CN110879604B - 一种带落角控制的飞行器航向导引方法 - Google Patents

Abstract

本发明是关于一种带落角控制的飞行器航向导引方法，属于飞行器精确导航与跟踪领域。该方法主要在常规导引高精度的要求基础上，引入落角控制。首先将常规导引分为三段，即在首段、中段与末段分别引入偏航角的落角控制。在首段，引入落角要求的常值信号；在中段通过偏航角与前置角、落角以及方位角所形成的三类误差，进行积分后形成导引信号；在末段，如果姿态超出了最终落角限制一定范围后，在中段控制的基础上再次叠加偏航角与期望落角的误差非线性项，最终形成末段导引信号。最终将三段的导引信号输送给偏航姿态稳定回路，实现飞行器的航向带落角导引。该方法可以在保证制导精度的情况下，解决落角控制的问题。

Description

一种带落角控制的飞行器航向导引方法

技术领域

本发明涉及飞行器导引领域，具体而言，涉及一种采用姿态测量与反馈并有最终落角要求的航向导引方法。

背景技术

随着计算机技术的迅速发展，基于现代控制理论的现代制导律，如最优制导律、微分对策制导律、微分几何制导律、神经网络制导律、H_∞制导律等，得到了迅速发展。这些制导律有许多优点，如弹道平直、所需能量最小、对抗目标机动和抗干扰性强等等。除了上述制导规律外，目前还有两类飞行器制导规律，也引起了工程技术人员的广泛兴趣。一种是对攻击时间的控制，另一种是附带对攻击落角的控制。尤其是第二种，对飞行器与目标交会的末段，除了要求交会准确，在位置上精确外，在姿态上能否按照期望的落角来接近目标，这也是在许多实际应用的场景中急需解决的技术问题。如空天飞行器的交会对接、为了增大毁伤效果的军用飞行器的末段制导，均需要对该技术进行深入研究。本发明基于以上背景，在常规制导律技术基础上，形成了一种可以在保证末段制导精度的同时，又能保证飞行器末段偏航角能满足一定范围限制要求的航向平面制导方法。

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带落角控制的飞行器航向导引方法，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飞行器导引末段对飞行器偏航角控制能力不足的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种带落角控制的飞行器航向导引方法，包括以下步骤：

步骤S10，测量设备安装与视线角、偏航角、偏航角速率、距离测量；

安装导引头设备，实时测量飞行器与目标之间的距离，记作d，以及测量航向平面内飞行器与目标之间的视线角，记作q_h。安装测角陀螺仪，测量飞行器的偏航角，记作ψ。安装速率陀螺仪，测量飞行器的偏航角速率ω_y。

步骤S20，姿态控制引入指令的生成；

根据飞行器偏航角与飞行距离来生成制导过程中两次引入姿态控制的时机t₁与t₂，从而整个制导过程分成三个阶段，即初次姿态控制引入阶段、中间导引阶段与二次姿态控制引入阶段。

步骤S30，初次姿态引入阶段指令的生成；

由飞行器最终要求的落角ψ_c0生成ψ_c1，其计算关系如下：

/>

其中T₁为滤波参数，为正值，s代表传递函数微分算子。再将常值指令ψ_c0，通过滤波器后，直接加给飞行器航向角稳定回路的输入端，设定

其中/>

为飞行器航向角稳定回路的输入端指令信号。

步骤S40，中间导引阶段导引控制指令的生成；

通过视线角与偏航角的偏差与误差阈值的比较判断，提取前置角。再分别求取偏航角与前置角的误差、偏航角与要求落角的误差，然后求取上述三类误差的非线性变换与积分，最后综合形成导引控制指令，输送给飞行器偏航角跟踪控制回路。

步骤S50，二次姿态控制引入阶段的导引控制指令生成；

根据偏航角ψ相对最终落角ψ_c0的误差量，求解其非线性变换信号记作e_f3，求取其积分信号e_s3，并叠加中间导引阶段导引控制指令，形成二次姿态控制引入阶段的导引控制指令，输送给飞行器偏航角跟踪控制回路。

