CN110032206A - 远程制导飞行器大落角攻顶控制方法及控制系统 - Google Patents

远程制导飞行器大落角攻顶控制方法及控制系统 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种远程制导飞行器大落角攻顶控制方法及控制系统，该方法及系统中在末制导段采用过重补比例导引制导律进行制导控制，并且在制导控制特定时间后切换重力补偿系数，通过不同的重力补偿系数调整飞行器的姿态，得到期望的较大攻角，实现大落角攻顶。

Description

远程制导飞行器大落角攻顶控制方法及控制系统
技术领域
本发明涉及远程制导飞行器的控制方法及系统，具体涉及一种远程制导飞行器大落角攻顶控制方法及控制系统。
背景技术
为了实现对高价值高风险目标的打击，现代精确制导飞行器需要进一步提升作战能力，因此工程中对其提出了更高的要求，比如提高飞行器的落角，实现大落角攻顶。具体来说，在攻击掩体、地下指挥中心等特定目标时，经常要使用侵彻战斗部，而此战斗部发挥效果与飞行器的落角和攻角有着密切关系。
另外，现有的远程制导飞行器中，并不存在针对大落角这一目的而特别设计的专属飞行器，如果为了获得较大的落角而调整飞行器整体的气动布局，必然要付出极高的代价，甚至需要牺牲飞行器的射程、速度等其他方面的优势，也需要投入更多的人力物力进行全新的体系建设；所以在不改变飞行器自身结构的基础上，通过调整制导方法来获得期望落角是将一种性价比极高的可行方案。
由于上述原因，本发明人对飞行器的制导控制过程做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的远程制导飞行器大落角攻顶控制方法及控制系统。
发明内容
为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种远程制导飞行器大落角攻顶控制方法及控制系统，该方法及系统中在末制导段采用过重补比例导引制导律进行制导控制，并且在制导控制特定时间后切换重力补偿系数，通过不同的重力补偿系数调整飞行器的姿态，得到期望的较大攻角，实现大落角攻顶，从而完成本发明。
具体来说，本发明的目的在于提供一种远程制导飞行器大落角攻顶方法，该方法中，
在飞行器飞行的末制导段，采用过重补比例导引制导律进行制导控制，其中重力补偿系数为可变系数。
其中，在所述过重补比例导引制导律中，通过下式(一)获得法向过载：
其中，fm表示法向过载，c表示重力补偿系数，N表示比例导引系数，g表示重力加速度，t表示选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间，T表示末制导段的总时间。
其中，所述比例导引系数N的取值为3；
在进入末制导段时，记录飞行器所在位置与目标点之间的距离，通过该距离与飞行器进入末制导段时的瞬时速度之比估算得到所述末制导段的总时间T。
其中，在开始采用过重补比例导引制导律进行制导控制时，所述重力补偿系数c取值为1.23-1.27。
其中，当所述飞行器满足下述三个条件中的任意一个时，所述重力补偿系数调整为1.4-1.45；
条件1：飞行器所在位置的高度值为飞行器飞行轨迹最高点高度值的0.3～0.5倍；
条件2：选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间t为末制导段的总时间T的0.7～0.8倍；
条件3：弹道倾角θ为期望落角θt的0.4～0.5倍。
本发明还提供一种远程制导飞行器大落角攻顶控制系统，该系统包括：
制导控制模块1，其用于在末制导段，通过采用过重补比例导引制导律解算法向过载，进而制导控制该飞行器；
时钟模块2，其用于实时记录制导控制模块1的工作时间，进而实时获得选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间t；
卫星制导模块3，其用于实时获得飞行器所在位置信息，所述位置信息包括经纬度坐标信息和高度信息，其中所述经纬度坐标信息用以进一步获得末制导段的总时间T；所述高度信息包括飞行器所在位置的高度值和飞行器飞行轨迹最高点的高度值；
弹道倾角模块4，其用于实时获得飞行器的弹道倾角θ。
其中，所述制导控制模块1通过下式(一)获得法向过载：
其中，其中，fm表示法向过载，c表示重力补偿系数，N表示比例导引系数，g表示重力加速度，t表示选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间，T表示末制导段的总时间。
