CN111273682B - 基于虚拟目标点的侧偏修正方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于虚拟目标点的侧偏修正方法，所谓虚拟目标点就是假定任意一坐标作为目标点，使飞行器瞄向该坐标飞行，通过规划一系列连续变化的虚拟目标点，基于虚拟目标点提供侧偏需用过载，发挥飞行器的潜在过载能力，可使飞行器在侧偏较大的情况下仍能控制飞行器在中末交接时进入导引头的视场域，从而使得大侧偏的飞行器也能够通过激光导引头进行精确制导。

Description

基于虚拟目标点的侧偏修正方法

技术领域

本发明涉及制导飞行器的制导控制领域，具体涉及基于虚拟目标点的侧偏修正方法。

背景技术

对于远程制导飞行器而言，为提高其射程，在飞行弹道的爬升段多采用各种措施使飞行器爬升高度更高，如火箭增程、底排技术或采用高威力火药等，但这些措施往往延长了飞行器爬升段的飞行时间，这使得飞行器的启控时间一般会设定在发射后50s以后。而较长的启控前飞行时间，使得飞行器在这段时间里不能控制其沿着期望的弹道飞向目标，加上侧风、自身旋转产生的马格努斯力以及发射端干扰的影响，往往会迫使飞行器在启控时的侧偏距离较大，而一般的侧向制导方法即使能控制飞行器飞向目标，但进入末制导段时，一般的侧向制导方法往往难以控制飞行器使目标进入导引头的视场域，一般进入视场域的评判标准为：距目标3km时，侧偏小于600m。

尤其是对于在末制导段采用激光制导的飞行器来说，如果飞行器在进入末制导段时未能使得目标进入导引头的视场域，激光导引头难以捕获到激光信号，无法实现末制导阶段的激光制导控制，最终会大概率脱靶；所以在中制导段时，需要最大程度地提供侧偏需用过载，尽快修正侧偏；

另外，现有的修正侧偏的方法中，会使得飞行器在制导控制过程中，为舵机提供的需用过载存在瞬时的突变，即需用过载不稳定，致使舵机难以提供期望的过载量，而且也会引起飞行器的抖动，进一步降低飞行器的稳定性，增大扰动；

由于上述原因，本发明人对现有的制导飞行器的侧偏修改方法做了深入研究，结合虚拟目标点思想，设计出一种能够解决上述问题的新的侧偏修正方法。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，引入虚拟目标点策略，设计出一种基于虚拟目标点的侧偏修正方法，所谓虚拟目标点就是假定任意一坐标作为目标点，使飞行器瞄向该坐标飞行，通过规划一系列连续变化的虚拟目标点，基于虚拟目标点提供侧偏需用过载，发挥飞行器的潜在过载能力，可使飞行器在侧偏较大的情况下仍能控制飞行器在中末交接时进入导引头的视场域，具有重要工程意义，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供以一种基于虚拟目标点的侧偏修正方法，该方法中，根据起控后给出的虚拟目标位置计算侧偏需用过载对飞行器进行制导控制。

其中，所述侧偏需用过载实时通过下式(一)获得：

其中，a_M侧表示侧偏需用过载，N表示导航比，V表示飞行器的飞行速度，

表示飞行器的弹目视线角速率。

其中，所述

是通过飞行器所在位置与虚拟目标点位置计算得到的；

根据起控后的飞行时间t实时给出新的虚拟目标位；通过调整虚拟目标位置来调整飞行器的弹目视线角速率

其中，当

时，

当

时，

当

时，x_t＝x₀，z_t＝0；

其中，x₀表示在起控时刻，飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度，

z₀表示在起控时刻，飞行器的侧偏距离，即飞行器所在点与发射点和目标点连线之间的最小距离，

x_t为虚拟目标点与目标点之间连线在发射点与目标点连线上的投影的长度，

z_t为虚拟目标点与发射点和目标点连线之间的最小距离；

t^*表示飞行器从启控到命中目标预计需用的总时间。

其中，所述飞行器从启控到命中目标预计需用的总时间t^*通过在起控时飞行器与目标点之间的距离和起控时飞行器的瞬时速度估算得到。

其中，所述导航比N的取值为2～4，优选为4。

其中，所述x₀和z₀都在启控时，通过卫星信号定位获取。

其中，t由在启控时激活的时钟模块实时计时输出获得。

本发明所具有的有益效果包括：

(1)根据本发明提供的基于虚拟目标点的侧偏修正方法中给出了联系变化的虚拟目标点，且所述虚拟目标点的变化轨迹光滑，使得视线角速率不会因为虚拟目标点的突变而产生不连续的波动；