步骤S60，导引律的实施。

将上述三个阶段的导引控制指令，由偏航角跟踪控制回路进行跟踪，使得飞行器偏航角ψ跟踪输入信号

即可实现上述导引律。

在本发明的一种示例实施例中，根据飞行器偏航角与飞行距离来生成制导过程中两次引入姿态控制的时机t₁与t₂包括：

t₁＝max(t_a1,t_a2)；

即选取t_a1与t_a2的最大值作为t₁。其中假定最终末段控制要求为ψ_c0，t_a1为在导引开始后，飞行器第一次满足偏航角|ψ-ψ_c0|≤ε_a1的时刻，而ε_a1为正值，为误差阈值。假定飞行器与目标的初始距离为d_c0，t_a2为当飞行器第一次满足与目标距离d≤0.8d₀的时刻。

在t＞t₁的前提下，如果飞行器第一次满足偏航角|ψ-ψ_c0|≥ε_a2的时刻，记作t_a3，其中ε_a2为正值，是误差阈值。当飞行器第一次满足与目标距离d≤0.2d₀的时刻，记作t_a4。如果|ψ-ψ_c0|≥ε_a2且d＞0.2d₀，则选取t₂＝t_a3，否则选取t₂＝t_a4。

在本发明的一种示例实施例中，根据飞行器偏航角与前置角的误差、偏航角与要求落角的误差以及偏航角与视线角的误差，综合形成导引控制指令

包括：

其中k₇、k₈、k₉、k₁₀、k₁₁、k₁₂、k₁₃与k₁₄为可以调整的参数，其具体设计根据案例实际情况来调整合适值选取。

e₁＝q_h-ψ、e₂＝ψ-ψ₃₀、e₃＝ψ-ψ_c0；

e_1f＝k₁ sine₁+k₂ sine₂+k₃ sine₃+e_f；

其中k₁、k₂、k₃、k₄、k₅、k₆、与ε_c为可以调整的参数，其具体设计根据案例实际情况来调整合适值选取。q_h为视线角、ψ_c0为最终要求落角，ψ为偏航角。ψ₃₀为前置角，其求取如下：当飞行器在中间导引阶段，第一次满足|e₁|≤ε_b时，记录该时刻为t₃。其中ε_b为正值，是误差阈值。并记录t₃时刻飞行器的偏航角为ψ₃₀。

在本发明的一种示例实施例中，根据偏航角相对最终落角的误差量，求解二次姿态控制引入阶段的导引控制指令

包括：

其中e₁、e₂、e₃与e_1f的定义如前文，ε_d＞1，k₁₅、k₁₇、k₁₆为可调参数。

本发明提供的一种带落角控制的飞行器航向导引方法，将常规导引分为三段，即在首段、中段与末段分别引入偏航角的落角控制。该三段式的导引方法，使得落角控制的任务平均分配给导引过程的三个阶段，因此对最终的导引精度没有太大影响。初始段的落角控制保证了落角任务的初步完成；而末段的落角控制，则可防止落角超出限制范围而有效拉回。因此该三段式的落角导引方法，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其他的附图。

图1是本发明提供的一种带落角控制的飞行器航向导引方法流程图；

图2是本发明实施例所提供方法的飞行器与目标相对运动轨迹；

图3是本发明实施例所提供方法的飞行器与目标相对距离变化曲线；

图4是本发明实施例所提供方法的飞行器与目标相对距离变化放大曲线；

图5是本发明实施例所提供方法的飞行器偏航角变化曲线；

图6是本发明实施例所提供方法的飞行器与目标的侧向距离随时间变化曲线；

图7是本发明实施例所提供方法的导引信号曲线；

图8是本发明实施例所提供方法的飞行器偏航角与导引信号的对比曲线；

图9是本发明实施例所提供方法的飞行器与目标视线角曲线；

图10是本发明实施例所提供方法的飞行器侧滑角曲线；

图11是本发明实施例所提供方法的飞行器偏航舵偏角曲线；

具体实施方式

现在将参考附图基础上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。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本发明的技术方案而省略所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。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三段式实施导引控制与落角控制两方面要求的飞行器导引设计方法。该方法一方面是较传统的方法末段控制上对飞行器攻击目标具有更好的姿态控制能力，同时又能在保证飞行器命中目标的足够精度，并且所有的信号幅值均比较合理，从而具有很高的工程应用价值。

