捷联红外导引头隔离度寄生回路评估系统

摘要

本发明公开了一种捷联红外导引头隔离度寄生回路评估系统，该系统包括目标模拟器、三轴转台、导引头和仿真计算机，目标模拟器模拟目标运动关系，捷联红外导引头测得目标模拟器的红外信号源，将解耦滤波后得到弹目视线角速度输出给仿真计算机，由仿真计算机根据导弹实际动力学模型计算导弹的姿态和位置信息，将弹体姿态角传递给三轴转台模拟弹体运动；仿真计算机计算得到理论弹目视线角，并将计算的弹目视线角传递给目标模拟器，模拟弹目运动，构成整个闭环测试系统。整个过程中仿真计算机存储测试数据，用于最后的隔离度计算。本发明消除了传统隔离度测试方法中奇异点问题，使得隔离度测试更加准确，测试系统也更加接近于导弹实际的作战模式。

说明书

技术领域

本发明涉及导弹制导技术领域，具体涉及一种捷联红外导 引头隔离度寄生回路评估系统。

背景技术

随着科技的发展进步，现在的导弹技术中，捷联红外导引 头取消了机械框架结构，直接与弹体固联，增加了系统的可靠 性，同时省去了惯性稳定平台大大节省了费用。与传统导引头 相比，捷联导引头的视线角速度不受限制，消除了俯仰/偏航通 道由于摩擦导致的交叉耦合，且体积小、价格低廉，符合现代 精确制导武器对导引头的新要求。

在捷联体制中，弹体运动信息完全耦合进导引头输出信号， 为了隔离弹体运动，通常采用的方法是基于数学平台对弹体姿 态进行解耦,然而刻度尺系数误差、惯性器件动力学和探测器延 时的存在将影响弹体解耦精度，进而引起隔离度寄生回路，导 致隔离度寄生回路稳定性问题，也将影响制导系统的性能，进 而影响导弹的制导精度，所以捷联导引头对隔离度有着新的要 求，一种评估捷联导引头的隔离度寄生回路的有效方法显得尤 为重要。

传统的开环隔离度测试方法，如中国的申请号为 201110415516.9的专利文献所公开的导引头隔离度测试系统， 可在一定程度上评估平台导引头隔离度水平，然而捷联导引头 的隔离度和导弹的姿态运动密切相关，如果使用单一的正弦运 动来模拟弹体姿态无法准确的对捷联红外导引头的隔离度做出 评估。同时由于三轴转台按照正弦或余弦模拟弹体姿态摆动， 当弹体姿态角速度过零点时，会产生奇异点，即使在接近零点 时也会放大隔离度水平，使得测试数据不准确，不能有效的指 导导引头的工程应用。且捷联导引头由于取消了机械框架结构， 导致隔离度问题较为严重，传统的测试隔离度方法已经不再适 用。

由于上述原因，本发明人对现有的测试隔离度的方法和系 统进行了深入研究，以便设计出全新的隔离度寄生回路评估系 统，为导弹设计提供实际参考，缩短导弹研制周期、降低导弹 研制成本。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一 种捷联红外导引头的隔离度寄生回路评估系统，其能够对捷联 红外导引头的隔离度水平做出估计，并且避免了奇异点的干扰， 通过计算数据进行隔离度寄生回路的稳定性分析，为导弹设计 提供实际参考，缩短导弹研制周期、降低导弹研制成本；

奇异点的产生原因是三轴转台带动导引头一起做正弦或余 弦摆动，使得弹体姿态角速度过零，此时根据隔离度计算公 式$R_d=\frac{\Delta \stackrel{·}{q}}{\stackrel{·}{\theta }}$

计算得到的隔离度R_d无穷大，无法做出评估；本发明采用 闭环形式测隔离度，不采用强迫三轴转台带动导引头一起做正 弦或余弦摆动的形式，避免了的过零情况，这样就可以消除 奇异点问题。