(2)根据本发明提供的基于虚拟目标点的侧偏修正方法能够发挥飞行器的潜在过载能力，在中制导段最大程度地修正侧偏，使得进入末制导段时，目标点能够位于导引头的视场域内，从而进行末制导段的制导控制。

附图说明

图1示出根据本发明一种优选实施方式的目标点、发射点、虚拟目标点及飞行器所在位置之间的示意图；

图2示出根据本发明仿真实验中给出的虚拟目标点变动轨迹；

图3示出本发明仿真实验中，起控后，与侧偏和射向距离相关的弹道曲线图，即起控后的侧向弹道曲线图；

图4示出本发明仿真实验中，起控后，在末制导段前，与侧偏和射向距离相关的弹道曲线图，即进入末制导段前的侧向弹道曲线图；

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。

根据本发明提供的基于虚拟目标点的侧偏修正方法，该方法中，根据起控后给出的虚拟目标位置计算侧偏需用过载对飞行器进行制导控制；

所述的需用过载是用以控制飞行器上舵机工作量的指标数据，飞行器上的舵机根据计算得到的需用过载打舵工作。侧偏需用过载是为了消除侧偏而需要由舵机提供的侧向过载。

本发明中将飞行器所在位置、目标位置、发射位置及虚拟目标点所在位置都看做一个点，即得到飞行器所在点、目标点、发射点及虚拟目标点；

所述侧偏距离z₀如图1中所示，将目标点与发射点之间用直线连接，飞行器所在点与该直线之间的距离即为所述侧偏距离；用以指代飞行器在侧向上，偏离航行的程度。

本发明中所述的起控点是飞行器飞行过程中的一个时间节点，在起控点之前，飞行器是无控制的惯性飞行，飞行器在经过该时间节点时，飞行器上的制导控制系统启动工作，从而开始调整飞行器的飞行方向，修正飞行偏差，使得飞行器最终能够命中目标。

在一个优选的实施方式中，所述侧偏需用过载实时通过下式(一)获得：

其中，a_M侧表示侧偏需用过载，N表示导航比，V表示飞行器的飞行速度，

表示飞行器的侧偏方向弹目视线角速率；所述导航比N的取值为2～4，优选为4。由于本申请中旨在研究侧偏修正，侧偏方向弹目视线角速率简写为弹目视线角速率，侧偏需用过载也会简写为需用过载。

所述飞行器的飞行速度由飞行器上的传感元件实时测量得到，卫星信号接收机能够通过接收卫星信号解算出飞行器实时的飞行速度信息；

上式(一)也是本领域中应用最广泛的比例导引制导律的需用过载计算式，但是现有技术中的弹目视线角速率都是基于目标点和飞行器所在点进行计算得到的，一般来说，在中制导段可以通过卫星信号解算出的飞行器位置信息和目标点位置信息得到法向弹目视线角速率和侧偏方向弹目视线角速率；在末制导段时通过平台激光导引头直接测量得到法向弹目视线角速率和侧偏方向弹目视线角速率，本身对称不做特别限定；本申请中通过虚拟目标点替换真实的飞行器所在点，即所述

是通过飞行器所在位置与虚拟目标点位置计算得到的；

根据起控后的飞行时间t实时给出新的虚拟目标位；通过调整虚拟目标位置来调整飞行器的弹目视线角速率

通过目标位置/虚拟目标位置和飞行器所在位置解算弹目视线角速率的解算过程可以选择现有技术中已有的解算方法，本申请中对此不做特别限定，例如可以参见《导弹飞行力学》，钱杏芳林瑞雄赵亚男编著；北京理工大学出版社。