其中，该系统还包括存储模块5，其用于存储飞行器发射前灌装的参数信息，所述灌装的参数信息包括目标点所在的位置信息和飞行器的期望落角θt。
其中，该系统还包括重补系数调整模块6，其用于接收时钟模块2、卫星制导模块3、存储模块5和弹道倾角模块4传递出的信息，并据此判断制导控制模块1中重力补偿系数的取值。
其中，在开始采用过重补比例导引制导律进行制导控制时，所述重补系数调整模块6给出的重力补偿系数为1.23-1.27，
当所述飞行器满足下述三个条件中的任意一个时，所述重力补偿系数调整为1.4-1.45；
条件1：飞行器所在位置的高度值为飞行器飞行轨迹最高点高度值的0.3～0.5倍；
条件2：选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间t为末制导段的总时间T的0.7～0.8倍；
条件3：弹道倾角θ为期望落角θt的0.4～0.5倍。
本发明所具有的有益效果包括：
(1)根据本发明提供的远程制导飞行器大落角攻顶方法，在末制导段采用过重补比例导引制导律进行制导控制，并且其中重力补偿系数为可变系数，可通过调整该重力补偿系数来调整飞行器的姿态，从而实现大落角攻顶；
(2)根据本发明提供的远程制导飞行器大落角攻顶方法，通过设置合理的重力补偿系数调整时机，在最合理的时机改变飞行器的飞行姿态，增大飞行器的落角。
附图说明
图1示出根据本发明一种优选实施方式的远程制导飞行器大落角攻顶控制系统整体结构逻辑图；
图2示出实验例1中得到的飞行轨迹图；
图3示出实验例2中得到的飞行轨迹图；
图4是图3的局部放大图；
图5示出实验例3中得到的飞行轨迹图；
图6是图5的局部放大图。
附图标号说明：
1-制导控制模块
2-时钟模块
3-卫星制导模块
4-弹道倾角模块
5-存储模块
6-重补系数调整模块
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。
根据本发明提供的远程制导飞行器大落角攻顶方法，该方法中，
在飞行器飞行的末制导段，采用过重补比例导引制导律进行制导控制，其中重力补偿系数为可变系数。所述过重补比例导引制导律也可称之为带过重力补偿的比例导引制导律，所述比例导引制导律为本领域中已知的常用制导律，本申请中对此不作特别限定，所述带重力补偿的比例导引制导律是指在比例导引制导律的基础上添加重力补偿的制导控制方法，所述带过重力补偿的比例导引制导律是指在比例导引制导律的基础上添加超过1倍重力的重力补偿的制导控制方法，当重力补偿系数取值为1时，该制导律为重补比例导引制导律，当重力补偿系数取值为大于1的值时，该制导律为过重补比例导引制导律；c是重力补偿系数，g是重力加速度，c*g表示重力补偿，所述重力补偿相当于自动驾驶仪加速度补偿指令。
本申请中所述的落角是指飞行器命中目标的瞬间，飞行器轴线与水平面之间的夹角，一般该落角大于60度时即可称之为大落角。当飞行器以大落角命中目标时，即可称之为攻顶。
在制导飞行器飞行的过程中，一般都包括初始时的无控飞行阶段、中间阶段的中制导段和最后的末制导段，本申请中的末制导段即为现有技术中的末制导段，本申请对此不作特别限定。
在所述过重补比例导引制导律中，通过下式(一)获得法向过载：
其中，fm表示法向过载，c表示重力补偿系数，N表示比例导引系数，g表示重力加速度，t表示选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间，T表示末制导段的总时间。在进入末制导段时，根据进入末制导段时的瞬时参数即可计算获得制导段的总时间T，所以在后续计算过程中制导段的总时间T为固定值，t的值是随时间变化而逐渐改变的。
所述制导飞行器根据所述法向过载计算舵机等执行机构的偏移量，从而控制执行机构打舵工作，其中具体的算法可以选择现有技术已有的成熟算法，本发明中对此不作特别限定。
在一个优选的实施方式中，所述比例导引系数N的取值为3；
在进入末制导段时，记录飞行器所在位置与目标点之间的距离，通过该距离与飞行器进入末制导段时的瞬时速度之比估算得到所述末制导段的总时间T。
在一个优选的实施方式中，在开始采用过重补比例导引制导律进行制导控制时，所述重力补偿系数c取值为1.23-1.27，优选为1.25。即在进入到末制导段时，重力补偿系数c取值优选为1.25。
在一个优选的实施方式中，当所述飞行器满足下述三个条件中的任意一个时，所述重力补偿系数调整为1.4-1.45，优选为1.42；
重力补偿系数c设置过大会使舵机资源饱和，即富余量过小，无法进行其他机动，过小会导致作用不明显，实践显示此区间效果最好。
