基于射频系统模拟弹性振动对导引头测量信号影响的方法技术方案

本发明专利技术涉及一种基于射频系统模拟弹性振动对导引头测量信号影响的方法，属于飞行器半实物仿真技术领域。本发明专利技术方法建立飞行器与目标之间的空间几何位置关系模型，并根据仿真计算机计算得到的目标和飞行器的运动信息，以及飞行器导引头的弹性振动信息，确定弹性振动影响下的视线高低角与方位角，确定所模拟的目标在射频系统天线阵列上的三元组位置，并确定三元组每组天线所需要辐射的信号。将三元组位置信息和各组天线所辐射的信号输入到射频仿真系统中，使对应的天线辐射相应的信号，即可模拟弹性振动影响下的目标位置信息；减小了弹性飞行器半实物仿真的误差，仅是对所需要仿真的目标信息进行修正，节约了成本，在工程上易于实现。

【技术实现步骤摘要】
基于射频系统模拟弹性振动对导引头测量信号影响的方法
本专利技术涉及一种基于射频系统模拟弹性振动对导引头测量信号影响的方法，属于飞行器半实物仿真

技术介绍
随着高精度、大长径比飞行器的不断发展，其弹性特性变得越来越不可忽视。当弹性飞行器在大气中飞行时，导引头等器件的测量信号将会受到弹性振动的影响。因此对弹性飞行器进行半实物仿真时，考虑弹性振动对导引头测量信号的影响，有利于减小仿真误差，使半实物仿真的结果更趋近于真实结果。目前为止，国内外对弹性飞行器的研究已经取得了很大进展。但在半实物仿真的研究领域，还没有涉及到对弹性振动影响下的导引头测量信号的研究方法。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了提高弹性飞行器半实物仿真中导引头测量信号的精度，提出了一种基于射频系统模拟弹性振动对导引头测量信号影响的方法，利用射频仿真系统来模拟弹性振动影响下的导引头测量信号。本专利技术利用射频目标模拟器模拟目标位置信息，该信息在无弹性振动影响的目标信息基础上，利用弹性飞行器的振动特性进行修正，得到弹性振动影响下的目标信息。一种基于射频系统模拟弹性振动对导引头测量信号影响的方法，具体实现步骤如下：步骤1：建立飞行器与目标之间的空间几何位置关系模型，并根据仿真计算机计算得到的目标和飞行器的运动信息，以及飞行器导引头的弹性振动信息，确定弹性振动影响下的视线高低角与方位角。步骤1.1：根据目标和飞行器的运动信息，以及飞行器导引头的弹性位移，确定飞行器变形后的目标视线高低角和方位角。定义惯性参考系Oxyz和弹体参考系obxbybzb，惯性参考系的原点O位于导弹发射点，Ox轴与地球表面相切且指向目标方向，Oy轴垂直于地面，以向上为正，Oz轴垂直于Oxy平面，其方向根据右手定则确定。弹体参考系的原点ob位于导弹质心，obxb轴与弹体纵轴重合且指向弹头方向，obyb轴在弹体纵向对称平面内且垂直于obxb轴，其方向以向上为正，obzb轴垂直于obxbyb平面，其方向按右手定则确定。弹体参考系相对于惯性参考系的转换矩阵为上式中，θ、ψ和γ分别为导弹的俯仰角、偏航角和滚转角。任意时刻在地面参考系下，弹性飞行器质心的坐标为M(x,y,z)，目标的位置为T(xt,yt,zt)。导引头位置处的弹性位移为在弹体参考系下其坐标为(uxb,uyb,uzb)。y方向和z方向的弹性转角分别为和定义飞行器质心与目标间的相对位移为飞行器质心到导引头的位移矢量为则变形后的导引头到目标的位移矢量为飞行器质心与目标间的相对位移的坐标形式为飞行器质心到导引头位移的坐标式表示为式中，xb(p)为导引头到飞行器质心的距离。考虑导引头位置处的弹性变形，实际的视线高低角qε和方位角qβ表示为步骤1.2：根据弹性角振动对导引头测量信号的影响，确定导引头视线方向角和高低角的测量值。在考虑弹性振动对跟踪陀螺的影响后，测量信号与视线角之间的传递函数为式中，I(s)表示导引头测量信号，q(s)表示视线角，表示弹性转角，s为复变量，T′为时间常数且很小，K为比例系数。忽略时间常数T′，测量信号与视线角速度和弹性转角角速度之差成正比，最终修正后的视线高低角和方位角分别表示为步骤2：根据经过弹性振动修正后的视线高低角和方位角，确定所模拟的目标在射频系统天线阵列上的三元组位置，并确定三元组每组天线所需要辐射的信号。