捷联雷达导引头天线平台角稳定技术研究
捷联式光学导引头的稳定、跟踪原理与系统仿真
《 于快 速 仿 真 原 型 的 飞 行 器 半 物 理仿 真 系统 》 计 了基 于 快速 仿 真 原 型技 术 的 大 闲环 半物 理 飞行 实 时仿 真 系统 。首 次 基 设 基 于层 次 化 、 块 化 的 建 模 原 则 在 Ｍａｌ ／ ｉ ｌ ｋ环 境 下 建 立 了飞 行 器 数 学仿 真 模 型 ， 通 过 实 际 飞 行 数 据 进 行 了有 模 ｔ ｂ Ｓｍｕ ｉ ａ ｎ 并 效 的验 证 。文 三《 联 惯 导 系统 姿 态 解 算 的 实现 》 详 细 地 论 述 了捷 联 惯 导 解 算 的 硬 件 实现 过 程 ， 讨 论 了 与 硬 件 结 构 、 捷 则 并
从 第 二 次世 界 大 战 末期 Ｖ一 ２火箭 开 始 ， 确 制 导 技 术 逐 渐 成 为 武 器 系统 核 心 研 究 领 域 之 一 。２ 世 纪 ６ 一 Ｏ年 代 ， 精 Ｏ Ｏ７ 精 确 制 导技 术 在 美 国 、 苏联 及 欧 洲 各 个 发达 国 家获 得 了 空前 发 展 ， 种 精 确 制 导 武 器 系统 实现 了实 用化 。 我 国 在 引进 前 前 各 苏联 Ｓ ＡＭ一 ２导 弹 系 统 的基 础 上 ， 逐 渐 开展 了各 种 精 确 制 导 技 术 及 武 器 系统 的 研 究 、 制 工作 。近 年 来 ， 着 国 民 经 济 也 研 随
第１ ６卷 第 １ ｏ期
２０ ０ ８年 １ ０月
光 学 精 密 工 程
Ｏ ｐ ｉｓａ ｅ ｉｉ ｔｃ ｎｄ Ｐｒ ｃｓｏｎ Ｅｎｇｉｅ ｒｎｇ ｎｅｉ
Ｖｏ ． ６ Ｎｏ １ １１ ．０
Ｏｃ ．２ ８ ｔ ００
《 确制导技术》 精 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
中短程捷联惯导GNSS导航系统关键技术研究
中短程捷联惯导/GNSS导航系统关键技术研究捷联惯导(SINS)与全球卫星导航系统(GNSS)是重要的现代导航技术。
对于精确制导武器、小型无人机等领域应用的捷联惯导/GNSS导航系统,具有工作时间和距离短、工作环境易受温度影响、载体机动幅度较大、要求保留纯惯性工作能力等特点。
因此,在中短程应用的捷联惯导/GNSS组合导航系统中,惯性器件的误差标定、高动态条件下的捷联惯导解算算法、机载条件下的惯导传递对准算法以及捷联惯导与GNSS的组合导航算法,是影响导航系统性能的关键技术。
本文以中短程捷联惯导/GNSS组合导航系统为研究对象,以提高导航系统精度为重点目标进行研究,完成的主要内容包括:(1)研究了微机电(MEMS)惯性器件的误差特性,陀螺仪和加速度计的误差进行了分析,建立了数学模型。
针对MEMS陀螺仪误差特性较为复杂,采用常规多项式方法建模不够精确的问题,提出了基于参数内插法的陀螺仪误差补偿方法。
设计了全温度、全转速六位置标定测试实验,对加速度计和陀螺仪进行标定测试,并对参数内插法和常规方法对陀螺仪的标定结果进行了分析和对比。
结果表明,经过标定可以大幅度降低惯性器件的误差,本文提出的参数内插法的对陀螺仪的补偿效果更好(2)基于等效旋转矢量作为基本数学工具,考虑由于姿态的旋转不可交换性带来的锥运动、摇橹运动等运动效应,设计了捷联惯导解算的高速数值算法,该算法具有流程简洁、更新频率高的优点。
对捷联惯导的误差源和误差特性进行了分析,建立了捷联惯导误差的状态空间模型。
(3)对影响载捷联惯导制导武器传递对准精度的各种因素,进行了分析和建模。
然后在分析了传递对准各种匹配方式的优缺点的基础上,建立了基于速度积分+姿态匹配的Kalman滤波传递对准算法,并设计了数字仿真实验进行了验证。
仿真实验表明在存在挠曲变形和振动扰动的环境下,该传递对准算法对滚转角误差的估计精度比传统的速度+姿态匹配法提高了34.3%,对X轴失准角的估计精度提高了30%,对三轴轴加速度计零偏的估计精度分别提高了34.7%、81.3%和75%。
光学成像导引头半捷联稳定
Ａｂ ｔ ａ ｔ Ｔｈ ｅ ｉｓｒｐ ｏ ｔｂ ｌｚ ｄ ｉ ａ ｉ ｇ ｅ ｋ ｒ ａ ｐ ｉｄ ｏ ｉ ｏ ｇ ｏ ｎ ｓ ｉ ｓｒ ｓ ａｃ ｅ ． ｓｒ ｃ ： ｅ ｓ ｍ —ｔａ ｄ ｗｎ ｓａ ｉｉｅ ｍ ｇ ｎ ｓｅ ｅ ｐ ｌ ｎ ａｒｔ ｒ ｕ ｄ ｍｉｓｌ ｗａ ｅ ｅ ｒｈ ｄ ｅ ｅ Ｔｈ ｏ ｔｏ ｏ ｅ ｆ ｓ ｍ －ｔａ ｄ ｗｎ ｓａ ｉ ｚ ｔｏ ｓｃ ｍｐ ｒ ｄ ｗｉ ｏ ・ｔａ ｄ ｗｎ ｓａ ｉ ｚ ｔ ｎ ｂ ｓｎ ｅ ｃ ｎｒ ｌｍ ｄ ｌｏ ｅ － ｒ ｐ ｏ ｔｂ ｌ ａｉ ｎ ｗａ ｏ ａ ｅ ｔ ｎ ｎ・ ｒ ｐ ｏ ｔｂｌ ａ ｏ ｙ ｕ ｉｇ ｉ ｓ ｉ ｈ ｓ ｉ ｉ ｓ ｍ ｉｓｒ ｐ ｏ ｔｏ ｎ ａｒ ｔ ｒ ｕ ｄ ｉ ａ ｉ ｇ ｓ ｅ ｅ ．Ｏｎ ｔ ｅ ｂ ｓｓ ｏ ｏ ｐ ｒｓ ｎ ｈｅ ｅｒ ｒｓ ｕ ｃ ｓ ｅ — ｔａ ｄ ｗｎ ｍｅ ｄ ｏ ｉ ｏ ｇ ｏ ｎ ｍ ｇｎ ｅ ｋ ｒ ｈ ｈ ａ ｉ ｆ ｃ ｍ ａｉｏ ，ｔ ｒｏ ｏ ｒｅ ｗａ
相控阵雷达导引头捷联去耦数字平台设计
相 控 阵 雷 达 导 引 头 的 天 线 阵 列 与 弹 体 固连 ，弹 体 的偏
航 、 仰 、 滚 等 剧 烈 的姿 态 运 动 都 将 直 接 影 响 到 导 引 头 对 俯 翻
现 波 束 的 实 时 控 制 ，从 而 使 天 线 无 扰 动 地 跟 踪 目标 视 线 。
本 文 设 计 的 相 控 阵 雷 达 导 引 头 捷 联 去 耦 数 字 平 台 原 理 框
图 如 图 １所 示 。
．
目标 的截 获 与 跟 踪 【 必 须 实 现 刚 性 连 接 条 件 下 的 捷 联 去 耦 ， 】 １ 。
以隔 离 弹 体 扰 动对 天线 波束 指 向 的 影 响 。随着 惯 性 测 量 器 件
的 发 展 ． 性 器 件 可 以 不 需 要 平 台 隔 离 。 承 受 较 大 的 角 速 惯 能 度 和 角 加 速 度 。 时 数 字 计 算 技 术 的 快 速 发 展 ， 使 得 以 数 同 也
