阅读说明：本技术 一种红外半捷联导引头制导方法及系统 (Infrared semi-strapdown seeker guidance method and system ) 是由 任章 梁源 李清东 于 2019-10-15 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种红外半捷联导引头制导方法及系统。所述方法包括：获取攻击目标的失调角信息；将失调角信息输入至红外半捷联导引头目标跟踪系统模型中,采用滤波算法得到弹目相对位姿估计信息；弹目相对位姿估计信息包括弹目相对距离估计值、弹目接近速度估计值、弹目视线角估计值和目标加速度投影估计值；依据弹目相对位姿估计信息、导航比、参考视线角速率和预设比例系数得到导弹的法向过载控制指令；依据法向过载控制指令,控制导弹对攻击目标进行攻击。本发明能够提高导弹的制导精度。(The invention discloses an infrared semi-strapdown seeker guidance method and system. The method comprises the following steps: acquiring misalignment angle information of an attack target; inputting the misalignment angle information into an infrared semi-strapdown seeker target tracking system model, and obtaining estimation information of the relative pose of the bullet by adopting a filtering algorithm; the estimation information of the relative pose of the bullet eyes comprises an estimation value of the relative distance of the bullet eyes, an estimation value of the approaching speed of the bullet eyes, an estimation value of the visual angle of the bullet eyes and a projection estimation value of the acceleration of the target; obtaining a normal overload control instruction of the missile according to the estimation information of the relative pose of the missile target, the navigation ratio, the reference line-of-sight angular rate and a preset proportionality coefficient; and controlling the missile to attack the attack target according to the normal overload control instruction. The invention can improve the guidance precision of the missile.)

一种红外半捷联导引头制导方法及系统

技术领域

本发明涉及导弹制导控制技术领域，特别是涉及一种红外半捷联导引头制导方法及系统。

背景技术

随着导弹技术的发展，精确制导武器早已成为现代陆、海、空战中的常规武器，其凭借着命中精度高、可实施远程精确打击等特点，成为现代战争中的主角。早在20世纪70年代中期，美国在越南战争中使用了大量的精确制导导弹，由于它具备精确的制导装置，因此在战争中取得了惊人的作战效果，精确制导武器也逐渐引起人们的注意，据资料统计，在北约对***的空袭中，精确制导武器的使用率高达98％；更有西方的专家认为：精确制导武器是一种能够代替核武器，并且对战争的胜负起到决定性作用的新型武器。

导引头作为导弹的“眼睛”，用于识别、锁定、跟踪敌方目标，是决定导弹杀伤性能的核心部件。传统的导引头无法很好地对多目标进行识别，全向视场能力差，抗干扰能力弱。目前，在导引头领域，国内外的研究热点为红外半捷联导引头，这种导引头取消了传统的万向支架，利用具有瞬时大视场的红外导引头直接结合弹体姿态的调整完成对目标的捕获和追踪。美国的陆基中段导弹防御系统GMD、THAAD导弹都采用了红外半捷联导引头。虽然红外半捷联导引头具有小型化、低成本的优势，但是也带来了滤波方程可观测性弱的问题，利用其对目标进行被动跟踪的滤波系统不仅存在高度的非线性，而且其可观性的强弱与导弹的飞行弹道有关，如何提升滤波方程的可观测性进而提升导弹打击精度成为了目前亟待解决的问题。

发明内容

基于此，有必要提供一种红外半捷联导引头制导方法及系统，以解决红外半捷联导引头存在的滤波方程可观测性弱的问题，进而提高导弹的制导精度。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种红外半捷联导引头制导方法，包括：

获取攻击目标的失调角信息；

将所述失调角信息输入至红外半捷联导引头目标跟踪系统模型中，采用滤波算法得到弹目相对位姿估计信息；所述弹目相对位姿估计信息包括弹目相对距离估计值、弹目接近速度估计值、弹目视线角估计值和目标加速度投影估计值；

依据所述弹目相对位姿估计信息、导航比、参考视线角速率和预设比例系数得到导弹的法向过载控制指令；

依据所述法向过载控制指令，控制所述导弹对所述攻击目标进行攻击。

可选的，所述将所述失调角信息输入至红外半捷联导引头目标跟踪系统模型中，采用滤波算法得到弹目相对位姿估计信息，具体包括：

构建红外半捷联导引头目标跟踪系统模型；

将所述失调角信息输入至所述红外半捷联导引头目标跟踪系统模型中，采用扩展卡尔曼滤波算法对弹目相对位姿信息进行估计，得到弹目相对位姿估计信息；所述弹目相对位姿信息包括弹目相对距离、弹目接近速度、弹目视线角和目标加速度投影。

