弹载捷联惯导空中传递对准中火控匹配信息精度研究

第３１卷　第５期２０１１年１０月弹　箭　与　制　导　学　报Ｊｏｕｒｎａｌ　ｏｆ　Ｐｒｏｊｅｃｔｉｌｅｓ，Ｒｏｃｋｅｔｓ，Ｍｉｓｓｉｌｅｓ　ａｎｄ　ＧｕｉｄａｎｃｅＶｏｌ．３１　Ｎｏ．５Ｏｃｔ　２０１１弹载捷联惯导空中传递对准中火控匹配信息精度研究＊鲁　浩，位晓峰，徐剑芸，程海彬，孟俊芳（中国空空导弹研究院，河南洛阳　４７１００９）摘　要：文中对弹载捷联惯导传递对准中火控匹配信息进行了讨论，分析了火控信息在武器系统中的功能作用以及传递对准对火控信息的精度要求。

重点研究了火控信息的更新周期，传输信息的延迟时间对传递对准性能的影响，并通过蒙特卡洛仿真进行了验证。

其结论对火控算法和传递对准算法的工程化实现具有重要意义。

关键词：火控；捷联惯导；空空导弹；仿真中图分类号：ＴＪ７６５．３；ＴＪ７６２．２３ 文献标志码：ＡＲｅｓｅａｒｃｈ　ｏｎ　Ｐｒｅｃｉｓｉｏｎ　ｏｆ　Ｆｉｒｅ－ｃｏｎｔｒｏｌ　Ｍａｔｃｈｉｎｇ　Ｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎ　ｉｎＴｒａｎｓｆｅｒ　Ａｌｉｇｎｍｅｎｔ　ｆｏｒ　Ｍｉｓｓｉｌｅ－ｂｏｒｎｅ　ＳＩＮＳＬＵ　Ｈａｏ，ＷＥＩ　Ｘｉａｏｆｅｎｇ，ＸＵ　Ｊｉａｎｙｕｎ，ＣＨＥＮＧ　Ｈａｉｂｉｎ，ＭＥＮＧ　Ｊｕｎｆａｎｇ（Ｃｈｉｎａ　Ａｉｒｂｏｒｎｅ　Ｍｉｓｓｉｌｅ　Ａｃａｄｅｍｙ，Ｈｅｎａｎ　Ｌｕｏｙａｎｇ　４７１００９，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅ　ｆｉｒｅ－ｃｏｎｔｒｏｌ　ｍａｔｃｈｉｎｇ　ｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎ　ｉｎ　ｔｒａｎｓｆｅｒ　ａｌｉｇｎｍｅｎｔ　ｆｏｒ　ＳＩＮＳ　ｏｆ　ａｉｒ－ｔｏ－ａｉｒ　ｍｉｓｓｉｌｅ　ｗａｓ　ｄｉｓｃｕｓｓｅｄ，ａｎｄ　ｔｈｅ　ｆｕｎｃｔｉｏｎｏｆ　ｆｉｒｅ－ｃｏｎｔｒｏｌ　ｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎ　ｉｎ　ｗｅａｐｏｎ　ｓｙｓｔｅｍｓ　ａｎｄ　ｔｈｅ　ｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔ　ｏｆ　ｔｒａｎｓｆｅｒ　ａｌｉｇｎｍｅｎｔ　ａｃｃｕｒａｃｙ　ｆｏｒ　ｆｉｒｅ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎ　ｗｅｒｅａｎａｌｙｚｅｄ．Ｔｈｅ　ｅｆｆｅｃｔ　ｒｅｓｕｌｔｓ　ｏｆ　ｔｒａｎｓｆｅｒ　ａｌｉｇｎｍｅｎｔ　ｗｅｒｅ　ｏｂｔａｉｎｅｄ　ｆｏｒｍ　ｔｈｅ　ｆｉｒｅ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎ　ｕｐｄａｔｅ　ｃｙｃｌｅ，ｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎ　ｔｒａｎｓ－ｍｉｓｓｉｏｎ　ｄｅｌａｙ．Ｔｈｅ　ｒｅｓｕｌｔｓ　ｏｆ　ｆｉｒｅ－ｃｏｎｔｒｏｌ　ｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎ　ｗｅｒｅ　ｖａｌｉｄａｔｅｄ　ｕｓｉｎｇ　Ｍｏｎｔｅ　Ｃａｒｌｏ　Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ．Ｔｈｅｙ　ａｒｅ　ｖｅｒｙ　ｉｍｐｏｒｔａｎｔ　ｆｏｒｆｉｒｅ－ｃｏｎｔｒｏｌ　ａｎｄ　ｔｒａｎｓｆｅｒ　ａｌｉｇｎｍｅｎｔ　ａｒｉｔｈｍｅｔｉｃ’ｓ　ｒｅａｌｉｚａｔｉｏｎ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｆｉｒｅ－ｃｏｎｔｒｏｌ；ｓｔｒａｐｄｏｗｎ　ｉｎｅｒｔｉａｌ　ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ　ｓｙｓｔｅｍ；ａｉｒ－ｔｏ－ａｉｒ　ｍｉｓｓｉｌｅ；ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ０　引言对准问题是任何惯性导航系统在进行导航解算之前必须首先解决的关键技术之一，机载战术导弹惯导系统的传递对准是导弹空中发射前必须完成的关键过程［１］。