具体来说，本发明的目的在于提供以下方面：

(1)一种捷联红外导引头隔离度寄生回路评估系统，其 特征在于，该系统包括，

目标模拟器1，用于接收仿真计算机传送出的理论弹目视 线角信息，并产生可被捷联红外导引头探测到的红外辐射源信 号，模拟红外辐射源目标运动；

三轴转台2，用于接收仿真计算机传送出的弹体姿态角运 动信息，模拟导弹的姿态运动；

捷联红外导引头3，安装于三轴转台上，用于接收目标模 拟器发出的红外辐射源信号，测量目标模拟器与捷联红外导引 头之间的角度，根据测得的角度信息计算出导弹与目标模拟器 的弹目视线角速度，并将弹目视线角速度信息传递给仿真计算 机；和

仿真计算机，用于接收捷联红外导引头发出的弹目视线角 速度信息，由此计算出弹体姿态角运动信息并将该信息发送给 三轴转台，进而控制三轴转台的运动，并根据接收到的由捷联 红外导引头发出的弹目视线角速度信息计算出理论弹目视线角 速度和理论弹目视线角，并将理论弹目视线角信息发送给目标 模拟器，进而控制目标模拟器的运动，并根据理论弹目视线角 速度、仿真计算机计算出的弹体姿态角速度和导引头发出的弹 目视线角速度计算出捷联红外导引头隔离度；

其中，弹体姿态角运动信息包括弹体姿态角和弹体姿态角 速度，理论弹目视线角是指理论计算出的导弹与目标之间的角 度；弹目视线角速度是指导弹与目标之间的角速度值；弹体姿 态角是指导弹纵轴与水平面之间的夹角，弹体姿态角速度是指 弹体姿态角的变化速率。

(2)根据上述(1)所述的捷联红外导引头隔离度寄生回 路评估系统，其特征在于，目标模拟器模拟导弹与目标的位置 几何关系，捷联红外导引头根据测量得到的目标模拟器与捷联 红外导引头之间角度关系，计算出导弹与目标模拟器之间的弹 目视线角速度，并将弹目视线角速度信息传递给仿真计算机， 由仿真计算机计算弹体姿态角运动信息，并将弹体姿态角运动 信息传给三轴转台，利用三轴转台带动捷联红外导引头模拟导 弹的弹体姿态运动，并由仿真计算机计算出理论弹目视线角， 并将理论弹目视线角信息传给目标模拟器，目标模拟器根据该 理论弹目视线角信息模拟红外辐射源目标进行运动，从而构成 整个闭环隔离度寄生回路测试系统。

(3)根据上述(1)所述的捷联红外导引头隔离度寄生回 路评估系统，其特征在于，仿真计算机包括：

比例导引制导律模块，用于接收三轴转台上的捷联红外导 引头传递给仿真计算机的弹目视线角速度信息，并将该信息乘 以NV_c，得到导弹过载指令信息，并输出导弹过载指令信息，其 中，NV_c是指N与V_c的乘积，N为比例导引制导律的有效导航比， N的取值为3～5，V_c为导弹与目标的相对接近速度；

过载驾驶仪模块，用于接收比例导引制导律模块传出的导 弹过载指令信息，将该信息作为自动驾驶仪的过载指令，并输 出导弹实际产生的过载信息；

弹体动力学模块，用于接收过载驾驶仪模块输出的导弹实 际产生的过载信息，实时计算出弹体姿态角运动信息，并将弹 体姿态角运动信息传送给三轴转台；

二次积分模块，用于接收过载驾驶仪模块输出的导弹实际 产生的过载信息，并对该信息进行二次积分，得到导弹的位置 信息，并输出导弹的位置信息；

目标运动模块，输出目标的位置坐标信息，即导弹打击目 标的实际运动规律信息；和

弹目运动几何关系模块，用于接收二次积分模块输出的导 弹的位置信息和目标运动模块输出的导弹打击目标的实际运动 规律信息，并通过导弹的位置信息和目标的位置坐标信息计算 得到理论弹目视线角和理论弹目视线角速度，并输出理论弹目 视线角和理论弹目视线角速度。