可选的，所述红外半捷联导引头目标跟踪系统模型包括状态方程和测量方程；

所述状态方程为

其中，r表示弹目相对距离，v_r表示弹目接近速度，q表示弹目视线角，ω表示弹目视线角速率，ε表示去噪后的失调角信息，a_tx表示目标在X轴上的加速度投影，a_ty表示目标在Y轴上的加速度投影，a_mx表示导弹在X轴上的加速度投影，a_my表示导弹在Y轴上的加速度投影，ω_a表示红外导引头扫描角速率，α表示目标运动的相关时间，w_tx表示目标在X轴上运动的等效急动度，w_ty表示目标在Y轴上运动的等效急动度，

表示r的导数，

表示v_r的导数，

表示q的导数，

表示ω的导数，

表示ε的导数，

表示a_tx的导数，

表示a_ty的导数；

所述测量方程为Z＝ε+V；

其中，Z表示失调角信息，V表示均值为零的高斯白噪声。

可选的，所述法向过载控制指令，具体为：

ω_r＝f₁(t)sin(bt)；

其中，a_m表示法向过载控制指令，N表示导航比，F表示预设比例系数，ω_r表示参考视线角速率，

表示弹目相对距离估计值，

表示弹目接近速度估计值，

表示弹目视线角估计值，

表示目标在X轴上的加速度投影估计值，

表示目标在Y轴上的加速度投影估计值，表示弹目视线角估计值的导数，f₁(t)表示基准函数，

t表示当前制导系统的时间，a、b、c表示参数，

r_i表示开始制导时的弹目相对距离，v_ri表示开始制导时的弹目接近速度，a_d表示导弹的拦截能力，log_g表示求取以g为底的对数值，ln表示求取以e为底的对数值，g表示重力加速度，e表示自然常数。

本发明还提供了一种红外半捷联导引头制导系统，包括：

信息获取模块，用于获取攻击目标的失调角信息；

滤波模块，用于将所述失调角信息输入至红外半捷联导引头目标跟踪系统模型中，采用滤波算法得到弹目相对位姿估计信息；所述弹目相对位姿估计信息包括弹目相对距离估计值、弹目接近速度估计值、弹目视线角估计值和目标加速度投影估计值；

过载控制指令产生模块，用于依据所述弹目相对位姿估计信息、导航比、参考视线角速率和预设比例系数得到导弹的法向过载控制指令；

攻击模块，用于依据所述法向过载控制指令，控制所述导弹对所述攻击目标进行攻击。

可选的，所述滤波模块，具体包括：

模型构建单元，用于构建红外半捷联导引头目标跟踪系统模型；

估计单元，用于将所述失调角信息输入至所述红外半捷联导引头目标跟踪系统模型中，采用扩展卡尔曼滤波算法对弹目相对位姿信息进行估计，得到弹目相对位姿估计信息；所述弹目相对位姿信息包括弹目相对距离、弹目接近速度、弹目视线角和目标加速度投影。

可选的，所述红外半捷联导引头目标跟踪系统模型包括状态方程和测量方程；

所述状态方程为

其中，r表示弹目相对距离，v_r表示弹目接近速度，q表示弹目视线角，ω表示弹目视线角速率，ε表示去噪后的失调角信息，a_tx表示目标在X轴上的加速度投影，a_ty表示目标在Y轴上的加速度投影，a_mx表示导弹在X轴上的加速度投影，a_my表示导弹在Y轴上的加速度投影，ω_a表示红外导引头扫描角速率，α表示目标运动的相关时间，w_tx表示目标在X轴上运动的等效急动度，w_ty表示目标在Y轴上运动的等效急动度，

表示r的导数，

表示v_r的导数，

表示q的导数，

表示ω的导数，

表示ε的导数，

表示a_tx的导数，

表示a_ty的导数；

所述测量方程为Z＝ε+V；

其中，Z表示失调角信息，V表示均值为零的高斯白噪声。

可选的，所述法向过载控制指令，具体为：

ω_r＝f₁(t)sin(bt)；

其中，a_m表示法向过载控制指令，N表示导航比，F表示预设比例系数，ω_r表示参考视线角速率，

表示弹目相对距离估计值，

表示弹目接近速度估计值，

表示弹目视线角估计值，

表示目标在X轴上的加速度投影估计值，表示目标在Y轴上的加速度投影估计值，

表示弹目视线角估计值的导数，f₁(t)表示基准函数，

t表示当前制导系统的时间，a、b、c表示参数，

r_i表示开始制导时的弹目相对距离，v_ri表示开始制导时的弹目接近速度，a_d表示导弹的拦截能力，log_g表示求取以g为底的对数值，ln表示求取以e为底的对数值，g表示重力加速度，e表示自然常数。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