在一个优选的实施方式中，所述虚拟目标点所在位置隋时间变化，具体的变化规律如下所述：

当

时，

当

时，

当

时，x_t＝x₀，z_t＝0；

其中，x₀表示在起控时刻，飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度，

z₀表示在起控时刻，飞行器的侧偏距离，即飞行器所在点与发射点和目标点连线之间的最小距离，

x_t为虚拟目标点与目标点之间连线在发射点与目标点连线上的投影的长度，

z_t为虚拟目标点与发射点和目标点连线之间的最小距离；

x_t和z_t都是随着时间t变化而变化的实时变化量，即本发明中提供的虚拟目标点位置是实时变化的；

t^*表示飞行器从启控到命中目标预计需用的总时间。

通过上述时间与虚拟目标点位置之间的变化关系，实时调整虚拟目标点的位置能够根据飞行器的侧偏情况及飞行时间自动给出最优的虚拟目标点，能够最大程度地发挥飞行器的潜在过载能力，最大程度地修正侧偏。

由于飞行速度及飞行轨迹都是变化的，所述t^*与真实的总时间很有可能是不同的，其误差一般都在10％左右，所以通过设定

时虚拟目标点与真实目标点重合，能够在总时间存在误差的情况下，为飞行器提供合理的、随时间变化的虚拟目标。

优选地，本申请中，虚拟目标点和飞行器都位于目标点与发射点连线的同一侧；

优选地，由于本发明旨在研究飞行器的侧偏修正方法，在研究过程中，需将所有的点均投影到同一个平面上进行研究，所以本发明中涉及到的所有的点，如飞行器所在点、发射点、目标点、起控点、虚拟目标点等等，都特指该点在同一个水平面上的投影点。

在一个优选的实施方式中，所述飞行器从启控到命中目标预计需用的总时间t^*通过在起控时飞行器与目标点之间的距离和起控时飞行器的瞬时速度估算得到。通过总距离除以瞬时速度即可得到总时间t^*。

在一个优选的实施方式中，所述x₀和z₀都在启控时，通过卫星信号定位获取；

通过接收卫星信号，实时解算出飞行器所在位置的经纬度坐标，即在所述制导飞行器上设置有用于接收卫星信号的卫星信号接收机；

再调取预存的发射点经纬度坐标和目标点经纬度坐标，进而根据实时的飞行器所在位置与发射点、目标点之间的位置关系解算出x₀和z₀。

在一个优选的实施方式中，t由在启控时激活的时钟模块实时计时输出获得；

即在所述制导飞行器上设置有用于计时的时钟模块，时钟模块在起控时启动工作，记录时间，并实时输出。

实验例：

为了验证本申请提供的基于虚拟目标点的侧偏修正方法相对于传统的制导律具有更好的侧偏修正能力，能够提高命中率，本申请中采用仿真验证的方式进行仿真模拟；

设定飞行器启控时距目标的射向距离为30km，侧偏为5km，需在距目标3km处保证侧偏在600m以内，即能够使得在进入末制导段时导引头捕获到目标，飞行器飞行速度为300m/s，飞行方向与发射点至目标点的连线平行；针对该例，通过弹道仿真得到图3及图4中的阶段性的弹道曲线，其中方案一(实线)表示采用本申请提供的基于虚拟目标点的侧偏修正方法得到的弹道曲线，方案二(虚线)表示采用传统比例导引算法，

其中N＝4，

表示基于真实目标点解算出的弹目视线角速率；

图3中给出了两种方案中，飞行器起控后的侧向弹道轨迹图；图4给出了两种方案中，飞行器进入末制导段以前的侧向弹道轨迹图，即，图3和图4都并非完整的侧向弹道轨迹图，都是部分飞行阶段的侧向弹道轨迹图。

本发明中所述的射向距离是指：从飞行器起控时起算，飞行器在发射点与目标点连线上投影的飞行距离；本实验例中，飞行器在起控时的射向距离为0，恰好命中目标时的射向距离为30km；