(4)根据上述(1)所述的捷联红外导引头隔离度寄生回 路评估系统，其特征在于，捷联导引头水平安装在三轴转台上。

(5)根据上述(1)所述的捷联红外导引头隔离度寄生回 路评估系统，其特征在于，所述三轴转台包括：

机械台体，其采用三轴半框式结构，包括用于表达航向的 半框式外框部件、用于表达俯仰的半框式中框部件、用于表达 滚转的圆形负载台式内框部件以及底座；和

控制柜，其通过电缆与所述机械台体相连，用以控制机械 台体运动。

(6)根据上述(1)所述的捷联红外导引头隔离度寄生回 路评估系统，其特征在于，仿真计算机还包括存储信息模块和 隔离度计算模块，其中，存储信息模块用于接收并存储信息， 并将所述信息输出至隔离度计算模块用以实时计算捷联红外导 引头隔离度，所述信息包括仿真计算机计算出的弹体姿态角速 度、导引头输出的弹目视线角速度和仿真计算机计算出的理论 弹目视线角速度。

(7)根据上述(6)所述的捷联红外导引头隔离度寄生回 路评估系统，其特征在于，通过下式计算捷联红外导引头隔离 度$R_d=\frac{{\stackrel{·}{q}}_h-\stackrel{·}{q}}{\stackrel{·}{\theta }}$

其中，R_d代表导引头隔离度；代表导引头输出弹目视线 角速度；为理论弹目视线角速度；代表弹体姿态角速度。

(8)根据上述(6)或(7)所述的捷联红外导引头隔离 度寄生回路评估系统，其特征在于，所述捷联红外导引头隔离 度信息，用于进一步分析捷联导引头的隔离度寄生回路，即通 过所述捷联红外导引头隔离度评价在所得隔离度水平下捷联红 外导引头隔离度寄生回路的稳定性，从而评价制导系统的稳定， 从而评价导弹脱靶量。

(9)根据上述(8)所述的捷联红外导引头隔离度的寄生 回路评估系统，其特征在于，通过经典控制理论中的劳斯稳定 判据，评价在所得隔离度水平下捷联红外导引头隔离度寄生回 路的稳定性。

本发明提供的捷联红外导引头的隔离度寄生回路评估系 统，用于评估捷联红外导引头的隔离度水平，避免了奇异点问 题，分析隔离度寄生回路的稳定性，指导导弹总体设计工程师 在导弹初步方案论证、总体设计、验证定型等各个环节进行方 案选型、参数优化设计，亦可在导弹已经装备生产的时候，评 估产品合格与否的一项指标，对指导捷联红外体制导弹武器装 备的论证、设计、定型、生产具有现实意义；而且由普通的半 实物仿真系统组成，成本低廉，可广泛用于捷联红外导引头的 隔离度寄生回路的评估。

附图说明

图1示出根据本发明一种优选实施方式的捷联红外导引头 隔离度寄生回路评估系统隔离度寄生回路测试系统模块图；

图2示出根据本发明一种优选实施方式的捷联红外导引头 隔离度寄生回路评估系统捷联导引头和模拟目标信号源几何关 系；

图3示出根据本发明一种优选实施方式的捷联红外导引头 隔离度寄生回路评估系统捷联红外导引头制导系统框图；

图4示出根据本发明一种优选实施方式的捷联红外导引头 隔离度寄生回路评估系统捷联红外导引头系统框图。

附图标号说明：

1-目标模拟器

2-三轴转台

3-捷联红外导引头

4-目标信号

5-弹体轴线

具体实施方式

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。

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。

捷联导引头固联在弹体上节省了机械框架结构，所以弹体 的姿态运动全部耦合进了导引头测得的信息中，在使用中需要 通过数学平台进行解耦；由于刻度尺系数误差、导引头延时、 惯性器件动力学的存在，使得部分弹体信息耦合进导引头信息 中的问题称为隔离度寄生回路问题；本发明提供的捷联红外导 引头的隔离度寄生回路评估系统，即为用于计算分析隔离度寄 生回路问题的系统。

在一个优选的实施方式中，如图1、2所示，本发明提供的 捷联红外导引头的隔离度寄生回路评估系统，包括目标模拟器 1、三轴转台2、捷联红外导引头3和仿真计算机；

其中，目标模拟器，用于接收仿真计算机发出的理论弹目 视线角信息，并产生可被捷联红外导引头探测到的红外辐射源 信号，模拟红外辐射源目标运动即模拟导弹与目标的相对运动 关系。