本发明提出了一种红外半捷联导引头制导方法及系统，其中，采用弹目相对位姿估计信息、导航比、参考视线角速率和预设比例系数设计制导律，从而得到导弹的法向过载控制指令，该方法提高了弹目相对运动的机动性，使得导弹在接近目标的过程中能够同时保持弹目视线角处于频繁变化的状态，从而提升红外半捷联导引头目标跟踪系统的目标跟踪精度，进而提升导弹的制导精度，实现导弹对攻击目标的准确攻击。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例一种红外半捷联导引头制导方法的流程图；

图2为本发明实施例参考视线角速率随时间的变化曲线图；

图3为本发明实施例红外半捷联导引头制导方法所得到的导弹弹道与传统比例导引法所得到的弹道的比较结果图；

图4为本发明实施例红外半捷联导引头制导方法所得到的弹目接近速度估计误差与传统比例导引法所得到的弹目接近速度估计误差的比较结果图；

图5为本发明实施例一种红外半捷联导引头制导系统的结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

本实施例的红外半捷联导引头制导方法，通过优化导弹飞行弹道，提升红外半捷联导引头目标跟踪系统的可观测性，进而有效提升制导信息精度，最终实现提高导弹制导精度的目的。

本实施例的红外半捷联导引头制导方法的核心思想如下：由于导弹的制导精度很大程度上取决于红外半捷联导引头目标跟踪系统所提供的目标信息的准确程度，所以从某种意义上来说，想要提高制导精度，就需要确保红外半捷联导引头目标跟踪系统所提供的目标信息足够准确；而红外半捷联导引头目标跟踪系统所提供的目标信息的准确程度很大程度上正比于系统本身的可观测性，可观测性强弱又主要由导弹的飞行弹道决定。由此可知，通过优化导弹飞行弹道，进而提高红外半捷联导引头目标跟踪系统的可观测性的方式可以有效的提升制导精度。而通过可观测性相关分析可知，在制导过程中通过增大视线角速率，提高弹目相对运动，提升视线角变化速率，能够有效改善并提高红外半捷联导引头目标跟踪系统的可观测性。

图1为本发明实施例一种红外半捷联导引头制导方法的流程图。参见图1，本实施例的红外半捷联导引头制导方法具体如下：

实施例的红外半捷联导引头制导方法，包括：

步骤S1：获取攻击目标的失调角信息。

具体的，导弹发射后，由红外半捷联导引头目标跟踪系统对攻击目标进行跟踪，获取失调角信息。

步骤S2：将所述失调角信息输入至红外半捷联导引头目标跟踪系统模型中，采用滤波算法得到弹目相对位姿估计信息。

所述弹目相对位姿估计信息包括弹目相对距离估计值、弹目接近速度估计值、弹目视线角估计值和目标加速度投影估计值。

所述步骤S2，具体包括：

21)构建红外半捷联导引头目标跟踪系统模型。所述红外半捷联导引头目标跟踪系统模型包括状态方程和测量方程。

所述状态方程为

其中，r表示弹目相对距离，v_r表示弹目接近速度，q表示弹目视线角，ω表示弹目视线角速率，ε表示去噪后的失调角信息，a_tx表示目标在X轴上的加速度投影，a_ty表示目标在Y轴上的加速度投影，a_mx表示导弹在X轴上的加速度投影，a_my表示导弹在Y轴上的加速度投影，ω_a表示红外导引头扫描角速率，α表示目标运动的相关时间，w_tx表示目标在X轴上运动的等效急动度，w_ty表示目标在Y轴上运动的等效急动度，

表示r的导数，表示v_r的导数，

表示q的导数，

表示ω的导数，

表示ε的导数，

表示a_tx的导数，

表示a_ty的导数。

由于红外半捷联导引头是被动导引头，无法直接测得弹目相对距离，只能获得失调角信息，因此测量方程为Z＝ε+V；

其中，Z表示失调角信息，V表示均值为零的高斯白噪声。

在红外半捷联导引头目标跟踪系统模型中，ω_a,a_mx,a_my为事先准确已知量，w_tx,w_ty视作过程噪声处理，ε为滤波输入，r,v_r,q,a_tx,a_ty为滤波输出(待估计变量)。