图2中给出了方案一中给出的虚拟目标点的运动轨迹，从图中可知，整段轨迹光滑，使得视线角速率不会因为虚拟目标点的突变而产生不连续波动。

由图3可知，通过本申请提供的基于虚拟目标点的侧偏修正方法获得的弹道修正情况明显由于传统比例导引算法获得的弹道修正情况，在相同的大侧偏情况下，即侧偏为5km时，本申请提供的基于虚拟目标点的侧偏修正方法能够有效在侧偏方向快速控制飞行器飞向目标，并在末制导段的制导控制下命中目标，而传统的比例导引算法最终有大约200m的脱靶量，并不能精确命中目标。

图4为图3的局部放大图，由图4可知，采用本申请提供的基于虚拟目标点的侧偏修正方法能够按照期望，在靶前3km处将侧偏修正至600m以内，且能够精确到240m左右，而方案二中，在靶前3km处，侧偏距离大于800米，不能满足进入视场域的期望要求。

现有技术中在末制导以前，如果能够获知其自身所在位置，一般都会根据其自身所在位置及目标点位置计算需用过载，并据此控制飞行器飞向目标方向，但是当侧偏较大时，虽然飞行器持续飞向目标，在进入末制导段时(激光导引头上整流罩脱落，激光导引头开始捕获目标反射的激光时)，仍然具有较大的侧偏，目标并未进入到导引头的视场域内，即导引头不能捕获到目标反射的激光，如图4中所示，在距离目标还有3km左右时，侧偏为800米以上；此时整流罩已脱落，但是激光导引头因为侧偏较大的原因，并不能捕获到激光信息，即不能获得目标位置信息，最终激光导引头难以发挥应有的作用，飞行器大概率脱靶。

通过上述实验例可知，本申请提供的方法能够在大侧偏的情况下快速修正侧偏，在末制导段以前将侧偏距离修正到允许的范围内，便于后续末制导阶段的激光导引头捕获到目标反射出的激光信号，确保大侧偏飞行器能够精确命中目标。

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 (5)

1.一种基于虚拟目标点的侧偏修正方法，其特征在于，该方法中，根据起控后给出的虚拟目标位置计算侧偏需用过载对飞行器进行制导控制；

所述侧偏需用过载实时通过下式(一)获得：

其中，a_M侧表示侧偏需用过载，N表示导航比，V表示飞行器的飞行速度，

表示飞行器的侧偏方向弹目视线角速率；

所述

是通过飞行器所在位置与虚拟目标点位置计算得到的；

根据起控后的飞行时间t实时给出新的虚拟目标位；通过调整虚拟目标位置来调整飞行器的弹目视线角速率

当

时，

当

时，

当

时，x_t＝x₀，z_t＝0；

其中，x₀表示在起控时刻，飞行器所在点与目标点之间的连线在发射点与目标点连线上投影的长度，

z₀表示在起控时刻，飞行器的侧偏距离，即飞行器所在点与发射点和目标点连线之间的最小距离，

x_t为虚拟目标点与目标点之间连线在发射点与目标点连线上的投影的长度，

z_t为虚拟目标点与发射点和目标点连线之间的最小距离；

t^*表示飞行器从启控到命中目标预计需用的总时间。

2.根据权利要求1所述的基于虚拟目标点的侧偏修正方法，其特征在于，

所述飞行器从启控到命中目标预计需用的总时间t^*通过在起控时飞行器与目标点之间的距离和起控时飞行器的瞬时速度估算得到。

3.根据权利要求1所述的基于虚拟目标点的侧偏修正方法，其特征在于，

所述导航比N的取值为2～4。

4.根据权利要求1所述的基于虚拟目标点的侧偏修正方法，其特征在于，

所述x₀和z₀都在启控时，通过卫星信号定位获取。

5.根据权利要求1所述的基于虚拟目标点的侧偏修正方法，其特征在于，

t由在启控时激活的时钟模块实时计时输出获得。

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