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捷联式光学导引头的稳定 跟踪原理与系统仿真

归档日期:07-25       文本归类:激光导引头      文章编辑:爱尚语录

  捷联式光学导引头的稳定 跟踪原理与系统仿真_其它考试_资格考试/认证_教育专区。第1 6卷第1 0期 2 0 0 8年1 0月 O t i c sa n dP r e c i s i o nE n i n e e r i n

  第1 6卷第1 0期 2 0 0 8年1 0月 O t i c sa n dP r e c i s i o nE n i n e e r i n p g g 光学 精密工程 V o l . 1 6N o . 1 0 O c t . 2 0 0 8 《 精确制导技术 》 专题文章导读 贾宏光 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 新技术室 从第二次世界大战末期 V 精确制导技术逐渐成为武器系统核心研究领域之一 。2 精 ? 2 火箭开始 , 0 世纪 6 0 ? 7 0 年代 , 前苏联及欧洲各个发达国家获得了空前发展 , 各种精确制导武器系统实现了实用化 。 我 国 在 引 进 前 确制导技术在美国 、 苏联 S 也逐渐开展了各种精确制导技术及武器系统的研究 、 研制工作 。 近年来 , 随着国民经济 AM ? 2 导弹系统的基础上 , 国家对国防科研的大力投入 , 许多高校 、 研究 所 在" 的快速发展 , 9 7 3 "、 " 8 6 3 "及 各 专 项 基 金 的 支 持 下 开 展 了 从 基 础 研 究 、 预研 , 直到装备研制等全面 、 系列化的研究工作 , 取得了多项突出研究成果 。 同传统的武器系统相比 , 以精 确 制 导 技 术 为 打击效果好 、 附带损伤小 、 后勤压力小等多项突出优点 , 同时具有科技含量 高 、 研制周期长、 核心的武器系统具有效能高 、 武器系统价格昂贵等特点 。 可以说 , 精确制导技术是一个 国 家 国 防 工 业 、 乃至综合国 力 的 体 现。随 着 科 技 进 步, 精确制 导技术 , 特别是导弹技术向打击的快速性 、 精确性 、 高抗干 扰 能 力 、 高可靠性方向发展。精 确 制 导 领 域 涉 及 的 内 容 很 多, 系统仿真技术 、 捷联惯导技术 、 电动舵机技术是其中的几项关键技术 。 本专题是中国科学院长春光学精密 机 械 与 物 理 研 究所新技术室科研人员在中国科学院三期创新项目支持下在以上几个方面开展研究工作的总结 : 文一 《 捷联 式 光 学 导 引 头的稳定 、 跟踪原理与系统仿真 》 建立了捷联式光学导引头的数学模型 , 详细地分析了各种误差的影响 , 通过仿真分析表 气动弹性干扰对捷联式光学导引头 和 平 台 式 光 学 导 引 头 具 有 明 显 不 同 的 影 响 , 是 前 者 跟 踪 误 差 的 主 要 来 源。文 二 明, 《 基于快速仿真原型的飞行器半物理仿真系统 》 设计了基于快速仿真原型技术的大闭环半物理飞行实时 仿 真 系 统 。 首 次 基于层次化 、 模块化的建模原则在 M / 并通过实际飞行数据进行了有 a t l a b S i m u l i n k 环境下建立了飞 行 器 数 学 仿 真 模 型 , 捷联惯导系统姿态解算的实现 》 则详细地论述了捷联惯导解算的硬件实现过程 , 并讨论 了 与 硬 件 结 构 、 效的验证 。 文三 《 算法相关的误差 、 解算周期等问题 。 文四 《 基于四元数法的捷 联 式 惯 性 导 航 系 统 姿 态 解 算 》 在验证四元数法的正确性和 有效性的基础上提出了提高采样频率和采用高阶计算算法 来 进 一 步 减 小 姿 态 解 算 误 差 的 方 法 , 并通过数字化仿真与转 台实验验证了算法的正确性 , 给出了解算误差 。 文五 《 电动舵 机 伺 服 系 统 的 模 型 辨 识 及 其 校 正 》 基于全数字化电动舵机 的特点 , 提出了一种频率特性自动测试方法 , 在此基础上 对 电 动 舵 机 系 统 的 模 型 进 行 辨 识 , 并 对 系 统 进 行 串 联 校 正 。上 述文章不仅从理论上 , 而且从工程实现角度出发讨论了导弹 中 捷 联 制 导 、 控制及执行等方面的一 些 关 键 问 题, 在此希望 并请读者提出宝贵意见 。 