三轴转台，用于接收仿真计算机发出的弹体姿态角运动信 息，模拟导弹的姿态运动；

捷联红外导引头，安装于三轴转台上，用于接收目标模拟 器发出的红外辐射源信号，测量目标模拟器与捷联红外导引头 之间的角度，并根据测量得到的目标模拟器与捷联红外导引头 之间的角度信息计算出导弹与目标模拟器的弹目视线角速度， 并将弹目视线角速度信息传递给仿真计算机；

仿真计算机，用于接收捷联红外导引头发出的弹目视线角 速度信息，由此计算出弹体姿态角运动信息并将该信息发送给 三轴转台，进而控制三轴转台的运动，并根据接收到的由捷联 红外导引头发出的弹目视线角速度信息计算出理论弹目视线角 速度和理论弹目视线角，并将理论弹目视线角信息发送给目标 模拟器，进而控制目标模拟器的运动，并根据理论弹目视线角 速度、仿真计算机计算出的弹体姿态角速度和导引头发出的弹 目视线角速度计算出捷联红外导引头隔离度，其中，弹体姿态 角运动信息包括弹体姿态角和弹体姿态角速度。

在一个优选的实施方式中，如图1所示，仿真计算机包括： 比例导引制导律模块、过载驾驶仪模块、弹体动力学模块、二 次积分模块、目标运动模块和弹目运动几何关系模块。

在进一步优选的实施方式中，比例导引制导律模块，用于 接收三轴转台上的捷联红外导引头传递给仿真计算机的弹目视 线角速度信息，并将该信息乘以NV_c，得到导弹过载指令信息， 并传出，其中，NV_c是指N与V_c的乘积，N为比例导引制导律的 有效导航比，N的取值为3～5，本发明中N的取值优选的选择4， V_c为导弹与目标的相对接近速度，通过实时测量得到，测量的 方式很多，如通过传感器测量。

过载驾驶仪模块，用于接收比例导引制导律模块传出的导 弹过载指令信息，将该信息作为自动驾驶仪的过载指令，根据 过载驾驶仪动力学模型计算得到需用舵偏角，再根据导弹的动 力学模型计算导弹实际产生的过载信息并传出；其中，舵偏角 是指导弹打舵产生的角度。

弹体动力学模块，用于接收过载驾驶仪模块传出的导弹实 际产生的过载信息，根据导弹动力学模型，用该信息实时计算 出弹体姿态角运动信息，并将弹体姿态角运动信息传给三轴转 台；

二次积分模块，用于接收过载驾驶仪模块传出的导弹实际 产生的过载信息，并对该信息进行二次积分计算，得到导弹的 位置信息，并传出导弹位置信息；

目标运动模块，用于提供目标的位置坐标，模拟导弹打击 目标的实际运动规律信息；

弹目运动几何关系模块，用于接收二次积分模块传出的导 弹的速度信息、位置信息和目标运动模块传出的导弹打击目标 的实际运动规律信息，并用导弹的速度信息、位置信息和目标 的位置坐标信息计进行计算，得到理论弹目视线角和理论弹目 视线角速度，并传出理论弹目视线角和理论弹目视线角速度；

在一个优选的实施方式中，目标模拟器模拟导弹与目标的 位置几何关系，捷联红外导引头测量目标模拟器与捷联红外导 引头之间角度关系，根据测量目标模拟器与捷联红外导引头之 间角度关系，通过弹体姿态解耦滤波算法计算出导弹与目标模 拟器之间的弹目视线角速度，并将弹目视线角速度信息传递给 仿真计算机，由仿真计算机计算弹体姿态角运动信息，并将弹 体姿态角运动信息传给三轴转台，利用三轴转台带动捷联红外 导引头模拟导弹的弹体姿态运动，并由仿真计算机计算出理论 弹目视线角，并将理论弹目视线角传给目标模拟器，目标模拟 器根据该理论弹目视线角信息模拟红外辐射源目标进行运动， 从而构成整个闭环隔离度寄生回路测试系统。