字 方 式 对 弹 体 扰 动 造 成 的 天 线 波 束 指 向偏 差 实 时 修 正 易 于
Ｂ
实 现 ［１ 因 此 。 以 采 用 数 字 捷 联 平 台 实 现 相 控 阵 雷 达 导 引 ２。 － ５ 可
头 的 扰 动 去 耦 ． 定 天 线 波 束 在 惯 性 空 间 的指 向 。 稳
ｓ ｅ ｅ ｏ ｅ ｓ ｔ ｒｔ ｅｂ ａ ｓ ａ ｎ ｎ ｒｏ ｓ ｃ ｉ ｖｎ ｈ ｕ ｐ ｓ ｆ ｅ ｋ ｒ ｓ ａ — ｏ ｎ， ｎ ｉ ｌｔ ｇ ｔ ｅａ ｇ ｒｔ ｍ ｅ ｋ ｒｔ ｃ ｍｐ ｎ ａｅ ｆ ｅ ｍ ｃ ｎ ｉ ｇ ｅ ｒ ｒ ，ａ ｈ ｅ ｉ ｇｔ ｅ ｐ ｒ ｏ ｅ ｏ ｅ ｅ ’ｔ ｐ ｄ ｗ ａ ｄ ｓｍｕ ａｉ ｌ ｏｉ ｏ ｏ ｈ ｓ ｒ ｎ ｈ ｈ ｏ ｅ ｑ ａｅ ｎ ｏ ｎ ｅ ｍ ｃ ｎ ｉ ｇ ｓ ｂ ｅ ｉ ｆ ｈ ｕ ｔｒ ｉｎ ａ ｄ ｂ ａ ｓ ａ ｎ ｎ ｔ ｌ ｎ ＭＡＴ ＡＢ，ｏ ｔ ｉ ｅｔｒ ｄ ｃ ｕ ｌ ｇ ｅ ｆｃ ，ａ ａ ｔｏ ｔ ｉ ｅ ｈ ｔ ｐ ｄ ｗｎ ｔ ａ Ｌ ｂ ａｎ ａ ｂ ｔ ｅ ｏ ｐ ｉ ｆ ｔ ｔ ｓ ｂ ａｎ ｄ ｔ ｅ ｓ ａ －ｏ ｅ ｎ ｅ ｌ ｒ ｄ ｃ ｕ ｌ ｇｄ ｇ ｔｌ ｌｔ ｒ ｆ ｈ ｓ ｄ ａ ａ ａ ａ ｅ ｋ ｒ ａ ｅｃ ａ ａ ｔｒ ｕ ｈ ａ ｉ ｌ ｎ ｐ ｉ ｃ ｐ ｅ ｌ ｔ ｏ ｕ ａｉｎ ａ ｄ ｅ ｏ ｐ ｉ ｉｉ ａ ｏ ｏ ａ ｅ ｒ ｙ ｒ ｄ ｒｓ ｅ ｅ ｓｔ ｈ ｒ ｃｅ ｓｓ ｃ ｓｓｍｐ ｅ ｉ ｒ ｉ ｌ ， ｉ ｌ ｃ ｍｐ ｔ ｔ ｎ ｎ ａｐ ｆｍ ｐ ｈ ｈ ｎ ｔｅ ｏ ｈ ｇ ｆ ｃｅ ｃ ｅ ｏ ｐ ｉ ｇ ｊ ｈ ｅ ｉｎ ｙｄ ｃ ｕ ｌｎ ． ｉ Ｋｅ ｒ ｓ ｐ ａ ｅ ｒａ ；ｒ ｄ ｒｓ ｅ ｅ ；ｓ ａ — ｏ ｎ ｄ ｃ ｕ ｌ ｇ ｕ ｔ ｍｉｎ ｙ ｗｏ ｄ ： ｈ ｓ ｄ ａ ｙ ａ ａ ｅ ｋ ｒ ｔ ｐ ｄ ｗ ｅ ｏ ｐ ｉ ；ｑ ａ ｅ ｏ ｒ ｎ
大跟踪场图像导引头位标器设计_周琼
第33卷第1期2009年2月南京理工大学学报(自然科学版)J o u r n a l o f N a n j i n g U n i v e r s i t y o f S c i e n c e a n d T e c h n o l o g y (N a t u r a l S c i e n c e )V o l .33N o .1F e b .2009 收稿日期:2008-12-29 修回日期:2009-01-10 作者简介:周琼(1964-),女,博士生,主要研究方向:精确制导技术,E -m a i l :q i a n g w e i l i @163.c o m 。
大跟踪场图像导引头位标器设计周 琼,闫 杰(西北工业大学航天工程学院,陕西西安710072)摘 要:针对有限结构尺寸下设计大跟踪视场位标器的难点,该文对某低成本电视图像导引头位标器的设计进行了研究。
采用双框架动力陀螺稳定位标器,通过优化设计位标器的结构和关键器件,不仅实现有限结构尺寸下的大跟踪视场,而且可以实现图像探测系统整体稳定和减小电磁干扰对图像探测系统的影响。
理论分析表明:该位标器动力陀螺的章动振幅很小。
关键词:大跟踪场;图像导引头;位标器;陀螺电机中图分类号:T J 765.3 文章编号:1005-9830(2009)01-0093-03D e s i g n o f C o o r d i n a t o r o f I m a g e S e e k e r w i t h L a r g e T r a c kF i e l dZ H O UQ i o n g ,Y A NJ i e(S c h o o l o f A s t r o n a u t i c E n g i n e e r i n g ,N o r t h w e s t e r n P o l y t e c h i c a l U n i v e r s i t y ,X i 'a n 710072,C h i n a )A b s t r a c t :I nv i e wo f t h ed i f f i c u l t yo f d e s i g n i n gc o o r d i n a t o r s w i t hl a r g et r a c kf i e l d s i nal i m i t e d s p a c e ,t h e d e s i g n o f a c o o r d i n a t o r o f a l o wc o s t t e l e v i s i o n s e e k e r i s d i s c u s s e d .Ad o u b l e g i m b a l g y r o -s c o p e i s u s e d i n t h e c o o r d i n a t o r .B y o p t i m i z i n g t h e s t r u c t u r e s a n d k e y e q u i p m e n t s o f c o o r d i n a t o r s ,a l a r g e t r a c k f i e l d i n a l i m i t e d s p a c e c a n b e r e a l i z e d a n d t h e i m a g e d e t e c t i o n s y s t e mt e n d s t o b e s t a b l e w h i l e t h e i n f l u e n c e c a u s e d b y e l e c t r o m a g n e t i c i n t e r f e r e n c e i s r e d u c e d .T h e t h e o r e t i c a l a n a l y s i s s h o w s t h a t t h e a m p l i t u d e o f g y r o n u t a t i o n i s v e r y s m a l l .K e y w o r d s :l a r g e t r a c k f i e l d s ;i m a g e s e e k e r s ;c o o r d i n a t o r s ;g y r o -m o t o r s 电视图像导引头属于被动式自主寻的系统,它具有抗电磁干扰能力强、隐蔽性好、跟踪精度高等特点,因此在对付中距离(中距导弹复合制导末段可采用电视图像制导)或近距离目标时是一种行之有效的制导手段[1]。
