稳定和目标跟踪的执行装置 ， 其性 能 直 接 影 响 导 引 头 的 制 导 精 度 。 以 某 型 光 电 制 导 导 引 头 陀 螺 稳 定 平 台 研 究 为 背 景， 以平台伺服控制为研究目标 ， 根据高精度 、 快 响 应、 宽 频 带、 强 鲁 棒 性 的 性 能 要 求， 对陀螺稳定和光电跟踪控制技 对导引头的３个控制回路进 术进行了研究 。 分析了导引头伺服控制系统技术指 标 ， 利用 Ｐ Ｉ Ｄ 校 正 方 法 设 计 控 制 器， 行了校正 ， 以实现导引头在复杂环境下对目标 的 稳 定 跟 踪 。 建 立 了 导 弹 的 六 自 由 度 仿 真 模 型 ， 利用导弹模型以及控 制器模型进行跟踪仿真 ， 实现了性能要求 。
３ 导弹六自由度方程
１ 导弹气动力和气动力矩 ３．
、 侧 定义在速度坐标系中的阻力 （ 沿轴负向定义为正 ） 力和升力 ， 分别用 Ｄ、 其计算公式为 ： Ｙ、 Ｚ 表示 ，
烌 ｙ ＋ω （ Ｆ Ｖｘ －ω Ｖｚ） ａ ｚ ｘ ｙ ＝ｍ ｙ ＝ｍ Ｖ 烍 ａ Ｆ Ｖｙ －ω Ｖｘ ） Ｖｚ ＋ω ｚ ＝ｍ ｚ ＝ ｍ（ ｘ ｙ 烎
ｏ ｓ ｉ ｎ ｓ －ｃ ψ 燄 ｃ ｓ ｓ ｃ ｓ ｉ ｎ ｉ ｎ ｏ ｓ ｏ ｓ ｉ ｎ ＋ γ γ ψ ψ ｏ ｓ ｉ ｎ ｉ ｎ ｉ ｎ ｉ ｎ ｏ ｓ ｏ ｓ ｓ ｓ ｓ ｃ －ｃ γ －ｓ γ＋ｃ γ 燅 ψ ψ ｉ ｎ ｓ ｃ ｃ ｏ ｓ ｏ ｓ简介 ： 张昕 （ 男， 山东淄博人 ， 中国兵器 ２ 研究方向为精确制导 ； 田仕达 （ 男， 山东日照人， １ ９ ９ １－ ） ０ ６ 研究所硕士研究生 ， １ ９ ９ １－ ） 西北工业大学航天学院硕士研究生 ， 研究方向为飞行器制导控制 。
（ ） 地面坐标系与速度坐标系间的转换关系 。 地 面 坐 ３ 标系与速度坐标系之间的关系可以用 航 迹 倾 斜 角θ 、 航迹 方位 角 ψ Ｖ 和 航 迹 滚 转 角 γ Ｖ 表 示。 从 地 面 坐 标 系 。 ） ３ ＯｇＸｇ Ｙｇ Ｚｇ 到速度坐标系的转换矩阵表达式见式 （ （ ） ２
ｏ ｓ ｏ ｓ ｉ ｎ ｏ ｓ ｉ ｎ ｃ ｓ ｃ α α －ｃ α β ｓ β 熿 燄 ｉ ｎ ｏ ｓ ｏ ｓ ｉ ｎ ｉ ｎ Ｃ ｃ ｃ ｓ ｓ －ｓ α α α ａ→ｂ ＝ β β ｉ ｎ ０ 燀 ｓ β ｏ ｓ ｏ ｓ ｉ ｎ ｃ ｓ ｃ θ θ Ｖ ψ 熿 ｃ ｃ ｓ ｃ ｃ ｉ ｎ ｏ ｓ ｏ ｓ ｉ ｎ ｉ ｎ ｏ ｓ ｏ ｓ θ γ γ θ γ ＝ －ｓ Ｖ Ｖ ＋ｓ Ｖ Ｖ Ｖ ψ ψ ｃ ｓ ｃ ｉ ｎ ｏ ｓ ｉ ｎ ｉ ｎ ｏ ｓ θ γ γ Ｖ Ｖ ＋ｓ Ｖ Ｖ ψ ψ 燀ｓ ｃ ｏ ｓ β
（ ） ６
Ｓ烌 Ｄ ＝Ｃ ｑ ｘ Ｓ烍 Ｙ ＝Ｃ ｑ ｙ
（ ） ４
可计算得到导弹弹体轴系速度 分 量 由此微分方程组 ， Ｖｘ 、 Ｖｙ 、 Ｖｚ 。 气动力到弹体轴三轴上的投影 ： ｏ ｓ ｏ ｓ ｉ ｎ ｏ ｓ ｉ ｎ ＸＡ ＝－ Ｄ ｃ ｃ ｓ ｃ ｓ α α－Ｚ α β＋Ｙ β 烌 ｉ ｎ ｏ ｓ ｏ ｓ ｉ ｎ ｉ ｎ ｓ ｃ ｃ ｓ ｓ ＹＡ ＝ Ｄ α α＋Ｚ α β＋Ｙ β 烍 ｓ ｃ ＺＡ ＝－ Ｄ ｉ ｎ ｏ ｓ β＋Ｚ β 烎 重力在弹体轴系的投影为 ： （ ） ７
