàn)Fig.8　Condition 4 LOS rate caused by pitch rate

圖9　條件5俯仰角速度引起視線(xiàn)角速度曲線(xiàn)Fig.9　Condition 5 LOS rate caused by pitch rate

4.2半實(shí)物仿真驗(yàn)證

為進(jìn)一步驗(yàn)證通過(guò)時(shí)間標(biāo)記抑制制導(dǎo)延時(shí)隔離度方法的有效性,采用全捷聯(lián)紅外成像導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)組件等實(shí)物硬件,在轉(zhuǎn)臺(tái)上測(cè)試引入時(shí)間標(biāo)記前后導(dǎo)引頭隔離度大小,隔離度測(cè)試方案如圖10所示。

圖10　導(dǎo)引頭隔離度測(cè)試半實(shí)物仿真系統(tǒng)Fig.10　Hardware-in-the-loop simulation system for disturbance rejection rate test

慣導(dǎo)、捷聯(lián)導(dǎo)引頭和目標(biāo)模擬器一起安裝在五軸轉(zhuǎn)臺(tái)上,其中慣導(dǎo)和捷聯(lián)導(dǎo)引頭安裝在三軸轉(zhuǎn)臺(tái)的內(nèi)框上,目標(biāo)模擬器安裝在雙軸臺(tái)的內(nèi)框上。轉(zhuǎn)臺(tái)控制模塊通過(guò)光纖網(wǎng)絡(luò)向轉(zhuǎn)臺(tái)發(fā)送指令,驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)臺(tái)運(yùn)動(dòng),慣導(dǎo)和捷聯(lián)導(dǎo)引頭通過(guò)RS422接口向通訊模塊發(fā)送測(cè)量數(shù)據(jù),捷聯(lián)數(shù)據(jù)發(fā)送頻率為50 Hz,慣導(dǎo)數(shù)據(jù)發(fā)送頻率為40 Hz。地面仿真控制機(jī)模擬彈載計(jì)算機(jī)在收到導(dǎo)引頭誤差角信號(hào)后進(jìn)行視線(xiàn)角速度解算,并記錄計(jì)算結(jié)果。半實(shí)物仿真前通過(guò)標(biāo)定方式將導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)刻度尺調(diào)整到1.0。

隔離度測(cè)試中,目標(biāo)模擬器靜止不動(dòng),轉(zhuǎn)臺(tái)在俯仰和偏航方向分別以幅值為1°,頻率為2 Hz和3 Hz運(yùn)動(dòng),共進(jìn)行了4組半實(shí)物仿真實(shí)驗(yàn)。表2給出了捷聯(lián)視線(xiàn)角速度計(jì)算中利用導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)時(shí)間標(biāo)記和不利用時(shí)間標(biāo)記時(shí),解算出導(dǎo)引頭隔離度幅值,其中前兩組為俯仰角變化,偏航角不變,后兩組俯仰角不變,偏航角運(yùn)動(dòng)。

表2　半實(shí)物仿真結(jié)果

圖11和圖12給出了半實(shí)物仿真中俯仰角變化引起的視線(xiàn)角速度變化曲線(xiàn)。由圖及表中數(shù)據(jù)可知,增加時(shí)間標(biāo)記后,可以顯著減小導(dǎo)引頭隔離度幅值。由于導(dǎo)引頭測(cè)角噪聲等影響,半實(shí)物仿真中增加時(shí)間標(biāo)記后導(dǎo)引頭隔離度仍存在一較小值。

圖11　俯仰1° 2 Hz時(shí)視線(xiàn)角速度曲線(xiàn)Fig.11　LOS rate caused by pitch 1° 2 Hz

圖12　俯仰1° 3 Hz時(shí)視線(xiàn)角速度曲線(xiàn)Fig.12　LOS rate caused by pitch 1° 3 Hz

5　結(jié)　論

文中分析了制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)產(chǎn)生隔離度的原理,推導(dǎo)了慣導(dǎo)和捷聯(lián)導(dǎo)引頭制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)隔離度傳遞函數(shù)。闡述了制導(dǎo)信號(hào)延時(shí)的內(nèi)在原因。在此基礎(chǔ)上提出了通過(guò)在導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)發(fā)送的數(shù)據(jù)幀中增加時(shí)間標(biāo)記方式,使主控機(jī)利用同一時(shí)刻制導(dǎo)信號(hào)進(jìn)行視線(xiàn)角速度解算,從而在很大程度上減小了信號(hào)延時(shí)產(chǎn)生的隔離度。通過(guò)數(shù)學(xué)仿真和半實(shí)物仿真,驗(yàn)證了方法的有效性。

本文提出的方法可直接應(yīng)用到捷聯(lián)制導(dǎo)系統(tǒng)視線(xiàn)角速度提取計(jì)算中,具有較大的工程應(yīng)用價(jià)值。

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Guidance signal delay disturbance rejection rate suppress method for strapdown guidance system

ZHANG Dao-chi,XIA Qun-li,Wen Qiu-qiu

(School of Aerospace Engineering,Beijing Institute of Technology,Beijing 100081,China)

To solve the strapdown system guidance signal delay caused serious disturbance rejection rate(DRR)in line of sight rate(LOSR)estimate.Firstly,the reason guidance signal delay in the strapdown guidance system caused DRR in LOSR estimate is analyzed and the guidance signal DRR transfer function is derived.Then from the analysis of the signal process in LOSR estimate,the inertial navigation system (INS)data update frequency,and the signal process or transport time caused guidance signal inconsistence in LOSR estimate are put forward.On this basis,the method adds the time mark in the INS and the seeker data frame is proposed,so the main controller can use the same time INS and seeker data to decrease the DRR caused by guidance signal delay.The mathematical simulation and hardware-in-the-loop simulation indicate that the method greatly reduces the DRR caused by the guidance signal delay.

guidance signal delay; strapdown seeker; disturbance rejection rate (DRR); suppress method; line of sight rate (LOSR)estimate

2015-08-23；

2015-10-22；網(wǎng)絡(luò)優(yōu)先出版日期：2016-02-16。

TJ 765.3

ADOI:10.3969/j.issn.1001-506X.2016.11.21

張道馳(1987-),男,博士研究生,主要研究方向?yàn)轱w行器總體、制導(dǎo)與控制。

E-mail:zhangdaochi1988@163.com

夏群利(1971-),男,副教授,博士,主要研究方向?yàn)轱w行器總體、制導(dǎo)與控制。

E-mail:1010@bit.edu.cn

溫求遒(1982-)男,講師,博士,主要研究方向?yàn)轱w行器總體、制導(dǎo)與控制。

E-mail:wenqiuqiu82@bit.edu.cn

網(wǎng)絡(luò)優(yōu)先出版地址：http://www.cnki.net/kcms/detail/11.2422.TN.20160216.1532.006.html