捷联式反辐射导引头角跟踪技术研究
文献 标识 码 ： Ａ
Ａｎ ｌ ｒ ｃ ｎｇ ｔ ｃ ｇ ｅ ｔ ａ ｋｉ ｅ ｈｎｉ ｅ ｆ ｒ ｓ ｒ ｐ ｏ ｑｕ ｏ ｔ ａ ｄ ｗｎ ａ ｉｒ ｄｉ ｔｏ ｅ ｋｅ ｎｔ— ａ ａ ｉ ｎ ｓ ｅ ｒ
Ｚ ｏ ｉｉ ｇ， ｈ ｏ Ｔｏ ｇ Ｈｕ ｊ ｎ ｈ ｕ Ｒｕｑｎ Ａｎ Ｚ ｕ ， ｎ ａ Ｈ （ ． ５ Ｒｅ ｅ ｒ ｈ Ｉ ｓｉｕ ｅｏ ｙ， Ｎｏ ２ ｓ ａ ｃ ｎ ｔｔ ｔ ｆｔ ｅＳ ｃ ｎ ｓ ａ ｃ ａ ｅ ＣＡＳ Ｃ， ｉｎ ０ ８ ４， ｉ ａ Ｉ Ｂｅｊ ｇ １ ０ ５ Ｃｈｎ ） ｉ
法 来 消 除 导 引 头 的 弹 体 姿 态 扰 动 耦 合 ， 现 视 线 稳 定 跟 踪 。首 先 ， 出 了捷 联 式 角跟 踪 与 解 耦 实 给
技 术的 工作原 理 与 实现 方 法 ， 此基 础上 ， 系统进 行 了仿 真 建模 与性 能 分 析 。结 果表 明 ， 在 对 测 量误 差和 噪声 较 小时 ， 方 法能 获得较 好 的 解耦 与跟踪 性 能 ， 得 结果 为捷联 式 导 引头 角跟踪 该 所
第２ ５卷 第 ６期
航天 电子对抗
５
捷 联 式 反 辐 射 导 引头 角 跟 踪 技 术 研 究
周 瑞青 ， 安 卓 ， 华 军 童 １０ ５ ） ０ ８ ４ （ 国航 天 科 工 集 团 二 院 二 十 五 所 ， 京 中 北
捷联惯性技术的发展及与平台惯导系统的对比
捷联惯性技术的发展及与平台惯导系统的对比捷联惯性技术是指利用惯性敏感器（通常使用加速度计和陀螺仪）来测量载体相对于惯性参考系的角速度和加速度，从而计算得到载体的姿态、速度和位置等参数的技术。
捷联惯性技术具有体积小、重量轻、可靠性高、成本低等优点，因此在军事、航空、航海等领域得到了广泛应用。
捷联惯性技术的发展可以追溯到20世纪60年代，当时美国国防部高级研究计划局（DARPA）开始资助一些研究项目，以探索将惯性敏感器直接固定在载体上的可能性。
随着微电子技术和制造工艺的不断发展，捷联惯性技术的性能得到了大幅提升，同时成本也得到了降低。
在捷联惯性技术的发展过程中，出现了多种不同的技术路线。
其中，卡尔曼滤波器是一种被广泛应用于捷联惯性系统的数据处理方法。
卡尔曼滤波器是一种最优估计方法，它能够利用观测数据和预测模型来估计系统的状态，同时考虑到观测噪声和模型误差。
在捷联惯性系统中，卡尔曼滤波器可以用于融合加速度计和陀螺仪的测量数据，以提高系统的性能和精度。
平台惯导系统是一种基于平台稳定性的惯性导航系统。
它通过将惯性敏感器安装在稳定的平台上，可以大大提高系统的精度和可靠性。
平台惯导系统通常由平台、惯性敏感器、控制系统和数据处理系统等组成。
其中，平台是整个系统的支撑结构，惯性敏感器用于测量载体的角速度和加速度，控制系统用于控制平台的运动轨迹，数据处理系统则用于对测量数据进行处理，得到载体的姿态、速度和位置等参数。
与捷联惯性技术相比，平台惯导系统具有更高的精度和可靠性。
这是因为在平台惯导系统中，惯性敏感器可以安装在稳定的平台上，从而消除了载体运动对测量数据的影响。
此外，平台惯导系统还可以通过控制系统来实现主动减震，以进一步提高系统的性能和精度。
然而，平台惯导系统也存在一些缺点。
首先，它的体积和重量较大，不利于小型化和轻量化。
其次，它的成本较高，不利于大规模应用。
最后，它的维护和校准难度较大，需要专业人员和技术支持。
捷联被动导引干涉仪测向技术仿真分析
Ａｂ ｔ ａ ｔ Ｔｈ ｎ — ａ ｉｔ ｎ ｗｅ ｐ ｎ ｏ ￣ ｎ ｓ ｕ ｅ ｇ ｒ ｔｂｌ ｅ ｌｔ ｒ ｍｏ ｅ ｔ ｒｃ ｎ ｕ ｄ ｈ ａｇ ｔ ｔ ｉ ｇ ｉ ｅ ｓｒ ｃ ： ｅ ａ ｔ ｒ ｄａ ｏ ａ ｏ ｓｎ ｗ ｒ ｏ ｔ ｓ ｙ ｏ ｓ ｉｚ ｄ ｐ ａ ｏ ｍ ｄ ｏ ｔａ ｋ ａ ｄ ｇ ｉｅ ｔ ｅ ｔｒ ｅ ， ｈ ｓｕ ｄ ｉ ｉ ａ ｉ ｆ
０１ ４ Ｈｚ 展 ［ 。 随着 导 引 头 工 作 频 段 向低 频 段 扩 展 ， ． ０Ｇ 扩 — １ 】 导 引头 天 线 布 阵 需 要 的 空 间尺 寸 与弹 体 前端 狭 小 的空 间构 成 了
一
个 显著 的矛 盾 。由于 这 种矛 盾 ， 传统 的基 于 陀 螺 稳 定平 台 的
末 制 导方 案 逐 渐 受 到 了 限 制 ，于 是捷 联 被 动导 引技 术应 运 而
生 。 联 被动 导 引技 术 可 以 有效 利 用弹 体 空 间 。 大 天线 布 阵 捷 增 间 距 ， 高 测 向 精度 ， 别 适 用 于 对 低 频 段 目标 的 跟 踪 导 引 。 提 特 对 目标 进 行 测 向是 导 引 头 一 个 非 常 重 要 的 功 能 ，因 此需 要 对
技 术 论 坛
计 算 机 与 瀚 络 创 新 生 活
捷联 被 动导 引干涉 仪 测 向技 术 仿 真分 析
李 杰
（ 中国 电子科 技 集 团公 司第五十 四研 究所 河 北 石 家庄 ０ ０８ ） ５ ０ １
导引头天线指向角速度预定方法
图3传统天线预定原理方块图 2.3天线指向角速度预定方法
