張道馳,夏群利,溫求遒

(北京理工大學(xué)宇航學(xué)院,北京 100081)

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捷聯(lián)制導(dǎo)系統(tǒng)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(xué)宇航學(xué)院,北京 100081)

針對捷聯(lián)導(dǎo)引頭視線角速度(line of sight rate，LOSR)計算時制導(dǎo)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(lián)制導(dǎo)系統(tǒng)信號延時產(chǎn)生隔離度的原因,推導(dǎo)了制導(dǎo)信號延時隔離度傳遞函數(shù)。進一步通過對視線角速度計算中信號時序關(guān)系分析,得到了導(dǎo)引頭與慣導(dǎo)(inertial navigation system，INS)數(shù)據(jù)更新頻率不成整數(shù)倍的關(guān)系和信號處理傳輸時間等是導(dǎo)致制導(dǎo)信號延時的主要原因。在此基礎(chǔ)上,提出通過在導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)幀中增加時間標(biāo)記的方式,使主控機可以提取同一時刻制導(dǎo)信號數(shù)據(jù)進行視線角速度計算,從而大幅減小制導(dǎo)延時產(chǎn)生的隔離度。數(shù)學(xué)仿真和半實物仿真表明,該方法在很大程度上減小了制導(dǎo)信號延時帶來的導(dǎo)引頭隔離度。

制導(dǎo)信號延時; 全捷聯(lián)導(dǎo)引頭; 隔離度; 抑制方法; 視線角速度提取

0　引　言

導(dǎo)引頭隔離度(disturbance rejection rate，DRR)是衡量導(dǎo)引頭制導(dǎo)信號品質(zhì)的重要指標(biāo),其大小對導(dǎo)彈的控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性和制導(dǎo)精度具有重要的影響[1-5]。不同于平臺導(dǎo)引頭隔離度是指導(dǎo)引頭機械平臺對彈體運動的隔離程度,全捷聯(lián)導(dǎo)引頭取消了復(fù)雜的機械平臺機構(gòu)和控制機構(gòu),通過利用導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)的制導(dǎo)信息,構(gòu)建數(shù)學(xué)平臺實現(xiàn)對彈體運動的隔離。因此全捷聯(lián)導(dǎo)引頭隔離度表征的是視線角速度提取算法[6-7]或數(shù)學(xué)平臺對導(dǎo)引頭測角誤差、導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)的刻度尺誤差、動力學(xué)誤差以及制導(dǎo)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(guān)于全捷聯(lián)導(dǎo)引頭隔離度對制導(dǎo)控制系統(tǒng)影響,國內(nèi)外許多學(xué)者進行了研究。文獻[8]首先研究了捷聯(lián)式導(dǎo)引頭刻度尺誤差引起的隔離度對系統(tǒng)穩(wěn)定性的影響;文獻[9-10]研究了導(dǎo)引頭動力學(xué)及刻度尺誤差對導(dǎo)引頭隔離度的影響,并就其對制導(dǎo)脫靶量的影響進行了分析;文獻[11]分析了全捷聯(lián)導(dǎo)引頭視線角速度計算過程中刻度尺誤差、傳感器動力學(xué)和制導(dǎo)信號延時等引起的隔離度問題,給出了穩(wěn)定域計算結(jié)果及滿足穩(wěn)定要求的允許誤差邊界;文獻[12]分析了全捷聯(lián)制導(dǎo)系統(tǒng)導(dǎo)彈不同內(nèi)部動力學(xué)和導(dǎo)引頭延時對隔離度寄生回路穩(wěn)定域以及制導(dǎo)系統(tǒng)脫靶量的影響。以上研究中,均指出隔離度幅值對控制系統(tǒng)穩(wěn)定性和制導(dǎo)精度具有重要影響,導(dǎo)引頭設(shè)計中隔離度必須小于制導(dǎo)控制系統(tǒng)決定的邊界值。

鑒于導(dǎo)引頭隔離度對制導(dǎo)性能的重要影響,國內(nèi)外多位學(xué)者就隔離度抑制補償技術(shù)進行了研究。文獻[13]提出采用抖動自適應(yīng)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(dǎo)引頭隔離度。文獻[14]分析了平臺導(dǎo)引頭隔離度對制導(dǎo)精度的影響,設(shè)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(lián)導(dǎo)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(dǎo)引頭和慣導(dǎo)刻度尺偏差的辨識校正方法;文獻[17]利用PID校正穩(wěn)定制導(dǎo)回路,抑制捷聯(lián)解算帶來的隔離度問題。然而針對捷聯(lián)導(dǎo)引頭制導(dǎo)信號延時帶來的視線角速度隔離度抑制問題并沒有相關(guān)研究。

