CN107168374B - 横向平面的自适应比例微分导引方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种横向平面的自适应比例微分导引方法，涉及飞行器的飞行控制技术领域。所述方法通过构建横向控制信号的计算公式，对横向控制信号的计算公式进行自适应处理，并结合偏航舵控角得出横向平面的自适应比例微分导引方法。采用所述方法进行横向控制的小型飞行器的横向位置标准差较小。

Description

横向平面的自适应比例微分导引方法
技术领域
本发明涉及飞行器的飞行控制技术领域，尤其涉及一种横向平面控制信号的自适应比例微分导引方法。
背景技术
飞行器位置控制精度对飞行器完成后续任务具有重要作用，尤其是对于军用飞行器而言，提升飞行器位置控制精度可以有效提升后续任务完成效果，从而赢得主动权，因此，世界各国都非常重视高精度飞行器位置控制技术研究。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是如何提供一种能够提高飞行器的横向精准度的横向平面控制信号的自适应比例微分导引方法。
为解决上述技术问题，本发明所采取的技术方案是：一种横向平面的自适应比例微分导引方法，其特征在于所述方法包括如下步骤：
横向控制信号的计算方法为：
Uσ＝kP·z+kP·TD·vz (1)
式中，kP为比例系数，TD为微分时间常数；z、vz分别为飞行器横向位置和横向速度；
令微分时间常数TD等于剩余飞行时间Tgo，实现微分时间常数TD的自适应变化，即
TD＝Tgo (2)
将基准飞行轨迹总飞行时间Tz作为估算的实际飞行轨迹总飞行时间，基准飞行轨迹总飞行时间Tz减去飞行时间t得到剩余飞行时间Tgo；
Tgo＝Tz-t (3)
当Tgo的值小于0时，令Tgo等于0，即
Tgo＝0 if(Tgo<0) (4)
偏航舵控角δy的计算方法为：
δy＝-kH·K1·Uσ (5)
式中kH为横向放大系数，K1为补偿系数，偏航舵控角δy为偏航舵舵偏的控制指令。
进一步的技术方案在于：所述飞行器横向位置和横向速度通过卫星接收机得到。
进一步的技术方案在于：所述飞行器为具有尾翼和控制舵的低速滚转抛射式无人可控小型飞行器。
进一步的技术方案在于：计算时将飞行器控制信号的纵向平面置为无控。
采用上述技术方案所产生的有益效果在于：采用所述方法进行横向控制的小型飞行器的横向位置标准差较小，因此所述方法提高了飞行器位置控制的精度。
附图说明
图1是本发明实施例中采用飞行轨迹追踪法仿真得到的飞行器位置控制结果图；
图2是本发明实施例中采用摄动落点预测法仿真得到的飞行器位置控制结果图；
图3是本发明实施例中采用比例导引法仿真得到的飞行器位置控制结果图；
图4是本发明实施例中采用所述方法仿真得到的飞行器位置控制结果图。
具体实施方式
下面结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是本发明还可以采用其他不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似推广，因此本发明不受下面公开的具体实施例的限制。
本发明公开了一种横向平面的自适应比例微分导引方法，所述方法包括如下步骤：
形成横向平面散布的主要因素是小型飞行器抛射偏差，并且横向平面的修正能力要显著大于横向平面的散布。横向落点偏差的形成特点是横向落点偏差随飞行时间的增加而逐渐增大，因此减小横向平面落点偏差的有效方式是减小横向位置偏差的同时迅速减小横向速度。基于上述减小横向落点偏差的思路，提出了横向平面的自适应比例微分导引方法。比例微分导引方法中横向控制信号的计算方法为：
Uσ＝kP·z+kP·TD·vz (1)
式中，kP为比例系数，TD为微分时间常数。z、vz分别为飞行器横向位置和横向速度，通过卫星接收机得到。
实施横向控制的目的是减小横向落点偏差，而横向速度造成的横向落点偏差与剩余飞行时间有关，因此令微分时间常数等于剩余飞行时间，实现微分时间常数的自适应变化。即
TD＝Tgo (2)
式中，Tgo为剩余飞行时间。
由于小型飞行器飞行轨迹比较稳定，不同飞行轨迹的飞行时间差别较小，因此将基准飞行轨迹总飞行时间作为估算的实际飞行轨迹总飞行时间，基准飞行轨迹总飞行时间减去飞行时间得到剩余飞行时间。
Tgo＝Tz-t (3)
式中，Tz为基准飞行轨迹总飞行时间。
由于飞行轨迹的实际飞行时间可能出现大于基准飞行轨迹总飞行时间的情况，为保证Tgo恒大于等于0，当Tgo的值小于0时，令Tgo等于0，即
Tgo＝0 if(Tgo<0) (4)
偏航舵控角的计算方法为：
δy＝-kH·K1·Uσ (5)
式中kH为横向放大系数，K1为补偿系数，偏航舵控角δy为偏航舵舵偏的控制指令。
飞行轨迹(以落点为例)修正效果仿真：
为避免纵向平面的影响，将纵向平面置为无控。启控条件设为飞行时间大于等于10s启控。横向平面分别采用飞行轨迹追踪方法、摄动落点偏差预测制导方法、比例导引律、自适应比例微分导引律进行飞行仿真，其中飞行轨迹追踪法、摄动落点偏差预测法、比例导引律的控制参数取值同前文。比例微分导引律中，令kH等于0.05，kp等于1，Tz等于53.3s，飞行仿真结果如图1-4和表1所示。从图1-4和表1可知，采用自适应比例微分导引时的横向标准差最小，100％的落点偏差被修正到-1.5m～2.5m以内，横向标准差为0.6502m。摄动落点偏差预测方法的横向标准差为0.7833m，略大于自适应比例微分导引律。比例导引的横向标准差为2.4166m，个别落点的横向偏差较大。飞行轨迹追踪方法的横向标准差最大，落点偏差分布比较分散，存在较大的方法误差。
表1横向落点散布参数表
Figure BDA0001343353400000041
综上，采用所述方法进行横向控制的小型飞行器的横向位置标准差较小，100％的落点偏差被修正到-1.5m～2.5m以内，横向标准差为0.6502m，因此所述方法提高了小型飞行器位置控制精度。