在一个优选的实施方式中，三轴转台用于在实验室条件下 为制导导弹导引头提供与实际飞行姿态逼真的环境即弹体三自 由度运动环境。

三轴转台主要由机械台体、内置控制计算机的控制柜和连 接电缆组成，整套设备采用计算机集中控制的电动方式；其中，

机械台体通常采用三轴半框式结构，由外框部件、中框部 件、内框部件及底座等组成；外框为半框式，表示航向；中框 也是半框式，表示俯仰；内框为圆形负载台，表示滚转。

控制计算机能够对转台的工作状态进行监测，控制计算机 用于实时监测所述机械台体的工作状态和安全状态，设置机械 台体的相关运动参数，所述相关运动参数包括机械台体的速度、 运动方向、加速度等，采集至少包括机械台体的工作状态参数 和机械台体的运动参数的数据，所述工作状态参数包括位置、 速度、加速度、角度、角加速度等，所述运动参数包括位置、 相对位置关系、速度、加速度、角度角加速度等，并根据所采 集的数据控制所述机械台体完成运动操作，并对设备安全状态 进行实时监测。

一般来说，三轴转台在程序上设置有三种工作方式：位置 状态、速率状态以及仿真状态。在前两种状态下，转台是通过 转台本身的控制计算机进行运行控制；而在仿真状态下，转台 可以根据外部的仿真计算机给出的信号进行运动，以实现仿真 模拟姿态角功能。

在一个优选的实施方式中，在三轴转台工作以前对其进行 初始化设置；三轴转台控制系统通电，控制柜通过已有的三轴 转台系统软件给出指令，通过串口通信控制下位机的方式对三 轴转台的三框架进行初始化，如使各框以低速归零，设置内框、 中框、外框的工作方式及各框的软限位、软限速值等。

在一个优选的实施方式中，将捷联导引头水平安装在三轴 转台上，保证安装误差角足够小，以免影响测试精准度。根据 设定的目标位置计算实际导弹和目标的初始弹目视线角如 图2所示，计算安装在转台上的捷联导引头的中心和目标信号 源的弹目视线角q_γ，调整目标模拟器的目标辐射源初始位置， 使得$q_{\gamma }=q_{\gamma }^0.$

在一个优选的实施方式中，如图2中所示，图中附图标号4 表示目标信号，是一个虚拟的点；附图标号5表示弹体轴线，是 一条虚拟的线；弹体轴线5与水平方向的夹角为θ；目标信号4 至捷联导引头的中心之间的连线与水平方向的夹角为q_γ；目标 信号至捷联导引头的中心之间的连线与弹体轴线5的夹角为q_a， 其中q_a为弹体坐标系下弹目视线角，称之为弹体弹目视线角。

在一个优选的实施方式中仿真计算机还包括存储信息模块 和隔离度计算模块，其中，储信息模块用于接收并存储信息， 并将所述信息输出至隔离度计算模块用以实时计算捷联红外导 引头隔离度，其存储的信息包括：仿真计算机计算出的弹体姿 态角速度、导引头输出的弹目视线角速度和仿真计算机计算出 的理论弹目视线角速度。

在一个优选的实施方式中，仿真计算机实时计算得到的捷 联红外导引头隔离度信息，用于进一步分析捷联导引头的隔离 度寄生回路，即通过所述捷联红外导引头隔离度评价在所得隔 离度水平下捷联红外导引头隔离度寄生回路的稳定性，从而评 价导弹脱靶量；根据建立的导弹动力学模型，使用经典控制理 论的劳斯稳定判据，判定不同隔离度水平的隔离度寄生回路的 稳定性，其中，通过劳斯稳定判据进行判断隔离度寄生回路稳 定性的方法为常规技术，如《导引头隔离度寄生回路对视线角 速度的影响》(李富贵,夏群利,崔晓曦,等.导引头隔离度寄 生回路对视线角速度提取的影响[J].宇航学报,2013,34(8): 1072-1077)文献中所述，同时，由于不同水平的捷联成像导引 头隔离度寄生回路稳定性，其稳定性的评价过程和结果不同； 确定捷联红外导引头隔离度寄生回路的稳定性后，再通过伴随 法计算不同隔离度水平下隔离度寄生回路对导弹脱靶量的影 响。伴随法是一种基于脉冲响应的技术，可用来分析线性时变 系统。利用伴随法分析导弹脱靶量，将制导系统转换为伴随系 统后，只通过一次仿真就可以获得不同制导时间下的终值脱靶 量。制导系统转换为伴随系统的转换过程为：(1)用t_F-t代替 变系数的自变量；(2)倒转制导系统所有信号流动方向，将原 分支节点变为求和点，将求和点变为分支点，将原系统的输入 量改为输出量，输出量改为输入量；(3)对于确定性系统，在 伴随系统中加入的脉冲信号，可以转化为在脉冲信号后面的积 分器加上单位阶跃信号输入。详细内容可参考书籍《Tactical  and Strategic Missile Guidance》(Zarchan P.Tactical and  strategic missile guidance[M].American Institute of  Aeronautics and Astronautics,1997)。