本文針對捷聯(lián)制導(dǎo)系統(tǒng)信號延時產(chǎn)生的隔離度問題,首先分析了制導(dǎo)信號延時產(chǎn)生隔離度的原理,給出了信號延時隔離傳遞函數(shù)并進行了分析。基于捷聯(lián)制導(dǎo)系統(tǒng)視線角速度計算信號時序關(guān)系,分析了制導(dǎo)信號延時產(chǎn)生的原因。提出了通過在慣導(dǎo)(inertial navigation system，INS)和捷聯(lián)導(dǎo)引頭制導(dǎo)信息數(shù)據(jù)幀中增加時間標(biāo)記的方式,使主控機利用同一時刻導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)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(shù)學(xué)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(dǎo)引頭隔離度。

1　制導(dǎo)信號延時隔離度問題

1.1制導(dǎo)信號延時產(chǎn)生隔離度原因

如前所述,捷聯(lián)制導(dǎo)系統(tǒng)利用導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)的制導(dǎo)信號構(gòu)建數(shù)學(xué)平臺實現(xiàn)對彈體運動的隔離。捷聯(lián)導(dǎo)引頭縱向平面內(nèi)的測角關(guān)系如圖1所示。

圖1　捷聯(lián)導(dǎo)引頭縱向面內(nèi)角度測角關(guān)系示意圖Fig.1　Angle relationship of strapdown seeker in pitch plane

不考慮導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)刻度尺誤差,捷聯(lián)導(dǎo)引頭測角誤差可表示為

(1)

(2)

(3)

1.2制導(dǎo)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(lián)導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)的動力學(xué)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(shù)[5]為

(4)

圖3給出了慣導(dǎo)無延時,導(dǎo)引頭不同延時時間下,隔離度傳遞函數(shù)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(nèi),10 ms延時引起的隔離度大于10%,這必然將對導(dǎo)彈的制導(dǎo)性能造成嚴重影響[11]。因此視線角速度計算中須引入制導(dǎo)信號延時抑制方法,減小制導(dǎo)信號延時隔離度幅值。

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

2　捷聯(lián)制導(dǎo)信號延時的原因

采用捷聯(lián)導(dǎo)引頭制導(dǎo)系統(tǒng)中,制導(dǎo)系統(tǒng)主要由捷聯(lián)導(dǎo)引頭、慣導(dǎo)和主控機組成,導(dǎo)引頭測量彈目線與彈體之間的夾角即誤差角,慣導(dǎo)測量彈體的姿態(tài)角,主控機利用導(dǎo)引頭測量的誤差角信息和慣導(dǎo)測量的彈體姿態(tài)角進行視線角重構(gòu)和視線角速度計算。

導(dǎo)彈飛行過程中,主控機在內(nèi)存中開辟一塊公共存儲區(qū)域用于接收慣導(dǎo)及導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)。捷聯(lián)導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)以各自的數(shù)據(jù)更新頻率向主控機數(shù)據(jù)存儲區(qū)發(fā)送數(shù)據(jù),傳統(tǒng)視線角速度計算時,主控機判斷導(dǎo)引頭有效數(shù)據(jù)到達時刻同時提取最新慣導(dǎo)數(shù)據(jù)進行視線角速度計算。

當(dāng)導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)更新頻率與慣導(dǎo)數(shù)據(jù)更新頻率不是整數(shù)倍的關(guān)系時,導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)更新時刻,慣導(dǎo)數(shù)據(jù)未更新,主控機提取慣導(dǎo)上一時刻存儲數(shù)據(jù),此時等價于慣導(dǎo)數(shù)據(jù)存在數(shù)據(jù)延時,導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)信號時序如圖4所示。

圖4　數(shù)據(jù)更新頻率不成整數(shù)倍關(guān)系引起制導(dǎo)信號不一致示意圖Fig.4　Signal delay caused by inconsistency data update frequency

