CN106292700B - 一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法 - Google Patents

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Abstract

一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法，减小大落地倾角对侧向导引指令的影响，合理分配与规划侧向导引指令，避免末段导引量较大，有效提高了打击精度。本方法解决了飞行器在大落地倾角条件下的侧向导引指令计算的问题，满足了大落地倾角条件下，侧向导引精度等方面需求。

Description

一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法
技术领域
本发明涉及一种导引方法，特别是一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法，属于飞行器制导控制领域。
背景技术
无控、简控飞行器在实际飞行过程中由于受到各项偏差以及各种飞行干扰的影响，而其本身抗干扰和偏差的能力较弱，因此飞行器的射程和精度均受到相应限制。全程制导技术的应用成为当前飞行器的一个新的发展方向。从系统性能指标要求的角度出发，还需要对飞行器的最终落地姿态有不同的要求，一般来讲落地时弹道倾角越接近于垂直越有利于飞行任务的实现。在纵向平面内满足大倾角的条件下，侧向运动不可避免的受到一定影响，因此设计简单有效地的侧向制导工程方法是全程制导飞行器的一项关键技术。并且为了保证纵向的机动能力与倾角要求，在飞行末端侧向的控制能力一般都存在较大限制，因此需要沿弹道合理分配侧向制导的需用过载，协调与纵向指令的关系，避免同时出现较大需用过载的情况。
2006年西北工业大学出版社出版的，由刘兴堂编著的《导弹制导控制系统分析、设计与仿真分析》一书的318页给出了典型比例导引规律产生的指令加速度如公式(1)所示。
其中，aM为指令加速度，ky为制导参数，为视线角速率，v为火箭弹的速度。
将加速度指令写成导引指令的形式，如公式(2)所示。
其中，Nz为侧向导引指令，G0为重力加速度。采用该导引方法，在起始段的导引指令小，导致机动速度慢，容易引起后段制导过程中，残留较大的导引量，影响打击精度。并且在纵向大倾角的条件下视线角速率的工程计算方法也需要进行研究与设计，以保证侧向制导精度的同时，不影响纵向的制导效果。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法，在有限的控制能力条件下合理分配与规划导引指令，避免末段导引量较大，有效提高了打击精度。
本发明的技术解决方案是：一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法，步骤如下：
(1)在飞行器飞行时间T小于侧向制导时间tgc时,侧向导引指令为零；
(2)当飞行器飞行时间T>tgc时，计算侧向视线角速率和纵向视线角qy，当tgc<T<tgb时进入步骤(3)，当T>tgb时进入步骤(5)，其中tgb为比例导引时间，且tgb>tgc；
(3)利用公式计算预先导引指令PreNz，其中dist为弹目距离，G0为重力加速度，pre_const为预先设定的常值，根据实际弹道情况确定，进入步骤(4)；
(4)利用公式计算实际的侧向导引指令Nz，其中kz1为导引参数，一般取2～4，vv为飞行速度，kNz_t为预先导引指令与比例导引的过渡参数，当视线角速率由正值变为负值或由负值变为正值时，kNz_t由1.0逐渐过渡为0.0；
(5)利用公式计算侧向导引指令Nz，其中kz2为导引参数，一般取2～4，完成大落地倾角条件下应用的侧向导引指令计算。
所述步骤(2)中计算侧向视线角速率的公式如下：
计算纵向视线角qy的公式如下：
其中xr、yr与zr为弹目相对距离，vxr、vyr与vzr为弹目相对速度，λ为根据弹道特性设置的阈值变量。
对侧向导引指令Nz进行滤波、限幅以及平滑处理，完成侧向导引控制。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明在有限的控制能力条件下通过合理分配规划侧向导引指令，根据弹目位置等关系预先机动导引，与纵向导引指令较大情况错开时间，保证飞行器末段纵向机动能力，在飞行器纵向大倾角的飞行状态下，有效提高了侧向制导精度，满足系统对飞行器的性能指标要求。
(2)本发明侧向导引方法的制导形式采用基于比例导引的侧向自适应制导方法，在工程实现时考虑实际能力与物理过程，增加限幅、滤波和平滑等处理方法，方便控制回路的实现，保证了控制品质和制导精度。
(3)本发明在计算视线角速率时，主要通过弹目相对位置关系与弹目相对速度关系得到，确保准确的同时保证了简单直观，易于工程应用。
附图说明
图1为本发明方法流程图；
图2为侧向导引指令对比曲线；
图3中(a)为侧向位置对比曲线，(b)为(a)的飞行末端的局部放大图像；
图4为弹道倾角对比曲线。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。
如图1所示，本发明提出一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法，具体内容如下：
在飞行器飞行时间T小于侧向制导时间tgc时,侧向导引指令为零。
当T>tgc时，按公式1形式计算侧向视线角速率。
其中xr、yr与zr为弹目相对距离，vxr、vyr与vzr为弹目相对速度，λ为根据弹道特性设置的阈值变量，意义在于当飞行器与目标点距离较近时，对时间角速率进行限幅计算，防止其变得过大。
按公式2形式计算纵向视线角。
公式中各变量定义与前一致。
当T<tgb(tgb为比例导引时间)时，首先按公式3形式计算预先导引指令PreNz，具体形式如下：
其中dist为弹目距离，为侧向视线角速率，G0为重力加速度，pre_const为预先设定的常值，可根据实际弹道情况进行确定，此参量主要影响PreNz的持续时间。
之后按公式4计算实际的侧向导引指令Nz，形式如下：
其中kz1为导引参数，一般取2-4，为侧向视线角速率，vv为飞行速度，G0为重力加速度，qy为纵向视线角速率，PreNz为预先导引指令，kNz_t为预先导引指令与比例导引的过渡参数，当视线角速率由正值变为负值或由负值变为正值时，即认为视线角速率较小且近似为零，此时刻开始kNz_t由1.0逐渐过渡为0.0，具体过渡时间由实际弹道特性与仿真结果确定。
当T>tgb时，按公式5形式计算Nz。
其中Kz2为导引参数，一般取2-4，其他变量与前一致。
在计算完Nz后需要进行一定的工程化处理，避免在计算导引指令时出现阶跃跳变影响控制系统稳定，避免输出过大造成结构强度要求过大或超出设备量程，避免由于计算原因造成的高频毛刺小幅抖动等，因此需要加入每步之间的增量限制，计算输出限幅、滤波、平滑等处理，最后计算得到侧向导引指令Nzc。
本发明设计的基于比例导引的侧向自适应导引方法，保证纵向飞行末段导引能力的前提下，合理分配与规划侧向导引指令的计算方法，使得在有限的控制能力条件下，能够适应纵向大倾角的飞行状态，保证侧向导引精度，并且易于工程实现和调试。
实施例：
采用本发明侧向导引方法和经典比例导引律的方法对某飞行器进行制导控制。
在射程200km下进行六自由度数学仿真，侧向目标距离设定为25km，对应的期望速度倾角为80°±5°，获得飞行器在比例导引段的侧向导引指令曲线以及侧向位置偏差结果，分别采用本发明中侧向导引方法和经典比例导引律的方法进行制导控制，得到侧向导引曲线如图2所示，侧向位置结果对比曲线如图3中(a)所示，图4为弹道倾角对比曲线，图2-图4中虚线为采用经典比例导引得到的结果曲线，实线为采用本发明方法得到的结果曲线，图3中(b)为(a)飞行末端的局部放大图像。数学仿真结果表明本发明能够在保证纵向机动与控制能力的前提下，充分利用飞行器有限的侧向机动能力，合理分配导引指令，保证侧向导引精度，满足性能指标要求。由图2中曲线可以看到，由本发明方法得到的导引指令与经典的比例导引存在较大不同，在飞行过程中导引指令得到了更好的规划分配，并且在飞行末端未出现较大导引指令变化情况。由图3中曲线可以看到，本发明方法的在大落地倾角条件下能够保证侧向导引精度。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (3)