22)将所述失调角信息输入至所述红外半捷联导引头目标跟踪系统模型中，采用扩展卡尔曼滤波(ExtendedKalmanFilter，EKF)算法对弹目相对位姿信息进行估计，得到弹目相对位姿估计信息；所述弹目相对位姿信息包括弹目相对距离、弹目接近速度、弹目视线角和目标加速度投影。

经过上述步骤21)和22)，可得到r,v_r,q,a_tx,a_ty的估计值，依次为：

步骤S3：依据所述弹目相对位姿估计信息、导航比、参考视线角速率和预设比例系数得到导弹的法向过载控制指令。

所述法向过载控制指令，具体为：

其中，a_m表示法向过载控制指令，N表示导航比，F表示预设比例系数，ω_r表示参考视线角速率，表示弹目相对距离估计值，

表示弹目接近速度估计值，

表示弹目视线角估计值，

表示目标在X轴上的加速度投影估计值，

表示目标在Y轴上的加速度投影估计值，表示弹目视线角估计值的导数。

步骤S4：依据所述法向过载控制指令，控制所述导弹对所述攻击目标进行攻击。

作为一种可选的实施方式，预设比例系数F和参考视线角速率ω_r的确定过程为：根据上述步骤S3中的法向过载控制指令的形式，如果在制导过程中弹目视线角和参考视线角速率都呈现出振荡的状态，则能增强导弹的机动性能，即增强红外半捷联目标跟踪系统的可观测性。但是在参数的选择上，若F选得过小，则振荡项带来的影响过低，振幅较小，可观测性不会有明显提高；若过大，则振荡项

带来的影响过大，振幅较大，可观测性明显提高，但是，这样导致的导弹的可用法向过载小于导弹加速度最大值，视线角速率发散会导致弹目拦截的脱靶量增大，因此会降低打击精度。

因此，结合滤波模型可观测性和脱靶量精度的综合考虑，本实施方式中采用下面的原则来设计参考视线角速率：在弹目拦截进入末制导的时候，初期可以设计不断振荡的参考视线角速率，这样可以增大弹目机动，从而提高滤波模型的可观测性；但是在末期，将参考视线角速率设计为趋近于0。这样能抑制脱靶量，则整个末制导阶段，参考视线角速率曲线是一边振荡一边收敛的。综合实际工程经验，F选择为0.005；参考视线角速率ω_r为：

ω_r＝f₁(t)sin(bt)；

其中，f₁(t)表示基准函数，

t表示当前制导系统的时间，制导系统的时间的起点为制导开始时刻，也可以根据需要，将其调整为当前制导系统的时间的倍数，a、b、c表示参数，

r_i表示开始制导时的弹目相对距离，v_ri表示开始制导时的弹目接近速度，a_d表示导弹的拦截能力，log_g表示求取以g为底的对数值，ln表示求取以e为底的对数值，g表示重力加速度，e表示自然常数。

各参数的意义如下：a的大小正比于振幅的大小，b的大小正比于震荡的频率，c的大小正比于收敛的速度。在假设弹目之间的初始接近速度为V_r＝1200m/s，末制导阶段初始弹目相对距离为5400m，导航比N＝5，拦截能力a_d＝40g的前提下，ω_r随时间变化的曲线图如图2所示。从图2中可以看出，ω_r的选择满足一边振荡一边收敛的要求。

在设定好ω_r与F的基础上，可以得到导弹的法向过载控制指令，进而实现导弹对目标的准确攻击。

下面对上述实施例中的红外半捷联导引头制导方法进行验证，具体的，分别应用上述红外半捷联导引头制导方法与传统的比例导引法得到导弹弹道，二者所得到的弹道的比较如图3所示。其中，PNG代表传统的比例导引法的结果，APNG代表本实施例的红外半捷联导引头制导方法的结果。从图3中可以看出，本实施例的红外半捷联导引头制导方法，可以有效的提升弹目之间相对运动的机动性。采用比例导引法和本实施例的红外半捷联导引头制导方法得到的弹目接近速度v_r的估计误差比较图如图4所示，其中，PNG代表传统的比例导引法的结果，APNG代表本实施例的红外半捷联导引头制导方法的结果。从图4中可以看出，本实施例的红外半捷联导引头制导方法，可以有效提升弹目接近速度v_r的估计精度。