条件1：飞行器所在位置的高度值为飞行器飞行轨迹最高点高度值的0.3～0.5倍，优选为0.4倍；所述高度值是指距离发射点与目标点之间连线的高度；
条件2：选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间t为末制导段的总时间T的0.7～0.8倍，优选为0.75倍；
条件3：弹道倾角θ为期望落角θt的0.4～0.5倍，优选为0.45倍。
通过设置上述三种重力补偿系数调整的临界条件，确保飞行器在各种复杂的飞行条件下都能够及时准确地调整重力补偿系数，从而调整飞行姿态，获得期望的大落角。
所述期望落角是在飞行器发射前向飞行器中人工输入的落角值。
本发明还提供一种远程制导飞行器大落角攻顶控制系统，如图1中所示，该系统包括：制导控制模块1、时钟模块2、卫星制导模块3、弹道倾角模块4、存储模块5和重补系数调整模块6；
其中，制导控制模块1用于在末制导段，通过采用过重补比例导引制导律解算法向过载，进而制导控制该飞行器；
时钟模块2用于实时记录制导控制模块1的工作时间，进而实时获得选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间t；
卫星制导模块3用于实时获得飞行器所在位置信息，所述位置信息包括经纬度坐标信息和高度信息，其中所述经纬度坐标信息用以进一步获得末制导段的总时间T；所述高度信息包括飞行器所在位置的高度值和飞行器飞行轨迹最高点的高度值；在进入末制导段时，记录飞行器所在位置与目标点之间的距离，通过该距离与飞行器进入末制导段时的瞬时速度之比估算得到所述末制导段的总时间T。
弹道倾角模块用于实时获得飞行器的弹道倾角θ。所述弹道倾角模块包括用于测量弹体加速度的加速度计和用于测量弹体角速度的陀螺，该弹道倾角模块也可称之为姿态角测量模块；所述弹体角速度经过积分处理后即可得到弹道倾角。
所述弹道倾角是指飞行器的速度矢量V与水平面间的夹角；
在一个优选的实施方式中，所述制导控制模块1通过下式(一)获得法向过载：
其中，其中，fm表示法向过载，c表示重力补偿系数，N表示比例导引系数，g表示重力加速度，t表示选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间，T表示末制导段的总时间。
所述制导飞行器根据法向过载解算出舵机控制指令，并通过舵机执行该指令，从而实现飞行器的制导控制。具体的舵机控制指令解算过程可以选用本领域中较为成熟的技术手段，本申请对此不作特别限定。
在一个优选的实施方式中，所述存储模块5用于存储飞行器发射前灌装的参数信息，所述灌装的参数信息包括目标点所在的位置信息和飞行器的期望落角θt。所述目标点所在的位置信息包括该目标点所在位置的经纬度信息和高度信息；所述期望落角是指希望飞行器到达/命中目标点时的落角角度。
在一个优选的实施方式中，所述重补系数调整模块6用于接收时钟模块2、卫星制导模块3、弹道倾角模块4和存储模块5传递出的信息，并据此判断制导控制模块1中重力补偿系数的取值。
进一步优选地，在开始采用过重补比例导引制导律进行制导控制时，所述重补系数调整模块5给出的重力补偿系数为1.23-1.27，优选为1.25，
当所述飞行器满足下述三个条件中的任意一个时，所述重力补偿系数调整为1.4-1.45，优选为1.42；
条件1：飞行器所在位置的高度值为飞行器飞行轨迹最高点高度值的0.3～0.5倍；优选为0.4倍；
条件2：选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间t为末制导段的总时间T的0.7～0.8倍；优选为0.75倍；
条件3：弹道倾角θ为期望落角θt的0.4～0.5倍，优选为0.45倍。
在一个优选的实施方式中，在该制导飞行器发射前，可以向所述存储模块5中输入期望落角θt，也可以不输入期望落角；当不输入期望落角θt时，所述重补系数调整模块5调整重力补偿系数的临界条件只保留条件1和条件2，不考虑条件3。
当存储模块5中输入有期望落角时，在飞行器的制导控制过程中，在通过法向过载进行制导控制的同时，还需要根据期望落角生成相应的制导指令，与法向过载指令叠加后通过舵机执行，其中根据期望落角生成制导指令的过程可以选用本领域中已有的技术方案进行，本申请中对此不作特别限定。
实验例1：
通过仿真模拟，针对距离35km的目标，发射两枚相同型号的远程制导飞行器，在发射前不向存储模块输入期望落角，分别得到如图2中所示的两条飞行轨迹；
第一枚飞行器中选用传统的，已有的过重补比例导引制导律进行制导控制，即在制导过程中，重力补偿系数保持不变，取值为1；其轨迹如图2中“传统重补”所示；