下面，将结合附图对本发明的一种带落角控制的飞行器航向导引方法，进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该一种带落角控制的飞行器航向导引方法，可以包括以下步骤：

步骤S10，测量设备安装与视线角、偏航角、偏航角速率、距离测量

首先在飞行器上安装导引头设备，实时测量飞行器与目标之间的距离，记作d，以及测量航向平面内飞行器与目标之间的视线角，记作q_h。

其次在飞行器上安装测角陀螺仪，测量飞行器的偏航角，记作ψ。

最后，在飞行器上安装速率陀螺仪，测量飞行器的偏航角速率ω_y。

步骤S20，姿态控制引入指令的生成

为了实现落角控制的目的，在导引段开始于导引段末段，分别两次引入姿态控制指令，为区分起见，分别称为初次姿态控制引入指令与二次姿态控制引入指令。把初次姿态控制引入的时间为0≤t≤t₁，其中0为导引开始时间，t₁为初次姿态控制引入的结束时间。二次姿态控制引入的时间为t₂≤t≤t_f，其中t₂为二次姿态控制引入的开始时间，t_f为二次姿态控制引入的结束时间。

假定最终末段控制要求为ψ_c0，则在导引开始后，飞行器第一次满足偏航角|ψ-ψ_c0|≤ε_a1的时刻，记作t_a1，而ε_a1为正值，是误差阈值。

假定飞行器与目标的初始距离为d_c0，而当飞行器第一次满足与目标距离d≤0.8d₀的时刻，记作t_a2。比较t_a1与t_a2，选取其大者，作为t₁，即t₁＝max(t_a1,t_a2)。

在t＞t₁的前提下，如果飞行器第一次满足偏航角|ψ-ψ_c0|≥ε_a2的时刻，记作t_a3，而ε_a2为正值，是误差阈值。当飞行器第一次满足与目标距离d≤0.2d₀的时刻，记作t_a4。如果|ψ-ψ_c0|≥ε_a2而d＞0.2d₀，则选取t₂＝t_a3，否则选取t₂＝t_a4。

至此，将整个制导过程分成三个阶段，即初次姿态控制引入阶段、中间导引阶段与二次姿态控制引入阶段。当0≤t≤t₁时，进行初次姿态控制引入阶段导引控制，当t₁≤t≤t₂时，进入中间导引阶段导引控制，当t₂≤t≤t_f时，进行二次姿态控制引入阶段导引控制。

步骤S30，初次姿态引入阶段指令的生成

在给阶段，将常值指令ψ_c0，通过滤波器后，直接加给飞行器航向角稳定回路的输入端即可，即设定

其中/>

为飞行器航向角稳定回路的输入端指令信号。ψ_c1由ψ_c0生成，其计算关系如下：

/>

其中T₁为滤波参数，为正值，s代表传递函数微分算子。

步骤S40，中间导引阶段导引控制指令的生成

首先通过步骤S10的测量，首先求解方位偏差量，记作e₁，其计算方式为e₁＝q_h-ψ，其中q_h为视线角。

然后提取前置角如下，即当飞行器在中间导引阶段，第一次满足|e₁|≤ε_b时，记录该时刻为t₃。其中ε_b为正值，是误差阈值。并记录t₃时刻飞行器的偏航角ψ为ψ₃₀，并将ψ₃₀设置为前置角。

