一种持续滚转的相控阵雷达导引头波束稳定控制方法

1.本发明涉及一种持续滚转的相控阵雷达导引头波束稳定控制方法，属视飞行器控制领域。


背景技术：

2.相控阵雷达导引头具有合成功率大、扫描空域广、扫描频率高、作用距离远、波束可调、抗干扰能力强等优点。
3.但采用相控阵雷达导引头的飞行器会出现控制误差，尤其是在有较大滚转角速度的滚转飞行器上更为明显。
4.并且采用相控阵雷达导引头的飞行器在导引头捕获目标后，波束稳定控制指令解算精度降低，出现实际执行波束控制指令准确性降低的问题。
5.因此，有必要研究一种能够解决上述技术问题的滚转弹相控阵雷达导引头波束控制方法。


技术实现要素：

6.为了克服上述问题，本发明人进行了深入研究，设计出一种持续滚转的相控阵雷达导引头波束稳定控制方法，通过对导航信息延时进行补偿，提高相控阵雷达导引头波束控制精度。
7.进一步地，该方法包括以下步骤：
8.步骤1、获取导航信息延时补偿时间；
9.步骤3、对飞行器姿态角及飞行器姿态角速度进行补偿；
10.步骤4、获得当前周期的相控阵雷达导引头波束指向指令；
11.步骤5、对飞行器进行滚转补偿，获得下一周期的相控阵雷达导引头波束控制指令。
12.进一步地，步骤1中，所述导航信息延时补偿时间是指从组合导航模块开始采集信息时刻到导引头调用信息时刻所用的时间。
13.优选地，在步骤3之前，还具有步骤2、对波束控制的输入量进行滤波。
14.优选地，步骤3中，所述飞行器姿态时间对齐补偿包括以下子步骤：
15.步骤311、获取补偿前飞行器姿态角变化；
16.步骤312、对飞行器姿态角进行补偿；
17.步骤313、以补偿后的姿态角代替检测到的姿态角，代入到补偿前飞行器姿态角变化中，实现飞行器姿态的补偿。
18.优选地，所述飞行器角速度时间对齐补偿包括以下子步骤：
19.步骤321、获取飞行器在补偿前后飞行器坐标系下姿态角相对变化；
20.步骤322、对相对俯仰角、相对偏航角、相对滚转角进行补偿；
21.步骤323、将补偿后相对俯仰角、相对偏航角、相对滚转角代入姿态角相对变化中，
实现对飞行器角速度的补偿；
22.其中，相对俯仰角为补偿前飞行器坐标下俯仰角与补偿后飞行器坐标系下俯仰角的偏差，相对偏差角为补偿前飞行器坐标下俯仰角与补偿后飞行器坐标系下偏航角的偏差，相对滚转角为补偿前飞行器坐标下俯仰角与补偿后飞行器坐标系下滚转角的偏差。
23.优选地，在步骤1中，将导航姿态补偿时间微分成若干步长，在步骤3中，对飞行器姿态角及飞行器姿态角速度进行补偿时进行按照步长迭代进行。
24.优选地，步骤4中，根据旋转角速度相控阵雷达导引头测得波束坐标系下波束俯仰失调角εm和波束方位失调角βm获取当前周期稳定的相控阵雷达波束指向指令，
25.其中ω
mx
表示经过步骤3补偿获得的飞行器滚转角速度，ω
my
表示经过步骤3补偿获得的飞行器俯仰角速度，ω
mz
表示经过步骤3补偿获得的飞行器偏航角速度；
26.波束方位失调角βm是弹目连线在天线坐标系平面的投影与天线坐标轴之间的夹角，
27.波束俯仰失调角εm是弹目连线与波束坐标系平面的夹角。
28.优选地，步骤4中，所述相控阵雷达波束指向指令为波束指向角偏量在波束坐标系俯仰的投影和波束指向角偏量在波束坐标系偏航方向的投影。
29.进一步地，步骤5中，对导引头接收到波束指向指令到实际波束偏转的相应滞后进行修正。
30.本发明所具有的有益效果包括：
31.(1)进行波束控制前通过对飞行器姿态、飞行器角速度进行对齐补偿，有效减小波束控制的周期内由于飞行器高速旋转、导航信息在传输和处理过程延时引起的控制误差；
32.(2)在导引头锁定目标后，根据飞行器角速度和雷达误差失调角信息，经过pi环节进行波束稳定控制指令解算，驱动实际波束指向快速旋转，消除二者间的角跟踪误差，实现对目标运动的闭环跟踪；
33.(3)在得到波束控制指令后对响应滞后和飞行器高速滚转所带来的滚转误差进行补偿，确保控制指令的准确性。
附图说明