先将导弹姿态角（卩、S、7 ）和弹目视线 角（q。、q”）通过坐标变换计算弹上视线指向 角（冷、绻），再将计算的弹上视线角与导引 头电位计测得的天线指向角（%、俎）的差值 （卩八必）通过放大校正处理，得到弹上视线角 速度（,将计算的弹上视线角速度 做为控制值送入导引头稳定回路。稳定回路不断 比较控制值和导引头速率陀螺测得的视线角速度 （殴"）,并利用二者的差值驱动伺服机构 使导引头天线指向与控制值一致，从而实现天线指 向预定。原理框图如图4所示。
图1导引头天线伺服控制系统结构原理框图 2.2天线指向角度预定原理
传统的导引头天线指向预定，将导弹姿态角
（卩、3、r ）和弹目视线角（q八q”）通过坐标 变换计算弹上视线指向角（％、绻），再将计算
的弹上视线指向角作为控制值送入导引头预定回 路。预定回路不断比较控制值和导引头电位计测得 的天线指向角（0SL、&SL）,并利用二者的差值 （0、滋）驱动伺服机构使导引头天线指向与控 制值一致，从而实现天线指向预定。原理框图如图 2 ~图3所示。
0引言
导弹制导控制系统是采用较多的一种制导体 制。为了稳定可靠地截获目标，需要把导引头天线 指向预定到指定的目标视线方向上，并保证导引头 指向误差角小于导引头的天线半波束宽度。传统的 天线指向预定利用导引头预定回路进行角度预定， 完成预定后预定回路断开，当导引头在跟踪过程丢 失目标且目标不在天线半波束宽度内时，将不能重 新捕获目标。本文提出一种利用导引头稳定回路进 行天线指向角速度预定的方法，不但可以实现导引 头天线指向的实时预定，还可以实现导引头丢目标 后的重新预定。
1坐标系定义
1.1地面坐标系Zg 原点。位于导弹发射点，0Xg轴指向北为正，oyg
捷联惯导系统的算法研究及其仿真实现(捷联惯导系统的发展趋势 初始对准技术的发展与研究现状)
捷联惯导系统的算法研究及其仿真实现Study and Simulation of Strapdown Inertial Navigation System1.1.3捷联惯导系统的发展趋势捷联式惯导系统是从20世纪60年代初开始发展起来的。
20世纪70年代以来，作为捷联系统的核心部件—惯性测量装置和计算机技术有了很大发展，而电子技术、计算机技术、现代控制理论的不断进步，为捷联惯性技术的发展创造了有利条件。
在硬件方面，新一代惯性器件如激光陀螺、光纤陀螺的成功研制，为捷联惯导的飞速发展打下了物质基础。
进入20世纪80-90年代，在航天飞机、宇宙飞船、卫星等民用领域及各种战略、战术导弹、军用飞机、反潜武器、作战舰艇等军事领域开始采用动力调谐式陀螺、激光陀螺和光纤式陀螺的捷联惯导系统。
其中激光陀螺和光纤式陀螺是捷联惯导系统的理想器件。
激光陀螺具有角速率动态范围宽、对加速度和震动不敏感、不需温控、启动时间特别短和可靠性高等优点。
激光陀螺惯导系统己在波音757/767、A310民机以及F-20战斗机上试用，精度达到 1.85km/h 的量级。
20世纪90年代，激光陀螺惯导系统估计占到全部惯导系统的一半以上，其价格与普通惯导系统差不多，但由于增加了平均故障间隔时间，其寿命期费用只有普通惯导系统的15%-20%。
光纤陀螺实际上是激光陀螺中的一种，其原理与环型激光陀螺相同，它克服了由激光陀螺闭锁带来的负效应，具有检测灵敏度和分辨率极高、启动时间极短、动态范围极宽、结构简单、零部件少体积小、造价低、可靠性高等优点。
采用光纤陀螺的捷联航姿系统已用于战斗机的机载武器系统及波音777飞机中。
波音777由于采用了光纤陀螺的捷联惯导系统，其平均故障间隔时间可高达20000h。
采用光纤陀螺的捷联惯导系统被认为是一种极有发展前途的导航系统。
而随着航空航天技术的发展及新型惯性器件关键技术的陆续突破，捷联惯导系统的可靠性、精度将会更高。
捷联式
技术关键与难点：
• 捷联式系统直接敏感载体的角运动，因此对陀螺 仪的要求比平台式惯导要高得多。 • 对陀螺仪和加速度计进行实时、准确地误差补偿。 要建立静态、动态漂移的数学模型。建立准确的 漂移误差模型实现误差的实时补偿是保证系统精 度的关键 • 捷联系统要求捷联矩阵的更新算法简单快捷精度 高。 • 捷联系统的初始对准是捷联系统又一重大的技术 关键。 确定惯性敏感器的输入 轴与惯性系统采用的坐 标系的关系的过程
缺点
• 惯性仪表固连在载体上，直接承受载体的震动和 冲击，工作环境恶劣； • 惯性仪表特别是陀螺仪直接测量载体的角运动， 高性能歼击机角速度可达400°/ s，这样陀螺的测 量范围是0.01-400°/s，如果采用机械捷联惯导系 统，这就要求捷联陀螺有大的施矩速度和高性能 的再平衡回路； • 系统标定比较困难，从而要求捷联陀螺有更高的 参数稳定性。 平台式系统的陀螺仪安装在平 台上，可以用相对于重力加速 度和地球自转加速度的任意定 向来进行测试，便于误差标定； 而捷联陀螺则不具备这个条件
发展
• 美国等西方发达国家的光纤陀螺捷联技术已处于 实际应用阶段，并向高精度和高可靠性方向发展。 目前国内的光纤陀螺的研制水平和国外相比还有 较大的差距。同时，国产的惯导系统在可靠性、 可维修性、精度等方面与国外相比也有很大的差 距，光纤陀螺捷联系统在舰船上的应用还处于起 步阶段，国内尚未见到有光纤陀螺捷联系统在舰 船上的应用报导。
优点
• 体积小，重量轻，结构紧凑， 功耗低，成本减少，通常 陀螺仪和加速度计只占导航平台的1/7； • 惯性仪表便于安装维护，便于更换。陀螺仪、加速度计、 电路和计算机都是标准的模块，很容易维修和更换。 • 简化了总体的加工装配调试，利于提高批量生产的能力； • 提供更多的导航和制导信息。惯性仪表可以给出轴向的线 加速度和角速度，这些信息是控制系统所需要的； • 可靠性提高，惯性仪表便于采用余度配置，简化了结构和 电路，元器件大大减少，从而使可靠性成倍提高。 • 捷联系统导航参数的输出都是由计算机直接计算出来的数 字信号，有利于传输和计算机网络系统接口
平台式相控阵导引头视线角速率提取技术研究
中 图 分 类 号 ：Ｔ Ｊ ７ ６ ５ ． ３ ３ １
文 献 标 志 码 ：Ａ