４－６］ 。 馈构成的稳定回路实现对弹体扰动的隔离 ［
似成一阶惯性环节 ， 为 １ ｑ ｔ ｆ ） （ ２ １ ＝ ｓ＋１ τ ｑ ｔ ０ ５ ～ ０． １ ｓ。 制 导 律 采 用 比 例 导 引 初步选 取 τ ＝ ０． 律， 为：
红外导引头角跟踪回路框图如图 １ 所示 。
（ ） １ ３ θ ｑ ｃ ＝ Ｋ ｔ ｆ ） 中， 取值为 ４； ３ １ Ｋ 为比例导引系数 ， 式（ θ ｃ 为弹道倾
４． １ 制导算法简化模型
制导滤波 器 近 制导算法由制导滤波器及制导律构成 ，
４ 红外导引头跟踪回路数学模型
红外导引头通过测 量 目 标 红 外 辐 射 的 信 号 实 现 对 目 标的角度跟踪 ， 利用角度跟踪误差 （ 即失调角 ） 控制伺 服 平 台带动天线旋转 ， 使误差角趋 于 零； 同时利用速率陀螺反
·６·
软 件 导 刊 ２ ０ １ ５年
） 速度坐标系与弹体坐标系间的转换关系 。 弹 体 坐 ２ （ 标系与速度 坐 标 系 之 间 的 关 系 可 以 用 迎 角 α 和 侧 滑 角β 表示 。 从速度 坐 标 系 Ｏ Ｘａ Ｙａ Ｚａ 到 弹 体 坐 标 系 的 转 换 矩 ａ 。 ） 阵表达式见式 （ ２
］ ［ ３ １ －
究。
１ 坐标系定义 ２． ： 原点 Ｏｇ 取地面某点 ， 地面坐标系 （ Ｓ Ｘｇ Ｙｇ Ｚｇ ） ｇ －Ｏ ｇ
或目标在地面的投 ＯｇＸｇ 轴位 于 地 平 面 内 并 指 向 目 标 （ ； ；Ｏｇ 影） 轴 与 地 面 垂 直 向 上 为 正 Ｏｇ Ｙｇ Ｚｇ 轴 垂 直 于 指向右方为正 。 Ｘｇ Ｏｇ Ｙｇ 平面 ， ： 原点 Ｏ 弹体坐标系 （ Ｓ Ｘｂ Ｙｂ Ｚｂ ） ｂ －Ｏ ｂ ｂ 取导弹的质心 处， 指 ３ 个坐标轴 与 导 弹 固 连 ； Ｏ Ｘｂ 轴 与 机 身 轴 线 一 致 ， ｂ 向前为正 ； 垂 直 于 轴， 向上 Ｏ Ｙｂ 轴位 于 导 弹 对 称 平 面 内 ， ｂ 为正 ； 指向右方为正 。 Ｏ Ｚｂ 轴垂直于导弹对称平面 ， ｂ ： 原点 Ｏ 速度坐标系 （ Ｓ Ｘａ Ｙａ Ｚａ ） ａ －Ｏ ａ ａ 取在导弹的 珝 ； ； 质心处 Ｏ Ｘａ 轴与飞行速度Ｖ 的方向 一 致 Ｏ Ｙａ 位 于 导 ａ ａ 弹对称平面内 ， 垂直于 Ｏ 指向上方为正 ； Ｘａ 轴 ， Ｏ Ｚａ 轴垂 ａ ａ 直于导弹对称平面 ， 指向右方为正 。
第１ 田仕达 ： 框架式红外导引头伺服系统跟踪特性研究 ２ 期 张 昕 ，
·７·
角速度指令 。 法向过载指令 ｎ ｃ 可按下式计算 ： ｙ ） ｎ ｓ Ｖｍ ｃ（ ｙ ） （ ４ １ ＝ （ ） ７ ． ３ ｓ ５ θ ｇ ｃ ２ 飞行控制系统简化模型 ４． 飞行控制系统简化 模 型 由 法 向 过 载 指 令 限 制 和 表 述 飞行控制系统迟后的一阶惯性环节组成 。 ， （ · ′ ｉ ｎ ｉ ｎ（ ｎ ｎ ｎ ｓ ｎ ｜ ｇ ａ ｘ） ｃ ＝ ｍ ｃ｜ ｃｍ ｃ） ｙ ｙ ｙ ｙ 烌 （） ｎ １ ｙ ｓ ） ）＝ τ （ ′ ５ １ ｎ ｓ ｓ＋１ Ａ ｃ（ ｙ 烍 ） ） ５ Ｔ１ ｓ＋１ ７． ３ ｓ ｇ（ ｄ （ （）＝ ｎ Ｖｍ 烎 ｙ ｓ ） ， （ ， 中 为５ 式 为导弹可用过载限制 值 ５ ｎ １ 为 ｇ； ｃｍ ａ ｘ ｙ 导弹俯仰角速率 ； τ Ａ 为飞行控制系统 一 阶 等 效 时 间 常 数 ， 初 步确定其值为 ０． 为 ０． ２～０． ４ ｓ； Ｔ１ ７ ｄ 为气动时间常数 ， 。 ｓ ～１ ３ 目标特性 ４． ３． １ 目标运动学 ４． 假定目标静止或按匀速直线运动 ， 即
