天基导弹的动基座快速精确传递对准方法

第36卷，增刊红外与激光工程‘2007年9
月
、，01．36Su p p l c m∞t m鱼童玎ed柚d L a s e r Engin∞血2 Sep．2007天基导弹的动基座快速精确传递对准方法
马闪，王新龙 (北京航空航天大学宇航学
院，北京100083)
摘要：提出了一种适用于新概念太空武器一天基导弹的初始对准方案。

基于天基导弹距目标距离远、速度快、需要从空间机动平台快速发射的特点，研究了一种适于天基导弹的动基座快速精确
对准方案。

利用空间机动平台提供的姿态角信息首先快速完成粗对准，然后在天基导弹发射后，刑
用弹载星敏感器引入的精确位置和姿态角观测信息，提出了一种新的位置+姿态角匹配的对准方法，
以实现对天基导弹的精对准。

详细推导并建立了天基导弹动基座对准系统量测方程。

最后，通过仿
真验证了该方案的可行性，在lo s时间内，对准精度可达到一个角分以内。

关键词：初始对准；天基导弹；捷联惯导系统；星敏感器
中图分类号：V249．32 文献标识码：A 文章编号：1007．2276(2007)增(探测与制导)．0503．05 Rapid precise t rans fer alignment of space b嬲ed missile o n mo订ng
base
M A Sl瑚，WANG Xi n—l o n g
As咖缸s，B嘶ing100∞3，
(school of加缸删缸s，B喇ing unive礴时of A啪nautics a n d
al㈣
Abst船ct：An iIlitia l alig蛐ent scheme of tlle space ba sed IIlissile(a n e w c o nc ep t s pa c e weap on)w 雒proposed．Considering the long distance betw een me missile arLd me target aIId the fast launch requ晚
m．ent，a rapid pr e c is e n．ansfer a li g I lI n e n￡w a s s tu d i e d for t|le sp ace base d J11isSjle o n moving bas e．The
c o a r s e
alig咖ent w a s camed out usin g the in f or r r la t i on o f tI le s pac e n at．T hen after la un c h，a ne w p r e c i s e
ahg砌nent meth od using position and attitude matclling was p ro p os e d witll tIle sta r tracker on山 e IIliss ile．The measurcment equation of me scheme was deduced纽deta诅s．Finally the feasibility of the
schcme w懿Validated by t tle co II lp ut er s洳ulation-The alig珈[nent acc u瑚c y is better tll觚one a r c minutc witllin ten
secon ds．
Key啪rds：Ini垃a1alig砌ent；Spac e b硒ed InissⅡe；SⅨS；
Star缸橱(er
O引言求，天基导弹的导航系统采用高精度的星敏感器来辅
助捷联惯性导航系统(SⅨS)。

因此，弹载星敏感器由于天基导弹不受领土领空的限制，通过实施空也为研究天基导弹新的对准方法提供了有利的硬件
间轨道机动，可以实施全球性的快速打击，并具有更条件。

高的灵活性和突防能力。

因此，天基导弹将成
为未来针对机载、舰载和车载导弹的初始对准【2卅，已
太空战中的一种重要太空武器。

天基导弹初始对准的经研究了很多动基座传递对准方法，其中具有代表性
精度和速度直接关系到导弹的快速反应能力和导航的是速度+姿态角匹配睁1的传递对准方法，近几年
还精度¨J。

为了适应天基导弹高速度、远距离的导航要提出了完全利用GPs导航信息进行对准的方法。

一
收藕日期l 20昕．cr7·14 基金项目；国家863高技术项目(2006A A704305) 作者简介z马闪(1983一)，男，山东菏泽人，硕士研究生，主要
从事星光，惯性组合导航技术的研究。

Email：啦签b垫堡塑垒蛔§地!翅导疖简介；王新龙(1969-)，男，陕西渭南人，副教授，硕士生导师，
主要从事组合导航制导及初始对准研究。

Email：咖蹰g@bu执edII．钮
万方数据
7===詈苎皇皇=!================!!=!!==!==!======!!=竺!===竺竺============!=============!!504一，
红外与激光工程：光电探测与制导技术的发展与应用第36卷
般来说，测量参数匹配法由于方法直接，其快速性优于计算参数匹配法，但其精度低于计算参数匹配
法；2天基导弹动基座传递对准模型的建立
计算参数匹配法的估计过程相对平稳，精度较高，但
对准速度较慢。