弹载捷联惯导系统的初始对准采用动基座传递对准，机载火控系统通过接收机载主惯导系统信息，不间断地进行导弹飞行任务的计算，通过总线（１５５３Ｂ或４２９）将所需的空中传递对准信息实时传递给导弹捷联惯导，导弹捷联惯导利用卡尔曼滤波算法完成传递对准。

机载火控系统是沟通机载惯导系统和导弹惯导系统的“桥梁”，是完成传递对准匹配信息“加工、处理与传输”的中枢。

从检索的文献来看，专题研究传递对准算法的文章很多，但涉及与传递对准机载火控匹配信息精度的研究很少。

文中对载机主惯导传递的对准匹配信息精度进行了研究，分析了火控信息的更新周期、信息延迟时间误差以及信息精度对传递对准的影响。

１　机载火控系统的功能与作用机载战术导弹武器系统主要包括：机载雷达、敌我识别系统、惯性导航系统、大气数据计算机、无线电指令系统、红外和光学瞄准系统、火控系统和发控装置等。

其中机载火控系统是整个武器系统的控制与信息处理中枢，通过接收其它分系统的信息，为空空导弹提供飞行任务信息和控制指令，这其中包含了传递对准所需的各种信息。

从机载惯导系统的工作原理可以看出，主惯导系统能够精确地给出飞机相对于地球的准确位置、速度和姿态角信息等，采用“绝对导航”。

“绝对导航”关注宏观精度，其导航输出信息的精度主要考虑“长周期”的要求，飞行时间可达数小时，惯导系统各项导航误差参数都是呈现长周期（舒拉周期８４．４ｍｉｎ）的振荡变化特性。

弹载惯导系统强调的是一次历经性的过程，具有“短周期”的特性（飞行时间最长２００ｓ），关注“微观”一次历经性连续过程的特性，表示速度的单位为ｍ／ｓ，＊收稿日期：２０１０－１０－２１作者简介：鲁浩（１９６３－），男，陕西西安人，研究员，博士，研究方向：惯性导航技术。

弹箭与制导学报第３１卷　不能忽略小数点后２～４位的数据。

“相对导航”是在建立机载火控基准导航坐标系的时刻，“冻结”机载惯导系统以前产生的导航误差，建立的机载火控基准导航坐标系导航参数的误差从“冻结”时刻起重新开始计算。