即使導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)更新頻率與慣導(dǎo)更新頻率為整數(shù)倍的關(guān)系,由于慣導(dǎo)、導(dǎo)引頭和主控機采用獨立的計時器以及數(shù)據(jù)處理計算機,圖像導(dǎo)引頭圖像處理時間或采用激光編碼的激光捷聯(lián)導(dǎo)引頭激光脈沖間隔時間的不固定、慣導(dǎo)數(shù)據(jù)處理時間以及數(shù)據(jù)傳輸時間等均可導(dǎo)致主控計算機接收到導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)時刻不一致。當(dāng)導(dǎo)引頭延時較大時可能存在主控機收到導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)時,慣導(dǎo)已經(jīng)更新為下一時刻數(shù)據(jù),等價于導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)存在延時,信號時序如圖5所示。

綜上所述,由于導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)更新頻率與慣導(dǎo)數(shù)據(jù)更新頻率不成整數(shù)倍的關(guān)系或數(shù)據(jù)處理及傳輸時間原因,導(dǎo)致主控機進行視線角速度計算時刻,導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)

不是同一時刻數(shù)據(jù),等價于導(dǎo)引頭或慣導(dǎo)制導(dǎo)信號存在延時。從而引起導(dǎo)引頭隔離度。

圖5　處理延時引起的數(shù)據(jù)不一致示意圖Fig.5　Data inconsistent caused by signal process delay

3　制導(dǎo)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(dǎo)引頭數(shù)據(jù)和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)時間不一致使彈體運動信息耦合到制導(dǎo)信號中。由于數(shù)據(jù)處理時間以及數(shù)據(jù)更新頻率不能更改,并且對于采用編碼的激光捷聯(lián)導(dǎo)引頭,導(dǎo)引頭收到激光脈沖數(shù)據(jù)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(xiàn)導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)嚴格一致到達主控機。但若已知導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)產(chǎn)生時刻,則可以通過軟件設(shè)計保證主控機利用相同時刻制導(dǎo)信號數(shù)據(jù)進行視線角速度計算。

為消除制導(dǎo)信號延時差,在導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)與主控機通訊的數(shù)據(jù)幀中增加一個時間標(biāo)記位,用于記錄導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)制導(dǎo)信號數(shù)據(jù)產(chǎn)生時刻的時間。主控機在公共內(nèi)存中存取多組導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)數(shù)據(jù),用于數(shù)據(jù)時間匹配計算。

在導(dǎo)彈系統(tǒng)初始化時,由主控機向?qū)б^和慣導(dǎo)發(fā)送時間對準指令,使導(dǎo)引頭、主控機以及慣導(dǎo)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(dǎo)引頭數(shù)據(jù)幀中的數(shù)據(jù)產(chǎn)生的時間,之后在慣導(dǎo)數(shù)據(jù)存儲區(qū)中查找對應(yīng)時刻慣導(dǎo)數(shù)據(jù),或采用插值方式計算對應(yīng)時刻慣導(dǎo)數(shù)據(jù),帶時間標(biāo)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(biāo)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(shù)據(jù)幀中增加時間標(biāo)記,可以保證視線角速度計算采用同一時刻導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)制導(dǎo)數(shù)據(jù)從而消除制導(dǎo)信號延時引起的導(dǎo)引頭隔離度。

4　仿真驗證

4.1數(shù)學(xué)仿真驗證

利用圖2方案進行視線角速度解算,微分環(huán)節(jié)采用Kalman濾波方案,仿真中取Kalman量測噪聲W=0.05°,系統(tǒng)噪聲Q=0.5°。導(dǎo)彈俯仰姿態(tài)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(dǎo)數(shù)據(jù)(依據(jù)導(dǎo)引頭最大延時確定),導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)到達時刻進行視線角速度計算,通過時間插值方式計算導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)時刻對應(yīng)的慣導(dǎo)數(shù)據(jù)。考慮到制導(dǎo)信號延時隔離度只與導(dǎo)引頭信號延時和慣導(dǎo)延時之差相關(guān),并且慣導(dǎo)延時較小,仿真時以慣導(dǎo)數(shù)據(jù)為基準,即慣導(dǎo)延時為0。