步骤2.1：确定所模拟目标在射频系统天线阵列上的三元组位置。导引头到天线阵面的距离为R，则所需模拟的目标M在阵面上的坐标为阵面上每三个天线组成一个三元组，将三元组按阵面的行和列从上到下、从左到右依次编号。如左上角第一个三元组编号为(1,1)，第一个数表示行数，第二个数表示列数。任意一个三元组中的A、B和C三组天线的坐标分别为(xA,yA)、(xB,yB)和(xC,yC)。若满足SΔABD＞0、SΔCAD＞0和SΔBCD＞0，则说明所模拟目标在此三元组内，利用式(8)对所有三元组进行逐次搜索，即可确定所模拟目标在天线阵列上的三元组位置的编号。步骤2.2：确定三元组三组天线所需辐射的信号。A、B和C三组天线辐射的信号分别为式中，qβ0为相邻两列天线的方向角夹角，qε0为相邻两行天线的高低角夹角。qβ1和qε1分别为天线A的视线方位角和高低角。步骤3：将步骤2所得到的三元组位置信息和各组天线所辐射的信号输入到射频仿真系统中，使对应的天线辐射相应的信号，即可模拟弹性振动影响下的目标位置信息。有益效果本专利技术与现有技术相比，具有以下优点：(1)本专利技术所提出的方法与目前飞行器半实物仿真技术相比，考虑到了大长径比飞行器弹性振动会产生导引头测量信号误差的问题，可以减小弹性飞行器半实物仿真的误差。(2)本专利技术所提出的方法，不利用转台模拟弹性振动，不需要增加其它仿真设备，仅仅是对所需要仿真的目标信息进行修正，节约了成本，在工程上易于实现。附图说明图1为本专利技术方法的流程图；图2为本专利技术方法中参考系系统示意图；图3为本专利技术方法中弹性飞行器与目标之间的几何关系；图4为具体实施方式中一种典型的导引头跟踪回路；图5为具体实施方式中某三元组示意图；图6为具体实施方式中飞行器与目标的弹道曲线和飞行器导引头的弹性振动信息，其中(a)为飞行器与目标的弹道曲线，(b)飞行器导引头处y方向的弹性振动位移，(c)为飞行器导引头处z方向的弹性转角；图7为具体实施方式中两种视线高低角曲线；图8为具体实施方式中天线阵面和目标阵列三元组布局；图9为具体实施方式中目标所在三元组位置编号曲线；其中(a)为三元组行数编号，(b)为三元组列数编号；图10为具体实施方式中三组天线辐射信号曲线，其中(a)为A组天线的辐射信号曲线，(b)为B组天线的辐射信号曲线，(c)为C组天线的辐射信号曲线；图11为具体实施方式中目标在阵面上的等效位置坐标曲线；其中(a)表示x坐标，(b)表示y坐标；标号说明：1-目标，2-弹性飞行器，3-天线阵面，4-导引头。具体实施方式本专利技术方法的流程如图1所示。其中，定义惯性参考系Oxyz和弹体参考系obxbybzb如图2所示，惯性参考系的原点O位于导弹发射点，Ox轴与地球表面相切且指向目标方向，Oy轴垂直于地面，以向上为正，Oz轴垂直于Oxy平面，其方向根据右手定则确定。弹体参考系的原点ob位于导弹质心，obxb轴与弹体纵轴重合且指向弹头方向，obyb轴在弹体纵向对称平面内且垂直于obxb轴，其方向以向上为正，obzb轴垂直于obxbyb平面，其方向按右手定则确定。弹性飞行器与目标之间的几何关系如图3所示，变形后的导引头到目标的位移矢量为一种典型的导引头跟踪回路如图4所示。三元组位置如图5所示。以图6中仿真计算机给出的飞行器与目标的运动曲线和飞行器导引头位置处的弹性振动曲线为例，利用射频目标模拟所需要的目标信息。步骤1：确定弹性振动影响下的视线高低角与方位角。步骤1.1：根据以上飞行器和目标的运动信息，以及导引头位置处的弹性振动位移，利用公式(4)，确定飞行器变形后的目标视线高低角和方位角。由于图6中目标和飞行器仅在铅垂面内运动，因此只需确定其视线高低角。步骤1.2：根据弹性角振动对导引头测量信号的影响，利用公式(6)，得到导引头对视线高低角的测量值，如图7为其仿真曲线。步骤2：根据经过弹性振动信息修正后的视线高低角，确定本文档来自技高网...