选用“相对导航”还是“绝对导航”，取决火控系统在进行传递对准匹配信息时采用了主惯导系统纯惯性导航参数还是ＩＮＳ／ＧＰＳ组合导航参数。

对于机载导弹而言，因为其制导信息主要考虑飞机、导弹和目标之间的相对运动关系，采用了主惯导纯惯性的导航参数，因此选用“相对导航”。

２　火控匹配信息流的确定机载平台式惯导系统的导航坐标系已经选用了游离方位坐标系，而且与大气机和ＧＰＳ进行了组合。

因此，机载平台式惯性导航系统输出的导航参数已不是纯惯性的，机载惯导的导航信息不能在机载导弹传递对准中直接采用，只能利用载机火控系统对主惯导的导航参数进行处理，在火控系统中重新构建机载导弹所需的导航系，该坐标系称为整个导弹武器系统的导航坐标系。

导弹惯导系统的传递对准所需的各种基准信息和导弹中制导所需的目标信息都是从这个导航坐标系统中给出的。

用于空空导弹传递对准的匹配信息主要有两种：速度信息和姿态信息。

２．１　速度信息“速度匹配”方案的主要优点在于：由于地球重力加速度的作用，水平失准角可以得到有效的估计，由比力形成的支撑矢量的长度随时间增长，可以有效地改善滤波算法中的信噪比。

但方位通道需要通过陀螺罗经化（ｇｙｒｏ　ｃｏｍｐａｓｓｉｎｇ）把航向误差变换成速度误差来完成。

因此传递对准过程中需要载机做具有水平加速度输出的机动飞行。

２．２　姿态四元数采用姿态四元数信息作为传递对准的匹配信息，可以使传递对准的匹配信息中增加与角运动有关信息。

采用“速度＋姿态”匹配方案，再加以适当的机动，使传递对准状态方程的可观测性大大增加，从而使传递对准的速度和精度在“理论”上都得到提高。

但采用姿态四元数信息作为传递对准的量测信息有很多缺点，将会大大增加滤波算法的复杂性，而且仅在载机的某些运动的情况下采用姿态四元数信息才会对传递对准的精度有明显的改善，这些缺点严重制约了姿态四元数信息在传递对准中的应用。

２．３　火控系统传递所需信息流与传递对准有关的火控信息流如图１所示。

图１　传递对准有关的信息流主惯导输出的导航信息包括：飞机姿态角ψ、θ、γ；飞机位置λ、 、Ｈ；飞机地速ＶＮ、ＶＵ、ＶＥ；比力ｆｐｘ、ｆｐｙ、ｆｐｚ；信息延迟时间τ１；平台的角速度矢量ωｐｘ、ωｐｙ、ωｐｚ；游动方位角α等。

火控输出的传递对准信息包括：姿态四元数ｑｉｂ；飞机位置ｘ、ｙ、ｚ；飞机惯性速度Ｖｘ、Ｖｙ、Ｖｚ；信息延迟时间τ２；重力加速度ｇｘ、ｇｙ、ｇｚ；杆臂长度Ｒｘ、Ｒｙ、Ｒｚ等。

３火控信息的建立过程通常情况下，机载导弹选用惯性坐标系作为导航坐标系。

导弹惯导系统的传递对准所需的各种基准信息和导弹中制导所需的目标信息都是从这个惯性坐标系统中给出的。

３．１火控基准惯性坐标系［２］火控导航惯性系是机载火控系统在机载导弹惯导系统传递对准开始之前的某一时刻（ｔ＝０）建立的，此时，火控导航惯性坐标系与主惯导系统在ｔ＝０时刻模拟的地理坐标系重合。