能够对从事精确制导技术研究的科研人员有所帮助 , 文章编号 1 ) 0 0 4 ? 9 2 4 X( 2 0 0 8 1 0 ? 1 9 4 2 ? 0 7 捷联式光学导引头的稳定 、 跟踪原理与系统仿真 张跃, 刘波,  胜利 ( 中国科学院 长春光学精密机械与物理研究所 , 吉林 长春 1 3 0 0 3 3) 摘要 : 为研究捷联式光学导引头在系统中的应用 , 建立了该 类 导 引 头 的 数 学 模 型 。 应 用 力 学 与 空 间 飞 行 原 理 , 针对捷联 方位双框架光学导引头特点 , 研究其稳定和跟踪工 作 原 理 。 进 行 了 空 间 视 线 的 坐 标 描 述 与 变 换 , 建立了载体扰 式俯仰 、 根据气动弹性振动一阶振型 , 并结合导引头模型 进 行 系 统 飞 行 动下导引头光轴稳定条件和导航解算算法 。 在此基础上 , 采用远程稳定捷联式导引头方案 , 在有 、 无气动弹性干扰下的视 线 角 偏 差 分 别 为 0. 和0. , 气 仿真分析 。 结果表明 : 5 ° 0 0 5 ° 动弹性的干扰使跟踪图像出现了抖动 , 导引头易丢失目标而 无 法 实 现 跟 踪 功 能 ; 在一定视场条件 下, 通过对视线角速率 的提取与低通滤波处理 , 有、 无气动弹性干扰下输出的制导信号波动 基 本 相 同 , 末制导 C E P 约 为 1 m。 模 型 全 面 体 现 了 捷联式导引头的稳定 、 跟踪原理以及噪声和干扰对其工作过程的影响 。 关键词: 捷联式光学导引头 ; 稳定 ; 跟踪 ; 气弹干扰 ; 系统仿真 中图分类号 : V 4 4 8. 1 3; T J 7 6 5. 3 3 1 文献标识码 : A 修订日期 : 2 0 0 8 ? 0 8 ? 0 7; 2 0 0 8 ? 0 9 ? 0 5. 收稿日期 : 中国科学院 “ 三期创新 ” 平台资助项目 基金项目 : 第1 0期 等: 捷联式光学导引头的稳定 、 跟踪原理与系统仿线 : , 犛 狋 狉 犪 犱 狅 狑 狀狅 狋 犻 犮 犪 犾 狊 犲 犲 犽 犲 狉 狊 狋 犪 犫 犻 犾 犻 狕 犪 狋 犻 狅 狀 狋 狉 犪 犮 犽 犻 狀 狉 犻 狀 犮 犻 犾 犲 犪 狀 犱 狊 狊 狋 犲 犿狊 犻 犿 狌 犾 犪 狋 犻 狅 狀 狆 狆 犵狆 狆 狔 , , Z HANG Y u e L I UB o Y I NS h e n ? l i g ( 犆 犺 犪 狀 犮 犺 狌 狀犐 狀 狊 狋 犻 狋 狌 狋 犲狅 狋 犻 犮 狊, 犉 犻 狀 犲犕 犲 犮 犺 犪 狀 犻 犮 狊犪 狀 犱犘 犺 狊 犻 犮 狊, 犆 犺 犻 狀 犲 狊 犲犃 犮 犪 犱 犲 犿 犵 犳犗 狆 狔 狔 , , ) 狅 犮 犻 犲 狀 犮 犲 狊犆 犺 犪 狀 犮 犺 狌 狀1 3 0 0 3 3 犆 犺 犻 狀 犪 犳犛 犵 : 犃 犫 狊 狋 狉 犪 犮 狋 I no r d e rt og e tt h ec h a r a c t e r i s t i c so fp i t c ha n da z i m u t ht w o ? a x i sp l a t f o r mb a s e do ns t r a ? p , d o w no t i c a l s e e k e rw o r k i n i n m i s s i l e am a t h e m a t i c a lm o d e lo f t h es e e k e r i se s t a b l i s h e d .W i t h m e ? p g c h a n i c sa n df l i h tm e c h a n i s m, t h es t a b i l i z a t i o na n dt r a c k i n r i n c i l eo f t h es e e k e ra r ep r o o s e d . A c ? g gp p p , c o r d i n t o t h em o d e l t h e c o o r d i n a t e s s t e m so f t h em i s s i l e a n ds e e k e r a n d t h e i r t r a n s f o r m a t i o na r ed e ? g y , t h es t a b i l i t o n d i t i o n so fb o r e s i h to f