CN110703793A - 采用姿态角测量的飞行器积分比例导引攻击机动目标的方法 - Google Patents

Abstract

本发明是关于一种采用姿态角测量的飞行器积分比例导引攻击机动目标的方法，属于飞行器制导技术领域，该方法包括以下步骤：对飞行器的姿态角以及飞行器相对于机动目标运动的视线角速率进行测量；根据所述视线角速率构建视线角信号，并根据所述视线角信号构建积分型导引律；将所述积分型导引律的输出信号作为所述飞行器的期望航向角，使得姿态角能够稳定的对期望航向角进行跟踪，完成对所述机动目标的攻击。该方法解决了现有技术中由于比例导引规律末段指令偏大，进而导致脱靶量过大的问题，使得飞行器可以准确的攻击机动目标。

Description

采用姿态角测量的飞行器积分比例导引攻击机动目标的方法

技术领域

本发明涉及飞行器制导技术领域，具体而言，涉及一种采用姿态角测量的飞行器积分比例导引攻击机动目标的方法。

背景技术

飞行器末段精确制导律的研究具有较高的军事与民用价值。传统的比例导引由于末段脱靶量较大的原因，反而没有直接被采用。但基于比例导引思想的改进型导引方法研究，则引起工程研究者的广泛兴趣。

在很多传统设计中，依然以姿态稳定控制设计为主，因此如何在不引入过载控制回路的情况下，依然实现比例导引，也是一个具有很高工程价值的问题。

在目前已有的比例导引方法中，一般是直接根据导引头提供的视线角速率信号，然后转换为过载信号，提供给飞行器过载稳定回路进行过载跟踪，实现准确攻击目标的目的；但是采用该比例导引方法使得比例导引规律末段指令偏大，进而导致脱靶量过大。

需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本发明的目的在于提供一种采用姿态角测量的飞行器积分比例导引攻击机动目标的方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的比例导引规律末段指令偏大，进而导致脱靶量过大的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种采用姿态角测量的飞行器积分比例导引攻击机动目标的方法，包括以下步骤：

步骤S10，对飞行器的姿态角以及飞行器相对于机动目标运动的视线角速率进行测量；

步骤S20，根据所述视线角速率构建视线角信号，并根据所述视线角信号构建积分型导引律；

步骤S30，将所述积分型导引律的输出信号作为所述飞行器的期望航向角，使得姿态角能够稳定的对期望航向角进行跟踪，完成对所述机动目标的攻击。

在本发明的一个示例实施例中，对飞行器相对于机动目标运动的视线角速率进行测量包括：

其中，

为视线角速率，

为q_ε的导数；x、y、z为所述飞行器在空间三维坐标系上的位置坐标；x_T、y_T、z_T为所述机动目标在三维坐标系上的位置坐标，R为飞行器与所述机动目标之间的距离。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述视线角速率构建视线角信号包括：

其中，u₁为视线角信号；

为视线角速率；∫dt为积分符号。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述视线角信号构建积分型导引律包括：

其中，u₂＝∫u₁dt；

k₁、k₂、k₃、k₄、ε为常参数。

本发明一种采用姿态角测量的飞行器积分比例导引攻击机动目标的方法，一方面，根据飞行器导引头测量得到的视线角速率，并根据视线角速率信号构建积分型比例导引规律，然后将导引信号转换为姿态信号，提供给飞行器姿态稳定回路进行跟踪，解决了现有技术中由于比例导引规律末段指令偏大，进而导致脱靶量过大的问题，使得飞行器可以准确的攻击机动目标；另一方面，可以实现准确攻击机动目标，能够解决采用一套传统的姿态控制体系实现飞行器全部飞行控制与制导的任务，因此具有很高的工程实用价值。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得与本发明的附图类似的其他的附图。

图1是本发明提供的一种采用姿态角测量的飞行器积分比例导引攻击机动目标方法的流程图。

图2是本发明实施例所提供方法的飞行器与目标在航向平面相对运动曲线。

图3是本发明实施例所提供方法的脱靶量曲线。

图4是本发明实施例所提供方法的脱靶量放大曲线。

图5是本发明实施例所提供方法的实际姿态角与期望姿态角的对比曲线。

图6是本发明实施例所提供方法的积分型比例导引律的输出。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本发明将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本发明的实施方式的充分理解。在其它情况下，不详细示出或描述公知技术方案以避免喧宾夺主而使得本发明的各方面变得模糊。

