CN110926278B - 一种采用多前置角叠加与末端修正的前置导引方法 - Google Patents

Abstract

本发明是关于一种采用多前置角叠加与末端修正的前置导引方法，属于飞行器制导技术领域，其特点在于首先采用导引头与陀螺仪测量视线角与偏航信号，其次根据飞行器的飞行距离与视线角信号多次截取前置角信号，并将多个前置角与偏航角比较后得到的多个误差信号进行加权综合，然后对飞行器末段视线角过大的情况设计大视线角特殊处理环节，以避免末段导引信号过大，最后对上述信号进行比例加权综合并积分构成最终的导引信号输出给飞行器姿态稳定回路进行跟踪，导引飞行器精确飞向目标。该方法解决了现有技术中单前置角的设定难以保证导引末段形成尾追，进而导致脱靶量过大的问题。

Description

一种采用多前置角叠加与末端修正的前置导引方法

技术领域

本发明属于飞行器制导与控制领域，具体而言涉及一种采用多前置角叠加的高精度前置导引控制方法。

背景技术

计算机技术的飞速发展，使得目前在飞行器制导领域采用多前置角的方法完全可以实现。而传统单前置角的物理意义比较明确，因此在导引算法中广泛应用。但单前置角相对于本发明的多前置角导引来说，显然容错性差一些。而且多前置角导引的物理意义更加明确，尤其是在飞行过程中，根据目标运动态势的变化，可以不断地调制前置角的信息，使得打击精度更高，飞行弹道更合理，导引律的解算更加复合设计要求。

同时传统导引律面临的一个普遍问题就是在末端视线角变化较大时，导引律的输出容易达到饱和，因此本发明针对末端的视线角过大问题，单独设计了大视线角处理环节，通过引入该环节，可以明显的改善导引末端弹道变得平缓而形成尾追态势，从而使得导引律的设计更合理，导引精度更高。因此基于以上两方面背景所提出的多前置角导引方法具有很高的工程应用价值与经济价值，能够广泛应用于军民两用的各种飞行器制导与导航领域。

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多前置角叠加与末端修正的前置导引方法，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单前置角设定难以保证导引末段形成尾追，进而导致脱靶量过大的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种采用多前置角叠加与末端修正的前置导引方法，包括以下步骤：

步骤S10，采用陀螺仪测量飞行器的偏航角，采用导引头测量飞行器相对于机动目标运动的视线角信号与初始距离，并采用惯性导航设备测量飞行器的飞行距离；

步骤S20，根据所述的初始距离与飞行距离以及视线角信号设置条件，多次截取前置角信号；

步骤S30，将截取的多个所述前置角信号与飞行器偏航角测量信号进行比较与修正，得到多个前置误差信号，并对所述的多个前置修正误差信号进行比例综合得到多个前置误差比例综合信号；

步骤S40，将测量的所述视线角信号与偏航角测量信号进行对比，得到视线角误差信号，并对测量的所述视线角信号进行非线性处理，得到大视线角处理信号；

步骤S50，将所述的多个前置误差比例综合信号与大视线角处理信号以及视线角误差信号进行再次综合，得到总的综合信号，并进行积分运算，输出给飞行器姿态稳定回路，导引飞行器准确命中目标。

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相关信息进行测量包括q_u、υ、x、x_t(0)。其中q_u为飞行器与目标的视线角；υ为飞行器的偏航角，x为所述飞行器在x轴方向的坐标；x_t(0)为初始目标位置在x轴方向的投影坐标。x轴方向为飞行器导引开始时刻的飞行方向在水平面的投影。

在本发明的一个示例实施例中，根据前向飞行距离多次截取前置角信号包括：

其中n为前置角的截取次数，x_t(0)为初始时刻目标距离飞行器的距离在x轴方向的投影。选取满足飞行器飞行距离x＞x_n的最小时刻，记作t_n。然后采取t_n时刻的视线角q_u(t_n)，作为第n次前置角的截取值。

在本发明的一个示例实施例中，根据多个前置误差修正信号进行比例综合得到比例综合信号包括：

e_n＝q_u(t_n)-υ；

其中q_u(t_n)为前置角信号，υ为飞行器偏航角信号，t_n为前置角的截取时刻；e_n为前置误差信号，e_na为前置误差修正信号，u_n为第n个比例综合信号。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述视线角信号构建大视线角处理信号包括：

其中q_u为视线角信号，d₃、m与ε为常参数。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述的多个前置误差比例综合信号与大视线角处理信号以及视线角误差信号进行再次综合，并进行积分运算得到最终的导引信号包括：

u_b＝q_u-υ；

u＝∫u_zdt；

其中u为最终的导引信号，u_z为总的综合信号，u_a大视线角处理信号，u_b为视线角误差信号，u_i为比例综合信号，d₁、d₂与k_n为常值参数。

本发明提供的一种采用多前置角叠加与末端修正的前置导引方法。一方面给出了根据飞行器的飞行距离与视线角信号多次截取前置角信号的方法，同时并将多个前置角与偏航角比较后得到的多个误差信号进行加权综合，另一方面对飞行器末段视线角过大的情况设计了大视线角特殊处理环节，避免了末段导引信号过大而导致脱靶量增大的问题。因此本发明不仅在理论上，多前置角的实施具有创新性，而且在工程上，由于导引精度高而使得具有很高的实用价值，将能够被广泛应用于军民各个领域的飞行器制导控制中。