34.图1示出根据本发明一种优选实施方式的持续滚转的相控阵雷达导引头波束稳定控制方法流程示意图；
35.图2示出波束坐标系与体视线坐标系位置关系示意图；
36.图3示出实施例1中初始时刻目标位于导引头视场中心下滚转转速为2r/s、闭环跟踪时的导引头测角误差；
37.图4示出实施例1中初始时刻目标位于导引头视场中心下滚转转速为4r/s、闭环跟踪时的导引头测角误差；
38.图5示出实施例1中初始时刻目标位于导引头视场中心下滚转转速为6r/s、闭环跟踪时的导引头测角误差；
39.图6示出实施例1中初始时刻目标与导引头视场中心偏航20
°
，滚转转速为2r/s、闭
环跟踪时的导引头测角误差；
40.图7示出图6的放大效果图；
41.图8示出实施例1中初始时刻目标与导引头视场中心偏航20
°
，滚转转速为4r/s、闭环跟踪时的导引头测角误差；
42.图9示出图8的放大效果图；
43.图10示出实施例1中初始时刻目标与导引头视场中心偏航20
°
，滚转转速为6r/s、闭环跟踪时的导引头测角误差；
44.图11示出图10的放大效果图。
具体实施方式
45.下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。
46.在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
47.发明人发现，由于相控阵雷达导引头的角度跟踪回路存在开环非线性离散波束控制环节，飞行器的姿态扰动信息将耦合到相控阵雷达导引头的输出信号中，影响天线波束的空间稳定跟踪性能，降低弹目视线角速度的提取精度，提高相控阵雷达导引头的飞行器的控制精度，其关键在于对导航信息延时进行补偿。
48.根据本发明提供的一种持续滚转的相控阵雷达导引头波束稳定控制方法，如图1所示，包括以下步骤：
49.步骤1、获取导航信息延时补偿时间；
50.步骤3、对飞行器姿态角及飞行器姿态角速度进行补偿；
51.步骤4、获得当前周期的相控阵雷达导引头波束指向指令；
52.步骤5、对飞行器进行滚转补偿，获得下一周期的相控阵雷达导引头波束控制指令。
53.在飞行器飞行过程中，由组合导航模块采集信息并将采集的信息传输至导引头供导引头调用，进而进行波束控制，组合导航模块开始采集信息到导引头调用信息之间所用的时间称之为导航延时，需要对该导航延时进行补偿的时间为导航姿态补偿时间p
atti_comp
，所述导航姿态补偿时间为组合导航信息采集时间、组合导航信息处理时间、组合导航向导引头发送信息时间之和。
54.进一步地，导航姿态补偿时间p
atti_comp
可以表示为：
55.p
atti_comp
＝t
now-t0(一)
56.其中，t0表示组合导航模块开始采集信息时刻，t
now
表示导引头调用信息时刻。
57.在步骤1中，为了更好的降低波速控制后飞行器姿态误差，优选地，将导航姿态补偿时间微分成若干迭代步长temp，表示为：
[0058][0059]
其中，n表示迭代次数优选地，所述迭代次数根据补偿精度要求进行选择，一般的，
选择5ms补偿精度迭代一次，以此确定迭代次数n，发明人发现虽然迭代次数n取得越大，姿态修正次数越多，飞行器姿态误差越小，但当迭代次数过多时，飞行器姿态误差变化很小，却对机载计算机的要求越高，在本发明中，根据补偿精度确定迭代次数，相比于直接确定迭代次数，能够根据实际需要确定出更为适合的迭代次数。
[0060]
优选地，在步骤3之前，还具有步骤2、对波束控制的输入量进行滤波。通过滤波过程，降低信号的干扰。
[0061]
根据本发明，所述波束控制的输入量包括飞行器的滚转角速度ω
x
、偏航角速度ωy、俯仰角速度ωz，波束俯仰失调角εm和波束方位失调角βm。
[0062]
其中，飞行器的滚转角速度ω
x
、偏航角速度ωy、俯仰角速度ωz为组合导航模块测量获得；波束俯仰失调角εm和波束方位失调角βm为相控阵雷达导引头测量获得。
[0063]
所述滤波优选为α-β滤波。
[0064]
进一步地，针对波束俯仰失调角εm，所