Ｄ ＯＩ ： １ ０ ． ３ ９ ６ ９ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ １ — ５ ０ ６ Ｘ ． ２ ０ １ ５ ． １ ０ ． ２ １
ｄ ｏ ｗｎ ｐ ｈ ａ ｓ ｅ ｄ ａ ｒ ｒ ａ ｙ ｒ ａ ｄ ａ ｒ ｓ ｅ ｅ ｋ ｅ ｒ ， ａ ｎ ｅ ｗ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｉ ｓ ｐ ｒ ｏ ｐ ｏ ｓ ｅ ｄ ｆ ｏ ｒ ｉ ｓ ｏ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ ｐ ｒ ｏ ｊ ｅ ｃ ｔ ｉ ｌ ｅ ｉ ｎ ｆ ｌ ｕ ｅ ｎ ｃ ｅ ｂ ｙ ｉ ｎ ｓ ｔ ａ ｌ ｌ ｉ ｎ ｇ ｔ ｈ ｅ
Ｒｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ ｏ ｎ ａ ｎ ｇ ｕ ｌ ａ ｒ ｒ ａ ｔ ｅ ｏ ｆ ＬＯＳ ｅ ｘ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ｔ ｅ ｃ ｈ ｎｏ ｌ ｏ ｇ ｙ ｆ ｏ ｒ
ｐ ｈａ ｓ ｅ ｄ ａ ｒ ｒ ａ ｙ ｒ ａ ｄ ａ ｒ ｓ ｅ ｅ ｋｅ ｒ ｏ ｎ ｐ ｌ ａ ｔ ｆ ｏ ｒ ｍ
第 ３ ７卷
第 １ Ｏ期
系 统 工 程 与 电 子 技 术
Ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍｓ Ｅｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ ａ ｎ ｄ Ｅｌ ｅ ｃ ｔ ｒ ｏ ｎ ｉ ｃ ｓ
Ｖ ｏ１ ．３ ７ Ｎ ｏ． １ ０
２ ０ １ ５年 １ ０月
文章 编 号 ： １ ０ ０ １ — ５ ０ ６ ｘ （ ２ ０ １ ５ ） １ ０ — ２ ３ ２ ９ — ０ ６
摘 要 ： 针 对ห้องสมุดไป่ตู้全 捷 联 相 控 阵 雷 达 导 引 头 隔 离度 （ ｄ ｉ ｓ ｔ ｕ ｒ ｂ ａ ｎ ｃ ｅ ｒ ｅ ｊ ｅ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ｒ ａ ｔ ｅ ， ＤＲ Ｒ） 正反馈 失稳 风 险， 提 出 了 一
基于共形天线的捷联被动导引头系统研究
２ 系统 原 理
‘
对 于 工作 在超 低 频 段 的被 动导 引头 ， 了满 足 导 为
引头 的高精 度测 角 和 宽 频带 接 收 的技 术 要 求 ， 选择 可
的天馈 系统 体制 非 常 少 ， 用 捷 联 干涉 仪 测 相 体 制是 采 实 现在 超低 频段 高精 度测 角 的有效 方 法ｌ 。在共 形天 】 ］
中 图 分 类 号 ： ＴＮ９ ３ Ｔ ７ １ １ ７ ： Ｊ ６ ． ９
文 献 标 识 码 ： Ａ
Ｓ ｒ ｐ ｗｎ ｐａ ｓｖ ｅ ｋｅ ａ ｅ ｎ ｃ ｎｆ ｒ ａ ｎ ｅ ｎａ ｔ ａ ｄｏ ｓ ｉ ｅ ｓ ｅ ｒ ｂ ｓ ｄ ｏ ｏ ｏ ｍ ｌａ ｔ ｎ
Ｗ ａ ｇ Ｑｉ ｎ
线 坐 标 系 通 过 天 线 阵 列 得 到 目标 二 维 角 度 ， 合 捷 联 结
惯 性测 量 器件测 定 的平 台三 维姿 态角 度信 息进 行数字 解 耦运 算 ， 最终 可输 出一 个 虚 拟 的 波束 运 动 角 速 率信
号 进 行 比例 导 引 。 被 动 导 引 头 主 要 包 括 ： 向子 系 统 、 联 惯 性 测 量 测 捷
第 ２ ６卷 第 １期
航 天 电 子 对 抗
１ ５
基 于 共 形 天 线 的 捷 联 被 动 导 引 头 系 统 研 究
王 琦
（ 国航 天 科 工 集 团 ８ １ 中 ５ １研 究 所 ， 苏 南 京 ２ ０ ０ ） 江 １ ０ ７
摘 要 ： 基 于共 形 天线 的捷联 被动 导 引 头具有 结构 简单 、 隐蔽性 好 等 优 点 ， 到 了广泛 关 受
子 系统 、 去耦 解算 模 块 。其 信 号生 成过 程如 图 １ 示 。 所 被 动导 引头 测 向子 系统 完成信 号 接收 、 信号 分选 、 二 维测 向功 能 ， 主要 由天 线 阵 、 向接 收机 、 字信 道 测 数 化 接收 机构 成 ： 天线 阵对 雷达 信号 进行 接收 ， 同时为 了 有效 获 取雷 达空 间 位置 信 息 ， 重点 保 证 天 线 阵 相位 一 致性 ； 字信 道化 接 收 机对 接 收 的射 频 信 号 进行 有 目 数 的地 参 数测 量 、 析 ， 分 把截 获 的 目标 信号 参数 传输 给测
捷联导引头线性区策略研究
Ｓ ｔ ｕ ｄ ｙ ｏ ｎ Ｓ ｔ ｒ ａ ｔ ｅ ｇ ｙ ｏ ｆ Ｌｉ ｎｅ ａ ｒ Ｒｅ ｇ ｉ ｎ ｏ ｆ Ｓ ｔ ｒ ａ ｐ ｄ ｏ ｗｎ Ｓ ｅ ｅ ｋ ｅ ｒ
其 能够输 出 的所有值 的集合 构成 了线性 区。 Ｕ ５ Ｉ 吾
捷联 寻 的制导 通 常包 括 全 捷 联 和半 捷 联 两 种 方
输 出ｖ
式 。全捷 联方式 彻底 取 消 了机械 回转机 构 ， 优 点是 体
…
．
积、 成本均大幅降低 ， 可靠性提高 ， 跟踪速度和跟踪精
度 不受 机 械 限制和摩 擦力 矩影 响 ， 缺 点 是探 测器 需 要 较大 的瞬 时视 场 ， 同时视 线角 速 率提 取 十分 困难 。根
据 寻 的制导 方式 不 同 ， 目前广 泛应 用 的激 光 半 主动 捷
＼
ｉ ／ ／ ／ ： 输 出 “ ／ …一
图 １ 导引头输 出曲线
输出
有 内外 区之 分 ， 其 只有 线性 区与非 线性 区 的 区别 。在 不考 虑导 引 头死 区 、 线 性 度 等 对 输 出 的影 响下 ， 其 输
联 寻 的制 导 、 捷 联成 像寻 的制 导 和捷 联 雷达 寻 的制 导 等 均 可实现 全 捷 联 制 导 。下 面 线 性 区策 略 研 究 以 激