其次，求解偏航角相对前置角的误差量，记作e₂，其计算方式为e₂＝ψ-ψ₃₀。

再次，求解偏航角相对最终落角ψ_c0的误差量，记作e₃，其计算方式为e₃＝ψ-ψ_c0。

最后，在上述三类误差的基础上，求解其非线性误差量，记作e_1f，其解算方式为：

e_1f＝k₁ sine₁+k₂ sine₂+k₃ sine₃+e_f

其中

其中k₁、k₂、k₃、k₄、k₅、k₆、与ε_c为可以调整的参数，其具体设计根据案例实际情况来调整合适值选取。

根据e₁、e₂、e₃与e_1f设计

如下：

其中k₇、k₈、k₉、k₁₀、k₁₁、k₁₂、k₁₃与k₁₄为可以调整的参数，其具体设计根据案例实际情况来调整合适值选取。

步骤S50，二次姿态控制引入阶段的导引控制指令生成

首先，求解偏航角ψ相对最终落角ψ_c0的误差量，记作e₃，其计算方式为e₃＝ψ-ψ_c0。然后求解其非线性变换信号，记作e_f3，其变换方式为

其中ε_d＞1，k₁₅为可调参数。

其次，求取e₃的非线性积分信号记作e_s3如下：

e_s3＝∫e_f3dt

选取e_s3的初值为ψ_c0。

最后，设计最终的导引控制指令

如下，

其中

的定义如下，其计算方式如上一步，k₁₇、k₁₆为可调参数。

步骤S60，导引律的实施

根据上述步骤S30、S40与S50，按照步骤S20的切换方式，将最终的飞行器各个阶段的导引控制指令信号

输入给飞行器姿态控制系统，使得飞行器偏航角ψ跟踪输入信号/>

即可实现上述导引律。由于姿态控制系统的设计方法很多，也并非本发明重点讨论与保护的内容，因此仅以一般广泛采用的PID控制为例示范说明其过程如下。

首先通过步骤S10测量得到的飞行器偏航角ψ，与输入信号ψ_r进行比较，求取偏航角误差信号，记作e_ψ，其比较方式为：

其次，通过求解偏航角误差信号的积分，记作e_s＝∫e_ψdt。

最后通过叠加步骤S10测量得到的偏航角速率ω_y，形成最终的姿态稳定控制信号，记作δ_y，其计算方式如下：

δ_y＝k_pe_ψ+k_ie_s+k_dω_y

其中k_p、k_i与k_d为可以姿态稳定控制回路可调整的参数，其具体设计根据案例实际情况来调整合适值选取。

最终将上述最后形成的姿态稳定控制信号δ_y输送给飞行器的航向控制的执行机构，如航向舵机，即可实现导引律的目标，导引飞行器飞向预定目标。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

在步骤S10，首先设定目标位置距离导引起始点的纵向距离为6500米，而侧向距离为500米，设置目标的运动速度为31米/秒，其运动方向为15度方向，如下图2所示。在步骤S20中设置ψ_c0＝-12，ε_a1＝0.5，ε_a2＝2。在步骤S30中设置T₁＝0.5。在步骤S40中设置ε_b＝0.5、k₁＝0.5、k₂＝0.5、k₃＝0.5、k₄＝0.3、k₅＝0.5、k₆＝0.7、ε_c＝2、k₇＝0.1、k₈＝1、k₉＝0.1、k₁₀＝1、k₁₁＝0.2、k₁₂＝0.6、k₁₃＝0.5与k₁₄＝1。在步骤S50中设置ε_d＝1.5、k₁₅＝2、k₁₆＝0.2、k₁₇＝0.5。在步骤S60中选取k_p＝2.5、k_i＝1.1与k_d＝0.5。最终飞行器与目标的相对运动曲线，如下图2所示，可见飞行器最终能够命中目标。

而飞行器与目标的相对距离变化曲线如下图3所示，其放大图如图4所示。可见在30.8225秒，飞行器与目标的相对距离为1.1米，即最终脱靶量小于1.5米，可见本发明所提供方法精度较高。

而偏航角曲线如图5所示，可见，最终飞行器的偏航角达到-13度，与期望的ψ_c0＝-12比较接近。可见在本次案例中，飞行器最终不仅命中目标精度较高，而且落角的姿态也满足限制要求。其中飞行器与目标的侧向距离随时间变化曲线如下图6所示。而在整个过程中，飞行器的导引综合信号曲线如图7所示，而姿态控制系统对该导引系统的跟踪如图8所示。可见，在导引全过程中，飞行器的航向稳定系统能够对导引信号进行跟踪，从而导引信号的设计是合理的。飞行器视线角变化曲线如下图9所示，飞行器侧滑角曲线如下图10所示，飞行器偏航舵偏角曲线如图11所示。可见，侧滑角与舵偏角以及视线角均在正常值范围内。因此，本发明所设计的带落角限制的飞行器制导方法，不仅能满足落角约束要求，而且精度高，工程可实现性强，具有很高的工程应用价值。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这类的发明后，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未指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)