[0065]
述α-β滤波可以表示为：
[0066][0067]
进一步地，
[0068][0069][0070]
其中，为这一时刻滤波估计矢量，为上一时刻滤波估计矢量，e(t/t-1)为预测估计矢量，为状态转移矩阵，k＝[αβ/t]
t
为滤波增益矩阵，α,β为滤波器参数，h＝[10]为测量矩阵，εm(t)表示t时刻测得波束俯仰失调角，t表示积分步长，表示经过α-β滤波后得到的波束俯仰失调角，表示经过α-β滤波后得到的波束俯仰失调角速度；表示用上一积分步长滤波后得到的滤波估计矢量按照普通欧拉积分得到这一积分步长的预测估计值，根据式(三)第可得：
[0071][0072][0073]
由上述的预测估计值到这一时刻得出的滤波波束俯仰失调角需要与当前测量得到的波束俯仰失调角εm(t)进行修正，经过式(三)可得：
[0074][0075][0076]
进一步地，波束俯仰失调角εm通过α-β滤波后，生成的信号可以表示为：
[0077][0078]
其它波束控制的输入量的α-β滤波过程与波束俯仰失调角εm滤波过程相同，在本发明中不做赘述。
[0079]
步骤3中，所述飞行器姿态时间对齐补偿包括以下子步骤：
[0080]
步骤311、获取补偿前飞行器姿态角变化；
[0081]
步骤312、对飞行器姿态角进行补偿；
[0082]
步骤313、以补偿后的姿态角代替检测到的姿态角，代入到补偿前飞行器姿态角变化中，实现飞行器姿态的补偿。
[0083]
优选地，在步骤311中飞行器姿态角变化的动力学方程可以表示为：
[0084][0085]
其中，ω
x
为t
now
时刻导引头接收到的滚转角速度，ωy为t
now
时刻导引头接收到的偏航角速度，ωz为t
now
时刻导引头接收到的俯仰角速度，θ为t
now
时刻导引头接收到的发射系下弹体俯仰角，ψ为t
now
时刻导引头接收到的发射系下弹体偏航角，γ为t
now
时刻导引头接收到的发射系下滚转角；
[0086]
所述滚转角速度、偏航角速度、俯仰角速度均由组合导航模块在t0时刻采集获得；所述发射系下俯仰角、发射系下偏航角、发射系下滚转角均由组合导航模块在t0时刻采集飞行器坐标系下俯仰角、偏航角、滚转角后经过坐标转换获得。在步骤312中，飞行器姿态角的迭代补偿可以表示为：
[0087][0088]
其中，θ
now
表示补偿后t
now
时刻飞行器的俯仰角，ψ
now
表示补偿后t
now
时刻飞行器的偏航角，γ
now
表示补偿后t
now
时刻飞行器的滚转角。
[0089]
进一步地，当γ
now
＞360
°
时，γ
now
＝γ
now-360
°
。
[0090]
步骤313中，将步骤312获得的补偿后t
now
时刻飞行器的俯仰角θ
now
、偏航角ψ
now
、滚转角γ
now
对应替代步骤311中t
now
时刻导引头接收到的发射系下弹体俯仰角θ、偏航角ψ、滚转角γ，获得补偿后的飞行器姿态角变化。
[0091]
进一步地，当将导航姿态补偿时间微分成n步迭代时，重复迭代n次步骤311～步骤313，以更好的降低波速控制后飞行器姿态误差。
[0092]
进一步地，每次导引头接收到组合导航信息时刻，都进行步骤311～步骤313，实现
飞行器姿态时间对齐补偿。
[0093]
所述飞行器角速度时间对齐补偿包括以下子步骤：
[0094]
步骤321、获取飞行器在补偿前后飞行器坐标系下姿态角相对变化；
[0095]
步骤322、对相对俯仰角、相对偏航角、相对滚转角进行补偿；
[0096]
步骤323、将补偿后相对俯仰角、相对偏航角、相对滚转角代入姿态角相对变化中，实现对飞行器角速度的补偿。
[0097]
在本发明中，考虑到弹体角速度信息在传输和处理过程存在延迟，对飞行器的姿态角进行了补偿，补偿后的飞行器坐标系oxmymzm与补偿前的飞行器坐标系ox'my'mz'm产生了相对变化，导致补偿前后飞行器坐标系下姿态角变化不同，补偿后飞行器坐标系下姿态角变化相对于补偿前飞行器坐标姿态角变化的动力学方程可以表示为：
