捷聯制導系統信號延時隔離度抑制方法

張道馳,夏群利,溫求遒

(北京理工大學宇航學院,北京 100081)

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捷聯制導系統信號延時隔離度抑制方法

張道馳,夏群利,溫求遒

(北京理工大學宇航學院,北京 100081)

針對捷聯導引頭視線角速度(line of sight rate，LOSR)計算時制導信號延時帶來較大的隔離度(disturbance rejection rate，DRR)問題,首先分析了捷聯制導系統信號延時產生隔離度的原因,推導了制導信號延時隔離度傳遞函數。進一步通過對視線角速度計算中信號時序關系分析,得到了導引頭與慣導(inertial navigation system，INS)數據更新頻率不成整數倍的關系和信號處理傳輸時間等是導致制導信號延時的主要原因。在此基礎上,提出通過在導引頭和慣導數據幀中增加時間標記的方式,使主控機可以提取同一時刻制導信號數據進行視線角速度計算,從而大幅減小制導延時產生的隔離度。數學仿真和半實物仿真表明,該方法在很大程度上減小了制導信號延時帶來的導引頭隔離度。

制導信號延時; 全捷聯導引頭; 隔離度; 抑制方法; 視線角速度提取

0　引　言

導引頭隔離度(disturbance rejection rate，DRR)是衡量導引頭制導信號品質的重要指標,其大小對導彈的控制系統的穩定性和制導精度具有重要的影響[1-5]。不同于平臺導引頭隔離度是指導引頭機械平臺對彈體運動的隔離程度,全捷聯導引頭取消了復雜的機械平臺機構和控制機構,通過利用導引頭和慣導的制導信息,構建數學平臺實現對彈體運動的隔離。因此全捷聯導引頭隔離度表征的是視線角速度提取算法[6-7]或數學平臺對導引頭測角誤差、導引頭和慣導的刻度尺誤差、動力學誤差以及制導信號延時等誤差對視線角速度(line of sight rate，LOSR)計算影響的抑制能力。

關于全捷聯導引頭隔離度對制導控制系統影響,國內外許多學者進行了研究。文獻[8]首先研究了捷聯式導引頭刻度尺誤差引起的隔離度對系統穩定性的影響;文獻[9-10]研究了導引頭動力學及刻度尺誤差對導引頭隔離度的影響,并就其對制導脫靶量的影響進行了分析;文獻[11]分析了全捷聯導引頭視線角速度計算過程中刻度尺誤差、傳感器動力學和制導信號延時等引起的隔離度問題,給出了穩定域計算結果及滿足穩定要求的允許誤差邊界;文獻[12]分析了全捷聯制導系統導彈不同內部動力學和導引頭延時對隔離度寄生回路穩定域以及制導系統脫靶量的影響。以上研究中,均指出隔離度幅值對控制系統穩定性和制導精度具有重要影響,導引頭設計中隔離度必須小于制導控制系統決定的邊界值。

鑒于導引頭隔離度對制導性能的重要影響,國內外多位學者就隔離度抑制補償技術進行了研究。文獻[13]提出采用抖動自適應校正或卡爾曼濾波方法對天線罩斜率進行估計校正以抑制天線罩斜率誤差引起的導引頭隔離度。文獻[14]分析了平臺導引頭隔離度對制導精度的影響,設計了基于擾動觀測器(disturbance observer,DOB)的隔離度在線抑制算法;文獻[15]通過采用無跡卡爾曼濾波(unscented Kalman filter,UKF)算法對全捷聯導引頭刻度尺誤差進行實時估計補償減小刻度尺誤差引起的隔離度問題;文獻[16]提出了導引頭和慣導刻度尺偏差的辨識校正方法;文獻[17]利用PID校正穩定制導回路,抑制捷聯解算帶來的隔離度問題。然而針對捷聯導引頭制導信號延時帶來的視線角速度隔離度抑制問題并沒有相關研究。

本文針對捷聯制導系統信號延時產生的隔離度問題,首先分析了制導信號延時產生隔離度的原理,給出了信號延時隔離傳遞函數并進行了分析。基于捷聯制導系統視線角速度計算信號時序關系,分析了制導信號延時產生的原因。提出了通過在慣導(inertial navigation system，INS)和捷聯導引頭制導信息數據幀中增加時間標記的方式,使主控機利用同一時刻導引頭和慣導數據進行視線角速度解算,從而大幅減小信號延時到來的隔離度問題。數學仿真和半實物仿真表明,該方法大幅減小了信號延時引起的導引頭隔離度。

1　制導信號延時隔離度問題

1.1制導信號延時產生隔離度原因

如前所述,捷聯制導系統利用導引頭和慣導的制導信號構建數學平臺實現對彈體運動的隔離。捷聯導引頭縱向平面內的測角關系如圖1所示。

圖1　捷聯導引頭縱向面內角度測角關系示意圖Fig.1　Angle relationship of strapdown seeker in pitch plane

不考慮導引頭和慣導刻度尺誤差,捷聯導引頭測角誤差可表示為

(1)

(2)

(3)