关键词 ： 红外导引头 ； 伺服系统 ； 快速跟踪 Ｉ Ｄ 校正 ； Ｐ ： ／ Ｏ Ｉ １ ０． １ １ ９ ０ ７ ｒ ｄ ｋ． １ ５ １ ８ ８ ７ Ｄ ｊ （ ） 中图分类号 ： ７ ０ ０ ０ Ｐ ３ ０ ２ 文献标识码 ： ６ ７ ２ ８ ０ ０ ２ ０ １ ５ １ ２ ０ ０ ５ ４ Ｔ Ａ 文章编号 ： １ － － － 由度仿真模型分别对导弹控制系统 、 制导系统性能进 行 研
燅
（ ） ３
Ｃ ｇ→ａ
ｏ ｓ ｉ ｎ ｓ －ｃ θ Ｖ ψ 燄 ｃ ｓ ｓ ｃ ｓ ｉ ｎ ｉ ｎ ｏ ｓ ｏ ｓ ｉ ｎ ＋ θ γ γ Ｖ Ｖ Ｖ Ｖ ψ ψ
ｓ ｓ ｓ ｃ ｏ ｓ ｉ ｎ ｉ ｎ ｉ ｎ ｉ ｎ ｏ ｓ ｏ ｓ －ｃ －ｓ θ γ θ γ γ Ｖ Ｖ Ｖ ＋ｃ Ｖ Ｖ ψ ψ 燅 ３． ２ 导弹质心动力学方程 在弹体坐标系中 ， 建立导弹质心动力学方程 ： ａｘ ＝ ｍ（ Ｆｘ ＝ ｍ Ｖｚ －ω Ｖｙ ） Ｖｘ ＋ω ｚ ｙ
０ 引言
近年来精确制导武 器 在 几 次 局 部 战 争 中 显 示 出 超 常 的作战能力 ， 已成为 现 代 高 技 术 战 争 的 主 角 ， 使得现代战 争的形态发生了根本变化 ， 并不断影响着战争的进程 和 格 局 。 光电制导技术具 有 隐 蔽 性 好 、 抗 干 扰 能 力 强 等 优 点， 己成为精确制导技术的重要分支 。 随着可见光 、 微光 以 及 红外成像等光电探测技术的迅猛发展 ， 光电制导技术 的 应 用范围越来越广 ， 精度也越来越高
２ ２ Ｖ ＝ 槡 Ｖ２ ｘ ＋ Ｖｙ ＋ Ｖ ｚ 可得攻角α 和侧滑角β 计算公式 ： 由此 ，
（ ） ９
） （ ０ １
烌 （ Ｖ ） 烍 Ｖ ７． ３ ａ ｒ ｃ ｓ ｉ ｎ（ ） β＝５ Ｖ 烎
７． ３ ａ ｒ ｃ ｔ ａ ｎ α ＝－５
ｘ ｚ
Ｖｙ
（ ） １ １
图 １ 红外导引头角跟踪回路
Ｓ Ｍｘ ＝ ｍｘ ｌ ｑ ｒ ｅ ｆ 烌 ｌ Ｓ Ｍｙ ＝ ｍｙ ｑ ｒ ｅ ｆ 烍
（ ） ５
烌 ｏ ｓ ｏ ｓ ｃ ｃ ＹＧ ＝－Ｇ γ 烍
ｃ ｓ ｏ ｓ ｉ ｎ ＺＧ ＝ Ｇ γ 烎
３． ３ 导弹质心运动学方程
ＸＧ ＝－Ｇ ｓ ｉ ｎ
（ ） ８
Ｓ ｌ Ｍｚ ＝ ｍｚ ｑ ｒ ｅ ｆ烎 ； ； ） 压 参 考 面积； 中， 为动 为 ５ Ｓ ｌ 式 （ ｑ ｅ ｒ ｆ 为参考长度 偏 航 力 矩 系 数、 俯仰力 ｍｘ 、 ｍｙ 、 ｍｚ 分 别 为 滚 转 力 矩 系 数 、
Ｓ烎 Ｚ ＝Ｃ ｑ ｚ 、 ｚ 分别为 ） 中， Ｓ 为参考面积 ； Ｃ Ｃ ４ 式 （ ｑ 为动压 ； ｘ、 ｙ Ｃ 阻力系数 、 升力系数 、 侧力系数 。
定义在弹体坐标 系 内 的 滚 转 力 矩 、 偏 航 力 矩、 俯仰力 矩分别用 Ｍｘ 、 计算公式为 ： Ｍｙ 、 Ｍｚ 表示 ，
２． ２ 坐标系间转换 （ ） 地面坐标系与弹体坐标系间的转换关系 。 弹 体 坐 １