[0098][0099]
其中，ω
x
为t
now
时刻导引头接收到的飞行器坐标系下的滚转角速度，ωy为t
now
时刻导引头接收到的飞行器坐标系下的偏航角速度，ωz为t
now
时刻导引头接收到的飞行器坐标系下的俯仰角速度；ωz'为通过步骤311～313补偿后飞行器坐标下的俯仰角速度，ωy'为通过步骤311～313补偿后飞行器坐标下的偏航角速度，ω
x
'为通过步骤311～313补偿后飞行器坐标下的滚转角速度；
[0100]
θ'为补偿前飞行器坐标下俯仰角与补偿后飞行器坐标系下俯仰角的偏差，在本发明中称之为相对俯仰角，ψ'为补偿前飞行器坐标下俯仰角与补偿后飞行器坐标系下偏航角的偏差，在本发明中称之为相对偏差角，γ'为补偿前飞行器坐标下俯仰角与补偿后飞行器坐标系下滚转角的偏差，在本发明中称之为相对滚转角。
[0101]
在步骤322中，对相对俯仰角θ'、相对偏航角ψ'、相对滚转角γ'的补偿可以表示为：
[0102][0103]
其中，θn'
ow
表示对相对俯仰角θ'补偿后得到的补偿俯仰角，ψ'
now
表示对相对偏航角ψ'补偿后得到的补偿偏航角，γ'
now
表示对相对滚转角γ'补偿后得到的补偿滚转角。
[0104]
进一步地，当γ'
now
＞360
°
时，γ'
now
＝γ'
now-360
°
。
[0105]
步骤323中，将步骤322获得的补偿俯仰角θn'
ow
、补偿偏航角ψ'
now
、补偿滚转角γ'对应替代步骤321中的相对俯仰角θ'、相对偏航角ψ'、相对滚转角γ'，获得补偿姿态角速度后的飞行器姿态角变化。
[0106]
进一步地，当将导航姿态补偿时间微分成n步迭代时，重复迭代n次步骤321～步骤323。
[0107]
进一步地，每次导引头接收到组合导航信息时刻，都进行步骤321～步骤323，实现飞行器角速度时间对齐补偿。
[0108]
步骤4中，根据补偿后的飞行器姿态角，即可获取当前周期稳定的相控阵雷达波束指向指令。
[0109]
将旋转角速度相控阵雷达导引头测得波束坐标系下波束俯仰失调角εm和波束方位失调角βm作为雷达波束控制的输入量，进而获得相控阵雷达波束指向指令。
[0110]
所述相控阵雷达波束指向指令为波束指向角偏量在波束坐标系俯仰的投影和波束指向角偏量在波束坐标系偏航方向的投影，进一步地，在本发明中，θ
bcz
表示上一控制周期输出的波束指向角偏量在波束坐标系俯仰的投影，θ
bcy
表示上一控制周期输出的波束指向角偏量在波束坐标系偏航方向的投影；θ
′
bcz
表示当前控制周期输出的波束指向角偏量在波束坐标系俯仰的投影，θ
′
bcy
表示当前控制周期输出的波束指向角偏量在波束坐标系偏航方向的投影；θ
bcy*
表示下一控制周期输出的波束指向角偏量在波束坐标系俯仰的投影，θ
bcz*
表示下一控制周期输出的波束指向角偏量在波束坐标系偏航方向的投影。
[0111]
具体地，为飞行器相对惯性空间的旋转角速度，可以表示为在飞行器坐标系投影其中ω
mx
表示经过步骤3补偿获得的飞行器滚转角速度，ω
my
表示经过步骤3补偿获得的飞行器俯仰角速度，ω
mz
表示经过步骤3补偿获得的飞行器偏航角速度。
[0112]
进一步地，将飞行器相对惯性空间的旋转角速度投影到波束系:
[0113][0114]
波束相对飞行器的角速度在波束坐标系投影可表示为：
[0115][0116]
相控阵雷达导引头波束运动由波束相对与飞行器的运动和飞行器相对与惯性空间的运动复合而成，波束相对惯性系运动角速度在波束系投影表达式可以表示为：
[0117][0118]
根据公式十、十一、十二可获得波束相对惯性系运动角速度在波束系投影
[0119][0120]
根据式(十)可得到令则有：
[0121][0122]
优选地，对相控阵雷达导引头测得波束坐标系下波束俯仰失调角εm进行pi校正获得驱动波束相对于惯性空间运动的旋转角速度指令在波束坐标系下俯仰失调角投影对相控阵雷达导引头测得波束坐标系下波束方位失调角βm进行pi校正获得驱动波束相对于惯性空间运动的旋转角速度指令在波束坐标系下方位失调角投影pi校正的过程可以表示为：