本文针对天基导弹导航系统的特点，对天基导弹进行动基座对准，首先要建立s玳
s 为提高天基导弹的快速反应能力及打击精度，在天基的系统误差模型和量测模型。

导弹发射时，在空间机
动平台上快速完成粗对准过2．1状态方程程，而将天基导弹的精对准在导弹
从空间机动平台发状态方程包括S科S的动基座系统误差方程和
惯射后利用弹载星敏感器进行，这样就较好地解决了天性器件的误差方程，S矾S系统误差方程包括数学
平
基导弹初始对准快速性和准确性的矛盾。

台失准角方程、速度误差方程和位置误差方程。

惯性
器件的误差方程包括陀螺仪的误差方程和加速度计
1天基导弹的动基座对准方案设计的误差方程。

导航坐标系采用东一北一天地理坐标
系，综合这些误差模型可以得到进行动基座对准的状天基导弹从空间机动平台上发射，在导弹的发射
态方程【1】：
瞬间，直接将空间机动平台瞬时的位置、速度和姿态
戈(f)=F(f)x(f)+G(f)w(f) (1)
角信息传递给天基导弹，为天基导弹建立粗略的数学
其中，状态变量平台，其SINS立即以此作为
初始条件开始导航工作。

粗对准后，天基导弹的姿态信息由于安装误差、随机x(f)=l以，弧，北，以，
融，砌，识，办，唬，
误差等的存在而精度较低【5】，这时数学平台所反映的‰，％，％，V缸，V6y，Vk l‘ 导航坐标系还
不是真实的导航坐标系，它们之间还存式中：以、矾和北为速度误差；乩、觑和珊
在较大的失准角。

导弹发射后，星敏感器能够提供精
确的不随时间漂移的导航信息【6】，而且太空的真空环
为位置误差；彼、众和晚为数学平台失准角；‰、
境为星敏感器的工作提供了有利条件。

因此，这时可
‰和气为陀螺仪零偏；Vk、V0和Vk为加速度计再
利用弹上星敏感器对天基导弹进行精对准，其具体
零偏。

系统噪声w(f)=l吆，％，％，％，％，屹j1，过程如图l所示。

％、％、％为陀螺仪白噪声；‰、％、％为
通过星敏感器测量天体信息，获得导弹的姿态角加速度计白噪声。

和位置，并与s烈s输
出的姿态角和位置信息进行比系统矩阵和噪声矩阵：
较，得到导弹的
姿态角误差和位置误差。

然后以姿态o(粥) G l
角误差和位置误差作为观测量，通过最优估计的方法I‰(9’(9)一G o(粥)I
将数学平台偏离导航坐标系的失准角估计出来，最后F(f)=l o(粥)o(粥)l
校正天基导弹S I N S的数学平台使之与导航坐标系精I一一一一一一一一一一一一一I。

确对准，这是一种位置+姿态角匹配的传递对准方案。

l o(6Ⅺ5)I
o(粥)G l
G(f)=l_G o(蚴l
o(㈣o(㈣l
式中：‰中的元素为误差方程中的相应系数。

2．2量测方程的建立在天基导弹的传递对准方案
中，其量测方程有两
组，一组为位置匹配量测方程，另一组为姿态角匹配
量测方程。

(1)位置匹配量测方程
将sINs输出的位置‰与利用星敏感器获得的图1天基导弹s酣s的初始对
准
位置心懈相减，得到导弹的位置误差。

以位置误差F蟾．1I啪al ang衄cnt of s pac e based
m i s sn e
万方数据
增刊
马
闪等：夭基导弹的动基座快速精确传递对准方法
作为观测量，得到位置匹配量测方程为：
引。

