CN109190852B - 一种飞行器目标打击航迹规划方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞行器目标打击航迹规划方法,包括：计算机确定飞行器及目标点当前位置信息；飞行环境建模：建立飞行空间坐标系X‑Y‑Z，飞行器平面位于飞行空间坐标系X‑Y‑Z中的X‑O‑Y平面内，目标点位于飞行空间坐标系X‑Y‑Z中的任意位置；获取打击目标在X‑O‑Y平面内的投影点T，求取飞行器到投影点T的最短轨迹长度L_basic，即在二维平面内的最优轨迹规划；求取目标点到飞行器的最短投影长度L_min；根据最短轨迹长度L_basic与最短投影长度L_min的关系，选取飞行器轨迹规划策略，求得在飞行器三维空间内的最优轨迹规划。复杂度低下，能够快速规划出飞行器的打击航迹并实施机动，有效的满足了实时航迹规划的要求。本发明应用于无人飞行器领域。

Description

一种飞行器目标打击航迹规划方法

技术领域

本发明涉及无人飞行器航迹规划领域，尤其涉及一种飞行器目标打击航迹规划方法。

背景技术

无人作战飞行器是一种具有打击能力的无人飞行器。因其无人驾驶的特点，可以具有更高的机动性能，更强的攻击能力，能更有效的对敌方目标进行打击，同时能减少作战时的人员伤亡。因此，无人作战飞行器越来越广泛的用于对敌打击任务中。航迹规划作为无人机作战飞行器主动控制系统中的一个重要部分，成为无人机技术领域研究的热点之一。

现如今，关于无人机航迹规划的算法有很多，例如A-star算法、蚁群算法、粒子群算法和遗传算法等。这类算法往往较多应用于初始路径规划，以求在起点位置和目标位置之间规划处一条最优路径。由于智能算法本身的特点再加上机载计算机计算能力的限制，利用此类算法往往不能保证解的最优性，当目标位置改变时也很难进行实时的航迹规划。而对于打击类无人飞行器，在确定攻击目标后，必须快速规划出打击航迹并实施机动，才能保证打击过程的时效性。因此，基于上述因素，一种既能满足航迹最优性要求，又能满足实时计算要求的飞行器末段快速目标打击航迹规划方法是必不可少的。

发明内容

针对现有技术存在飞行器轨迹规划计算量大从而无法满足时效性的问题，本发明的目的是提供一种飞行器目标打击航迹规划方法，复杂度低，能够快速规划出飞行器的打击航迹并实施机动，有效的满足了实时航迹规划的要求。

为了实现上述发明目的，本发明采用的技术方案是：

一种飞行器目标打击航迹规划方法,包括以下步骤：

S1、根据卫星定位系统、机载传感器设备以及机载计算机确定飞行器及目标点当前位置信息；

S2、飞行环境建模：建立飞行空间坐标系X-Y-Z，飞行器平面位于飞行空间坐标系X-Y-Z中的X-O-Y平面内，目标点位于飞行空间坐标系X-Y-Z中的任意位置；

S3、获取打击目标在X-O-Y平面内的投影点T，在考虑飞行器最小转弯半径的约束条件下，求取飞行器到投影点T的最短轨迹长度L_basic；

S4、在考虑飞行器最大下滑角的约束条件下，求取目标点到飞行器的最短投影长度L_min；

S5、根据最短轨迹长度L_basic与最短投影长度L_min的关系，选取飞行器轨迹规划策略，即能获得飞行器三维空间内的最优轨迹规划。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤S2中，飞行器位于原点O的位置，飞行器的朝向与Y轴方向相同。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤S3中，所述求取飞行器到投影点T的最短轨迹长度L_basic具体包括：