[0123][0124]
其中，βm表示波束方位失调角，是弹目连线ox
l
在天线坐标系平面obxbzb的投影与天线坐标轴obxb之间的夹角；εm表示波束俯仰失调角，是弹目连线ox
l
与波束坐标系obxbzb平面的夹角，如图2所示，k
py
表示俯仰失调角投影的比例项校正系数；k
iy
表示俯仰失调角投影的积分项校正系数；k
pz
表示方向失调角投影的比例项校正系数；k
iz
表示方向失调角投影的积分项校正系数；
tf
表示pi校正工作停止时间，一般情况下从算法开始工作记为
t0
；工作结束时间记为
tf
。
[0125]
根据式十三、十四可得θ
bcz
、θ
bcy
的扫描角速度的扫描角速度
[0126]
对进行积分即可得到当前周期相控阵雷达波束指向指令θb′
cy
、θb′
cz
。
[0127]
在步骤5中，从导引头接收到波束指向指令到实际波束偏转具有响应滞后，在本发明中，需要对该响应滞后进行修正。
[0128]
具体地，通过下式进行修正：
[0129][0130]
其中，θ
bcy*
表示下一控制周期输出的波束指向角偏量在波束坐标系俯仰的投影，θ
bcz*
表示下一控制周期输出的波束指向角偏量在波束坐标系偏航方向的投影，δtd为从导引头接收到波束指向指令到实际波束偏转的响应滞后时间，ω
x
为当前飞行器滚转角速度；
[0131]
进一步地，δtd的值为外部输入量，根据导引头信息传输性能决定，ω
x
为组合导航模块测量获得，θb′
cy
、θb′
cz
为步骤4中获得。
[0132]
实施例
[0133]
实施例1
[0134]
进行仿真实验，仿真条件如下：
[0135]
1)转速：分别选取2r/s、4r/s、6r/s的旋转工况；
[0136]
2)初始姿态均为零；
[0137]
3)组合导航处理时间8ms，组合导航发送时间4ms；导引头处理时间为4ms；波束指向响应滞后时间为9ms；
[0138]
4)仿真中设置误差模型如表一所示。
[0139]
表一 仿真中误差项目及取值
[0140][0141]
通过以下步骤进行控阵雷达导引头波束稳定控制：
[0142]
步骤1、获取导航信息延时补偿时间；
[0143]
步骤2、对波束控制的输入量进行滤波；
[0144]
步骤3、对飞行器姿态角及飞行器姿态角速度进行补偿；
[0145]
步骤4、获得当前周期的相控阵雷达导引头波束指向指令；
[0146]
步骤5、对飞行器进行滚转补偿，获得下一周期的相控阵雷达导引头波束控制指令。
[0147]
步骤1中，导航姿态补偿时间为16ms，将导航姿态补偿时间微分成若干迭代步长temp，表示为：
[0148][0149]
步骤2中，所述波束控制的输入量包括飞行器的滚转角速度ω
x
、偏航角速度ωy、俯仰角速度ωz，波束俯仰失调角εm和波束方位失调角βm，采用α-β滤波，滤波后，生成的信号可以表示为：
[0150][0151]
步骤3中，所述飞行器姿态时间对齐补偿包括以下子步骤：
[0152]
步骤311、获取补偿前飞行器姿态角变化；
[0153]
步骤312、对飞行器姿态角进行补偿；
[0154]
步骤313、以补偿后的姿态角代替检测到的姿态角，代入到补偿前飞行器姿态角变化中，实现飞行器姿态的补偿。
[0155]
在步骤311中飞行器姿态角变化的动力学方程表示为：
[0156][0157]
在步骤312中，飞行器姿态角的迭代补偿表示为：
[0158][0159]
步骤313中，将步骤312获得的补偿后t
now
时刻飞行器的俯仰角θ
now
、偏航角ψ
now
、滚转角γ
now
对应替代步骤311中t
now
时刻导引头接收到的发射系下弹体俯仰角θ、偏航角ψ、滚转角γ，获得补偿后的飞行器姿态角变化。
[0160]
进一步地，当将导航姿态补偿时间微分成n步迭代时，重复迭代4次步骤311～步骤313，以更好的降低波速控制后飞行器姿态误差。