第二枚飞行器中采用本发明中所述的过重补比例导引制导律进行制导控制，通过下式(一)获得法向过载：
其中，fm表示法向过载，c表示重力补偿系数，N表示比例导引系数，g表示重力加速度，t表示选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间，T表示末制导段的总时间；
其中，重力补偿系数为可变系数，先期取值为1.25，在满足特定条件后重力补偿系数取值变为1.42，其重力补偿系数变化的临界条件为：下述两个条件中的任意一个；
条件1：飞行器所在位置的高度值为飞行器飞行轨迹最高点高度值的0.4倍；
条件2：选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间t为末制导段的总时间T的0.75倍；
第二枚飞行器在图2中A点时满足条件1，从而将重力补偿系数取值变为1.42；其轨迹如图2中“变重补”所示；
由图2中的两条飞行轨迹可知，采用本发明提供的远程制导飞行器大落角攻顶控制系统，适时改变重力补偿系数的取值，能够增大落角，提高毁伤能力。
实验例2：
通过仿真模拟，针对距离30km的目标，发射三枚相同型号的远程制导飞行器，在发射前不向存储模块输入期望落角，分别得到如图3中所示的三条弹道倾角曲线；
三枚飞行器中都采用过重补比例导引制导律进行制导控制，都通过下式(一)获得法向过载：
其中，fm表示法向过载，c表示重力补偿系数，N表示比例导引系数，g表示重力加速度，t表示选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间，T表示末制导段的总时间；
第一枚飞行器中重力补偿系数是固定值，取值为1.25；其轨迹如图3中“全程最小重补”所示；
第二枚飞行器中重力补偿系数是固定值，取值为1.42；其轨迹如图3中“全程最大重补”所示；
第三枚飞行器中重力补偿系数为可变系数，先期取值为1.25，在满足特定条件后重力补偿系数取值变为1.42，其重力补偿系数变化的临界条件为：下述两个条件中的任意一个；
条件1：飞行器所在位置的高度值为飞行器飞行轨迹最高点高度值的0.4倍；
条件2：选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间t为末制导段的总时间T的0.75倍；
第三枚飞行器在图3中B点时满足条件2，从而将重力补偿系数取值变为1.42；其轨迹如图3中“变重补系数”所示；
图4中示出图3中B点附近的局部放大图，图3中，在B点以前，“变重补系数”曲线和“全程最小重补”曲线重合；
“全程最大重补”曲线对应的弹道倾角最大值，在B点以前曾经接近于-10度，对于导引头硬件潜在威胁更大，“全程最大重补”曲线对应的落角，即最终时刻的弹道倾角为-72度左右；
“全程最小重补”曲线对应的落角，即最终时刻的弹道倾角为-61度左右；
“变重补系数”曲线对应的弹道倾角最大值与“全程最小重补”曲线对应的最大值一致，约为-19度左右，“变重补系数”曲线对应的落角，即最终时刻的弹道倾角为-80度左右。
由图3中的三条飞行轨迹可知，采用本发明提供的远程制导飞行器大落角攻顶控制系统，适时改变重力补偿系数的取值，能够通过对重补系数在飞行器飞行过程中进行调整，有效得优化了弹道倾角的变化范围。
实验例3：
通过仿真模拟，在同一地点发射两枚相同型号的远程制导飞行器，在发射前向存储模块输入期望落角θt为80度，分别得到如图4中所示的两条飞行轨迹；
两枚飞行器中都采用过重补比例导引制导律进行制导控制，都通过下式(一)获得法向过载：
其中，fm表示法向过载，c表示重力补偿系数，N表示比例导引系数，g表示重力加速度，t表示选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间，T表示末制导段的总时间；
第一枚飞行器中重力补偿系数是固定值，取值为1；其轨迹如图5中虚线“重补系数不变”所示；
第二枚飞行器中重力补偿系数为可变系数，先期取值为1.2，在满足特定条件后重力补偿系数取值变为1.45，其重力补偿系数变化的临界条件为：下述三个条件中的任意一个；
条件1：飞行器所在位置的高度值为飞行器飞行轨迹最高点高度值的0.4倍；
条件2：选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间t为末制导段的总时间T的0.75倍；
条件3：弹道倾角θ为期望落角θt的0.45倍。