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是本发明提供的采用多前置角叠加与末端修正的前置导引方法的流程图。

图2是本发明例所提供方法的视线角信号(单位：度)。

图3是本发明例所提供方法的偏航角信号(单位：度)。

图4是本发明例所提供方法的多前置角信号(单位：度)。

图5是本发明例所提供方法的视线角与偏航角的误差信号(单位：度)。

图6是本发明例所提供方法的飞行器与目标在水平面的相对运动轨迹(单位：米)。

图7是本发明例所提供方法的飞行器与目标距离曲线(单位：米)。

图8是本发明例所提供方法的脱靶量末端放大曲线(单位：米)。

图9是本发明例所提供方法的侧滑角曲线(单位：度)。

图10是本发明例所提供方法的舵偏角曲线(单位：度)。

图11是本发明例所提供方法的实际偏航角与期望偏航角的对比曲线(单位度)。

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多前置角叠加与末端修正的前置导引方法，采用导引头与陀螺仪测量视线角与偏航信号，其次根据飞行器的飞行距离与视线角信号多次截取前置角信号，并将多个前置角与偏航角比较后得到的多个误差信号进行加权综合，然后对飞行器末段视线角过大的情况设计大视线角特殊处理环节，以避免末段导引信号过大，最后对上述信号进行比例加权综合并积分构成最终的导引信号输出给飞行器姿态稳定回路进行跟踪，即可导引飞行器精确飞向目标。

本发明采用多前置角叠加与末端修正的前置导引方法，其提供大视线角信号处理环节具有末段导引信号特别小的优点，而且容易形成尾追态势，从而脱靶了非常小，制导精度非常高。同时多前置角的设置，明显能够优化传统单前置角的导引效果。最终案例实施也表明了上述导引精度高的优点，因此本发明不仅在理论上，多前置角的实施具有创新性，而且在工程上，由于导引精度高而使得具有很高的实用价值，将能够被广泛应用于军民各个领域的飞行器制导控制中。

下面，将结合附图对本发明的一种采用多前置角叠加与末端修正的前置导引方法进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该采用多前置角叠加与末端修正的前置导引方法可以包括以下步骤：

步骤S10：视线角与偏航角、飞行距离、目标初始位置测量

采用导引头测量飞行器飞行过程中相对目标运动在航向平面的视线角，此处也可以采用先测量视线角速率再积分的形式得到视线角，有的导引头能够直接提供视线角，此处把该记作q_u。

采用角度测量陀螺仪测量飞行器运动过程中的偏航角，记作υ。

采用惯性导航设备测量飞行器在x轴方向的位置坐标，记为x，采用导引头测量目标初始位置，并转换为x轴方向的投影坐标，记作x_t(0)。x轴方向为飞行器导引开始时刻的飞行方向在水平面的投影。

步骤S20：根据前向飞行距离的多个前置角信号的截取

根据飞行器前向飞行距离x，采取n次前置角的截取。其截取条件是选取满足飞行器飞行距离x＞x_n的最小时刻，记作t_n。然后采取t_n时刻的视线角q_u(t_n)，即为第n次前置角的截取值。其中

而x_t(0)为初始时刻目标距离飞行器的距离在x轴方向的投影。x轴方向为飞行器导引开始时刻的飞行方向在水平面的投影。

步骤S30：多前置误差信号的匹配

首先，对上述前置角信号q_u(t_n)与飞行器姿态信号υ进行比较，得到误差信号e_n，其定义如下：

e_n＝q_u(t_n)-υ

其次，考虑前置角未提取之前信号的截至，将其修正为

最后，再按照e_na的大小对信号进行比例综合。

即如果0＜t＜t₁，则u_n＝e_na；

即如果t₁＜t＜t₂，则u_n＝e_na；

即如果t₂＜t＜t₃，则

u_n＝e_na(n＞2)；

即如果t_i＜t＜t_i+1(2＜i≤n)，则可以总结为下式

步骤S40：视线角误差信号与末端大视线角信号的处理

首先，为了解决末端大视线角时导引律输出过大问题，在此引入一项专门针对大视线角信号的反应项，该信号在视线角较大时会有饱和效应，同时对小视线角信号反应不灵敏。引入该项后就可以减少导引增益，同时相当于增大了系统末段增益，从而减小了脱靶量，提高了命中精度。该大视线角处理信号记为u_a，其生成方法如下：

其中q_u为视线角信号，d₃、m与ε为常参数，其中u_a为大视线角处理信号。

其次，对上述视线角信号q_u与姿态信号进行比较，得到视线角误差信号，记作u_b，其定义如下：

u_b＝q_u-υ；

步骤S50：信号综合与积分

首先，对上述n+2个信号进行综合，得到综合信号u_z如下：

其中d₁、d₂与k_n参数的选取详见后文案例实施。

进一步，对上述综合信号u_z进行积分，得到积分信号u如下

u＝∫u_zdt

最后，将积分信号u作为最终的导引信号，输出给飞行器作为姿态稳定跟踪控制回路的指令信号，即可导引飞行器准确命中目标。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