S31、在X-O-Y平面内获取飞行器的两个最小转弯圆心C₍₁₎(R_min,0)、C₍₂₎(-R_min,0)，其中，R_min为飞行器的最小转弯半径；

S32、在X-O-Y平面内选取飞行器的最小转弯区域Ω，即以C₍₁₎(R_min,0)、C₍₂₎(-R_min,0)为圆心，R_min为半径的两个圆形区域；

S33、求取满足飞行器到投影点T的轨迹长度最小的条件时，飞行器飞行到投影点T的第一段弧形轨迹的圆心、第一段弧形轨迹的半径与第二段弧形轨迹的半径：

R₁＝R_min

其中，R₁、R₂分别表示飞行器飞行到投影点T的第一段弧形轨迹半径、第二段弧形轨迹半径，

表示C₁，即飞行器飞行到投影点T的第一段弧形轨迹圆心，x_T表示投影点T在XOY平面内的横坐标，sign()表示符号函数；

S34、求取飞行器飞行到投影点T的第二段弧形轨迹的圆心：

式中，C₂表示飞行器飞行到投影点T的第二段弧形轨迹圆心；

S35、飞行器飞行到投影点T的第一段弧形轨迹与第二段弧形轨迹的切点：

式中，A表示飞行器飞行到投影点T的第一段弧形轨迹与第二段弧形轨迹的切点；

S36、求取飞行器飞行到投影点T的第一段弧形轨迹与第二段弧形轨迹分别对应的圆心角Δψ₁、Δψ₂：

式中，S(x_S,y_S)表示飞行器初始位置，即点O，A(x_A,y_A)表示切点A，

为第一段弧形的圆心，

为第二段弧形的圆心，T(x_T,y_T)表示投影点，k＝1或-1

S37、求取最短轨迹长度L_basic：

式中，L₁为第一段弧形长度，L₂为第二段弧形长度。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤S4中，所述最短投影长度L_min的求取过程为：

式中，|Δz|为飞行器当前位置与目标点的高度差，γ_max为最大下滑角。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤S5具体包括：

当L_basic≥L_min时，飞行器轨迹规划策略为调整飞行器的下滑角，直至L_basic＝L_min；

当L_basic≤L_min-2πR_min时，飞行器轨迹规划策略采用盘旋机动的策略，即先降低与目标位置的高度差|Δz|，再实施打击；

当L_min-2πR_min＜L_basic＜L_min时，飞行器轨迹规划策略采用半径调整的方式，即通过改变第一段弧形轨迹的半径或第二段弧形轨迹的半径，直至L_basic＝L_min。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤S51中，

飞行器调整后的下滑角为：

飞行器运动轨迹的长度|ST₀|为：

作为上述技术方案的进一步改进，步骤S52中，

飞行器的盘旋圈数n与盘旋半径R为：

飞行器运动轨迹的长度|ST₀|为：

本发明的有益技术效果：

本发明通过卫星定位系统、机载传感器设备以及机载计算机确定飞行器及目标点当前位置信息，随后在二维平面内结合飞行器的最小转弯半径计算出最优轨迹，随后根据二维平面内计算出最优轨迹与飞行器在最大下滑角约束条件下的最短投影长度的关系选取飞行器轨迹规划策略，进而求得在飞行器三维空间内的最优轨迹规划，该方法计算复杂度低，能够快速计算出飞行器当前位置到目标位置的最优路径，能够满足打击末段实时航迹规划的要求。

附图说明

图1是本实施例的流程示意图；

图2是投影点T位于最小转弯区域Ω内的飞行器轨迹示意图；

图3是投影点T位于最小转弯区域Ω外的飞行器轨迹示意图；

图4是最短轨迹长度L_basic与最短投影长度L_min之间的大小关系示意图。

具体实施方式

为了便于本发明的实施，下面结合具体实例作进一步的说明。

如图1所示的一种飞行器目标打击航迹规划方法,包括以下步骤：

S1、根据卫星定位系统、机载传感器设备以及机载计算机确定飞行器及目标点当前位置信息。具体包括飞行器当前位置与目标点的高度差|Δz|、飞行器的最小转弯半径R_min、飞行器的最大下滑角γ_max，其中最小转弯半径R_min即飞行器在转弯过程中能够具有的最小转弯半径，最大下滑角γ_max即飞行器在向上或向下飞行时能够具有的最大的倾斜角度，最小转弯半径R_min与最大下滑角γ_max均为飞行器的固定属性值。

