基于射頻系統(tǒng)模擬彈性振動對導引頭測量信號影響的方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種基于射頻系統(tǒng)模擬彈性振動對導引頭測量信號影響的方法，屬于 飛行器半實物仿真技術領域。
【背景技術】
[0002] 隨著高精度、大長徑比飛行器的不斷發(fā)展，其彈性特性變得越來越不可忽視。當彈 性飛行器在大氣中飛行時，導引頭等器件的測量信號將會受到彈性振動的影響。因此對彈 性飛行器進行半實物仿真時，考慮彈性振動對導引頭測量信號的影響，有利于減小仿真誤 差，使半實物仿真的結果更趨近于真實結果。
[0003] 目前為止，國內外對彈性飛行器的研宄已經(jīng)取得了很大進展。但在半實物仿真的 研宄領域，還沒有涉及到對彈性振動影響下的導引頭測量信號的研宄方法。

【發(fā)明內容】

[0004] 本發(fā)明的目的是為了提高彈性飛行器半實物仿真中導引頭測量信號的精度，提出 了一種基于射頻系統(tǒng)模擬彈性振動對導引頭測量信號影響的方法，利用射頻仿真系統(tǒng)來模 擬彈性振動影響下的導引頭測量信號。
[0005] 本發(fā)明利用射頻目標模擬器模擬目標位置信息，該信息在無彈性振動影響的目標 信息基礎上，利用彈性飛行器的振動特性進行修正，得到彈性振動影響下的目標信息。
[0006] 一種基于射頻系統(tǒng)模擬彈性振動對導引頭測量信號影響的方法，具體實現(xiàn)步驟如 下：
[0007] 步驟1 :建立飛行器與目標之間的空間幾何位置關系模型，并根據(jù)仿真計算機計 算得到的目標和飛行器的運動信息，以及飛行器導引頭的彈性振動信息，確定彈性振動影 響下的視線高低角與方位角。
[0008] 步驟1. 1 :根據(jù)目標和飛行器的運動信息，以及飛行器導引頭的彈性位移，確定飛 行器變形后的目標視線高低角和方位角。
[0009] 定義慣性參考系Oxyz和彈體參考系obxbybz b，慣性參考系的原點0位于導彈發(fā)射 點，Ox軸與地球表面相切且指向目標方向，Oy軸垂直于地面，以向上為正，Oz軸垂直于Oxy 平面，其方向根據(jù)右手定則確定。彈體參考系的原點〇b位于導彈質心，〇bxb軸與彈體縱軸 重合且指向彈頭方向，〇byb軸在彈體縱向對稱平面內且垂直于0bxb軸，其方向以向上為正， 0bzb軸垂直于〇bxbyb平面，其方向按右手定則確定。
[0010] 彈體參考系相對于慣性參考系的轉換矩陣為
【主權項】
1.基于射頻系統(tǒng)模擬彈性振動對導引頭測量信號影響的方法，其特征在于：具體實現(xiàn) 步驟如下： 步驟1 :建立飛行器與目標之間的空間幾何位置關系模型，并根據(jù)仿真計算機計算得 到的目標和飛行器的運動信息，以及飛行器導引頭的彈性振動信息，確定彈性振動影響下 的視線高低角與方位角； 步驟1. 1 :根據(jù)目標和飛行器的運動信息，以及飛行器導引頭的彈性位移，確定飛行器 變形后的目標視線高低角和方位角； 彈體參考系相對于慣件參考系的轉換矩陣為
上式中，θ、Φ和γ分別為導彈的俯仰角、偏航角和滾轉角； 任意時刻在地面參考系下，彈性飛行器質心的坐標為M(x，y，z)，目標的位置為 T(xt，yt，zt);導引頭位置處的彈性位移為泛，在彈體參考系下其坐標為（u xb，uyb，uzb) ;y方 向和z方向的彈性轉角分別為％和朽；定義飛行器質心與目標間的相對位移為6，飛行器 質心到導引頭的位移矢量為匕，則變形后的導引頭到目標的位移矢量為4=6-6-?; 飛行器質心與目標間的相對位移的坐標形式為
飛行器質心到導引頭位移的坐標式表示為
