天基信息时效性与精确制导参数的匹配性分析方法与流程

1.本发明涉及一种天基信息时效性与精确制导参数的匹配性分析方法。


背景技术：

2.现有技术中，一些巡航导弹利用了卫星数据链实现制导，这类导弹武器系统通常由指挥控制系统、武器控制系统和导弹等组成。可为巡航导弹提供精确瞄准、航路规划、任务分配和打击管理等功能，其具备在外部目标指示下打击目标的能力。但是，这类导弹并不能实现传感器与精确制导之间的紧密结合，使得传感器应用界面过于单一。在保障过程中，存在满足边界条件而进入制导回路以及不满足边界条件时不允许进入制导回路这两种情况，因此无法实现传感器信息获取能力与精确制导应用之间的保障阈值的最大匹配。


技术实现要素：

3.本发明的目的在于提供一种传感器信息时效性与精确制导参数的匹配性分析方法。
4.为实现上述发明目的，本发明提供一种传感器信息时效性与精确制导参数的匹配性分析方法，包括以下步骤：
5.a、利用天基传感器获取目标信息；
6.b、进行精确制导末段探测并设置末段探测系统参数；
7.c、计算精确制导捕获目标的概率。
8.根据本发明的一个方面，在所述步骤(a)中，利用外部传感器获取目标位置以及图像信息；还利用星上传感器获取处理时效。
9.根据本发明的一个方面，传感器信息包括位置和参数以及周边目标分布情况包括周边各目标相对位置。
10.根据本发明的一个方面，在所述步骤(b)中，精确制导末段探测包括：
11.在指定区域进行目标信息的宽幅搜索，若发现该宽幅区域存在需要查找的目标，则进行一定次数的确认；
12.若确认成功则对目标进行跟踪，否则继续进行宽幅搜索；
13.若跟踪的目标丢失则进行窄幅搜索，若重新找到目标则再次进行确认，否则进行宽幅搜索。
14.根据本发明的一个方面，所检测到的目标参数传送给伺服控制模块用于导引飞行命令的生成。
15.根据本发明的一个方面，在所述步骤(b)中，设置末段探测系统参数包括：
16.获取飞行器末段探测系统运行预定的参数，并对参数进行初始化；
17.设定天线的初始波位和指向，按照扫描步进搜索指定空域，并判断是否有目标出现；
18.若有目标出现则建立目标航迹并进行稳定跟踪，并不断判断飞行器与目标之间的
径向距离。
19.根据本发明的一个方面，在所述步骤(c)中，在飞行器发射前，所搭载的地面平台自动向飞行器封装传感器获取目标现在点位置；
20.飞行器在搭载平台上完成飞行诸元装订后瞄准目标现在点飞行，并使末段探测的搜索范围覆盖目标散布域；
21.目标散布域由飞行器发射前搭载平台的定位误差以及飞行过程中惯导误差的综合影响合成。
22.根据本发明的一个方面，在所述步骤(c)中，分析精确制导飞行器自控终点散布误差；
23.飞行器终点散布误差与传感器系统误差、海上运动目标逃逸误差、发射平台自身的定位误差和飞行器导航误差相关；
24.传感器系统误差δ
系统误差
包括传感器对目标的探测误差δ
探测
和传感器搭载探测平台的定位误差δ
定位
，计算公式为：
[0025][0026]
海上目标逃逸误差δ
逃逸
包括传感器获取目标信息在一定时效内的目标运动逃逸误差和飞行器自控飞行时间内的目标运动逃逸误差；
[0027]
精确制导飞行器采用装订方式，使之瞄准目标现在点m0位置，目标采用任意方向机动，对飞行器精确制导时，目标实际位置点m
t
偏离现在点m0，构成由目标机动产生的误差；
[0028]
目标机动误差δ
目标
的计算公式为：
[0029]
δ
目标
＝vm·
(t
zk
t
延迟
)；
[0030]
其中，vm为目标机动速度，单位为m/s，按最大速度取值；t
zk
为导弹自控飞行时间；t
延迟
为目标指示延迟时间；
[0031]
目标机动误差包括横向和纵向误差，分别为：
[0032]
δ
mh
＝v
mh
·
(t
zk
t
延迟
)；
[0033]
δ
mx
＝v
mx
·
(t
zk
t
延迟
)；
[0034]
其中，δ
mh
、δ
mx
分别为飞行器自控飞行时间内的目标横移量、距变量；v
mh
、v
mx
分别为目标横移率、距变率，单位为m/s；t
zk
为飞行器自控飞行时间；t
延迟
为时间延迟；
[0035]
设目标航向与飞行器飞行方向垂直，则目标机动逃逸误差为横向误差δ
目标
＝δ
mh
＝v
mh
·
(t
zk
t
延迟
)；
[0036]
设飞行器搭载平台的定位最大误差为δ
平台
，飞行器惯导误差为δ
惯导
(3σ)；
[0037]