t h es e e k e ra n dt h en a v i a t i o na l o r i t h m s s c r i b e d .M e a n w h i l e yc g g g u n d e rm i s s i l eb o d i s t u r b a n c ea r ep r o o s e d . B a s e do nt h es e e k e rm o d e la n dt h ef i r s tr a n ks n t o n i c yd p y , ab a l l i s t i c t r a e c t o r i s s i m u l a t e d . S i m u l a t i o nr e s u l t s s h o wt h a t t h eL O Sb i a s e s m o d e l o f am i s s i l eb o d j y y , o f t h es e e k e ra r e0. 5 °a n d0. 0 0 5 °w i t ha n dw i t h o u tp n e u m a t i ce l a s t i cd i s t u r b a n c e t ot h em i s s i l eb o d y , r e s e c t i v e l .W i t ht h ed i s t u r b a n c e i t i sv e r i f f i c u l tf o rt h es e e k e rt ok e e r a c k i n . I nac e r t a i n p y yd pt g r a n eo fF OV, t h eg u i d a n c es i n a lo u t u t sa r ea l m o s t t h es a m ew i t ha n dw i t h o u t t h ed i s t u r b a n c eb g g p y , f i l t e r i n h eL O Sa l s ow i t h t h e s a m eC E Po f 1m. E x e r i m e n t a l r e s u l t s s h o wt h a t r o o s e dm o d e l c a n gt p p p e x r e s ss t a b i l i z a t i o na n dt r a c k i n r i n c i l eo f t h es e e k e ra sw e l la s i t sw o r k i n h a r a c t e r i s t i c so nt h e p gp p gc c o n d i t i o n so f t h ed i s t u r b a n c ea n ds i n a ln o i s e . g : ; ; ; ; n e u m a t i c e l a s t i cd i s t u r b a n c e 犓 犲 狅 狉 犱 狊s t r a d o w no t i c a l s e e k e rs t a b i l i z a t i o n t r a c k i n s s t e ms i m ? p p p g y 狔狑 u l a t i o n 但 系 统 性 影 响 因 素 也 在 增 加。因 体化设计增 强 , 1 引言 随着高精度惯性组合导航技术的发展以及高 性能微处理机的 进 步 , 捷联式寻的制导及其数字 控制技术成为小型 、 快速 、 低成本导引头的重要研 究方向 。 捷联式寻的制导利用固联于载体基座上 的陀螺或直接利用飞行器自动驾驶仪陀螺来测量 载体的运动角速 率 , 并结合框架轴上的测角器得 到的信息 , 形成平台的稳定信号 。 国外对捷联式寻的制 2 0世 纪 7 0 年 代 开 始, 导技术开展了广 泛 而 深 入 地 研 究 , 并提出了捷联 1 ? 2] , 抖动 自适 应 式导引头的基本技术方案和原理 [ 而, 有 必 要 探 索 飞 行 器 空 间 视 线、 运 动 参 数、 飞行 导引头机电平台等系统的关系及工作原理 ; 干扰 、 另一方面 , 由于 导 引 头 速 率 回 路 采 用 远 程 稳 定 控 制, 无法直接补 偿 飞 行 器 气 动 弹 性 在 导 引 头 处 的 振动干扰 , 因此 , 有必要对捷联式导引头跟踪精度 的影响因素 、 视线角速率提取方法等进行研究 。 