1.2制導信號延時隔離度大小

采用文獻[11]方案二進行視線角速度計算,不考慮捷聯導引頭和慣導的動力學誤差以及刻度尺誤差,視線角速度提取模型可以簡化為如圖2所示。

圖2　視線角速度計算原理框圖Fig.2　Principle of LOS rates calculation

由圖2隔離度傳遞函數[5]為

(4)

圖3給出了慣導無延時,導引頭不同延時時間下,隔離度傳遞函數的伯德圖。由圖3可知隔離度幅值隨著頻率的增加而增大。在頻率1～3 Hz范圍內,10 ms延時引起的隔離度大于10%,這必然將對導彈的制導性能造成嚴重影響[11]。因此視線角速度計算中須引入制導信號延時抑制方法,減小制導信號延時隔離度幅值。

圖3　不同延時時間隔離度傳遞函數伯德圖Fig.3　Bode diagram for DRR with different time delay

2　捷聯制導信號延時的原因

采用捷聯導引頭制導系統中,制導系統主要由捷聯導引頭、慣導和主控機組成,導引頭測量彈目線與彈體之間的夾角即誤差角,慣導測量彈體的姿態角,主控機利用導引頭測量的誤差角信息和慣導測量的彈體姿態角進行視線角重構和視線角速度計算。

導彈飛行過程中,主控機在內存中開辟一塊公共存儲區域用于接收慣導及導引頭數據。捷聯導引頭和慣導以各自的數據更新頻率向主控機數據存儲區發送數據,傳統視線角速度計算時,主控機判斷導引頭有效數據到達時刻同時提取最新慣導數據進行視線角速度計算。

當導引頭數據更新頻率與慣導數據更新頻率不是整數倍的關系時,導引頭數據更新時刻,慣導數據未更新,主控機提取慣導上一時刻存儲數據,此時等價于慣導數據存在數據延時,導引頭和慣導信號時序如圖4所示。

圖4　數據更新頻率不成整數倍關系引起制導信號不一致示意圖Fig.4　Signal delay caused by inconsistency data update frequency

即使導引頭數據更新頻率與慣導更新頻率為整數倍的關系,由于慣導、導引頭和主控機采用獨立的計時器以及數據處理計算機,圖像導引頭圖像處理時間或采用激光編碼的激光捷聯導引頭激光脈沖間隔時間的不固定、慣導數據處理時間以及數據傳輸時間等均可導致主控計算機接收到導引頭和慣導數據時刻不一致。當導引頭延時較大時可能存在主控機收到導引頭數據時,慣導已經更新為下一時刻數據,等價于導引頭數據存在延時,信號時序如圖5所示。

綜上所述,由于導引頭數據更新頻率與慣導數據更新頻率不成整數倍的關系或數據處理及傳輸時間原因,導致主控機進行視線角速度計算時刻,導引頭數據和慣導數據

不是同一時刻數據,等價于導引頭或慣導制導信號存在延時。從而引起導引頭隔離度。

圖5　處理延時引起的數據不一致示意圖Fig.5　Data inconsistent caused by signal process delay

3　制導信號延時隔離度抑制方法

由以上分析,主控機視線角速度計算時刻導引頭數據和慣導數據時間不一致使彈體運動信息耦合到制導信號中。由于數據處理時間以及數據更新頻率不能更改,并且對于采用編碼的激光捷聯導引頭,導引頭收到激光脈沖數據時間間隔并不是固定不變的,因此難以單純靠硬件嚴格實現導引頭數據和慣導數據嚴格一致到達主控機。但若已知導引頭和慣導數據產生時刻,則可以通過軟件設計保證主控機利用相同時刻制導信號數據進行視線角速度計算。

為消除制導信號延時差,在導引頭和慣導與主控機通訊的數據幀中增加一個時間標記位,用于記錄導引頭和慣導制導信號數據產生時刻的時間。主控機在公共內存中存取多組導引頭和慣導數據,用于數據時間匹配計算。

在導彈系統初始化時,由主控機向導引頭和慣導發送時間對準指令,使導引頭、主控機以及慣導中的定時器零時刻嚴格一致。視線角速度計算時刻,主控機首先提取出導引頭數據幀中的數據產生的時間,之后在慣導數據存儲區中查找對應時刻慣導數據,或采用插值方式計算對應時刻慣導數據,帶時間標記的信號時序如圖6所示。主控機進行視線角速度計算流程如圖7所示。

圖6　帶時間標記的視線角速度計算信號流程示意圖Fig.6　LOS rate calculation using time mark

圖7　主控機視線角速度計算流程圖Fig.7　Flowchart of calculation LOS rate for missile main controller

采用在數據幀中增加時間標記,可以保證視線角速度計算采用同一時刻導引頭和慣導制導數據從而消除制導信號延時引起的導引頭隔離度。

4　仿真驗證

4.1數學仿真驗證

利用圖2方案進行視線角速度解算,微分環節采用Kalman濾波方案,仿真中取Kalman量測噪聲W=0.05°,系統噪聲Q=0.5°。導彈俯仰姿態角以幅值為1°,頻率2 Hz做正弦運動,彈目視線角保持0°。