光 捷联 导 引头为 例 。
１ 捷 联 激 光 导 引 头线 性 区原 理
相对 于平 台激 光 导引头 来 说 ， 捷 联 激 光 导引 头 没
要： 文 中介绍 了捷联激光导 引头工作原理 ， 提出 了旋转弹捷联激光导引头线性 区判 断的问题 ， 并提 出了几
捷联式光学导引头视线角速率解耦与估计_孙婷婷
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 5 × 10 -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 4 × 10 -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 。
(2) 弹 体 坐 标 系 Oxbybzb ： 原 点 O 选 在 导 弹 瞬 时 质
心 上 ； Oxb 轴 与 导 弹 纵 轴 重 合 ， 指 向 导 弹 头 部 为 正 ；
Oyb 轴 位 于 导 弹 纵 向 对 称 面 内 且 与 Oxb 轴 垂 直 ， 指 向
捷联雷达导引头天线平台角稳定技术研究
（１ ｅ ｔｏｎｃ Ｉ ｏ ｍａｔｏ ｇｉ ｅ ｉ ｇ Ｃｏｌｅ Ｅｌ ｃ ｒ ｉ ｎｆ ｒ ｉｎ Ｅｎ ｎｅ ｒｎ ｌｇｅ， ｅ ｎ Ｕ ｎｉ ｒ ｉｙ ｏ ｉｎ ｅ ａ ｄ Ｔｅ ｈｎ ｏ Ｈ ｎａ ｖｅ ｓｔ ｆＳｃｅ ｃ ｎ ｃ ｏｌｇｙ， ｅ ｎ Ｉｕ ｙ ｇ ４ ０ Ｈ ｎａ ． ｏ ａｎ ７１ ０３，Ｃｈｉ ｎａ； ２ Ｃｈｉ ｉｂｏ ｎ ｉｓ ｌ ｃ ｄｅ ｙ， ｅ ｎ Ｌｕｏ ａｎ ７１ ０９， Ｃｈｉ ｎａ Ａ ｒ ｒ ｅ Ｍ ｓ ｉｅ Ａ ａ ｍ Ｈ ｎａ ｙ ｇ４ ０ ｎａ； ３ Ｌｕｏ ａ ｎ ｔｔ ｔ ｉｎｃ ｎ ｃ ｏｌｇｙ， ｅ ｎ Ｌｕｏ ａｎ ７１ ２３， ｉ ｙ ｎｇ Ｉ ｓ ｉｕ ｅ ｏｆＳｃｅ ｅ ａ ｄ Ｔｅ ｈｎ ｏ Ｈ ｎａ ｙ ｇ４ ０ Ｃｈｎａ）
ｐｌｔｏ ｍ ｓ ｓ ｕ ｅ ａ ｆ ｒ ｗａ ｔ ｄｉｄ． Ｌｉ － ｉ ｈｔ （ＩＯ Ｓ） ａ ｅ ｗ ａ ｓ ｉ ａ ｅ ｗｉｈ ｔ ｎ ｏｒ ａ ｉ ｆ ａ ｇｌ ａ ｍａ ｆｌｅ ａ ｄ ｎｅｏｆｓｇ ， ｒ ｔ ｓ ｅ ｔｍ ｔ ｄ ｔ ｈｅ ｉ ｆ ｍ ｔｏｎ ｏ ｎ ｅ Ｋ ｌ ｎ ｉｔ ｒ ｎ Ｄｏｐｐ ｅ ｔａ ｋｉｇ ｌｒ ｒｃ ｎ ｌｏｐ． Ｔ ｈ ｉ ｕｌｔｏ ｅ ｕｌｓ ｓ ｗ ｈａ ｕｌｉｌｖ ｌｃ ｒ ｎ ｔ ｒ ｎｓｏｒ ａ ｉ ｇｏ ｉｈｍ ｅ ｐｓ ｓ ａ ｉｉａ ｉ ｎｔ ｎａ ｐ ａ ｆ ｒ ｅ — ｏ ｅ ｓｍ ａ ｉ ｎ ｒ ｓ ｔ ｈｏ ｔ ｔｍ ｔ—ｅ ｅ ｏｏ ｄｉａ ｅ ｔ ａ ｆ ｍ ｔｏｎ ａｌ ｒｔ ｋ ｅ ｔ ｂ ｌ ｔｏｎ ｏｆａ ｅｎ ｌ ｔｏ ｍ ｆ ｚ
机载火控雷达技术及其对导引头的引导价值
Science and Technology &Innovation ┃科技与创新·143·2018年第05期文章编号：2095－6835（2018）05－0143－02机载火控雷达技术及其对导引头的引导价值彭吉（新疆五家渠69008部队26分队，新疆五家渠831300）摘要：机载火控雷达的功能定位和导弹的导引头存在相似性，都需要面对很多的挑战，比如高机动目标、隐身目标、地理环境、复杂电磁环境以及慢速目标等。
机载火控雷达和导引头的相似性使得两者可以通过智能化架构、相控阵、体系化作战以及载荷与平台一体来共同应对挑战。
导引头与机载火控雷达相比，存在一定的独特之处，在高精度波束指向、低成本相控阵天线、高效算法以及高效散热等方面，都对其提出了更高的要求。
对机载火控雷达技术进行了分析，并探讨了其对导引头的引导价值。
关键词：机载火控雷达；导引头；武器系统；杂波环境中图分类号：TN959.73文献标识码：ADOI ：10.15913/ki.kjycx.2018.05.143机载火控雷达技术的作用就是对空、地、海目标进行探测和追踪，与武器系统相配合对目标进行拦截和打击。
引导头的作用就是对目标进行快速的探测以及拦截，对目标进行稳定跟踪，引导导弹对目标进行打击。
总体而言，机载火控雷达和引导头的功能定位是相似的。
另外，应用到实际作战中之后，两者面临的挑战也较为相同，比如高速高机动目标、杂波环境、隐身目标还有复杂电磁环境等。
功能定位的相似，意味着两者可以有一定的联系。
导引头是功能精简的小型火控雷达，研究机载火控雷达，对导引头有一定的引导价值。
1机载火控雷达技术的发展1.1采用相控阵，应对高机动隐身目标波束捷变配合上波束快速扫描，变革了雷达的自身性能，体现在抗干扰能力更强、探测威力更大、可综合调度多目标、多任务资源。
可通过隐身性能建设一体化载荷平台，新一代战斗机都有隐身设计，对于平台RCS 而言，不能忽略雷达天线的贡献。
导引头稳定平台离散时间预设性能控制
导引头稳定平台离散时间预设性能控制
卜祥伟;王雅珺;雷虎民
【期刊名称】《空军工程大学学报》
【年(卷),期】2024(25)2
【摘要】针对现有离散时间预设性能控制方法对滑模趋近律依赖度高、抖振缺陷明显的难题,通过创建一种摆脱了滑模控制的设计新框架,为拦截弹导引头稳定平台提出了一种离散时间预设性能控制新方法。
首先,设计一种离散时间性能函数对跟踪误差的收敛轨迹进行包络约束;然后,定义一种离散时间转换误差并将其用于构造一种新颖的反馈函数;设计离散时间控制律对新开发的反馈函数而不是转换误差进行镇定,不仅保证了所有跟踪误差均具有期望的预设性能,还摆脱了控制算法对滑模趋近律的依赖性,从根本上解决了控制抖振难题;最后,通过数值对比仿真验证了所提方法的有效性与优势。
【总页数】7页(P14-20)
【作者】卜祥伟;王雅珺;雷虎民
【作者单位】空军工程大学防空反导学院;94860部队
【正文语种】中文
【中图分类】TP273
【相关文献】
1.基于干扰观测器的导引头稳定平台滑模控制
2.相控阵雷达导引头数字稳定平台性能对导弹制导控制系统的影响
3.基于半捷联光电稳定平台的导引头控制技术研究
4.