[0161]
进一步地，每次导引头接收到组合导航信息时刻，都进行步骤311～步骤313，实现飞行器姿态时间对齐补偿。
[0162]
飞行器角速度时间对齐补偿包括以下子步骤：
[0163]
步骤321、获取飞行器在补偿前后飞行器坐标系下姿态角相对变化；
[0164]
步骤322、对相对俯仰角、相对偏航角、相对滚转角进行补偿；
[0165]
步骤323、将补偿后相对俯仰角、相对偏航角、相对滚转角代入姿态角相对变化中，实现对飞行器角速度的补偿。
[0166]
步骤4中，根据补偿后的飞行器姿态角获取当前周期稳定的相控阵雷达波束指向指令。
[0167]
其中，对相控阵雷达导引头测得波束坐标系下波束俯仰失调角εm进行pi校正获得驱动波束相对于惯性空间运动的旋转角速度指令在波束坐标系下俯仰失调角投影对相控阵雷达导引头测得波束坐标系下波束方位失调角βm进行pi校正获得驱动波束相对于惯性空间运动的旋转角速度指令在波束坐标系下方位失调角投影pi校正的过程可以表示为：
[0168][0169]
在步骤5中，通过下式对从导引头接收到波束指向指令到实际波束偏转响应滞后进行修正：
[0170][0171]
实验仿真结果如图3-9所示，其中，图3-5为初始时刻，目标位于导引头视场中心情况下，闭环跟踪时导引头测角误差图，图中ele_err俯仰方向波束跟踪导引头测角误差，azi_err表示偏航方向波束跟踪导引头测角误差：图3为指向目标、2r/s、闭环跟踪时的导引头测角误差；图4为指向目标、4r/s、闭环跟踪时的导引头测角误差；图5为指向目标、6r/s、闭环跟踪时的导引头测角误差；
[0172]
从图3-5中可以看出，不同转速条件下，当初始时刻，目标位与雷达导引头视场中心时，导引头视线闭环稳定跟踪的导引头测角误差均在0.3
°
以内。
[0173]
图6-11示出了初始时刻，目标非位于导引头视场中心，而是与视场中心指向存在大角度情况下，闭环跟踪时导引头测角误差图，图中ele_err俯仰方向波束跟踪导引头测角误差，azi_err表示偏航方向波束跟踪导引头测角误差：其中，
[0174]
图6为偏航20
°
度回指、2r/s、闭环跟踪时的导引头测角误差图，图7为图6放大图；
[0175]
图8为偏航20
°
度回指、4r/s、闭环跟踪时的导引头测角误差图，图9为图8放大图；
[0176]
图10为偏航20
°
度回指、6r/s、闭环跟踪时的导引头测角误差图，图11为图10放大图；
[0177]
从图6-11上可以看出，实施例1中的方法，在初始时刻偏航20
°
度下波束回指时，能够实现对目标的闭环稳定跟踪；随着转速的增加，导引头测角误差逐渐增加，但仍在1
°
以内，实现了对目标运动的精确闭环跟踪。
[0178]
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“前”、“后”等指示的方位或位置关系为基于本发明工作状态下的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”、“第四”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
[0179]
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”“相连”“连接”应作广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体的连接普通；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接连接，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
[0180]
以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。

技术特征：