第二枚飞行器在图4中C点时满足条件3，从而将重力补偿系数取值变为1.42；其轨迹如图5中实线“变重补系数”所示；
图6示出图5中的局部放大图，在C点以前，“变重补系数”曲线与“重补系数不变”曲线重合；
由图5中的两条飞行轨迹可知，当打击任务中有大落角约束时，采用本发明提供的远程制导飞行器大落角攻顶控制系统，采取变重补系数导引法时，相比于传统过重补导引法，能够增加攻击距离。
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。

Claims (10)

1.一种远程制导飞行器大落角攻顶方法，其特征在于，该方法中，
在飞行器飞行的末制导段，采用过重补比例导引制导律进行制导控制，其中重力补偿系数为可变系数。
2.根据权利要求1所述的远程制导飞行器大落角攻顶方法，其特征在于，
在所述过重补比例导引制导律中，通过下式(一)获得法向过载：
其中，fm表示法向过载，c表示重力补偿系数，N表示比例导引系数，g表示重力加速度，t表示选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间，T表示末制导段的总时间。
3.根据权利要求2所述的远程制导飞行器大落角攻顶方法，其特征在于，
所述比例导引系数N的取值为3；
在进入末制导段时，记录飞行器所在位置与目标点之间的距离，通过该距离与飞行器进入末制导段时的瞬时速度之比估算得到所述末制导段的总时间T。
4.根据权利要求2所述的远程制导飞行器大落角攻顶方法，其特征在于，
在开始采用过重补比例导引制导律进行制导控制时，所述重力补偿系数c取值为1.23～1.27。
5.根据权利要求4所述的远程制导飞行器大落角攻顶方法，其特征在于，
当所述飞行器满足下述三个条件中的任意一个时，所述重力补偿系数调整为1.4-1.45；
条件1：飞行器所在位置的高度值为飞行器飞行轨迹最高点高度值的0.3～0.5倍；
条件2：选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间t为末制导段的总时间T的0.7～0.8倍；
条件3：弹道倾角θ为期望落角θt的0.4～0.5倍。
6.一种远程制导飞行器大落角攻顶控制系统，其特征在于，该系统包括：
制导控制模块(1)，其用于在末制导段，通过采用过重补比例导引制导律解算法向过载，进而制导控制该飞行器；
时钟模块(2)，其用于实时记录制导控制模块(1)的工作时间，进而实时获得选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间t；
卫星制导模块(3)，其用于实时获得飞行器所在位置信息，所述位置信息包括经纬度坐标信息和高度信息，其中所述经纬度坐标信息用以进一步获得末制导段的总时间T；所述高度信息包括飞行器所在位置的高度值和飞行器飞行轨迹最高点的高度值；
弹道倾角模块(4)，其用于实时获得飞行器的弹道倾角θ。
7.根据权利要求6所述的远程制导飞行器大落角攻顶控制系统，其特征在于，
所述制导控制模块(1)通过下式(一)获得法向过载：
其中，其中，fm表示法向过载，c表示重力补偿系数，N表示比例导引系数，g表示重力加速度，t表示选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间，T表示末制导段的总时间。
8.根据权利要求6所述的远程制导飞行器大落角攻顶控制系统，其特征在于，
该系统还包括存储模块(5)，其用于存储飞行器发射前灌装的参数信息，所述灌装的参数信息包括目标点所在的位置信息和飞行器的期望落角θt。
9.根据权利要求6-8之一所述的远程制导飞行器大落角攻顶控制系统，其特征在于，
该系统还包括重补系数调整模块(6)，其用于接收时钟模块(2)、卫星制导模块(3)、存储模块(5)和弹道倾角模块(4)传递出的信息，并据此判断制导控制模块(1)中重力补偿系数的取值。
10.根据权利要求9所述的远程制导飞行器大落角攻顶控制系统，其特征在于，
在开始采用过重补比例导引制导律进行制导控制时，所述重补系数调整模块(6)给出的重力补偿系数为1.23-1.27，
当所述飞行器满足下述三个条件中的任意一个时，所述重力补偿系数调整为1.4～1.45；
条件1：飞行器所在位置的高度值为飞行器飞行轨迹最高点高度值的0.3～0.5倍；
条件2：选用过重补比例导引制导律进行制导控制已持续的时间t为末制导段的总时间T的0.7～0.8倍；
条件3：弹道倾角θ为期望落角θt的0.4～0.5倍。
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