Claims (4)

1.一种横向平面的自适应比例微分导引方法，其特征在于所述方法包括如下步骤：
横向控制信号的计算方法为：
Uσ＝kP·z+kP·TD·vz (1)
式中，kP为比例系数，TD为微分时间常数；z、vz分别为飞行器横向位置和横向速度；
令微分时间常数TD等于剩余飞行时间Tgo，实现微分时间常数TD的自适应变化，即
TD＝Tgo (2)
将基准飞行轨迹总飞行时间Tz作为估算的实际飞行轨迹总飞行时间，基准飞行轨迹总飞行时间Tz减去飞行时间t得到剩余飞行时间Tgo；
Tgo＝Tz-t (3)
当Tgo的值小于0时，令Tgo等于0，即
Tgo＝0 if(Tgo<0) (4)
偏航舵控角δy的计算方法为：
δy＝-kH·K1·Uσ (5)
式中kH为横向放大系数，K1为补偿系数，偏航舵控角δy为偏航舵舵偏的控制指令；其中，kP＝1，kH＝0.05。
2.如权利要求1所述的横向平面的自适应比例微分导引方法，其特征在于：所述飞行器横向位置和横向速度通过卫星接收机得到。
3.如权利要求1所述的横向平面的自适应比例微分导引方法，其特征在于：所述飞行器为具有尾翼和控制舵的低速滚转抛射式无人可控小型飞行器。
4.如权利要求1所述的横向平面的自适应比例微分导引方法，其特征在于：计算时将飞行器控制信号的纵向平面置为无控。
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