式中，xb(p)為導引頭到飛行器質心的距離； 考慮導引頭位置處的彈性變形，實際的視線高低角qjP方位角q s表示為
步驟1. 2 :根據(jù)彈性角振動對導引頭測量信號的影響，確定導引頭視線方向角和高低 角的測量值； 在考慮彈性振動對跟蹤陀螺的影響后，測量信號與視線角之間的傳遞函數(shù)為
式中，I(S)表示導引頭測量信號，q(s)表示視線角，㈧表示彈性轉角，s為復變量， T'為時間常數(shù)，K為比例系數(shù)； 忽略時間常數(shù)T'，測量信號與視線角速度和彈性轉角角速度之差成正比，最終修正后 的視線高低角和方位角分別表示為 *
(6) 步驟2 :根據(jù)經(jīng)過彈性振動修正后的視線高低角和方位角，確定所模擬的目標在射頻 系統(tǒng)天線陣列上的三元組位置，并確定三元組每組天線所需要輻射的信號； 步驟2. 1 :確定所模擬目標在射頻系統(tǒng)天線陣列上的三元組位置； 導引頭到天線陣面的距離為R，則所需模擬的目標M在陣面上的坐標為
(7) 陣面上每三個天線組成一個三元組，將三元組按陣面的行和列從上到下、從左到右依 次編號；任意一個三元組中的A、B和C三組天線的坐標分別為（xA, yA)、（xB, yB)和（X。，yc);
若滿足SAABD> 0、S ACAD> O和S ΛΒα)> 0,則說明所模擬目標在此三元組內，利用式（8) 對所有三元組進行逐次搜索，確定所模擬目標在天線陣列上的三元組位置的編號； 步驟2. 2 :確定三元組三組天線所需輻射的信號； A、B和C三組天線輻射的信號分別為
式中，Qfici為相鄰兩列天線的方向角夾角，I。為相鄰兩行天線的高低角夾角；Qfil和 分別為天線A的視線方位角和高低角； 步驟3 :將步驟2所得到的三元組位置信息和各組天線所輻射的信號輸入到射頻仿真 系統(tǒng)中，使對應的天線輻射相應的信號，由此模擬彈性振動影響下的目標位置信息。
2.根據(jù)權利要求1所述的基于射頻系統(tǒng)模擬彈性振動對導引頭測量信號影響的方法， 其特征在于：所述慣性參考系Oxyz和彈體參考系〇bXbybzb，慣性參考系的原點O位于導彈 發(fā)射點，Ox軸與地球表面相切且指向目標方向，Oy軸垂直于地面，以向上為正，Oz軸垂直 于Oxy平面，其方向根據(jù)右手定則確定；彈體參考系的原點 〇b位于導彈質心，〇bXb軸與彈體 縱軸重合且指向彈頭方向，〇by b軸在彈體縱向對稱平面內且垂直于〇bxb軸，其方向以向上為 正，ObZb軸垂直于o bxbyb平面，其方向按右手定則確定。
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種基于射頻系統(tǒng)模擬彈性振動對導引頭測量信號影響的方法，屬于飛行器半實物仿真技術領域。本發(fā)明方法建立飛行器與目標之間的空間幾何位置關系模型，并根據(jù)仿真計算機計算得到的目標和飛行器的運動信息，以及飛行器導引頭的彈性振動信息，確定彈性振動影響下的視線高低角與方位角，確定所模擬的目標在射頻系統(tǒng)天線陣列上的三元組位置，并確定三元組每組天線所需要輻射的信號。將三元組位置信息和各組天線所輻射的信號輸入到射頻仿真系統(tǒng)中，使對應的天線輻射相應的信號，即可模擬彈性振動影響下的目標位置信息；減小了彈性飛行器半實物仿真的誤差，僅是對所需要仿真的目標信息進行修正，節(jié)約了成本，在工程上易于實現(xiàn)。
【IPC分類】G05B13-04
【公開號】CN104536291
【申請?zhí)枴緾N201410683489
【發(fā)明人】劉莉, 王巖松, 周思達, 杜小菁
【申請人】北京理工大學
【公開日】2015年4月22日
【申請日】2014年11月25日