2 稳定平台结构与捷联式基本原理 导 引头 应能 消除飞 在随飞行器飞行过程 中 , 行器角运动对光 轴 指 向 稳 定 所 造 成 的 影 响 , 保证 光轴快速平稳地 跟 踪 目 标 , 光学导引头稳定系统 多采用万向支架式平台 。 本方案采用二轴稳定平 台, 内框架设计为俯仰转动 , 外框架设计为方位转 动, 省略的滚转 框 用 飞 行 器 倾 斜 通 道 稳 定 控 制 来 代替 。 光学系 统 和 电 视 摄 像 机 安 装 在 内 框 架 上 , 通过直流力矩电 机 驱 动 框 架 轴 转 动 , 用光电编码 器获取框架角位置 。 速率陀螺安装在惯性导航自 动驾驶仪舱内 , 通过对飞行器载体角速率和相对 等许多专项技术 已 经 突 破 , 目前捷联式导引头已 有应用 [ 3] 。 国内对 该 项 技 术 的 发 展 高 度 重 视 , 已 [ 4 ? 5] 有关于数字稳定平台控制等方面的研究 其系统性和总体性能的研究尚未进行 。 , 而对 采用惯性导航自动驾驶仪的陀螺来实现捷 联式导引头的远 程 稳 定 , 省略了万向支架内框架 上的两个陀螺 , 使得制导与飞行控制逐渐融合 , 一 1 9 4 4 光学 精密工程 第1 6卷 框架角速率的坐 标 变 换 , 构成捷联式速率稳定回 路 [ 1] 光轴角速率和跟踪角偏差变化率两部分构成 。 考虑各通道的 空 间 耦 合 , 捷联式导引头俯仰 通道控制原理框图如图 1 所示 。 。 由摄像机 、 图像处理和稳定回路构成跟踪回 路, 实现对目 标 的 跟 踪 。 比 例 导 引 视 线 角 速 率 由 图 1 捷联式导引头俯仰通道控制框图 F i . 1S t r a d o w ns e e k e rb l o c kd i a r a mf o rp i t c hc o n t r o l g p g 3 导引头模型的建立 3. 1 位置回路原理与模型 导引头用于在自寻的飞行中建立目标视线并 维持对其跟踪 , 可定义由飞行器 ( 到目标 ( 的 犅) 犜) , 用目标和弹体在惯 位移矢量 犛 L O S) 犜 犅 为视线( 犈 性坐标系 ( 中 的 相 对 速 度狏 犈 通过 犈) 狏犜 -狏 犈 犜 犅= 犅, 1 犗 犈 犈 狌 狏犜 ω = 犜 犅× 犅 . 犛 | 犜犅| ( ) 2 对于近程飞行 , 地面坐标可看作惯性坐标系 , 将式 ( ) 转换至弹体坐标系 , 从而形成导引指令 : 2 1 [] 犗 犈 犅 犈 犈 [ ( ) 犜 犅犈 [ 狌 狏犜 3 ω ]= 犜 犅 ][ 犅 ]. 犛 | | 犜 犅 犗 犈 犅 视线角速 率 [ ω ] 体现了飞行器与目标相 对运动时在弹体 坐 标 系 中 的 视 线 变 化 规 律 , 可作 为导引头视线角速率提取时的设计参考 。 视线的单位矢量 狌 犜 犅 可在不同的坐标系中量 测, 但它们之 间 有 着 确 定 的 对 应 关 系 。 设 单 位 矢 犈 量狌 导引头测量坐标 狌 犜 犅 在地面坐标系中为 [ 犜 犅 ], 犛 系中的量测为 [ 狌 犜 犅 ]。 定义视线坐标系 ( 和惯性坐标系来衡量计算惯 犗) 性视线角速率 ω犗犈 。 导引弹道的 研 究 以 经 典 力 学 定 律 为 基 础 , 弹 体和目标的运动 视 为 质 点 运 动 , 比例导引法为惯 性空间两点特定 的 飞 行 规 律 , 其弹道为可控质点 的运动学轨 迹 。 因 此 , 比例导引飞行获取视线角 速率时 , 没有考虑飞行器作为刚体的旋转运动 , 并 认为导 引 头 建 立 的 测 量 视 线 与 矢 量 犛 犜 犅 视线 构造视线的单位矢量为 [ : 视线单位矢量在地面坐标系中的分量与视线 角关系为 : 犈 犈 [ ( 狌 狌 c o s c o s - = | | 狇 狇 犜 犅] 犜 犅] 狕 狓= 狔) 烄[ ( c o s c o s - 狇 狇 狕 狔) 犛 犜 犅 , 狌 犜 犅= 犛 | | 犜 犅 视线角速率矢量由两矢量的矢积得出 : [ 狌 狌 s i n s i n 烅[ | | 狇 狇 犜 犅] 犜 犅] 狕= 狕 狔= ( ) 1 [ [ ( 狌 ] =| 狌 c o s s i n - = | 狇 狇 犜 犅] 狕 狔) 烆 ( c o s s i n - 狇 狇 狕 狔) 犈 犜 犅 狕 犈 犈 犈 , ( ) 4 第1 0期 等: 