导引头稳定平台的扰动补偿及改进滑模控制5.两轴平台式导引头伺服系统预设性能控制
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
稳定平台不仅结构紧凑 ， 且可靠性高 。 捷联稳定算法 是 确 保 捷 联 式 天 线 平 台 稳 定 的 关 键， 常见的捷联式天线平台角速度补偿方法简单将弹 体的偏航 、 俯仰角投影到天线坐标系进行解耦 际运用中还涉及 到 更 多 坐 标 变 换
［ ３］ ［ ２］
１ 捷联稳定平台去耦算法
１． １ 坐标系及其关系 捷联式雷达导 引 头 稳 定 算 法 实 施 过 程 中 用 到 一 些坐标系 ， 具体如下所示 ： ） 地面 坐 标 系 Ｏ 坐标原点为发射点导 １ Ｘｅ Ｙｅ Ｚ ｅ。 弹质心 。 Ｏ Ｘｅ 沿水平面内指向东 ， Ｏ Ｚｅ 垂直向下 ， Ｏ Ｙｅ
， 实
。文中运用多级
坐标变换的方 法 详 细 推 导 了 捷 联 式 雷 达 导 引 头 天 线 平台角速度稳 定 算 法 。 通 过 微 分 或 卡 尔 曼 滤 波 方 法
２ ０ １ ０－０ ４－１ ２ ＊ 收稿日期 ： ， 作者简介 ： 李军显 （ 男， 河南郏县人 ， 副教授 ， 硕士生导师 ， 研究方向 ： 雷达信号处理 、 制导与控制 。 １ ９ ７ １－ ）
Ｔ ｈ ｅ Ｓ ｔ ｕ ｄ ｏ ｎ Ａ ｎ ｌ ｅ Ｓ ｔ ａ ｂ ｉ ｌ ｉ ｚ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｏ ｆ ｙ ｇ ｇ ｙ Ｐ ｌ ａ ｔ ｆ ｏ ｒ ｍ ｆ ｏ ｒ Ｓ ｔ ｒ ａ ｄ ｏ ｗ ｎ Ｒ ａ ｄ ａ ｒ Ｓ ｅ ｅ ｋ ｅ ｒ Ａ ｎ ｔ ｅ ｎ ｎ ａ ｐ
可获得实现比例引导所需的视线角速度 ， 但前者计算
０ 引言
现代雷达导引头角跟踪回路中 ， 通常采用角速率 陀螺稳定天线平台 ， 以隔离弹体扰动 、 稳定目标视线 。 但对于小型化雷达导引头 ， 天线伺服系统的体积受到 严格限制 ， 传统的速率陀螺平台方案不再适用 。 这种
１］ ， 往往 采 用 捷 联 式 稳 定 平 台 稳 定 视 线 ［ 捷联 条件下 ，
捷联雷达导引头天线平台角稳定技术研究
２ ， 李军显１， 王晓宇１， 武亚平３
＊
（ 河南洛阳 ４ １ 河南科技大学电子信息工程学院 ， ７ １ ０ ０ ３； ） 河南洛阳 ４ 河南洛阳 ４ ２ 中国空空导弹研究院 ， ７ １ ０ ０ ９； ３ 洛阳理工学院 ， ７ １ ０ ２ ３ 摘 要： 针对传统速率陀螺平台在小型雷达导引头上 应 用 的 局 限 性 ， 分析了捷联式天线平台系统特点。基于 对捷联式天线平台角速度稳定算法进行 了 研 究 ， 且采用角度卡尔曼滤波和多普勒跟踪回路的 多级坐标变换 ， 信息估算出目标视线角速度 。 仿真结果表明 ， 多级坐标 变 换 算 法 能 有 效 保 持 天 线 平 台 捷 联 稳 定 ， 采用卡尔曼 滤波和多普勒跟踪回路的信息估算目标视线角速度精度高 、 计算量小 。 关键词 ： 天线平台 ； 多级坐标变换 ； 卡尔曼滤波 ； 视线角速度 中图分类号 ： Ｔ Ｊ ７ ６ ５． ３ 文献标志码 ： Ａ
４］ 。针对以上问 过程存 在 噪 声 过 大 ， 后 者 计 算 量 大［
题， 在分 析 角 度 卡 尔 曼 滤 波 和 多 普 勒 跟 踪 回 路 信
］ ５－６ 息［ 的基础上 ， 文中采 用 角 度 卡 尔 曼 滤 波 和 多 普 勒
跟踪回路信息估算目标视线角速度 ， 并利用角度卡尔 曼滤波重新估计导引头跟踪目标的失调角 ， 大大减小 了随机误差 。
１２ １ ３ ， ， Ｌ Ｉ Ｊ ｕ ｎ ｘ ｉ ａ ｎ ＷＡＮＧ Ｘ ｉ ａ ｏ ｕ ＷＵ Ｙ ａ ｉ ｎ ｙ ｐ ｇ ，
（ ， ， ； １Ｅ ｌ ｅ ｃ ｔ ｒ ｏ ｎ ｉ ｃ Ｉ ｎ ｆ ｏ ｒ ｍ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｅ ｎ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ Ｃ ｏ ｌ ｌ ｅ ｅ Ｈ ｅ ｎ ａ ｎ Ｕ ｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｏ ｆ Ｓ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｅ ａ ｎ ｄ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ Ｈ ｅ ｎ ａ ｎ Ｌ ｕ ｏ ａ ｎ ４ ７ １ ０ ０ ３， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ｇ ｇ ｇ ｙ ｇ ｙ ｙ ｇ ， ； ２Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ Ａ ｉ ｒ ｂ ｏ ｒ ｎ ｅ Ｍ ｉ ｓ ｓ ｉ ｌ ｅ Ａ ｃ ａ ｄ ｅ ｍ Ｈ ｅ ｎ ａ ｎ Ｌ ｕ ｏ ａ ｎ ４ ７ １ ０ ０ ９， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ｙ ｙ ｇ ， ） ３Ｌ ｕ ｏ ａ ｎ Ｉ ｎ ｓ ｔ ｉ ｔ ｕ ｔ ｅ ｏ ｆ Ｓ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｅ ａ ｎ ｄ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ Ｈ ｅ ｎ ａ ｎ Ｌ ｕ ｏ ａ ｎ ４ ７ １ ０ ２ ３， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ｙ ｇ ｇ ｙ ｙ ｇ ： Ａ ｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ Ｔ ｈ ｅ ｓ ｓ ｔ ｅ ｍ ｏ ｆ ｓ ｔ ｒ ａ ｄ ｏ ｗ ｎ ａ ｎ ｔ ｅ ｎ ｎ ａ ｌ ａ ｔ ｆ ｏ ｒ ｍ ｗ ａ ｓ ａ ｎ ａ ｌ ｚ ｅ ｄ ｔ ｏ ｓ ｏ ｌ ｖ ｅ ｔ ｈ ｅ ｄ ｅ ｆ ｉ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｏ ｆ ｃ ｏ ｎ ｖ ｅ ｎ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ ｒ ａ ｔ ｅ ｒ ｏ ｓ ｃ ｏ ｅ ｌ ａ ｔ ｆ ｏ ｒ ｍ ｙ ｐ ｐ ｙ ｙ ｇ ｙ ｐ ｐ ， ａ ｓ ｍ ａ ｌ ｌ ｒ ａ ｄ ａ ｒ ｓ ｅ ｅ ｋ ｅ ｒ ．