本发明提供了一种采用姿态角测量的飞行器积分比例导引攻击机动目标的方法，根据飞行器导引头测量得到的视线角速率，考虑末端角速率信号的盲区问题，根据视线角速率信号构建积分型比例导引规律，然后将导引信号转换为姿态信号，提供给飞行器姿态稳定回路进行跟踪，实现飞行器准确攻击机动目标。

在目前已有的比例导引方法中，一般是直接根据导引头提供的视线角速率信号，然后转换为过载信号，提供给飞行器过载稳定回路进行过载跟踪，实现准确攻击目标的目的。但有的飞行器系统采用传统的姿态控制体制，因此没有设计过载稳定回路，为了末段导引单独引入过载稳定回路又代价太大，如存在过载精确测量器件昂贵与过载稳定回路设计复杂的问题。同时传统的比例导引规律末段指令偏大导致脱靶量过大，本发明提供了积分型比例导引，能够提高攻击目标的精确度。因此本发明提供了采用积分比例导引与姿态角测量稳定跟踪的方法，实现准确攻击机动目标，能够解决采用一套传统的姿态控制体系实现飞行器全部飞行控制与制导的任务，因此具有很高的工程实用价值。

下面，将结合附图对本发明的一种采用姿态角测量的飞行器积分比例导引攻击机动目标的方法进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该采用姿态角测量的飞行器积分比例导引攻击机动目标的方法可以包括以下步骤：

步骤S10，对飞行器的姿态角、姿态角速率以及相对目标运动的视线角速率进行测量。

具体的，首先，可以采用惯性导航组合测量飞行器的姿态角信号，下面以航向通道与航向平面导引为研究对象。假设采用惯性导航组合元器件测量得到飞行器航向通道的姿态角，记作ψ_c。同时测量其姿态角速率，记作为ω_y；也可在飞行器上安装姿态角度测量陀螺仪与速率陀螺仪，分别测量姿态角ψ_c与姿态角速率ω_y。

然后，采用导引头测量飞行器相对目标运动的视线角速率，记作

其数学上表示视线角q_ε的导数，其中q_ε的定义为：

其中，x、y、z为飞行器在空间三维坐标系上的位置坐标；x_T、y_T、z_T为目标在三维坐标系上的位置坐标。

步骤S20，根据相对目标运动的视线角速率构建视线角信号，并根据视线角信号构建积分型导引律。

具体的，首先，根据视线角速率

构造视线角信号u₁：

其中，∫dt为积分符号。

此处需要补充说明的是，此时的u₁信号由于是由测量信号积分而成，而测量信号不可避免地带有延迟与噪声，因此u₁与理想的视线角信号q_ε不同，主要是包含延迟与噪声。

其次，在视线角信号u₁的基础上，再积分，构造u₂信号如下：

u₂＝∫u₁dt；

进一步的，再根据u₂设计积分型导引律u：

其中，k₁、k₂、k₃、k₄以及ε为常参数，具体的选取详见后文案例实施。

考虑到导引头测量元器件的盲区，将积分型导引律改进处理为：

其中，u_a0为R＝20时刻u_a的值；R为目标与飞行器之间的距离。

步骤S30，将所述积分型导引律的输出信号作为所述飞行器的期望航向角，使得姿态角能够稳定的对期望航向角进行跟踪，完成对所述机动目标的攻击。

具体的，此处主要涉及的是比例导引信号与期望姿态信号的转换方法，在此直接将上述积分型比例导引信号的输出u作为飞行器姿态稳定回路的输入信号，也就是飞行器的期望航向角

使得飞行器的实际航向姿态角ψ_c能够稳定跟踪期望航向角

也就是稳定跟踪积分型比例导引律的输出u，即设置

进一步的，下文以常规的姿态稳定回路为例说明姿态稳定回路跟踪律的设计过程与飞行器姿态稳定跟踪飞行的过程。

d_yc＝k_a1e+k_a2∫edt+k_a3w_y；

其中，d_yc为飞行器偏航通道的控制量，即偏航舵偏指令信号。e为误差信号，其定义为：

∫_edt为误差信号的积分，ψ_c为步骤一所测量的姿态角信号，w_y为步骤一所测量的姿态角速率信号。参数k_a1与k_a2、k_a3的选取和飞行器的空气动力学特性有关，在此不是本专利要涉及与保护的内容，其选取与设计方法不作详细介绍。d_yc即为最终飞行器航向通道的控制输出，用于控制飞行器航向舵，使得飞行器运动轨迹发生变化，从而命中目标。