捷联式光学导引头的稳定 、 跟踪原理与系统仿线 得视线的欧拉角 : 解此方程组 , 烄 =a r c t a n 狇 狕 烅 ( ( 犈 [ 狌 犜 犅] 狔 犈 2 犈 2 ( [ [ 狌 狌 狓 )+ ( 狕) 犜 犅] 犜 犅] 槡 ) , ( ) 5 犈 -[ 狌 狕 犜 犅] a r c t a n [ ] 狇 狔= 犈 烆 狌 犜 犅 狓 ( ) 在实际弹道应用中 , 可用式 ( ) 计算 : 6 烄 =a r c t a n 狇 狕 烅 犈 [ 犛 犜 犅] 狔 犈 2 犈 2 ( [ [ 犛 犛 犜 犅] 狓 )+ ( 犜 犅] 狕) 槡 ) , ( ) 6 犈 -[ 犛 狕 犜 犅] a r c t a n [ ] 狇 狔= 犈 烆 犛 犜 犅 狓 ( ) ( ) 7 图 3 导引头中的视线偏差角递推原理 F i . 3T r a n s f o r mf r o ma n l eo fL O St ob o r e s i h t e r ? g g g r o r i ns t r a d o w ns e e k e r p 如图 2 所示 , 定义导引头量测视线偏差角为 : 犛 犛 [ a r c t a n( 狌 狌 ε 狕= 犜 犅] 犜 犅 ]) 狓 烄 狔 [ , 烅 犛 犛 [ ] [ ]) ( = a r c t a n - 狌 狌 ε 狕 狓 犜 犅 犜 犅 烆狔 视线单位矢量各分量与偏差角的关系 : 犛 烄 [ 狌 狓= 犜 犅] 1 2 t a n + t a n 1 ε ε 狕 狔+ 槡 2 [ 狌 ]= 烅 犛 犜 犅 狔 t a n ε 狕 2 2 t a nε t a nε 1 狕+ 狔+ 槡 . ( ) 8 3. 2 速率回路原理与模型 根据经典力学 理 论 , 飞行器在空间的运动可 视为刚体质心的 平 动 和 绕 质 心 转 动 的 合 成 运 动 。 弹体转动角速率以直接带动耦合的方式经导引头 测量光轴也随之受到 框架转动轴传递 到 内 框 架 , 犛 扰动 。 为保 证 测 量 光 轴 [ 犛 犗 犜] 在惯性空间对目 t a n ε 狔 犛 [ 狌 狕= 犜 犅] 2 2 t a n + t a n 1 烆 ε ε 狕 狔+ 槡 如图3所示可得出导引头位置回路视线角 犅 犈 参数 变 换 关 系 与 原 理, 其 中, [ 是地面坐标系 犜] 标角度指向不变 , 需对测量光轴进行稳定 。 犛 将导引头测量坐标系中的光 轴主 矢量 [ 犛 犗 犜] 由关于飞行器的偏航 到弹体坐标系的 转 换 矩 阵 , 角 、 俯仰角? 和倾 斜 角γ 的 初 等 旋 转 坐 标 变 换 犛 犅 得出 ; [ 是弹体坐标系到导引头测量坐 标系 的 犜] 转 至 弹 体 坐 标 系, 并用单 =[ 1· 犻 0· 0·犽 犼 犛, 犛, 犛] 犅 位矢量 [ ] 的分量表示为 : 狌 犗 犜 犅 犅 犅 犅 狌 狌 犻 狌 狌 犽犅 = [ 犼犅 + [ 狓 狕 犗 犜 ] =[ 犗 犜] 犅 +[ 犗 犜] 犗 犜] 狔 c o s c o s 犻 + s i n + 犼 狉 狕 狉 犅 狉 狕 犅 狔 φ φ φ ( ( ) c o s s i n - 犽 9 狉 狕 狉 犅. 狔) φ φ 转换矩阵 , 由平台框架角 φ 狉 狉 狕 旋转得出 。 狔 和φ 当导引头具有视线偏差角ε 位置回路 ε 狕 时, 狔、 产生跟踪信号 , 平台框架角 φ 驱使 光 狉 狉 狕 旋转, 狔 和φ 轴指向目标 , 以消除偏差角 。 弹 体 坐 标 系 作 为 动 坐 标 系, 其角速度矢量 [ ω] 表示为 : 犅 [ 犻 犽 ω] = ω ω ω 犼 狓 1 犅+ 1 犅+ 狕 1 犅, 狔 犅 ( ) 1 0 犅 其中 , 、 、 为 弹 体 转 动 的 惯 性 角 速 率 [ ] ω ω 狓 1 ω 1 ω 狕 1 狔 在弹体坐标系各 轴 上 的 分 量 , 被自驾仪3个轴的 速率陀螺仪所感知 。 要保证测量光轴在惯性空间或地面坐标系中 的稳定指向 , 则应使式 ( ) 成立 : 1 1 犅 犈 [ [ d 狌 犗 犜 ]] ( ) =0 , 1 1 d 狋 利用惯性坐标系中的矢量对时间的绝对导数和相 图 2 导引头中的视线偏差角关系 F i . 2E r r o ra n l eo fL O Si ns t r a d o w ns e e k e r g g p 对导数关系 , 得到 : 犅 犈 犅 [ [ [ d 狌 狌 ? 