S2、飞行环境建模：建立飞行空间坐标系X-Y-Z，飞行器平面位于飞行空间坐标系X-Y-Z中的X-O-Y平面内，目标点位于飞行空间坐标系X-Y-Z中的任意位置。

S3、参考图2与图3，获取打击目标在X-O-Y平面内的投影点T，在考虑最小转弯半径的约束条件下，求取飞行器到投影点T的最短轨迹长度L_basic，具体包括：

S31、在X-O-Y平面内获取飞行器的两个最小转弯圆心C₍₁₎(R_min,0)、C₍₂₎(-R_min,0)，其中，R_min为飞行器的最小转弯半径；

S32、在X-O-Y平面内选取飞行器的最小转弯区域Ω，即以C₍₁₎(R_min,0)、C₍₂₎(-R_min,0)为圆心，R_min为半径的两个圆形区域；

S33、求取满足飞行器到投影点T的轨迹长度最小的条件时，飞行器飞行到投影点T的第一段弧形轨迹的圆心、第一段弧形轨迹的半径与第二段弧形轨迹的半径：

R₁＝R_min

其中，R₁、R₂分别表示飞行器飞行到投影点T的第一段弧形轨迹半径、第二段弧形轨迹半径，

表示C₁，即飞行器飞行到投影点T的第一段弧形轨迹圆心，x_T表示投影点T在XOY平面内的横坐标，sign()表示符号函数，+∞表示无穷大，当投影点T位于最小转弯区域Ω外时，第二段弧形轨迹即为直线，即R₂为无穷大，本实施例中，为同时满足计算可行性以及精度要求，可使R₂≥100R₁；

S34、求取飞行器飞行到投影点T的第二段弧形轨迹的圆心：

式中，C₂表示飞行器飞行到投影点T的第二段弧形轨迹圆心；

S35、飞行器飞行到投影点T的第一段弧形轨迹与第二段弧形轨迹的切点：

式中，A表示飞行器飞行到投影点T的第一段弧形轨迹与第二段弧形轨迹的切点；

S36、求取飞行器飞行到投影点T的第一段弧形轨迹与第二段弧形轨迹分别对应的圆心角Δψ₁、Δψ₂：

式中，S(x_S,y_S)表示飞行器初始位置，即点O，A(x_A,y_A)表示切点A，

为第一段弧形的圆心，

为第二段弧形的圆心，T(x_T,y_T)表示投影点，k＝1或-1，具体的：k＝1表示第一段弧形轨迹为逆时针，第二段弧形轨迹为顺时针；k＝-1表示第一段弧形轨迹为顺时针，第二段弧形轨迹为逆时针；

S37、求取最短轨迹长度L_basic：

式中，L₁为第一段弧形长度，L₂为第二段弧形长度。

S4、在考虑最大下滑角约束的条件下，求取目标点到飞行器的最短投影长度L_min，其中，最短投影长度L_min的定义为：当飞行器S以最大下滑角向下滑行时，能够直接到达目标点T₀，此时的目标点T₀在X-O-Y平面内的投影点为T，L_min即为此时的|ST|，计算过程为：

式中，|Δz|为飞行器当前位置与目标点的高度差，γ_max为最大下滑角。

S5、根据最短轨迹长度L_basic与最短投影长度L_min的关系，选取飞行器轨迹规划策略，具体的：

当L_basic≥L_min时，由于L_basic已经为最短轨迹长度，若根据最大下滑角约束条件得到的最短投影长度L_min小于最短轨迹长度L_basic，则不存在长度为L_min的路径，因此需要减小下滑角γ，使得