2黜臻蹦删。

叱。

卜㈤
日足
(f)x(f)+K(f)
式中：％(f)为位置量测噪声，量测矩阵为：
sin(口)+扛磊币洳=
(6)
峨∽=『‰专三；，‰，‰，‰]
瓦+扛夏韶。

’
将SINs 输出的姿态角A 娜与利用星敏感器获得
一耕+篆)影 的姿态角A 。

吣相减，得到导弹的三轴姿态角误差。

以三个姿态角误差作为观测量，得到姿态角匹配量测 @’
方程为：
驸+刳缈
％L 砭J 。

乙。

卜撼‰‰㈣删㈣
艿
A(f)+K(f)=日^(f)x(f)+K(f)
式中：K(f)为姿态角量测噪声。

由于观测量是姿态角误差(阳、印、砸)，
而系统状态模型中的状态变量是数学平台失准角
萼：争一警欢+
假设由星敏感器和S 玳S 确定的导弹姿态矩阵分
砭尊磊≥㈣)_(，+鼽
一乏办uw
(霞、仇、织)，因此为了得到量测矩阵日A(f)就需
宴建立它们之间的转换关系。

一番2毳}一半织一。

，％巧，
丝学丸
瑶
“
、
别为：
I 互。

互： 互s
c ：=I 乏。

砭己。

I
，z
【_乃，
巧z
五，J
『五： 五： 五：]
哄=I 巧砭砭
I
I-巧砭砭j
如和撬织一撬移
则由星敏感器和SINs 确定的姿态角计算公式分 别为：
勿=毪挚允+毪势力
卜卜毒
啤惫纯+南办
‘√1一《 √1一吃。

(4)
【吣)2乏
协(小一篆
(5)
印=一器龙一器九
万方数据
红外与激光工程：光电探测与制导技术的发展与应用
第36
卷 一cosy
siny
程中，由于姿态角误差是直接观测量，而从量测方程
H l =
一里坐
一型鲨
可以看出数学平台失准角与姿态角误差有直接关系， cosp
cos 臼
即数学平台失准角的可观测性强，所以三个失准角的
一sin ytall 秒 一co sy taI lp 1
收敛速度都很快。

黜№辨∽僦汨I z^(≠)㈠巩(f) 叫。

I 吆(f)I
薯。

譬’ 。

。

y(r)=I Z{：；l ，则上式可以写成：
扣[j
铡=黜]侧f)_雠；]，． 猎 ·
z(f)=H(f)x(f)+y(f) (12)
公式(12)即为位置+姿态角匹配动基座对准的
3天基导弹动基座对准仿真验证及分析
3．2对准糟度分析
为了评价失准角的估计效果，计算失准角的估计
3．1仿翼验证
值与实际值之差。

在以往的文献中都是将估计值与初
始失准角相比较来评价估计效果，但是由于数学平台 仿真时，初始状态X 。

取为零，北向水平失准角
为0．50，东向水平失准角为1。

，方位失准角为1．50，陀
失准角在对准过程中不是常值，而是满足数学平台失
准角微分方程。

仿真时，其值可以这样来计算，假设
螺仪常值漂移0．02。

m ，陀螺仪白噪声O ．01。

／11，加速 度计常值偏差100嵋，加速度计白噪声50甥。

星
数学平台失准角的实际值用妒=f 霞哝唬i1来表
示，令
敏感器姿态角量测噪声为3’，位置量测噪声为30 m ， o
一唬 丸 噪声方差阵R 分别为：
E=痧×=[蒌]×=
采样时间0．1 s ，仿真时间10 s 。

根据以上仿真条件， 初始估计误差方差阵昂、系统噪声方差阵Q 和量测 晓
O 一织 一纯
纯。

昂=历昭{(1IIl ／s)2，(1IIl ／s)2，(1In ，s)2，(30m)2
则
c}=c ：c≥=c：(，+E)
(30m)2，(30m)2，(1。

)2，(o ．5。

)2，(1．5。

)2， 式中：c ：为星敏感器确定的姿态矩阵；c≥为s 玳s
(o ．02。

，h)z ，(o ．02。

／h)z ，(o ．02。

／h)z ， 确定的姿态矩阵。

由上式可得：
(100孵)2，(100甥)2，(100嵋)2}
(，+E)=(c ：)Tc ；，E=(c ：)Tc ；一，
即
Q=讹g{(o ．01。

，h)2，(o ．010／h)2，(o ．01。

／h)2，
O
电
一或 织
水∥啦，
(50嵋)2，(50岭)2，(50峙)2} 唆
尺=批g{(30m)2，(30m)2，(30m)2，
由此可以得到数学平台失准角的实际值
(3，)2，(3，)2，(3，)2}
妒=[纯
移
让]T 。