犗 犜 ]] 犗 犜] 犅 犅 ) = +[ 狌 1 2 ω] × [ 犗 犜 ], ( d 狋 狋 ? 对式 ( ) 运算后 , 得到光轴分别在俯仰和方位上 1 2 1 9 4 6 光学 精密工程 3. 3 四元数的导航解算 第1 6卷 4, 7] 的稳定条件 [ : ? s i nφ c o s 0 ω ω 狉 狕+ 狓 1 狉 狕 1 狉 狔+ 狔= φ φ 烄 ? s i nφ c o s c o s c o s ω ω 狉 狕 狓 1 狉 狕 狉 1 狉 狕+, 烅 狔- 狔+ 狔 φ φ狉 φ φ 规范化四元数等价于圆心角或球面上的一段 大圆弧 , 根据理论力学 , 可用其表示刚体的某一位 置, 四 元 数 的 转 动 可 表 示 刚 体 的 任 意 有 限 转 动。 8] 用四元数表示的坐标变换公式 [ 为: ? 狉 狉 犙 · 犙, 犲= 犻· 烆 s i nφ s i nφ 0 ω 狕 1 狉 狕 狉 狔= ) ( 1 3 这两个量在非捷联式导引头中相当于平台内框架 上的二轴速率陀螺仪所测得的角速率值 。 当位置 回路指令为零时 , 两轴框架角速率指令? 狉 狕 应能 对 φ ? 俯仰产生影响的弹体角 速 率 进 行 补 偿 , 狉 狔 在引入 φ 正割补偿后应能对方位产生影响的弹体角速率进 行补偿 。 由此可得到弹体角速率和框架角速率对测量 光轴的影响关系 , 见图 4。 ( ) 1 4 四元数矢量狉 在犻 系表示为狉 通过四元数 犙 犻, 将犻 系矢量狉 转 至犲 系 犻 绕空 间 某 轴ξ 旋 转θ 角 , 成为新矢量狉 犲。 某转轴与转角用非规范化四元数 表示为 : 犻 + 犽, 犙= 狇 狇 狇 犼+ 狇 0+ 1 2 3 则有表达式 : ( ) 1 5 狉 犲 1 熿 燄 狉 犲 2 燀 燅 狉 犲 3 狉 犻 1 熿 燄 犲 犻 [ ] , =犙 狉 犻 2 燀 燅 狉 犻 3 ( ) 1 6 用欧拉角表示的弹体坐标系与地面坐标系的变换 图 4 弹体角速率与光轴角速率的关系 F i . 4 R e l a t i o n s h i e t w e e na n u l a rr a t eo fm i s s i l e g pb g b o d n da n u l a r r a t eo fb o r e s i h t ya g g 犛 2 [ 为外框架 到 导 引 头 测 量 坐 标 系 的 转 换 犜] 犛 3 矩阵 , [ 犜] 为内框架到导引头测量坐 标系的 转换 犅 犈 矩阵 [ , 令其相等 , 得到 : 犜] 犲 犻 犅 犈 [ , 犜] 犙] = [ ( ) 1 7 从而得出 : ( s i n?=2 狇 狇 狇 狇 1 2+ 0 3) 烄 ( -2 狇 狇 狇 狇 1 3- 0 2) t a nψ= 2 2 2 2 , 烅 狇 狇 狇 狇 0+ 1- 2- 3 ( -2 狇 狇 狇 狇 2 3- 0 1) t a nγ= 2 2 2 2 烆 狇 狇 狇 狇 0- 1+ 2- 3 四元数表示在动系中的旋转运动学方程为 : d 犙, -1 ω=2 犙 d 狋 其中 , 若令 : ( ) 1 9 矩阵 。 在捷联式导引头中不可忽略的一个问题是飞 行器气动弹性的 影 响 因 素 , 由于惯性器件的位置 不在载体头部 , 不能敏感头部附加的弹性角运动 , 对此影响也 无 法 稳 定 补 偿 。 因 此 , 在捷联式导引 头中 , 应对此影响进行研究 。 飞行器刚体与弹性的一阶振型在俯仰通道的 简化传递函数及对导引头处角速率的影响原理框 图见图 5。 ( ) 1 8 犻 犽 ω= ω ω ω 犼 狓 1 犅+ 1 犅+ 狕 1 犅, 狔 则进行四元数运算有 ? 狇 0 狇 0 熿 燄 熿 ? 1 狇 1 1狇 = 2狇 ? 2 狇 2 ? 狇 燀 燅 燀 3 狇 3 - 狇 1 - 狇 2 - 狇 3 - 狇 3 燄 熿0 燄 狇 0 狇 3 - 狇 2 狇 2 - 狇 1 ω 狓 1 ω 1 狔 , ( ) 2 0 狇 0 狇 1 ω 狕 1燅 狇 燀 0 燅 根据上述原理 , 得到导航计算框图 6。 由于零偏和噪 声 的 存 在 , 会对速率回路补偿 指令产生影响 , 导航计算得到的弹体姿态角也会 图 5 弹体刚性与弹性传递函数 F i . 5 r a n s f e rf u n c t i o n so f r i i da n de l a s t i cm i s s i l eb o d i e s T g g 影响开机工作指向的精度 。 