成立。

因此，飞行器轨迹规划策略为调整飞行器的下滑角，直至L_basic＝L_min：

飞行器调整后的下滑角为：

飞行器运动轨迹的长度|ST₀|为：

当L_basic≤L_min-2πR_min时，飞行器轨迹规划策略采用盘旋机动的策略，即先降低与目标位置的高度差|Δz|，再实施打击，其中：

根据最短投影长度计算公式

当下滑角约束一定时，L_min越大，则表明|Δz|越大，为了保证目标位于飞行器视野范围内，采用较小半径盘旋降低高度，由于盘旋一圈的平面最短长度为2πR_min，因而以此为判别标准。

飞行器的盘旋圈数n与盘旋半径R为：

飞行器运动轨迹的长度|ST₀|为：

当L_min-2πR_min＜L_basic＜L_min时，由于L_basic为平面最短轨迹长度，因此既不需要盘旋降低高度，也不需要减小下滑角，飞行器轨迹规划策略采用半径调整的方式，即通过改变第一段弧形轨迹的半径或第二段弧形轨迹的半径，直至L_basic＝L_min。

即满足：

此时下滑角为：

γ＝γ_max

飞行器运动轨迹的长度|ST₀|为：

参考图4，为方便比较最短轨迹长度L_basic与最短投影长度L_min之间的大小关系，将三维轨迹沿路径方向展开成平面状态。图4中S表示飞行器当前位置，点T_m和T₁为特殊的目标位置。T_m表示使得L_basic与L_min相等时对应的目标位置，T₁表示满足L_basic+2πR_min＝L_min时对应的目标位置。

若L_basic≥L_min，则实际目标点T₀位于T_m右侧，此时对应策略一，调整下滑角γ；

若L_basic≤L_min-2πR_min，则实际目标点T₀位于T₁左侧，此时采取策略二，先盘旋降低高度差，再实施打击；

若L_min-2πR_min＜L_basic＜L_min，则实际目标点T₀位于T₁与T_m之间，此时调整两段圆弧所对应的半径大小，使得两段弧长相加等于L_min。

本实施例通过卫星定位系统、机载传感器设备以及机载计算机确定飞行器及目标点当前位置信息，随后在二维平面内计算出最优轨迹，随后根据二维平面内计算出最优轨迹与飞行器的最短投影长度的关系选取飞行器轨迹规划策略，进而求得在飞行器三维空间内的最优轨迹规划，该方法计算复杂度低，能够快速计算出飞行器当前位置到目标位置的最优路径，能够满足打击末段实时航迹规划的要求。

本实施例可应用于作战类无人机、巡飞弹等的末端制导航迹规划中。由于该方法对计算要求较低，满足机载计算机的计算能力，因此能够应用该方法进行末端打击航迹规划。若目标位置移动，可进行航迹实时计算，通过改变航迹来追踪目标，这样便保证了打击过程的时效性。

以上包含了本发明优选实施例的说明，这是为了详细说明本发明的技术特征，并不是想要将发明内容限制在实施例所描述的具体形式中，依据本发明内容主旨进行的其他修改和变型也受本专利保护。本发明内容的主旨是由权利要求书所界定，而非由实施例的具体描述所界定。

Claims (6)

1.一种飞行器目标打击航迹规划方法,其特征在于，包括以下步骤：

S1、根据卫星定位系统、机载传感器设备以及机载计算机确定飞行器及目标点当前位置信息；

S2、飞行环境建模：建立飞行空间坐标系X-Y-Z，飞行器平面位于飞行空间坐标系X-Y-Z中的X-O-Y平面内，目标点位于飞行空间坐标系X-Y-Z中的任意位置；

S3、获取打击目标在X-O-Y平面内的投影点T，在考虑飞行器最小转弯半径的约束条件下，求取飞行器到投影点T的最短轨迹长度L_basic，即在二维平面内的最优轨迹规划；