基于状态方程(1)和量测方程(12)进行卡尔
如果数学平台失准角的估计值用
曼滤波‘71估计得到的失准角如图2所示。

可以看出，
{；=[磊无霞]T 来表示，则估计误差为：
采用位置+姿态角匹配进行天基导弹的动基座对准过
万方数据
增刊马闪等：天基导弹的动基座快速精确传递对准方法507
△织=纯一织，△力=吟一哆，△唬=唬一唆
在位置+姿态角匹配动基座对准过程中，失准角
的估计误差如图3所示。

由于星敏感器能够提供高精
度的姿态角信息，所以失准角估计精度高，10 s时的
水平失准角和方位失准角的估计误差分别为一1．1’、
0．08’和0．61，。

Ti me／_
图5精对准前后的北向位置误
差
Fig．5 N o n h p o si t i o n eⅡ饼wim a nd丽tl lo ut pr∞ise an驴
ment
4结论
．、暑口oⅢ珏I I目Ⅲ
-o_12缸q尝目墨_田
将天基导弹的初始对准分为两个阶段：粗对准阶
段和精对准阶段，粗对准发射前在空间机动平台上进
1恤c舡
图3失准角的估计误差行，精对准发射后利用弹上星敏感器进行。

这样做的
优势在于：提高了天基导弹的快速发射能力；弹上星Fig．3 Es廿Ina￡ed e n．o r of n”Inisalignnl∞ts
敏感器可以获得精确的姿态角和位置匹配信息，提高为了说明对准精度对导航精度的影响，分别在粗了对准精度，缩短了对准时间。

仿真结果表明，在对准后和进行精对准后进行导航解算，得到两者的导．10s的时间内，对准精度达到一角分以内，实现了天航位置误差增长曲线如图4和图5所示。

基导弹的精确快速对准。

研究结果可为未来天基导弹
从图4和图5可以看出，精对准后导航位置误差武器初始对准方案的设计提供参考依据。

增长缓慢，导航精度大大提高。

未进行精对准时，东向和北向位置
误差分别为一2542m和3212 m；精对参考文献：
准后，东向和北向位置误差分别为235 m和186．5 m，
精度提高了一个数量级，能够满足天基导弹导航精度【1】袁信，俞济祥，陈哲．导航系统【M】．北京：航空工业出版社，1993，
的要求。

仿真结果表明，S矾S的初始对准是影响天58—68．基导弹导航精度的关键因素，初始对准的精
度直接关【2】Y U A N xi n，Y U Ji．xi柚g，c班狲2扯．N嘶g蚯an sy啦m口哪．B
确崦：
Pm踌ofAeron卸tics Indust哪!993。

58—68．
系到天基导弹的导航精度，精对准前后导航精度的提
【3】l【IⅣ玳J S，wⅡ，I．L AM R G F—16 flight懈她of a唧id的nsf
打
高说明了上面的对准过程为S斟S在进入导航状态前
alig哪en t p似剃ure【C】，佃巳EE，1998，7803—4330：379-386．
建立了精确的导航坐标系。

【4】E R N E S T J o，T1{O MAS R P．In—flight aIig衄∞Ⅱt lel chIliq∞s fbr n a v y
也∞ter w i d c IIlissiles【C】MAIAA，2001，4401·37212：I—15．
L。

T姗nt D．Tl孤sfer alig毗圮m de s i弘
【5】C II In呵Y'C}玎咐G F
and
ev a lu at i on【C】，，^I^^，1993，3892：1724—1733．
【6】SPAIDⅨG K MI ss oI球I S L．A n e伍cient mpid在a∞f醯ali驴
menl
filter【C】，，AIAA．1992。

4598：1276一1286．
【7】P"黝也越U)I F’DI，Nl{AM S J，U狙LA NG M B’et a1．Al啪ali
懈
t0 GPS【R】．M陌S．0-933957—28·9：1452—1459．
【8】秦永元，张洪钺，汪叔华．卡尔曼滤波与组合导航系统原理[M】．西
安：西北工业大学出版社，1998．
【9】QⅨY o n g—y u绷，z H A N G Hong·ylIe，W"晒ShIIh吼响cipals
o f
万方数据
图4精对准前后的东向位置误差hlnl卸丘l时锄d
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