1.一种持续滚转的相控阵雷达导引头波束稳定控制方法，通过对导航信息延时进行补偿，提高相控阵雷达导引头波束控制精度。2.根据权利要求1所述的持续滚转的相控阵雷达导引头波束稳定控制方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：步骤1、获取导航信息延时补偿时间；步骤3、对飞行器姿态角及飞行器姿态角速度进行补偿；步骤4、获得当前周期的相控阵雷达导引头波束指向指令；步骤5、对飞行器进行滚转补偿，获得下一周期的相控阵雷达导引头波束控制指令。3.根据权利要求2所述的持续滚转的相控阵雷达导引头波束稳定控制方法，其特征在于，步骤1中，所述导航信息延时补偿时间是指从组合导航模块开始采集信息时刻到导引头调用信息时刻所用的时间。4.根据权利要求2所述的持续滚转的相控阵雷达导引头波束稳定控制方法，其特征在于，在步骤3之前，还具有步骤2、对波束控制的输入量进行滤波。5.根据权利要求2所述的持续滚转的相控阵雷达导引头波束稳定控制方法，其特征在于，步骤3中，所述飞行器姿态时间对齐补偿包括以下子步骤：步骤311、获取补偿前飞行器姿态角变化；步骤312、对飞行器姿态角进行补偿；步骤313、以补偿后的姿态角代替检测到的姿态角，代入到补偿前飞行器姿态角变化中，实现飞行器姿态的补偿。6.根据权利要求2所述的持续滚转的相控阵雷达导引头波束稳定控制方法，其特征在于，所述飞行器角速度时间对齐补偿包括以下子步骤：步骤321、获取飞行器在补偿前后飞行器坐标系下姿态角相对变化；步骤322、对相对俯仰角、相对偏航角、相对滚转角进行补偿；步骤323、将补偿后相对俯仰角、相对偏航角、相对滚转角代入姿态角相对变化中，实现对飞行器角速度的补偿；其中，相对俯仰角为补偿前飞行器坐标下俯仰角与补偿后飞行器坐标系下俯仰角的偏差，相对偏差角为补偿前飞行器坐标下俯仰角与补偿后飞行器坐标系下偏航角的偏差，相对滚转角为补偿前飞行器坐标下俯仰角与补偿后飞行器坐标系下滚转角的偏差。7.根据权利要求2所述的持续滚转的相控阵雷达导引头波束稳定控制方法，其特征在于，在步骤1中，将导航姿态补偿时间微分成若干步长，在步骤3中，对飞行器姿态角及飞行器姿态角速度进行补偿时进行按照步长迭代进行。8.根据权利要求2所述的持续滚转的相控阵雷达导引头波束稳定控制方法，其特征在于，
步骤4中，根据旋转角速度相控阵雷达导引头测得波束坐标系下波束俯仰失调角ε
m
和波束方位失调角β
m
获取当前周期稳定的相控阵雷达波束指向指令，其中ω
mx
表示经过步骤3补偿获得的飞行器滚转角速度，ω
my
表示经过步骤3补偿获得的飞行器俯仰角速度，ω
mz
表示经过步骤3补偿获得的飞行器偏航角速度；波束方位失调角β
m
是弹目连线在天线坐标系平面的投影与天线坐标轴之间的夹角，波束俯仰失调角ε
m
是弹目连线与波束坐标系平面的夹角。9.根据权利要求2所述的持续滚转的相控阵雷达导引头波束稳定控制方法，其特征在于，步骤4中，所述相控阵雷达波束指向指令为波束指向角偏量在波束坐标系俯仰的投影和波束指向角偏量在波束坐标系偏航方向的投影。10.根据权利要求2所述的持续滚转的相控阵雷达导引头波束稳定控制方法，其特征在于，步骤5中，对导引头接收到波束指向指令到实际波束偏转的相应滞后进行修正。

技术总结
本发明公开了一种持续滚转的相控阵雷达导引头波束稳定控制方法，通过对导航信息延时进行补偿，提高相控阵雷达导引头波束控制精度，包括以下步骤：获取导航信息延时补偿时间；对飞行器姿态角及飞行器姿态角速度进行补偿；获得当前周期的相控阵雷达导引头波束指向指令；对飞行器进行滚转补偿，获得下一周期的相控阵雷达导引头波束控制指令。本发明公开的持续滚转的相控阵雷达导引头波束稳定控制方法，具有误差小、控制精度高等诸多优点。控制精度高等诸多优点。控制精度高等诸多优点。


技术研发人员：温求遒 何少越 何沁袁 王永永
受保护的技术使用者：北京理工大学
技术研发日：2021.12.28
技术公布日：2023/7/11