最后，是关于本发明的目标模拟与参数调整。

具体的，可以选取需要攻击的目标运动参数，模拟不同速度、不同初始位置情况的机动目标与飞行器末段相遇的场景，进行上述积分导引与姿态匹配的制导规律参数设计，通过多种目标运动模拟，判断不同制导律参数情况下的脱靶量大小，从而选定最终的导引律参数。

其中脱靶量的定义为如下的简单形式：

当Δx＝x_T-x＜0时刻，飞行器与目标的距离R即为脱靶量。

最终，依靠多次仿真模拟，挑选满意的参数，即组成最终的积分型导引律方法。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

首先，选取k₁＝3、k₂＝0.2、k₃＝0.3、k₄＝0.2、ε＝0.2。

然后，选取k_a1＝2.2与k_a2＝0.7、k_a3＝0.8。

以某型陆地机动目标为例，说明案例实施的过程。假设初始的目标位置为x_T(0)＝5000、y_T(0)＝1以及z_T(0)＝300，此时目标匀速运动，其速度大小为20m/s，其方向为与x轴正方向成20度夹角。其它初始位置与目标速度大小、速度方向的情况，参数挑选原理相同，在此不一一说明。

从图2可以看出，在航向平面内，飞行器与目标能够相互接近；由图3可以看出，飞行器与目标间的相对距离是逐渐减小的；由图4可以看出，最终的脱靶量为3.1米，这对于尺寸大于5米的目标，如船舶等是完全满足要求的。由图5可以看出，实际姿态角和期望姿态角是基本一致的，而且角度小于60度，因此可以看出该类积分型比例导引律设计是合理了，飞行器的姿态稳定跟踪回路能够完全实现上述期望姿态角，从而使得飞行器最终命中目标。由图6可以看出，导引律的输出值初始段比较小，而末段较大，主要是由于离目标较近导致的，也是合理的。

在上述基础上，考虑目标运动速度改变、或者目标初始位置的变化，对上述导引律参数进行微调，最终确定整套积分型导引律的参数，从而完成积分型比例导引与姿态跟踪的匹配设计。

本领域技术人员在考虑说明书及实践本发明后，将容易想到本发明的其他实施例。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由权利要求指出。

Claims (4)

1.一种采用姿态角测量的飞行器积分比例导引攻击机动目标的方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10，对飞行器的姿态角以及飞行器相对于机动目标运动的视线角速率进行测量；

步骤S20，根据所述视线角速率构建视线角信号，并根据所述视线角信号构建积分型导引律；

步骤S30，将所述积分型导引律的输出信号作为所述飞行器的期望航向角，使得姿态角能够稳定的对期望航向角进行跟踪，完成对所述机动目标的攻击。

2.根据权利要求1所述的采用姿态角测量的飞行器积分比例导引攻击机动目标的方法，其特征在于，对飞行器相对于机动目标运动的视线角速率进行测量包括：

Δx＝x_T-x

Δy＝y_T-y；

Δz＝z_T-z

其中，

为视线角速率，

为q_ε的导数；x、y、z为所述飞行器在空间三维坐标系上的位置坐标；x_T、y_T、z_T为所述机动目标在三维坐标系上的位置坐标，R为飞行器与所述机动目标之间的距离。

3.根据权利要求2所述的采用姿态角测量的飞行器积分比例导引攻击机动目标的方法，其特征在于，根据所述视线角速率构建视线角信号包括：

其中，u₁为视线角信号；

为视线角速率；∫dt为积分符号。

4.根据权利要求2所述的采用姿态角测量的飞行器积分比例导引攻击机动目标的方法，其特征在于，根据所述视线角信号构建积分型导引律包括：

其中，u₂＝∫u₁dt；

k₁、k₂、k₃、k₄、ε为常参数。

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