带来误差 , 第1 0期 等: 捷联式光学导引头的稳定 、 跟踪原理与系统仿线 导航解算框图 F i . 6B l o c kd i a r a mf o rn a v i a t i o nc a l c u l a t i o n g g g 图 8 有无气动弹性干扰下的视线E r r o ra n l eo fL O Sw i t ha n dw i t h o u ta e r oe ? g g 4 仿真结果与分析 为了考察 气 动 弹 性 振 动 对 捷 联 式 导 引 头 跟 根据以上论述 踪能力和命中精 度 等 方 面 的 影 响 , 结果建立各数学 模 块 , 进行捷联式导引头导弹系 统飞行过程仿真 , 同时考虑了速率陀螺噪声和零 漂的影响 , 其分别为 0. / / 。 假设 0 2° s和 0. 0 1 5° s 固定目标分别在 近 区 2 图 5. 5k m 和远区3 0k m, 7 所示为导引头 6 0s开机的末制导弹道 。 l a s t i c i t i s t u r b a n c e yd 测得的弹体角速 率 、 相对框架角速率和视线角偏 差导数三项构成 。 由于视线角速率的提取经过了 滤波处理 , 在有 气 动 弹 性 干 扰 和 无 气 动 弹 性 干 扰 的情况下 , 用于 比 例 导 引 的 视 线 角 速 率 波 动 基 本 相同 。 图 9 有无气动弹性干扰下的视线A n l er a t e so fL O Sw i t ha n dw i t h o u ta e r oe ? g g 图 7 末制导弹道 F i . 7T r a e c t o r f t e r m i n a l u i d a n c e g j yo g l a s t i c i t i s t u r b a n c e yd 图 8 的上 、 下两幅曲线分别为无气动弹性干 导引头探测目标视 扰和有气动弹性 干 扰 情 况 下 , 其中弹体头部 线角偏差随时间 变 化 的 仿 真 结 果 , 气动弹性角速率为 3 / , 扰 动 频 率 8. 。可 0° s 7H z 以看出 , 无气动弹性干扰时 , 视线角偏差仅受陀螺 噪声的影响 , 误差很 小 , 峰 值 约 为 0. ; 而有气 0 0 5 ° 导引头受到了较大的扰 动弹性干扰的结 果 表 明 , 动, 平 台 不 能 进 行 稳 定, 跟 踪 图 像 出 现 了 抖 动, 峰 值约为 0. 。 5 ° 图9上、 下两幅曲线分别为无气动弹性干扰 和有气动弹性干 扰 时 , 导引头输出的视线角速率 仿真结果 , 捷联式 导 引 头 视 线 角 速 率 由 远 程 陀 螺 表 1 为捷联式导引头导弹命中精度的仿真结 果, 分别考虑了无气动弹性干扰 、 单频气动弹性干 各种 扰和多频气 动 弹 性 干 扰 的 情 况 。 数 值 表 明 , 情况下的命中精度基本相同 。 导引头给出的视线 角速率形成比例 导 引 法 的 制 导 指 令 , 所以只要视 则导弹在飞行 线角速率的输出 具 有 相 同 的 精 度 , 过程中就具有相同的飞行参数 ,从而具有误差约 表 1 命中精度 T a b . 1A c c u r a c fh i t yo 近区 2 / 55 0 0 m 无气动弹性干扰 单频气动弹性干扰 多频气动弹性干扰 2 55 0 0. 5 2 55 0 0. 9 2 55 0 0. 9 远区 3 / 00 0 0 m 2 99 9 9. 4 2 99 9 8. 1 2 99 9 8. 6 1 9 4 8 光学 精密工程 第1 6卷 为 1m 命中 结果 , 这一结 论与图 9 所示的结 果 相 符。 螺不能感应头部附加振动而无法给予补偿 , 在有 、 无气 动 弹 性 干 扰 下 , 视 线 角 偏 差 分 别 为 0. 5 °和 , 有气动 弹 性 模 型 的 跟 踪 图 像 出 现 较 大 抖 0. 0 0 5 ° 动, 导引头易丢失目标而失去跟踪功能 ; 在一定视 通过对视线角速率的提取与低通滤波 , 场条件下 , 在有 、 无气动弹性干扰的情况下 , 用于比例导引的 从而使末制导命中精度 制导信号波动基 本 相 同 , 误差约为 1m。 光学系统设计 、 图像抖动处理 、 视线角速率提 取以及伺服稳定方法等问题将是捷联式导引头所 面临的系统性课题 。 