在一个优选的实施方式中，如图3所示，其中，箭头方向 为信息传递方向；目标位置模块输出目标位置信息，可使用y_t表 示，将信息输送至弹目相对几何关系模块；弹目相对几何关系 模块根据接收到的信息计算出导弹与目标之间的弹目视线角， 可使用表示，并将该信息输送至捷联红外导引头模块；捷 联红外导引头模块根据接收到的信息计算出导引头工作时的动 力学信息，可使用k_se^-τs表示，并将该信息输送至信号微分模块； 信号微分模块将输入的信号微分处理，可用经典控制理论中的 传递函数符号s表示，并将处理后的信息输送给比例导引制导 律模块；比例导引制导律模块根据接收到信息计算并描述出导 弹与目标接近规律，可以使用NV_c表示，并将该信息输送给自动 驾驶仪动力学模块；自动驾驶仪动力学模块是导弹的控制系统， 主要功能是接收制导指令，输出信息控制导弹按照制导律规律 进行机动，使用动力学传递函数表示；过载到弹体姿态动 力学模块接收自动驾驶仪动力学模块输出的信息，根据弹体产 生的过载计算弹体姿态角大小，使用表示，并输出弹体姿 态角信息；陀螺仪刻度尺系数模块使用k_g表示，陀螺仪测得的 弹体姿态角通过导弹实际的弹体姿态角乘以k_g得到；导弹姿态 角模块，用于传递导弹姿态角信息，可用θ_M表示，用于传递过 载到弹体姿态动力学模块输出的信息；二次信号积分模块可用 表示，用于对输入信号积分二次，此处对输入的导弹加速度 积分二次，输出导弹的实际位置，导弹的实际位置可用y_m表示。

根据图3的信息传递及计算过程，弹体姿态角速度引起的 弹目视线角速度可通过如下公式表述:

$\Delta \stackrel{·}{q}\left(s\right)=(k_g-k_s{e}^{-\mathrm{\tau s}})s{\theta }_M\left(s\right)=(k_g-k_s{e}^{-\mathrm{\tau s}}){\stackrel{·}{\theta }}_M\left(s\right)$

上式中表示捷联红外导引头由于不完全解耦，导致弹体姿 态角速度信息耦合进入制导信息的分量，k_g表示陀螺仪刻度尺 系数，k_se^-τs表示捷联导引头的刻度尺系数和延时环节，s表示对 输入信号微分，θ_M(s)表示弹体姿态角，表示弹体姿态角速 度

进而定义隔离度为

$R_d=\frac{\Delta \stackrel{·}{q}\left(s\right)}{{\stackrel{·}{\theta }}_M\left(s\right)}=A(k_g-k_s{e}^{-\mathrm{\tau s}})·100\%$