首先假定飞行器导引开始时刻的位置坐标为(0，1，0)，单位为米。即认为飞行器初始高度为1米，而选取飞行器飞行速度方向在水平面的投影建立坐标系的x轴，y轴方向垂直向上，按照右手法则建立z轴。将该坐标系定义为导引起点坐标系。然后假定在该坐标系中，目标的初始位置为(6200，1，-650)，目标速度为25米/秒，方向为与x轴-17度方向。

在步骤一中测量视线角与偏航角信号，测量结果如下图2与图3所示。可见偏航角信号在末端非常平稳，这也是脱靶量比较小的原因。

步骤二中根据前向飞行距离的截取多个前置角信号，选取n＝4，截取的视线角信号如下图4所示。有图可以看出4个前置角逐渐减小，主要是由于飞行器逐渐形成了尾追态势，因此前置角逐渐减小。可以看出，在单前置角情况下，显然无法达到多前置角的合理导引效果。

步骤三中多前置误差信号的匹配按照n＝4的公式进行即可。

步骤四视线角误差信号与末端大视线角信号的处理中选取d₃＝20与m＝1/2、ε＝30。其中视线角与偏航角误差如图5所示。

步骤五中信号综合与积分选取k₁＝0.4，k₂＝0.4，k₃＝0.4，k₄＝0.4，d₁＝0.5,d₂＝1，此时最终得到的导引结果如下图6飞行器与目标的相对运动曲线所示所示。图7给出了导引中飞行器与目标的距离变化曲线，图8给出了末端脱靶量放大曲线，可见脱靶量小于0.5米，因此能够满足各种尺寸大于1米的目标的打击要求。图9给出了飞行器测量滑角曲线。图10给出了飞行器舵偏角曲线。图11给出了飞行器期望偏航角与实际偏航角曲线。因此可以看出本发明所采用方法的末段侧滑角与舵偏角以及偏航角都非常小，这也是本发明方法具有高精度的优点的原因。

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 (5)

1.一种采用多前置角叠加与末端修正的前置导引方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10，采用陀螺仪测量飞行器的偏航角，采用导引头测量飞行器相对于机动目标运动的视线角信号与初始距离，并采用惯性导航设备测量飞行器的飞行距离；

步骤S20，根据所述的初始距离与飞行距离以及视线角信号设置条件，多次截取前置角信号；

步骤S30，将截取的多个所述前置角信号与飞行器偏航角测量信号进行比较与修正，得到多个前置误差修正信号，并对所述的多个前置误差修正信号进行比例综合得到多个前置误差比例综合信号；

步骤S40，将测量的所述视线角信号与偏航角测量信号进行对比，得到视线角误差信号，并对测量的所述视线角信号进行非线性处理，得到大视线角处理信号；

步骤S50，将所述的多个前置误差比例综合信号与大视线角处理信号以及视线角误差信号进行再次综合，得到总的综合信号，并进行积分运算，输出给飞行器姿态稳定回路，导引飞行器准确命中目标。

2.根据权利要求1所述的采用多前置角叠加与末端修正的前置导引方法，其特征在于，根据所述的初始距离与飞行距离以及视线角信号设置条件，多次截取前置角信号包括：

选取满足飞行器飞行距离x＞x_n的最小时刻，记作t_n；然后截取t_n时刻的视线角q_u为q_u(t_n)，作为第n次前置角的值；其中

而x_t(0)为初始时刻目标距离飞行器的距离在x轴方向的投影；x轴方向为飞行器导引开始时刻的飞行方向在水平面的投影，其中n＝1,2,3,…,i，i为所截取前置角的个数。

3.根据权利要求2所述的采用多前置角叠加与末端修正的前置导引方法，其特征在于，根据所述多个前置误差修正信号进行比例综合得到多个前置误差比例综合信号包括：

e_n＝q_u(t_n)-υ；

其中q_u(t_n)为前置角信号，υ为飞行器偏航角信号，t_n为前置角的截取时刻；e_n为前置误差信号，e_na为前置误差修正信号，u_n为第n个前置误差比例综合信号，其中i为所截取前置角的个数。

4.根据权利要求3所述的采用多前置角叠加与末端修正的前置导引方法，其特征在于，根据所述视线角信号构建大视线角处理信号包括：

其中q_u为视线角信号，d₃、m与ε为常参数，其中u_a为大视线角处理信号。

5.根据权利要求4所述的采用多前置角叠加与末端修正的前置导引方法，其特征在于，根据所述的多个前置误差比例综合信号与大视线角处理信号以及视线角误差信号进行再次综合与积分运算得到最终的导引信号包括：

u_b＝q_u-υ；

u＝∫u_zdt；

其中u为最终的导引信号，u_z为总的综合信号，u_a为大视线角处理信号，u_b为视线角误差信号，d₁、d₂与k_n为常值数。

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