主控機程序中存儲5組最新慣導數據(依據導引頭最大延時確定),導引頭數據到達時刻進行視線角速度計算,通過時間插值方式計算導引頭數據時刻對應的慣導數據。考慮到制導信號延時隔離度只與導引頭信號延時和慣導延時之差相關,并且慣導延時較小,仿真時以慣導數據為基準,即慣導延時為0。

其他仿真條件以及仿真結果如表1所示。表中隔離度計算公式為

(5)

由表1中第一和第二組數據可知,當系統不存在延時并且導引頭和慣導數據更新頻率為整數倍關系時,同一時刻數據同時到達主控機,視線角速度計算不會產生隔離度問題;當數據更新頻率不是整數倍關系時,則會帶來導引頭隔離度。

表1　增加時間標記前后導引頭隔離度仿真結果

由第3組和第4組數據可知,數據更新率成整數倍關系時,導引頭延時小于慣導數據更新時間間隔時,延時不會產生隔離度,主要是因為此時慣導數據未更新,視線角速度計算時,主控機仍采用同一時刻制導數據;當延時大于慣導數據更新時間,會造成導引頭隔離度。

由第4組和第5組數據可知,數據更新率不為整數關系且延時較大時,硬件延時引起的隔離度較大,須進行延時處理。

圖8和圖9給出了第4組和第5組仿真條件下,采用數據時間標記前后俯仰角速度引起的視線角速度變化曲線。由圖及表中數據可知,采用時間標記使導引頭和慣導數據一致的方式可基本消除制導信號延時帶來的導引頭隔離度。

圖8　條件4俯仰角速度引起視線角速度曲線Fig.8　Condition 4 LOS rate caused by pitch rate

圖9　條件5俯仰角速度引起視線角速度曲線Fig.9　Condition 5 LOS rate caused by pitch rate

4.2半實物仿真驗證

為進一步驗證通過時間標記抑制制導延時隔離度方法的有效性,采用全捷聯紅外成像導引頭和慣導組件等實物硬件,在轉臺上測試引入時間標記前后導引頭隔離度大小,隔離度測試方案如圖10所示。

圖10　導引頭隔離度測試半實物仿真系統Fig.10　Hardware-in-the-loop simulation system for disturbance rejection rate test

慣導、捷聯導引頭和目標模擬器一起安裝在五軸轉臺上,其中慣導和捷聯導引頭安裝在三軸轉臺的內框上,目標模擬器安裝在雙軸臺的內框上。轉臺控制模塊通過光纖網絡向轉臺發送指令,驅動轉臺運動,慣導和捷聯導引頭通過RS422接口向通訊模塊發送測量數據,捷聯數據發送頻率為50 Hz,慣導數據發送頻率為40 Hz。地面仿真控制機模擬彈載計算機在收到導引頭誤差角信號后進行視線角速度解算,并記錄計算結果。半實物仿真前通過標定方式將導引頭和慣導刻度尺調整到1.0。

隔離度測試中,目標模擬器靜止不動,轉臺在俯仰和偏航方向分別以幅值為1°,頻率為2 Hz和3 Hz運動,共進行了4組半實物仿真實驗。表2給出了捷聯視線角速度計算中利用導引頭和慣導時間標記和不利用時間標記時,解算出導引頭隔離度幅值,其中前兩組為俯仰角變化,偏航角不變,后兩組俯仰角不變,偏航角運動。

表2　半實物仿真結果

圖11和圖12給出了半實物仿真中俯仰角變化引起的視線角速度變化曲線。由圖及表中數據可知,增加時間標記后,可以顯著減小導引頭隔離度幅值。由于導引頭測角噪聲等影響,半實物仿真中增加時間標記后導引頭隔離度仍存在一較小值。

圖11　俯仰1° 2 Hz時視線角速度曲線Fig.11　LOS rate caused by pitch 1° 2 Hz

圖12　俯仰1° 3 Hz時視線角速度曲線Fig.12　LOS rate caused by pitch 1° 3 Hz

5　結　論

文中分析了制導信號延時產生隔離度的原理,推導了慣導和捷聯導引頭制導信號延時隔離度傳遞函數。闡述了制導信號延時的內在原因。在此基礎上提出了通過在導引頭和慣導發送的數據幀中增加時間標記方式,使主控機利用同一時刻制導信號進行視線角速度解算,從而在很大程度上減小了信號延時產生的隔離度。通過數學仿真和半實物仿真,驗證了方法的有效性。

本文提出的方法可直接應用到捷聯制導系統視線角速度提取計算中,具有較大的工程應用價值。

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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；網絡優先出版日期：2016-02-16。

TJ 765.3

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

張道馳(1987-),男,博士研究生,主要研究方向為飛行器總體、制導與控制。

E-mail:zhangdaochi1988@163.com

夏群利(1971-),男,副教授,博士,主要研究方向為飛行器總體、制導與控制。

E-mail:1010@bit.edu.cn

溫求遒(1982-)男,講師,博士,主要研究方向為飛行器總體、制導與控制。

E-mail:wenqiuqiu82@bit.edu.cn

網絡優先出版地址：http://www.cnki.net/kcms/detail/11.2422.TN.20160216.1532.006.html