1.一种带落角控制的飞行器航向导引方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10，安装导引头设备，实时测量飞行器与目标之间的距离，记作d，以及测量航向平面内飞行器与目标之间的视线角，记作q_h；安装测角陀螺仪，测量飞行器的偏航角，记作ψ；安装速率陀螺仪，测量飞行器的偏航角速率ω_y；

步骤S20，根据飞行器偏航角与飞行距离来生成制导过程中首次与二次引入姿态控制的时机t₁与t₂；

步骤S30，由飞行器最终要求的落角ψ_c0通过滤波器生成ψ_c1，作为导引信号直接加给飞行器航向角稳定回路，完成初次姿态引入阶段导引；

步骤S40，通过视线角与偏航角的偏差与误差阈值的比较判断，提取前置角；再分别求取偏航角与前置角的误差、偏航角与要求落角的误差，然后求取上述三类误差的非线性变换与积分，最后综合形成导引控制指令，输送给飞行器偏航角跟踪控制回路，完成中间导引阶段的飞行器导引；

步骤S50，根据偏航角相对最终落角的误差量，求解其非线性变换信号记作e_f3，求取其积分信号e_s3，并叠加中间导引阶段导引控制指令，形成二次姿态控制引入阶段的导引控制指令，输送给飞行器偏航角跟踪控制回路，完成二次姿态控制引入阶段的飞行器导引控制。

2.根据权利要求1所述的带落角控制的飞行器航向导引方法，其特征在于，根据飞行器偏航角与飞行距离来生成制导过程中首次与二次引入姿态控制的时机t₁与t₂，其包含

t₁＝max(t_a1,t_a2)

即选取t_a1与t_a2的最大值作为t₁；其中假定最终末段控制要求为ψ_c0，t_a1为在导引开始后，飞行器第一次满足偏航角|ψ-ψ_c0|≤ε_a1的时刻，而ε_a1为正值，为误差阈值；假定飞行器与目标的初始距离为d_c0，t_a2为当飞行器第一次满足与目标距离d≤0.8d₀的时刻；

在t＞t₁的前提下，如果飞行器第一次满足偏航角|ψ-ψ_c0|≥ε_a2的时刻，记作t_a3，其中ε_a2为正值，是误差阈值；当飞行器第一次满足与目标距离d≤0.2d₀的时刻，记作t_a4；如果|ψ-ψ_c0|≥ε_a2且d＞0.2d₀，则选取t₂＝t_a3，否则选取t₂＝t_a4。

3.根据权利要求1所述的带落角控制的飞行器航向导引方法，其特征在于，根据飞行器偏航角与前置角的误差、偏航角与要求落角的误差以及偏航角与视线角的误差，综合形成导引控制指令

包括：

e₁＝q_h-ψ、e₂＝ψ-ψ₃₀、e₃＝ψ-ψ_c0

e_1f＝k₁sine₁+k₂sine₂+k₃sine₃+e_f

其中k₁、k₂、k₃、k₄、k₅、k₆、k₇、k₈、k₉、k₁₀、k₁₁、k₁₂、k₁₃与k₁₄、ε_c为可以调整的参数，q_h为视线角、ψ_c0为最终要求落角，ψ为偏航角；ψ₃₀为前置角，其求取如下：当飞行器在中间导引阶段，第一次满足|e₁|≤ε_b时，记录该时刻为t₃；其中ε_b为正值，是误差阈值；并记录t₃时刻飞行器的偏航角即为ψ₃₀。

4.根据权利要求3所述的带落角控制的飞行器航向导引方法，其特征在于，根据偏航角相对最终落角的误差量，求解二次姿态控制引入阶段的导引控制指令

包括：

e_s3＝∫e_f3dt

其中e₁、e₂、e₃与e_1f的定义如前文，ε_d＞1，k₁₅、k₁₇、k₁₆为可调参数。

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