其他仿真條件以及仿真結(jié)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(shù)據(jù)可知,當(dāng)系統(tǒng)不存在延時并且導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)更新頻率為整數(shù)倍關(guān)系時,同一時刻數(shù)據(jù)同時到達主控機,視線角速度計算不會產(chǎn)生隔離度問題;當(dāng)數(shù)據(jù)更新頻率不是整數(shù)倍關(guān)系時,則會帶來導(dǎo)引頭隔離度。

表1　增加時間標(biāo)記前后導(dǎo)引頭隔離度仿真結(jié)果

由第3組和第4組數(shù)據(jù)可知,數(shù)據(jù)更新率成整數(shù)倍關(guān)系時,導(dǎo)引頭延時小于慣導(dǎo)數(shù)據(jù)更新時間間隔時,延時不會產(chǎn)生隔離度,主要是因為此時慣導(dǎo)數(shù)據(jù)未更新,視線角速度計算時,主控機仍采用同一時刻制導(dǎo)數(shù)據(jù);當(dāng)延時大于慣導(dǎo)數(shù)據(jù)更新時間,會造成導(dǎo)引頭隔離度。

由第4組和第5組數(shù)據(jù)可知,數(shù)據(jù)更新率不為整數(shù)關(guān)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(shù)據(jù)時間標(biāo)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(shù)據(jù)可知,采用時間標(biāo)記使導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)數(shù)據(jù)一致的方式可基本消除制導(dǎo)信號延時帶來的導(dǎo)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(biāo)記抑制制導(dǎo)延時隔離度方法的有效性,采用全捷聯(lián)紅外成像導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)組件等實物硬件,在轉(zhuǎn)臺上測試引入時間標(biāo)記前后導(dǎo)引頭隔離度大小,隔離度測試方案如圖10所示。

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

慣導(dǎo)、捷聯(lián)導(dǎo)引頭和目標(biāo)模擬器一起安裝在五軸轉(zhuǎn)臺上,其中慣導(dǎo)和捷聯(lián)導(dǎo)引頭安裝在三軸轉(zhuǎn)臺的內(nèi)框上,目標(biāo)模擬器安裝在雙軸臺的內(nèi)框上。轉(zhuǎn)臺控制模塊通過光纖網(wǎng)絡(luò)向轉(zhuǎn)臺發(fā)送指令,驅(qū)動轉(zhuǎn)臺運動,慣導(dǎo)和捷聯(lián)導(dǎo)引頭通過RS422接口向通訊模塊發(fā)送測量數(shù)據(jù),捷聯(lián)數(shù)據(jù)發(fā)送頻率為50 Hz,慣導(dǎo)數(shù)據(jù)發(fā)送頻率為40 Hz。地面仿真控制機模擬彈載計算機在收到導(dǎo)引頭誤差角信號后進行視線角速度解算,并記錄計算結(jié)果。半實物仿真前通過標(biāo)定方式將導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)刻度尺調(diào)整到1.0。

隔離度測試中,目標(biāo)模擬器靜止不動,轉(zhuǎn)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(lián)視線角速度計算中利用導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)時間標(biāo)記和不利用時間標(biāo)記時,解算出導(dǎo)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(jié)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(shù)據(jù)可知,增加時間標(biāo)記后,可以顯著減小導(dǎo)引頭隔離度幅值。由于導(dǎo)引頭測角噪聲等影響,半實物仿真中增加時間標(biāo)記后導(dǎo)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(jié)　論

文中分析了制導(dǎo)信號延時產(chǎn)生隔離度的原理,推導(dǎo)了慣導(dǎo)和捷聯(lián)導(dǎo)引頭制導(dǎo)信號延時隔離度傳遞函數(shù)。闡述了制導(dǎo)信號延時的內(nèi)在原因。在此基礎(chǔ)上提出了通過在導(dǎo)引頭和慣導(dǎo)發(fā)送的數(shù)據(jù)幀中增加時間標(biāo)記方式,使主控機利用同一時刻制導(dǎo)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(chǎn)生的隔離度。通過數(shù)學(xué)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(yīng)用到捷聯(lián)制導(dǎo)系統(tǒng)視線角速度提取計算中,具有較大的工程應(yīng)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(wǎng)絡(luò)優(yōu)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(dǎo)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(dǎo)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(dǎo)與控制。

E-mail:wenqiuqiu82@bit.edu.cn

網(wǎng)絡(luò)優(yōu)先出版地址：http://www.cnki.net/kcms/detail/11.2422.TN.20160216.1532.006.html