捷联制导系统信号延时隔离度抑制方法

张道驰,夏群利,温求遒

(北京理工大学宇航学院,北京 100081)



捷联制导系统信号延时隔离度抑制方法

张道驰,夏群利,温求遒

(北京理工大学宇航学院,北京 100081)

针对捷联导引头视线角速度(line of sight rate，LOSR)计算时制导信号延时带来较大的隔离度(disturbance rejection rate，DRR)问题,首先分析了捷联制导系统信号延时产生隔离度的原因,推导了制导信号延时隔离度传递函数。进一步通过对视线角速度计算中信号时序关系分析,得到了导引头与惯导(inertial navigation system，INS)数据更新频率不成整数倍的关系和信号处理传输时间等是导致制导信号延时的主要原因。在此基础上,提出通过在导引头和惯导数据帧中增加时间标记的方式,使主控机可以提取同一时刻制导信号数据进行视线角速度计算,从而大幅减小制导延时产生的隔离度。数学仿真和半实物仿真表明,该方法在很大程度上减小了制导信号延时带来的导引头隔离度。

制导信号延时; 全捷联导引头; 隔离度; 抑制方法; 视线角速度提取

0　引　言

导引头隔离度(disturbance rejection rate，DRR)是衡量导引头制导信号品质的重要指标,其大小对导弹的控制系统的稳定性和制导精度具有重要的影响[1-5]。不同于平台导引头隔离度是指导引头机械平台对弹体运动的隔离程度,全捷联导引头取消了复杂的机械平台机构和控制机构,通过利用导引头和惯导的制导信息,构建数学平台实现对弹体运动的隔离。因此全捷联导引头隔离度表征的是视线角速度提取算法[6-7]或数学平台对导引头测角误差、导引头和惯导的刻度尺误差、动力学误差以及制导信号延时等误差对视线角速度(line of sight rate，LOSR)计算影响的抑制能力。

关于全捷联导引头隔离度对制导控制系统影响,国内外许多学者进行了研究。文献[8]首先研究了捷联式导引头刻度尺误差引起的隔离度对系统稳定性的影响;文献[9-10]研究了导引头动力学及刻度尺误差对导引头隔离度的影响,并就其对制导脱靶量的影响进行了分析;文献[11]分析了全捷联导引头视线角速度计算过程中刻度尺误差、传感器动力学和制导信号延时等引起的隔离度问题,给出了稳定域计算结果及满足稳定要求的允许误差边界;文献[12]分析了全捷联制导系统导弹不同内部动力学和导引头延时对隔离度寄生回路稳定域以及制导系统脱靶量的影响。以上研究中,均指出隔离度幅值对控制系统稳定性和制导精度具有重要影响,导引头设计中隔离度必须小于制导控制系统决定的边界值。

鉴于导引头隔离度对制导性能的重要影响,国内外多位学者就隔离度抑制补偿技术进行了研究。文献[13]提出采用抖动自适应校正或卡尔曼滤波方法对天线罩斜率进行估计校正以抑制天线罩斜率误差引起的导引头隔离度。文献[14]分析了平台导引头隔离度对制导精度的影响,设计了基于扰动观测器(disturbance observer,DOB)的隔离度在线抑制算法;文献[15]通过采用无迹卡尔曼滤波(unscented Kalman filter,UKF)算法对全捷联导引头刻度尺误差进行实时估计补偿减小刻度尺误差引起的隔离度问题;文献[16]提出了导引头和惯导刻度尺偏差的辨识校正方法;文献[17]利用PID校正稳定制导回路,抑制捷联解算带来的隔离度问题。然而针对捷联导引头制导信号延时带来的视线角速度隔离度抑制问题并没有相关研究。

本文针对捷联制导系统信号延时产生的隔离度问题,首先分析了制导信号延时产生隔离度的原理,给出了信号延时隔离传递函数并进行了分析。基于捷联制导系统视线角速度计算信号时序关系,分析了制导信号延时产生的原因。提出了通过在惯导(inertial navigation system，INS)和捷联导引头制导信息数据帧中增加时间标记的方式,使主控机利用同一时刻导引头和惯导数据进行视线角速度解算,从而大幅减小信号延时到来的隔离度问题。数学仿真和半实物仿真表明,该方法大幅减小了信号延时引起的导引头隔离度。

1　制导信号延时隔离度问题

1.1制导信号延时产生隔离度原因

如前所述,捷联制导系统利用导引头和惯导的制导信号构建数学平台实现对弹体运动的隔离。捷联导引头纵向平面内的测角关系如图1所示。

图1　捷联导引头纵向面内角度测角关系示意图Fig.1　Angle relationship of strapdown seeker in pitch plane

不考虑导引头和惯导刻度尺误差,捷联导引头测角误差可表示为

(1)

(2)

(3)