5 结论 针对捷联式 本文应用力 学 与 空 间 飞 行 原 理 , 与飞行系统工作原理和参数相衔 导引头的特点 , 接, 建 立 了 俯 仰、 方 位 双 框 架 导 引 头 的 位 置 回 路、 速率回路以及基 于 四 元 数 法 的 导 航 模 型 ; 研究了 气动弹性振动对 导 引 头 工 作 的 影 响 , 通过系统飞 行仿真 , 考查了捷联式导引头应用的可行性 。 结果表明 , 捷联式导引头由于惯导的远程陀 参考文献 : [ ] [ 1 D I N R T. S t r a d o w ns t a b i l i z a t i o nf o r i m a i n e e k e r s R] . 犃 犐 犃 犃 ? 9 3 ? 2 6 6 0, 1 9 9 3: 1 ? 1 0. RU p g gs [ ] , ( ] 2 E NN E D YPJ K E NN E D Y RL. D i r e c tv e r s u s i n d i r e c t l i n eo f s i h t L O S) s t a b i l i z a t i o n[ J . 犐 犈 犈 犈犜 狉 犪 狀 狊. 狅 狀犆 狅 狀 ? K g ( ) : 狋 狉 狅 犾犛 狊 狋 犲 犿 狊犜 犲 犮 犺 狀 狅 犾 狅 2 0 0 3, 1 1 1 3 ? 1 5. 狔 犵 狔, [ ] 3 I E D L G, A S S E L M, F E N D T A, 犲 狋 犪 犾. . I Rf o c a lp l a n ea r r a e e k e r sf o rg r o u n d ? t o ? r o u n da n da i r ? t o ? r o u n dm i s ? R ys g g ] s i l e s[ J . 犛 犘 犐 犈, 2 0 0 1, 4 3 6 9: 2 0 1 ? 2 0 9. [ ] 吕善伟 , 刘新华 . 弹载捷联 式 天 线 平 台 两 种 稳 定 实 现 方 法 的 比 较 [ ] 系 统 工 程 与 电 子 技 术, : 4 J . 2 0 0 5, 2 7( 8) 周瑞青 , 1 3 9 7 ? 1 4 0 0. Z HOU RQ, L VS H W, L I U X H. C o m a r i s o no f t w o s t a b i l i z a t i o nm e t h o d s f o r a i r b o r n e s t r a d o w na n t e n n ap l a t f o r m p p [ ] ( ) : ( ) J . 犛 狊 狋 犲 犿 狊犈 狀 犻 狀 犲 犲 狉 犻 狀 狀 犱犈 犾 犲 犮 狋 狉 狅 狀 犻 犮 狊, 2 0 0 5, 2 7 8 1 3 9 7 ? 1 4 0 0. i nC h i n e s e 狔 犵 犵犪 [ ] 吕善伟 , 刘新华 . 捷联式天线平台数字稳定技术及仿真研究 [ ] 系统仿真学报 , ( ) : 5 J . 2 0 0 4, 1 6 1 0 2 2 3 4 ? 2 2 4 7. 周瑞青 , L VS H W, L I U X H. S t u d f d i i t a l s t a b i l i z a t i o n t e c h n i u e a n ds i m u l a t i o n f o r s t r a d o w na n t e n n ap l a t ? Z HOU R Q, yo g q p ] ( ) : ( ) f o r m[ J . 犑 狅 狌 狉 狀 犪 犾 狅 狊 狋 犲 犿犛 犻 犿 狌 犾 犪 狋 犻 狅 狀, 2 0 0 4, 1 6 1 0 2 2 3 4 ? 2 2 4 7. i nC h i n e s e 犳犛 狔 [ ] : 6 E T E R H Z. 犕 狅 犱 犲 犾 犻 狀 狀 犱犛 犻 犿 狌 犾 犪 狋 犻 狅 狀狅 犲 狉 狅 狊 犪 犮 犲犞 犲 犺 犻 犮 犾 犲犇 狀 犪 犿 犻 犮 狊[ M] . G a i n e s v i l l e . F l o r i d a Am e r i c a I n s t i t u ? P 犵犪 犳犃 狆 狔 , t eo fA e r o n a u t i c sa n dA s t r o n a u t i c s 2 0 0 0. 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