模拟地理系与平台惯导系统的平台系在方位上相差一个游移方位角α。

火控系统利用机载平台式惯导系统模拟这个地理系。

此时，平台系与当地地理坐标系之间的转移矩阵为：Ｃｉｐ（０）＝Ａ（０）＝ｃｏｓα０ｓｉｎα０　１　０－ｓｉｎα０ｃｏｓ熿燀燄燅α以后，在每一个计算周期Ｔ上，有：Ｃｉｐ（ｋ）＝Ａ（ｋ）＝Ａ（ｋ－１）１－ωｐｚＴωｐｙＴωｐｚＴ　１－ωｐｘＴ－ωｐｙＴωｐｘＴ熿燀燄燅１式中：Ｔ为计算周期，（ωｐｘωｐｙωｐｚ）Ｔ为平台惯导系统中平台系的指令角速度矢量。

３．２姿态四元数在火控系统建立姿态四元数信息时，首先计算机体系至平台系的转移矩阵ＣＰＢ，它与载机相对于当地·２６·　第５期鲁浩等：弹载捷联惯导空中传递对准中火控匹配信息精度研究地理系的姿态角以及平台的游移角有关。

其次计算弹体系相对于机体系的安装矩阵ＣＢｂ，它与导弹在载机上的挂弹方式及机翼静态挠曲变形角度有关。

则弹体系至导航系的转移矩阵为：Ｃｎｂ＝ＣｎＰ＊ＣＰＢ＊ＣＢｂ四元数ｑｉｂ表示为：ｑｉｂ＝ｑｉｐ·ｑｐＢ·ｑＢｂ式中：ｑｉｂ为弹体系ｂ与惯性坐标系ｉ的转换四元数；ｑｉｐ为惯性系ｉ与平台系ｐ之间的转换四元数；ｑｐＢ为平台系ｐ与机体系Ｂ之间的转换四元数；ｑＢｂ为机体系Ｂ与弹体系ｂ之间的转换四元数。

ｑｉｂ的精度取决于弹体的安装几何误差、载机惯导系统的姿态误差，特别是机翼变形的补偿精度。

３．３载机惯性速度［４］采用“相对导航”的设计概念，在火控导航坐标系建立的时刻（ｔ＝０），记忆下平台惯导系统在ｔ时刻的速度（即北向速度ＶＮ、天向速度ＶＵ与东向速度ＶＥ），此时火控起始时间为零。

Ｖｎｘ（０）Ｖｎｙ（０）Ｖｎｚ（０［］）Ｔ＝ＶＮＶＵＶ［］ＥＴ计算在每一个计算步长Ｔ上，沿平台坐标系轴向的比力值，可得：ｄＶａｘｄＶａｙｄＶａ［］ｚＴ＝ｆｐｘｆｐｙ－ｇ　ｆｐ［］ｚＴ×Ｔ在惯性系比力速度增量的计算：ｄＶｘｎ　ｄＶｙ［ｎｄＶｚ］ｎＴ＝ＣｉｐｄＶａｘ　ｄＶａｙ　ｄＶａ［］ｚＴ在惯性坐标系中火控惯性速度的计算：Ｖｎｘ（ｉ＋１）Ｖｎｙ（ｉ＋１）Ｖｎｚ（ｉ＋１［］）Ｔ＝Ｖｎｘ（ｉ）Ｖｎｙ（ｉ）Ｖｎｚ（ｉ［］）Ｔ＋ｄＶｘｎｄＶｙｎｄＶｚ［］ｎＴ３．４　重力加速度重力加速度在平台坐标系轴上的投影：ＧｐｘＧｐｙＧｐ［］ｚＴ＝０－ｇ［］０Ｔ重力加速度在惯性坐标系上的投影：ＧｘＧｙＧ［］ｚＴ＝Ａ（ｋ）×ＧｐｘＧｐｙＧｐ［］ｚＴ４火控匹配信息精度研究机载火控系统提供的对准匹配信息精度应满足机载导弹捷联惯导对准精度要求。

本节在“速度＋姿态”匹配方案条件下，采用逆向推理的方法，从导弹惯导对火控系统的信息要求出发，溯源到对火控系统匹配信息的精度要求。