一種基于導(dǎo)引頭遠(yuǎn)距離探測(cè)信息的無人機(jī)對(duì)準(zhǔn)目標(biāo)方法

陳建東，李允偉，胡龍兵，張 林

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌， 330024）

0 引言

對(duì)于目前某些安裝了具有較遠(yuǎn)探測(cè)距離導(dǎo)引頭的無人機(jī)，當(dāng)導(dǎo)引頭在遠(yuǎn)距離捕獲到目標(biāo)后，因?yàn)榫嚯x較遠(yuǎn)，由無人機(jī)和目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的視線角速度往往小于導(dǎo)引頭自身的隨機(jī)噪聲幅度。這導(dǎo)致無人機(jī)在飛往目標(biāo)上空時(shí)，產(chǎn)生較大的側(cè)向偏離，當(dāng)有側(cè)風(fēng)干擾時(shí)，其側(cè)向偏離量更加嚴(yán)重，最終使得無人機(jī)進(jìn)入制導(dǎo)攻擊的初始條件較差，且無法按照預(yù)定的進(jìn)入方位攻擊目標(biāo)。 本文依據(jù)導(dǎo)引頭信號(hào)特性，給出了一種方法，可以使無人機(jī)的偏離量縮小至原來的20%以內(nèi)，為末制導(dǎo)攻擊創(chuàng)造良好的初始條件。

1 航向?qū)?zhǔn)方法

1.1 傳統(tǒng)方法簡(jiǎn)介[1]

傳統(tǒng)方法可以概括為： 航向視線角速度+ 比例導(dǎo)引+ 過載駕駛儀， 其中航向視線角速度使用導(dǎo)引頭輸出的信號(hào)，導(dǎo)引方式為比例導(dǎo)引，無人機(jī)使用過載駕駛儀（STT）響應(yīng)操縱指令，進(jìn)行目標(biāo)精對(duì)準(zhǔn)。

無人機(jī)接入航向視線角速度導(dǎo)引信號(hào)時(shí)， 由于無人機(jī)已經(jīng)使用BTT（Bank To Turn，傾斜轉(zhuǎn)彎）方式進(jìn)行了粗對(duì)準(zhǔn)，所以無人機(jī)速度矢量在縱向（機(jī)目連線，且位于無人機(jī)當(dāng)?shù)厮矫妫┑姆至枯^大，而在側(cè)向（垂直于機(jī)目連線，且位于無人機(jī)當(dāng)?shù)厮矫妫┑姆至亢苄。瑢?dǎo)致相對(duì)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的視線角速度量級(jí)較小，下面以側(cè)向相對(duì)速度0～30m/s，機(jī)目距離0～60km 計(jì)算，如圖1 所示。

圖1 理論航向視線角速度圖

圖1中，對(duì)于大于0.2°/s 的值進(jìn)行了限幅，根據(jù)計(jì)算結(jié)果可知，使用傳統(tǒng)的比例導(dǎo)引方法時(shí)，由于理論航向視線角速度遠(yuǎn)小于導(dǎo)引頭的測(cè)量信號(hào)噪聲幅度，將近有一個(gè)數(shù)量級(jí)的差距，必然使得無人機(jī)無法對(duì)準(zhǔn)目標(biāo)。

1.2 遠(yuǎn)距離航向?qū)?zhǔn)方法原理

針對(duì)遠(yuǎn)距離時(shí)導(dǎo)引頭輸出的視線角速度幅值較低問題，本文提出以下方法：

①根據(jù)導(dǎo)航系統(tǒng)輸出的東向速度V和北向速度V求得航跡偏角：

②根據(jù)導(dǎo)引頭輸出的航向框架角E和導(dǎo)航系統(tǒng)輸出的航向角Ψ 求得目標(biāo)方位角：

③使用航跡偏角和目標(biāo)方位角求得偏差信號(hào)：

④使用該偏差信號(hào)代替導(dǎo)引頭輸出的視線角速度信號(hào)作為制導(dǎo)信號(hào)的輸入，乘以無人機(jī)導(dǎo)引比k后生成側(cè)向加速度指令a，無人機(jī)同樣使用過載駕駛儀（STT）響應(yīng)操縱指令，進(jìn)行目標(biāo)精對(duì)準(zhǔn)，如圖2 所示。

圖2 遠(yuǎn)距離航向?qū)?zhǔn)原理圖

⑤傳統(tǒng)方法切換

由于使用角度信息在近距離時(shí)面臨快速性不足問題，因此當(dāng)無人機(jī)距離目標(biāo)足夠近時(shí)，切換回傳統(tǒng)方法，使用導(dǎo)引頭輸出的視線角速度及比例導(dǎo)引產(chǎn)生側(cè)向加速度指令a，無人機(jī)自動(dòng)駕駛儀則繼續(xù)使用過載駕駛儀（STT）響應(yīng)操縱指令，進(jìn)行目標(biāo)精對(duì)準(zhǔn)。

1.3 信號(hào)變換和濾波

實(shí)際實(shí)施時(shí)，傳統(tǒng)方法和本文提出的方法均需對(duì)相關(guān)信號(hào)進(jìn)行變換和濾波，由于此問題與本文主題無關(guān)，這里不再展開討論。

2 試驗(yàn)對(duì)比驗(yàn)證

使用傳統(tǒng)的方法開展飛行試驗(yàn)，圖3 所示為某次飛行試驗(yàn)側(cè)偏圖。 從圖中可以看出，接入航向視線角速度導(dǎo)引信號(hào)后，無人機(jī)偏離航線最大可達(dá)100m 以上。

圖3 飛行試驗(yàn)側(cè)偏圖

使用本文提出的方法開展飛行試驗(yàn)，圖4 所示為某次飛行試驗(yàn)側(cè)偏圖。從圖中可以看出，接入航向視線角速度導(dǎo)引信號(hào)后， 無人機(jī)偏離航線最大為20m，不超過原值的20%。

圖4 采用本方法后的飛行試驗(yàn)側(cè)偏圖

3 結(jié)論

對(duì)于由于距離較遠(yuǎn)導(dǎo)致的導(dǎo)引頭輸出視線角速度幅值小于測(cè)量噪聲幅度的問題，本文提出了綜合導(dǎo)航系統(tǒng)信息和導(dǎo)引頭輸出信號(hào)求解速度矢量的角度偏差的方法，在距離較遠(yuǎn)時(shí)使用速度矢量的角度偏差引導(dǎo)無人機(jī)精確對(duì)準(zhǔn)目標(biāo)，在距離較近時(shí)則切換為傳統(tǒng)方法，使用導(dǎo)引頭輸出的視線角速度引導(dǎo)無人機(jī)；經(jīng)過仿真和飛行試驗(yàn)，該方法取得了良好的效果，可以將側(cè)向偏差控制在原方法的20%以內(nèi)，提高了飛行器攻擊目標(biāo)時(shí)的進(jìn)入方位精度，降低了進(jìn)入末制導(dǎo)狀態(tài)時(shí)的初始誤差。