则精确制导飞行器自控终点散布误差δ自控的计算公式为：
[0038][0039]
根据本发明的一个方面，利用各误差综合分析飞行器末段对目标的捕捉概率，其中，自控终点的散布以圆的形式体现，x和z轴方向同性，覆盖概率的密度函数利用极坐标表示为：
[0040]
[0041]
则末段探测在允许散布区内对目标的捕捉概率p
bz
为：
[0042][0043]
其中，δ为自控终点散布误差的均方差；r
t
为雷达搜索区的内切圆半径；f(
·
)为概率密度函数；r为圆半径；θ为覆盖角度；p
fg
为区域覆盖的概率。
[0044]
根据本发明的一个方面，计算一定概率条件下的目标散布域边界，并据此判断雷达搜索区域能否覆盖目标散布域，若能覆盖则满足捕捉概率要求，否则不满足。
[0045]
根据本发明的构思，提供一种天基传感器获取目标信息时效性与不同精确制导参数设置在应用需求之间的匹配分析方法，基于一定时效性的天基信息保障远程精确制导飞行器的末段捕获目标概率计算与分析，具体为分析传感器获取信息并传输至精确制导武器地面控制系统的信息时效性与不同精确制导应用对象之间的匹配性，从而有效提高了一些典型场景下传感器保障精确制导应用的效能。
[0046]
根据本发明的一个方案，利用天基传感器全程在线、没有国界的优势，实现从天基传感器获取目标信息时效性至飞行器末段使用效能的分析，放宽原有单一且严格的应用边界，以满足精确制导使用为目标，降低信息保障的高指标、高成本压力。
附图说明
[0047]
图1示意性表示本发明的一种实施方式的末段探测工作模式转换图；
[0048]
图2示意性表示本发明的一种实施方式的末段探测工作流程图；
[0049]
图3示意性表示本发明的一种实施方式的目标机动的系统误差图；
[0050]
图4示意性表示本发明的一种实施方式的自控终点允许散布区图；
[0051]
图5示意性表示本发明的一种实施方式的外部传感器模拟目标可能分布区域图；
[0052]
图6示意性表示本发明的一种实施方式的飞行器末段搜索发现目标区域分布图；
[0053]
图7示意性表示本发明的一种实施方式的传感器信息时效性与飞行器末段捕获概率(即目标捕获概率)之间的关系图。
具体实施方式
[0054]
为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0055]
在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其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，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。
[0056]
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
[0057]
本发明的天基信息时效性与精确制导参数的匹配性分析方法，适用于传感器获取
动目标信息并将信息传输至发射之前的精确制导武器控制系统中，并对传感器信息时效与不同射手能力参数之间的匹配进行分析的场景。本方法首先利用天基传感器获取目标信息，然后进行精确制导末段探测并设置末段探测系统参数，最后计算精确制导捕获目标的概率，从而满足精确制导武器射前对天基信息的保障时效要求。
[0058]
由于，天基传感器获取的目标参数是在不同的坐标系下和不同的时间得到的，因此其信息获取的精度和处理速度均不相同。对此，本发明利用星上传感器获取目标位置与部分参数信息以及周边目标分布情况。如下表1所示：
[0059][0060][0061]
表1星载传感器获取目标信息模拟
[0062]
如此，本发明利用星上传感器获取目标位置以及图像信息，使得系统误差小、定位精度较高，但是由于信息包含图像，所以其内容和表达形式较为复杂，使得信息保障时效性受限。
[0063]
参见图1(飞行器末端搜索流程)，末段开机工作后，在指定区域进行目标信息的宽幅搜索，若发现该宽幅区域存在需要查找的目标，则进行一定次数的确认。若确认成功则对相应目标进行跟踪，否则继续进行宽幅搜索。若跟踪的目标丢失则进行窄幅搜索，若重新找到目标则再次进行确认，否则进行宽幅搜索。同时，还需将测到的目标参数传送给伺服控制模块用于导引飞行命令的生成，用来实现该模块对飞行器的控制并逐渐接近目标的全过程。
[0064]