其中，A(·)代表求传递函数等效增益符号；θ代表弹体姿态 角；代表弹体姿态角速度；代表隔离度产生的弹目视线角 速度；R_d代表捷联红外导引头隔离度；

在进一步优选的实施方式中，隔离度寄生回路的捷联导引 头制导系统可化为如图4的形式，其中，箭头方向为信息传递 方向；目标位置模块输出目标位置信息，可使用y_t表示，将信 息输送至弹目相对几何关系模块；弹目相对几何关系模块根据 接收到的信息计算出导弹与目标之间的弹目视线角，可使用 表示，并将该信息输送至捷联红外导引头模块；捷联红外 导引头模块根据接收到的信息计算出导引头工作时的动力学信 息，可使用k_se^-τs表示，并将该信息输送至信号微分模块；信号 微分模块将输入的信号微分处理，可用经典控制理论中的传递 函数符号s表示，并将处理后的信息输送给比例导引制导律模 块；比例导引制导律模块根据接收到信息计算并描述出导弹与 目标接近规律，可以使用NV_c表示，并将该信息输送给自动驾驶 仪动力学模块；自动驾驶仪动力学模块是导弹的控制系统，主 要功能是接收制导指令，输出信息控制导弹按照制导律规律进 行机动，使用动力学传递函数表示；过载到弹体姿态动力 学模块接收自动驾驶仪动力学模块输出的信息，根据弹体产生 的过载计算弹体姿态角大小，使用表示，并输出弹体姿态 角信息；隔离度水平模块，使用R_d表示隔离度大小，该模块代 表捷联红外导引头由于不完全解耦产生的隔离度水平，R_d＞0表 示隔离度正反馈，R_d＜0表示隔离度负反馈，正反馈和负反馈对 制导系统的影响是不同的；二次信号积分模块可用表示，用 于对输入信号积分二次，此处对输入的导弹加速度积分二次， 输出导弹的实际位置，导弹的实际位置可用y_m表示。

捷联红外导引头隔离度评估系统的目的就是求取参数R_d， 进而分析整个隔离度寄生回路对制导控制系统的影响，本发明 中的图3和图4用于推导出隔离度的计算公式，或者说明隔离度 计算公式的推导构思。

在一个优选的实施方式中，仿真计算机计算捷联红外导引 头隔离度信息的表达式为

$R_d=\frac{\Delta \stackrel{·}{q}}{{\stackrel{·}{\theta }}_M}$

其中，代表隔离度产生的弹目视线角速度； 代表导引头输出弹目视线角速度；为理论弹目视线角速度；代表弹体姿态角速度。

目标模拟器与捷联红外导引头之间的角度在实验中由捷联 红外导引头测量得到，导弹与目标模拟器的弹目视线角由捷联 红外导引头测量得到，导弹与目标模拟器之间的弹目视线角速 度根据捷联红外导引头中的弹体姿态解耦滤波算法算出，其中， 捷联红外导引头弹体姿态解耦滤波算法为已公开的一种计算方 法。

在一个优选的实施方式中，目标模拟器的运动规律与其接 收到的由仿真计算机发出的理论弹目视线角相关联；目标模拟 器中的目标信号源的运动规律由下式计算得到，

x_t(t)＝L·sinq

其中，x_t(t)为目标信号源的运动规律，q为理论弹目视线角， 由仿真计算机给出，L为捷联红外导引头中心到目标模拟器的 水平距离。

在一个优选的实施方式中，仿真计算机中计算理论弹目视 线角的表达式为：

$q=\arctan \frac{y_t-y_m}{x_t-x_m}$

本发明中，q为理论弹目视线角，y_m、x_m为导弹的位置信息， 由仿真计算机实时计算得到；x_t、y_t为导弹所打击的目标实际位 置，通过初试设定得到。

在一个优选的实施方式中，仿真计算机中计算理论弹目视 线角速度的表达式为

$\stackrel{·}{q}=\arctan \frac{(v_{\mathrm{xt}}-v_{\mathrm{xm}})(y_t-y_m)-(x_t-x_m)(v_{\mathrm{yt}}-v_{\mathrm{ym}})}{{(x_t-x_m)}^2+{(y_t-y_m)}^2}$

本发明中，在实际操作过程中，只需计算理论的弹目视线角和 理论弹目视线角速度，其他角度均由传感器测量得到。

本发明中，为理论弹目视线角速度；y_m、x_m为导弹的位置 信息，v_xm、v_xm为导弹的速度分量，由仿真计算机实时计算得到； x_t、y_t为导弹所打击的目标实际位置，v_xt、v_yt为目标运动的速度 分量，通过初试设定得到。

在一个优选的实施方式中，依据导弹实际产生的过载信息 和弹体动力学模型即可计算得到导弹的弹体姿态角；弹体姿态 角速度通过对弹体姿态角直接微分得到。

本发明中所述的理论弹目视线角信息是指理论计算出的导 弹与目标之间的角度信息，理论弹目视线角是指理论计算出的 导弹与目标之间的角度；弹目视线角速度是指导弹与目标之间 的角速度值；弹目视线角表示导弹与目标之间的视线角；弹体 姿态角是指导弹纵轴与水平面的夹角弹体姿态角速度是指弹体 姿态角的变化速率。

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。