1.一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法，其特征在于步骤如下：
(1)在飞行器飞行时间T小于侧向制导时间tgc时,侧向导引指令为零；
(2)当飞行器飞行时间T>tgc时，计算侧向视线角速率和纵向视线角qy，当tgc<T<tgb时进入步骤(3)，当T>tgb时进入步骤(5)，其中tgb为比例导引时间，且tgb>tgc；
(3)利用公式计算预先导引指令PreNz，其中dist为弹目距离，G0为重力加速度，pre_const为预先设定的常值，根据实际弹道情况确定，进入步骤(4)；
(4)利用公式计算实际的侧向导引指令Nz，其中kz1为导引参数，一般取2～4，vv为飞行速度，kNz_t为预先导引指令与比例导引的过渡参数，当视线角速率由正值变为负值或由负值变为正值时，kNz_t由1.0逐渐过渡为0.0；
(5)利用公式计算侧向导引指令Nz，其中kz2为导引参数，一般取2～4，完成大落地倾角条件下应用的侧向导引指令计算。
2.根据权利要求1所述的一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法，其特征在于：所述步骤(2)中计算侧向视线角速率的公式如下：
计算纵向视线角qy的公式如下：
其中xr、yr与zr为弹目相对距离，vxr、vyr与vzr为弹目相对速度，λ为根据弹道特性设置的阈值变量。
3.根据权利要求1所述的一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法，其特征在于：对侧向导引指令Nz进行滤波、限幅以及平滑处理，完成侧向导引控制。
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