本实施例的红外半捷联导引头制导方法具有以下优点：

1)采用弹目相对位姿估计信息、导航比、参考视线角速率和预设比例系数设计制导律，从而得到导弹的法向过载控制指令，能够提升弹目相对运动的机动性，增强红外半捷联导引头目标跟踪系统可观测性，进而提升弹目相对位姿的估计精度，最终达到提升导弹制导精度的目的。

2)通过采用提升参考视线角速率的方式，提升红外半捷联导引头目标跟踪系统可观测性，此外，根据末制导不同阶段的不同特点，选择不同参考视线角速率：在末制导初期，选用不断振荡的参考视线角速率，从而增强红外半捷联导引头目标跟踪系统的可观测性；在末制导末期，选用收敛趋近于0的参考视线角速率，达到抑制脱靶量，提升制导精度的目的；通过上述参考角速率的选择方式，使得制导方法在增强目标跟踪系统的可观测增强的同时，提高制导精度。

本发明还提供了一种红外半捷联导引头制导系统，图5为本发明实施例一种红外半捷联导引头制导系统的结构示意图。

参见图5，实施例的红外半捷联导引头制导系统，包括：

信息获取模块501，用于获取攻击目标的失调角信息。

滤波模块502，用于将所述失调角信息输入至红外半捷联导引头目标跟踪系统模型中，采用滤波算法得到弹目相对位姿估计信息；所述弹目相对位姿估计信息包括弹目相对距离估计值、弹目接近速度估计值、弹目视线角估计值和目标加速度投影估计值。

过载控制指令产生模块503，用于依据所述弹目相对位姿估计信息、导航比、参考视线角速率和预设比例系数得到导弹的法向过载控制指令。

攻击模块504，用于依据所述法向过载控制指令，控制所述导弹对所述攻击目标进行攻击。

作为一种可选的实施方式，所述滤波模块502，具体包括：

模型构建单元，用于构建红外半捷联导引头目标跟踪系统模型。

估计单元，用于将所述失调角信息输入至所述红外半捷联导引头目标跟踪系统模型中，采用扩展卡尔曼滤波算法对弹目相对位姿信息进行估计，得到弹目相对位姿估计信息；所述弹目相对位姿信息包括弹目相对距离、弹目接近速度、弹目视线角和目标加速度投影。

作为一种可选的实施方式，所述红外半捷联导引头目标跟踪系统模型包括状态方程和测量方程。

所述状态方程为

其中，r表示弹目相对距离，v_r表示弹目接近速度，q表示弹目视线角，ω表示弹目视线角速率，ε表示去噪后的失调角信息，a_tx表示目标在X轴上的加速度投影，a_ty表示目标在Y轴上的加速度投影，a_mx表示导弹在X轴上的加速度投影，a_my表示导弹在Y轴上的加速度投影，ω_a表示红外导引头扫描角速率，α表示目标运动的相关时间，w_tx表示目标在X轴上运动的等效急动度，w_ty表示目标在Y轴上运动的等效急动度，

表示r的导数，

表示v_r的导数，

表示q的导数，

表示ω的导数，

表示ε的导数，

表示a_tx的导数，

表示a_ty的导数。

所述测量方程为Z＝ε+V；

其中，Z表示失调角信息，V表示均值为零的高斯白噪声。

作为一种可选的实施方式，所述法向过载控制指令，具体为：

ω_r＝f₁(t)sin(bt)；

其中，a_m表示法向过载控制指令，N表示导航比，F表示预设比例系数，ω_r表示参考视线角速率，

表示弹目相对距离估计值，

表示弹目接近速度估计值，

表示弹目视线角估计值，

表示目标在X轴上的加速度投影估计值，

表示目标在Y轴上的加速度投影估计值，

表示弹目视线角估计值的导数，f₁(t)表示基准函数，t表示当前制导系统的时间，a、b、c表示参数，r_i表示开始制导时的弹目相对距离，v_ri表示开始制导时的弹目接近速度，a_d表示导弹的拦截能力，log_g表示求取以g为底的对数值，ln表示求取以e为底的对数值，g表示重力加速度，e表示自然常数。

本实施例的红外半捷联导引头制导系统，设置有过载控制指令产生模块，提高了弹目相对运动的机动性，使得导弹在接近目标的过程中能够同时保持弹目视线角处于频繁变化的状态，从而提升红外半捷联导引头目标跟踪系统的目标跟踪精度，进而提升导弹的制导精度，实现导弹对攻击目标的准确攻击。

对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。