1.2制导信号延时隔离度大小

采用文献[11]方案二进行视线角速度计算,不考虑捷联导引头和惯导的动力学误差以及刻度尺误差,视线角速度提取模型可以简化为如图2所示。

图2　视线角速度计算原理框图Fig.2　Principle of LOS rates calculation

由图2隔离度传递函数[5]为

(4)

图3给出了惯导无延时,导引头不同延时时间下,隔离度传递函数的伯德图。由图3可知隔离度幅值随着频率的增加而增大。在频率1～3 Hz范围内,10 ms延时引起的隔离度大于10%,这必然将对导弹的制导性能造成严重影响[11]。因此视线角速度计算中须引入制导信号延时抑制方法,减小制导信号延时隔离度幅值。

图3　不同延时时间隔离度传递函数伯德图Fig.3　Bode diagram for DRR with different time delay

2　捷联制导信号延时的原因

采用捷联导引头制导系统中,制导系统主要由捷联导引头、惯导和主控机组成,导引头测量弹目线与弹体之间的夹角即误差角,惯导测量弹体的姿态角,主控机利用导引头测量的误差角信息和惯导测量的弹体姿态角进行视线角重构和视线角速度计算。

导弹飞行过程中,主控机在内存中开辟一块公共存储区域用于接收惯导及导引头数据。捷联导引头和惯导以各自的数据更新频率向主控机数据存储区发送数据,传统视线角速度计算时,主控机判断导引头有效数据到达时刻同时提取最新惯导数据进行视线角速度计算。

当导引头数据更新频率与惯导数据更新频率不是整数倍的关系时,导引头数据更新时刻,惯导数据未更新,主控机提取惯导上一时刻存储数据,此时等价于惯导数据存在数据延时,导引头和惯导信号时序如图4所示。

图4　数据更新频率不成整数倍关系引起制导信号不一致示意图Fig.4　Signal delay caused by inconsistency data update frequency

即使导引头数据更新频率与惯导更新频率为整数倍的关系,由于惯导、导引头和主控机采用独立的计时器以及数据处理计算机,图像导引头图像处理时间或采用激光编码的激光捷联导引头激光脉冲间隔时间的不固定、惯导数据处理时间以及数据传输时间等均可导致主控计算机接收到导引头和惯导数据时刻不一致。当导引头延时较大时可能存在主控机收到导引头数据时,惯导已经更新为下一时刻数据,等价于导引头数据存在延时,信号时序如图5所示。

综上所述,由于导引头数据更新频率与惯导数据更新频率不成整数倍的关系或数据处理及传输时间原因,导致主控机进行视线角速度计算时刻,导引头数据和惯导数据

不是同一时刻数据,等价于导引头或惯导制导信号存在延时。从而引起导引头隔离度。

图5　处理延时引起的数据不一致示意图Fig.5　Data inconsistent caused by signal process delay

3　制导信号延时隔离度抑制方法

由以上分析,主控机视线角速度计算时刻导引头数据和惯导数据时间不一致使弹体运动信息耦合到制导信号中。由于数据处理时间以及数据更新频率不能更改,并且对于采用编码的激光捷联导引头,导引头收到激光脉冲数据时间间隔并不是固定不变的,因此难以单纯靠硬件严格实现导引头数据和惯导数据严格一致到达主控机。但若已知导引头和惯导数据产生时刻,则可以通过软件设计保证主控机利用相同时刻制导信号数据进行视线角速度计算。

为消除制导信号延时差,在导引头和惯导与主控机通讯的数据帧中增加一个时间标记位,用于记录导引头和惯导制导信号数据产生时刻的时间。主控机在公共内存中存取多组导引头和惯导数据,用于数据时间匹配计算。

在导弹系统初始化时,由主控机向导引头和惯导发送时间对准指令,使导引头、主控机以及惯导中的定时器零时刻严格一致。视线角速度计算时刻,主控机首先提取出导引头数据帧中的数据产生的时间,之后在惯导数据存储区中查找对应时刻惯导数据,或采用插值方式计算对应时刻惯导数据,带时间标记的信号时序如图6所示。主控机进行视线角速度计算流程如图7所示。

图6　带时间标记的视线角速度计算信号流程示意图Fig.6　LOS rate calculation using time mark

图7　主控机视线角速度计算流程图Fig.7　Flowchart of calculation LOS rate for missile main controller

采用在数据帧中增加时间标记,可以保证视线角速度计算采用同一时刻导引头和惯导制导数据从而消除制导信号延时引起的导引头隔离度。

4　仿真验证

4.1数学仿真验证

利用图2方案进行视线角速度解算,微分环节采用Kalman滤波方案,仿真中取Kalman量测噪声W=0.05°,系统噪声Q=0.5°。导弹俯仰姿态角以幅值为1°,频率2 Hz做正弦运动,弹目视线角保持0°。