S4、在考虑飞行器最大下滑角的约束条件下，求取目标点到飞行器的最短投影长度L_min；

S5、根据最短轨迹长度L_basic与最短投影长度L_min的关系，选取飞行器轨迹规划策略，即能获得飞行器三维空间内的最优轨迹规划；

步骤S3中，所述求取飞行器到投影点T的最短轨迹长度L_basic具体包括：

S31、在X-O-Y平面内获取飞行器的两个最小转弯圆心C₍₁₎(R_min,0)、C₍₂₎(-R_min,0)，其中，R_min为飞行器的最小转弯半径；

S32、在X-O-Y平面内选取飞行器的最小转弯区域Ω，即以C₍₁₎(R_min,0)、C₍₂₎(-R_min,0)为圆心，R_min为半径的两个圆形区域；

S33、求取满足飞行器到投影点T的轨迹长度最小的条件时，飞行器飞行到投影点T的第一段弧形轨迹的圆心、第一段弧形轨迹的半径与第二段弧形轨迹的半径：

R₁＝R_min

其中，R₁、R₂分别表示飞行器飞行到投影点T的第一段弧形轨迹半径、第二段弧形轨迹半径，

表示C₁，即飞行器飞行到投影点T的第一段弧形轨迹圆心，x_T表示投影点T在XOY平面内的横坐标，sign()表示符号函数；

S34、求取飞行器飞行到投影点T的第二段弧形轨迹的圆心：

式中，C₂表示飞行器飞行到投影点T的第二段弧形轨迹圆心；

S35、飞行器飞行到投影点T的第一段弧形轨迹与第二段弧形轨迹的切点：

式中，A表示飞行器飞行到投影点T的第一段弧形轨迹与第二段弧形轨迹的切点；

S36、求取飞行器飞行到投影点T的第一段弧形轨迹与第二段弧形轨迹分别对应的圆心角Δψ₁、Δψ₂：

式中，S(x_S,y_S)表示飞行器初始位置，即点O，A(x_A,y_A)表示切点A，

为第一段弧形的圆心，

为第二段弧形的圆心，T(x_T,y_T)表示投影点，k＝1或-1；

S37、求取最短轨迹长度L_basic：

式中，L₁为第一段弧形长度，L₂为第二段弧形长度。

2.根据权利要求1所述飞行器目标打击航迹规划方法,其特征在于，步骤S2中，飞行器位于原点O的位置，飞行器的朝向与Y轴方向相同。

3.根据权利要求1或2所述飞行器目标打击航迹规划方法,其特征在于，步骤S4中，所述最短投影长度L_min的求取过程为：

式中，|Δz|为飞行器当前位置与目标点的高度差，γ_max为最大下滑角。

4.根据权利要求1或2所述飞行器目标打击航迹规划方法,其特征在于，步骤S5具体包括：

S51、当L_basic≥L_min时，飞行器轨迹规划策略为调整飞行器的下滑角，直至L_basic＝L_min；

S52、当L_basic≤L_min-2πR_min时，飞行器轨迹规划策略采用盘旋机动的策略，即先降低与目标位置的高度差|Δz|，再实施打击；

S53、当L_min-2πR_min＜L_basic＜L_min时，飞行器轨迹规划策略采用半径调整的方式，即通过改变第一段弧形轨迹的半径或第二段弧形轨迹的半径，直至L_basic＝L_min。

5.根据权利要求4所述飞行器目标打击航迹规划方法,其特征在于，步骤S51中，

飞行器调整后的下滑角为：

飞行器实际运动轨迹的长度|ST₀|为：

6.根据权利要求4所述飞行器目标打击航迹规划方法,其特征在于，步骤S52中，

飞行器的盘旋圈数n与盘旋半径R为：

飞行器实际运动轨迹的长度|ST₀|为：

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