【技术保护点】
基于射频系统模拟弹性振动对导引头测量信号影响的方法，其特征在于：具体实现步骤如下：步骤1：建立飞行器与目标之间的空间几何位置关系模型，并根据仿真计算机计算得到的目标和飞行器的运动信息，以及飞行器导引头的弹性振动信息，确定弹性振动影响下的视线高低角与方位角；步骤1.1：根据目标和飞行器的运动信息，以及飞行器导引头的弹性位移，确定飞行器变形后的目标视线高低角和方位角；弹体参考系相对于惯性参考系的转换矩阵为C‾⟨B|I⟩=cosθcosψsinθ-sinψcosθ-sinθcosψcosγ+sinψsinγcosθcosγsinθsinψcosγ+cosψsinγsinθcosψsinγ+sinψcosγ-cosθsinγ-sinθsinψsinγ+cosψcosγ---(1)]]>上式中，θ、ψ和γ分别为导弹的俯仰角、偏航角和滚转角；任意时刻在地面参考系下，弹性飞行器质心的坐标为M(x,y,z)，目标的位置为T(xt,yt,zt)；导引头位置处的弹性位移为在弹体参考系下其坐标为(uxb,uyb,uzb)；y方向和z方向的弹性转角分别为和定义飞行器质心与目标间的相对位移为飞行器质心到导引头的位移矢量为则变形后的导引头到目标的位移矢量为飞行器质心与目标间的相对位移的坐标形式为r‾r=xryrzr=xtytzt-xyz---(2)]]>飞行器质心到导引头位移的坐标式表示为r‾p=xpypzp=C‾⟨B|I⟩-1xb(p)00---(3)]]>式中，xb(p)为导引头到飞行器质心的距离；考虑导引头位置处的弹性变形，实际的视线高低角qε和方位角qβ表示为qϵ=arctan(yr-uy-xp(xr-ux-yp)2+(zr-uz-zp)2)qβ=arctan(zr-uz-zpxr-ux-xp)---(4)]]>步骤1.2：根据弹性角振动对导引头测量信号的影响，确定导引头视线方向角和高低角的测量值；在考虑弹性振动对跟踪陀螺的影响后，测量信号与视线角之间的传递函数为式中，I(s)表示导引头测量信号，q(s)表示视线角，表示弹性转角，s为复变量，T′为时间常数，K为比例系数；忽略时间常数T′，测量信号与视线角速度和弹性转角角速度之差成正比，最终修正后的视线高低角和方位角分别表示为步骤2：根据经过弹性振动修正后的视线高低角和方位角，确定所模拟的目标在射频系统天线阵列上的三元组位置，并确定三元组每组天线所需要辐射的信号；步骤2.1：确定所模拟目标在射频系统天线阵列上的三元组位置；导引头到天线阵面的距离为R，则所需模拟的目标M在阵面上的坐标为xM=Rqβ*yM=Rqϵ*---(7)]]>阵面上每三个天线组成一个三元组，将三元组按阵面的行和列从上到下、从左到右依次编号；任意一个三元组中的A、B和C三组天线的坐标分别为(xA,yA)、(xB,yB)和(xC,yC)；SΔABM=121xAyA1xByB1xMyM,SΔCAM=121xCyC1xAyA1xMyM,SΔBCD=121xByB1xCyC1xDyD---(8)]]>若满足SΔABD＞0、SΔCAD＞0和SΔBCD＞0，则说明所模拟目标在此三元组内，利用式(8)对所有三元组进行逐次搜索，确定所模拟目标在天线阵列上的三元组位置的编号；步骤2.2：确定三元组三组天线所需辐射的信号；A、B和C三组天线辐射的信号分别为Ea=1-(qβ*-qβ1)qβ0-(qϵ*-qϵ1)2qϵ0Eb=(qϵ*-qϵ1)qϵ0Ec=(qβ*-qβ1)qβ0-(qϵ*-qϵ1)2qϵ0---(9)]]>式中，qβ0为相邻两列天线的方向角夹角，qε0为相邻两行天线的高低角夹角；qβ1和qε1分别为天线A的视线方位角和高低角；步骤3：将步骤2所得到的三元组位置信息和各组天线所辐射的信号输入到射频仿真系统中，使对应的天线辐射相应的信号，由此模拟弹性振动影响下的目标位置信息。...

【技术特征摘要】
1.基于射频系统模拟弹性振动对导引头测量信号影响的方法，其特征在于：具体实现步骤如下：步骤1：建立导弹与目标之间的空间几何位置关系模型，并根据仿真计算机计算得到的目标和导弹的运动信息，以及导弹导引头的弹性振动信息，确定弹性振动影响下的视线高低角与方位角；步骤1.1：根据目标和导弹的运动信息，以及导弹导引头的弹性位移，确定导弹变形后的目标视线高低角和方位角；弹体参考系相对于惯性参考系的转换矩阵为上式中，θ、ψ和γ分别为导弹的俯仰角、偏航角和滚转角；所述惯性参考系Oxyz和弹体参考系obxbybzb，惯性参考系的原点O位于导弹发射点，Ox轴与地球表面相切且指向目标方向，Oy轴垂直于地面，以向上为正，Oz轴垂直于Oxy平面，其方向根据右手定则确定；弹体参考系的原点ob位于导弹质心，obxb轴与弹体纵轴重合且指向弹头方向，obyb轴在弹体纵向对称平面内且垂直于obxb轴，其方向以向上为正，obzb轴垂直于obxbyb平面，其方向按右手定则确定；任意时刻在惯性参考系下，弹性导弹质心的坐标为M(x,y,z)，目标的位置为T(xt,yt,zt)；导引头位置处的弹性位移为在弹体参考系下其坐标为(uxb,uyb,uzb)；y方向和z方向的弹性转角分别为和定义导弹质心与目标间的相对位移为导弹质心到导引头的位移矢量为则变形后的导引头到目标的位移矢量为导弹质心与目标间的相对位移的坐标形式为导弹质心到导引头位移的坐标式表示为式中，xb(p)为导引头到导弹质心的距离；考虑导引头位置处的弹性变形，实际的视线高低角...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘莉，王岩松，周思达，杜小菁，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京;11