主控机程序中存储5组最新惯导数据(依据导引头最大延时确定),导引头数据到达时刻进行视线角速度计算,通过时间插值方式计算导引头数据时刻对应的惯导数据。考虑到制导信号延时隔离度只与导引头信号延时和惯导延时之差相关,并且惯导延时较小,仿真时以惯导数据为基准,即惯导延时为0。

其他仿真条件以及仿真结果如表1所示。表中隔离度计算公式为

(5)

由表1中第一和第二组数据可知,当系统不存在延时并且导引头和惯导数据更新频率为整数倍关系时,同一时刻数据同时到达主控机,视线角速度计算不会产生隔离度问题;当数据更新频率不是整数倍关系时,则会带来导引头隔离度。

表1　增加时间标记前后导引头隔离度仿真结果

由第3组和第4组数据可知,数据更新率成整数倍关系时,导引头延时小于惯导数据更新时间间隔时,延时不会产生隔离度,主要是因为此时惯导数据未更新,视线角速度计算时,主控机仍采用同一时刻制导数据;当延时大于惯导数据更新时间,会造成导引头隔离度。

由第4组和第5组数据可知,数据更新率不为整数关系且延时较大时,硬件延时引起的隔离度较大,须进行延时处理。

图8和图9给出了第4组和第5组仿真条件下,采用数据时间标记前后俯仰角速度引起的视线角速度变化曲线。由图及表中数据可知,采用时间标记使导引头和惯导数据一致的方式可基本消除制导信号延时带来的导引头隔离度。

图8　条件4俯仰角速度引起视线角速度曲线Fig.8　Condition 4 LOS rate caused by pitch rate

图9　条件5俯仰角速度引起视线角速度曲线Fig.9　Condition 5 LOS rate caused by pitch rate

4.2半实物仿真验证

为进一步验证通过时间标记抑制制导延时隔离度方法的有效性,采用全捷联红外成像导引头和惯导组件等实物硬件,在转台上测试引入时间标记前后导引头隔离度大小,隔离度测试方案如图10所示。

图10　导引头隔离度测试半实物仿真系统Fig.10　Hardware-in-the-loop simulation system for disturbance rejection rate test

惯导、捷联导引头和目标模拟器一起安装在五轴转台上,其中惯导和捷联导引头安装在三轴转台的内框上,目标模拟器安装在双轴台的内框上。转台控制模块通过光纤网络向转台发送指令,驱动转台运动,惯导和捷联导引头通过RS422接口向通讯模块发送测量数据,捷联数据发送频率为50 Hz,惯导数据发送频率为40 Hz。地面仿真控制机模拟弹载计算机在收到导引头误差角信号后进行视线角速度解算,并记录计算结果。半实物仿真前通过标定方式将导引头和惯导刻度尺调整到1.0。

隔离度测试中,目标模拟器静止不动,转台在俯仰和偏航方向分别以幅值为1°,频率为2 Hz和3 Hz运动,共进行了4组半实物仿真实验。表2给出了捷联视线角速度计算中利用导引头和惯导时间标记和不利用时间标记时,解算出导引头隔离度幅值,其中前两组为俯仰角变化,偏航角不变,后两组俯仰角不变,偏航角运动。

表2　半实物仿真结果

图11和图12给出了半实物仿真中俯仰角变化引起的视线角速度变化曲线。由图及表中数据可知,增加时间标记后,可以显著减小导引头隔离度幅值。由于导引头测角噪声等影响,半实物仿真中增加时间标记后导引头隔离度仍存在一较小值。

图11　俯仰1° 2 Hz时视线角速度曲线Fig.11　LOS rate caused by pitch 1° 2 Hz

图12　俯仰1° 3 Hz时视线角速度曲线Fig.12　LOS rate caused by pitch 1° 3 Hz

5　结　论

文中分析了制导信号延时产生隔离度的原理,推导了惯导和捷联导引头制导信号延时隔离度传递函数。阐述了制导信号延时的内在原因。在此基础上提出了通过在导引头和惯导发送的数据帧中增加时间标记方式,使主控机利用同一时刻制导信号进行视线角速度解算,从而在很大程度上减小了信号延时产生的隔离度。通过数学仿真和半实物仿真,验证了方法的有效性。

本文提出的方法可直接应用到捷联制导系统视线角速度提取计算中,具有较大的工程应用价值。

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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；网络优先出版日期：2016-02-16。

TJ 765.3

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

张道驰(1987-),男,博士研究生,主要研究方向为飞行器总体、制导与控制。

E-mail:zhangdaochi1988@163.com

夏群利(1971-),男,副教授,博士,主要研究方向为飞行器总体、制导与控制。

E-mail:1010@bit.edu.cn

温求遒(1982-)男,讲师,博士,主要研究方向为飞行器总体、制导与控制。

E-mail:wenqiuqiu82@bit.edu.cn

网络优先出版地址：http://www.cnki.net/kcms/detail/11.2422.TN.20160216.1532.006.html