Ｂ ａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ ｍ ｕ ｌ ｔ ｉ ｌ ｅ ｖ ｅ ｌ ｃ ｏ ｏ ｒ ｄ ｉ ｎ ａ ｔ ｅ ｔ ｒ ａ ｎ ｓ ｆ ｏ ｒ ｍ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｎ ｌ ｅ ｒ ａ ｔ ｅ ｓ ｔ ａ ｂ ｉ ｌ ｉ ｚ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ ｏ ｒ ｉ ｔ ｈ ｍ ｏ ｆ ｓ ｔ ｒ ａ ｄ ｏ ｗ ｎ ａ ｎ ｔ ｅ ｎ ｎ ａ ｆ ｏ ｒ － ｇ ｇ ｐ ｌ ａ ｔ ｆ ｏ ｒ ｍ ｗ ａ ｓ ｓ ｔ ｕ ｄ ｉ ｅ ｄ ．Ｌ ｉ ｎ ｅ ｏ ｆ ｓ ｉ ｈ ｔ（ Ｌ Ｏ Ｓ） ｒ ａ ｔ ｅ ｗ ａ ｓ ｅ ｓ ｔ ｉ ｍ ａ ｔ ｅ ｄ ｗ ｉ ｔ ｈ ｔ ｈ ｅ ｉ ｎ ｆ ｏ ｒ ｍ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ ａ ｎ ｌ ｅ Ｋ ａ ｌ ｍ ａ ｎ ｆ ｉ ｌ ｔ ｅ ｒ ａ ｎ ｄ Ｄ ｏ ｌ ｅ ｒ ｔ ｒ ａ ｃ ｋ ｉ ｎ － － ｐ ｇ ｇ ｐ ｐ ｇ ｌ ｏ ｏ ．Ｔ ｈ ｅ ｓ ｉ ｍ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓ ｓ ｈ ｏ ｗ ｔ ｈ ａ ｔ ｍ ｕ ｌ ｔ ｉ ｌ ｅ ｖ ｅ ｌ ｃ ｏ ｏ ｒ ｄ ｉ ｎ ａ ｔ ｅ ｔ ｒ ａ ｎ ｓ ｆ ｏ ｒ ｍ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ ｏ ｒ ｉ ｔ ｈ ｍ ｋ ｅ ｅ ｓ ｓ ｔ ａ ｂ ｉ ｌ ｉ ｚ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ ａ ｎ ｔ ｅ ｎ ｎ ａ ｅ ｆ ｌ ａ ｔ ｆ ｏ ｒ ｍ － － ｐ ｇ ｐ ｐ ， ｆ ｅ ｃ ｔ ｉ ｖ ｅ ｌ ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ Ｌ Ｏ Ｓ ｒ ａ ｔ ｅ ｅ ｓ ｔ ｉ ｍ ａ ｔ ｅ ｄ ｗ ｉ ｔ ｈ ｔ ｈ ｅ ｉ ｎ ｆ ｏ ｒ ｍ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ Ｋ ａ ｌ ｍ ａ ｎ ｆ ｉ ｌ ｔ ｅ ｒ ａ ｎ ｄ Ｄ ｏ ｌ ｅ ｒ ｔ ｒ ａ ｃ ｋ ｉ ｎ ｌ ｏ ｏ ｉ ｓ ｍ ｏ ｒ ｅ ａ ｃ ｃ ｕ ｒ ａ ｔ ｅ ａ ｎ ｄ ｎ ｅ ｅ ｄ ｓ ｙ ｐ ｐ ｇ ｐ ｌ ｅ ｓ ｓ ｃ ａ ｌ ｃ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ． ： ； ； ｌ ａ ｔ ｆ ｏ ｒ ｍ； Ｋ ｅ ｗ ｏ ｒ ｄ ｓ ａ ｎ ｔ ｅ ｎ ｎ ａ ｍ ｕ ｌ ｔ ｉ ｌ ｅ ｖ ｅ ｌ ｃ ｏ ｏ ｒ ｄ ｉ ｎ ａ ｔ ｅ ｔ ｒ ａ ｎ ｓ ｆ ｏ ｒ ｍ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｋ ａ ｌ ｍ ａ ｎ ｆ ｉ ｌ ｔ ｅ ｒ Ｌ Ｏ Ｓ ｒ ａ ｔ ｅ － ｐ ｙ
０ －ｓ ｉ ｎ ｏ ｓ γ ｃ γ 燀 燅 若 ωＸ 、 ω ω Ｙ 、 Ｚ 为捷联惯性测量单元测得弹体三 个方向的角速度 ， 则弹体角速度在天线坐标系中的投 影为 ：
ωＡＸ燄 ωＸ燄 熿 熿 （ ） （ ） （ ） （ ） （ ） （ ） ５ °Ｋ γ Ｌ θ Ｍ φ ω ωＡ Ｙ ＝ Ｌ α Ｍ β Ｋ －４ Ｙ ωＡＺ燅 燀 ω Ｚ燅 燀 （ ） ５
第３ ０卷 第６期 ２ ０ １ ０年１ ２月
弹 箭 与 制 导 学 报 ， ，Ｍ Ｊ ｏ ｕ ｒ ｎ ａ ｌ ｏ ｆ Ｐ ｒ ｏ ｅ ｃ ｔ ｉ ｌ ｅ ｓ Ｒ ｏ ｃ ｋ ｅ ｔ ｓ ｉ ｓ ｓ ｉ ｌ ｅ ｓ ａ ｎ ｄ Ｇ ｕ ｉ ｄ ａ ｎ ｃ ｅ ｊ
ｏ ． ６ Ｖ ｏ ｌ ． ３ ０ Ｎ Ｄ ｅ ｃ ２ ０ １ ０
Ｘｍ燄 Ｘ１燄 熿 熿 Ｙｍ ＝ Ｋ（ Ｌ（ Ｍ（ γ） θ） φ） Ｙ１
（ ） １
Ｚｍ燅 Ｚ １燅 燀 燀 式中 Ｋ（ 俯 仰、 翻滚的 Ｌ（ Ｍ（ γ）、 θ）、 φ）为 弹 体 偏 航 、 变换矩阵 ：
ｉ ｎ ｏ ｓ φ ｓ φ ０ 熿ｃ 燄 （ ） Ｍ φ ＝ －ｓ ｉ ｎ ｏ ｓ φ ｃ φ ０ ０ １ 燀 ０ 燅 ０ ｓ ｉ ｎ ｃ ｏ ｓ θ θ － 熿 燄 （ ） ２
Ｌ（ θ）＝
０ １
０
（ ） ３
ｓ ｉ ｎ ｏ ｓ θ ０ ｃ θ燅 燀 １ ０燄 ０ 熿 Ｋ（ ｏ ｓ ｉ ｎ γ）＝ ０ ｃ γ ｓ γ
（ ） ４
Ｏ Ｚｂ 在垂直 ＸｍＯｍ Ｙｍ 平面内垂直 ＯｂＸｂ 向下为正向 。 Ｏ Ｙｂ 由右手定则确定 。
１． ２ 算法分析 角速度补偿实现方法如图 １ 所示 ， 其中使用角速 度测量传感器构成速度回路 。 补偿算法实施过程中 ， 将弹体运 动 投 影 到 天 线 坐 标 系 ， 须经一系列坐标变 、 、 换 。 首先 ， 惯性参考坐标系经过 偏 航 （ 俯仰（ θ） φ） 翻滚 （ 形成弹 体 坐 标 系 。 在 弹 体 坐 标 系 的 基 础 上 γ） 在弹上 绕Ｏ Ｘ ｍ 轴旋转 －４ ５ °变换到弹上执行坐标系 ， 执行坐标系的 基 础 上 转 过 天 线 的 偏 航 指 向 角 β 和 俯 仰指向角α 形成天线坐标系 。
·２ ８· 由右手定则确定 。
弹 箭 与 制 导 学 报
第３ ０卷
） 惯性参考坐标系 Ｏ 坐标原点 是 动 点 ， ２ Ｘ１ Ｙ１Ｚ １。 即导弹质心 Ｏ Ｏ Ｘ１ 平行Ｏ Ｘｅ， Ｏ Ｙ１ 平行Ｏ Ｙｅ， Ｏ Ｚ１ 平 １。 行Ｏ Ｚｅ。 ）弹体坐标系 Ｏ 坐标原点为导弹质心 ３ Ｘｍ ＹｍＺｍ 。