参见图2(末端参数设置流程)，本发明对飞行器末段探测系统进行参数设置时，获取系统运行预定的参数并对这些参数进行初始化。参见图4(目标散布区大小计算示意图)至图6(目标航迹建立图)，同时，设定天线的初始波位和指向，扫描搜索指定空域，扫描完所有范围之后，判断是否有目标出现，若有目标出现则建立目标航迹并进行稳定跟踪，并不断判断飞行器与目标之间的径向距离。
[0065]
本发明中，在飞行器发射前，飞行器搭载的地面平台自动向飞行器封装天基传感器获取目标现在点位置等基础保障信息。飞行器在搭载平台上完成飞行诸元装订后瞄准目标现在点飞行。一般而言，当飞行器的末段制导雷达开机时，天基传感器获取的目标位置信息应位于末制导搜索的正前方，目标与飞行器的距离等于预先装订的末制导开机距离。但由于天基传感器获取的目标信息时效性以及飞行器自控飞行时间等因素的累加，末制导开机时的飞行器射前装订的目标信息已经老化，目标实际位置上已经偏离了天基传感器最初获取的目标信息。再加上飞行器发射前搭载平台的定位误差以及飞行过程中惯导误差的综合影响，末制导开机时导弹与目标的相对位置关系会更加复杂。为了保障飞行器末段可靠
捕获目标，在末段开机搜索时，使末段探测的搜索范围应完全覆盖上述误差的综合影响合成的目标散布域，否则将可能丢失目标。
[0066]
随后，分析精确制导飞行器自控终点散布误差，该误差与传感器系统误差、海上运动目标逃逸误差、发射平台自身的定位误差和飞行器导航误差相关。其中，传感器系统误差δ
系统误差
包括传感器对目标的探测误差δ
探测
和传感器搭载探测平台的定位误差δ
定位
，计算公式为：
[0067][0068]
海上目标逃逸误差δ
逃逸
按系统误差处理，其包括传感器获取目标信息在一定时效内的目标运动逃逸误差和飞行器自控飞行时间内的海上目标运动造成的逃逸误差。
[0069]
参见图3(目标机动散布示意图)，精确制导飞行器采用现在点装订方式，使之瞄准目标现在点m0位置，目标可采用任意方向机动，对飞行器精确制导时的目标实际位置点m
t
偏离现在点m0，构成由目标机动产生的误差。
[0070]
本发明中，目标机动误差δ
目标
的计算公式为：
[0071]
δ
目标
＝vm·
(t
zk
t
延迟
)；
[0072]
其中，vm为目标机动速度，单位为m/s，依据战术稳妥原则，目标机动速度按最大速度取值；t
zk
为导弹自控飞行时间；t
延迟
为目标指示延迟时间。
[0073]
目标机动误差包括横向和纵向误差，分别为：
[0074]
δ
mh
＝v
mh
·
(t
zk
t
延迟
)；
[0075]
δ
mx
＝v
mx
·
(t
zk
t
延迟
)；
[0076]
其中，δ
mh
、δ
mx
分别为飞行器自控飞行时间内的目标横移量、距变量；v
mh
、v
mx
分别为目标横移率、距变率，单位为m/s；t
zk
为飞行器自控飞行时间；t
延迟
为天基传感器获取目标信息时效性，即时间延迟。
[0077]
考虑对精确制导中末段捕捉目标最不利的情况，本发明设目标航向与飞行器飞行方向垂直，此时目标机动逃逸误差为横向误差δ
目标
＝δ
mh
＝v
mh
·
(t
zk
t
延迟
)。设飞行器搭载平台的定位最大误差为δ
平台
，飞行器惯导误差为δ
惯导
(3σ)。
[0078]
参见图3和图4，精确制导飞行器自控终点散布误差δ
自控
为上述各影响因素的均方差，计算公式为：
[0079][0080]
在进行飞行器末段对目标的捕捉概率的分析中，利用各误差综合的结果。其中，自控终点的散布以圆的形式体现，x和z轴方向同性，覆盖概率的密度函数可利用极坐标表示为：
[0081][0082]
则末段探测在允许散布区内对目标的捕捉概率p
bz
为：
[0083]
[0084]
其中，δ为自控终点散布误差的均方差；r
t
为雷达搜索区的内切圆半径；f(
·
)为概率密度函数；r为圆半径；θ为覆盖角度；p
fg
为区域覆盖的概率。
[0085]
外部传感器获取的目标信息中的目标散布域的概率分布特性和末段探测的搜索覆盖区的形状均比较复杂。因此参照图7，本发明计算一定概率条件下的目标散布域边界，并据此判断雷达搜索区域能否覆盖目标散布域，若能覆盖则满足捕捉概率要求，否则不满足。
[0086]
以上所述仅为本发明的一个实施方式而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包括在本发明的保护范围之内。