CN111290415B - 一种基于近似差分的飞行器综合前置导引方法 - Google Patents

Abstract

本发明是关于一种基于近似差分的飞行器综合前置导引方法，属于飞行器制导技术领域，其特点在于根据飞行器距离目标的初始距离与初始方位信息提取前置角，并采用陀螺仪测量飞行器的偏航角，与视线角以及前置角进行比较得到视线角误差信号与前置角误差信号，再构建差分方程估算视线角误差的近似差分，并解算视线角抗饱和信号。然后对上述误差信号进行叠加与积分、比例运算，以及对叠加信号估算近似差分信号，对视线角信号进行非线性变换并解算其近似差分信号。最终对上述叠加信号的比例、积分、近似差分等五类信号进行综合，导引飞行器精确命中目标。该方法解决了传统前置导引与比例导引在初始段响应速度过慢的问题。

Description

一种基于近似差分的飞行器综合前置导引方法

技术领域

本发明属于飞行器制导与控制领域，尤其涉及采用近似差分算法与非线性变换方法的综合前置导引控制方法。

背景技术

导引方法在飞行器空间交会、精确制导、导航等领域均有广泛应用，因此目前各种导引方法也得到了全世界各国专家的密切关注。在小射程发射或对近目标的导引中，常规的前置导引法、追踪法、三点法或平行接近法都容易存在初始响应过慢而末端又信号过大而急剧转弯导致脱靶量过大的情况。而前置导引如果参数过大使其响应加快的同时，又会导致飞行器转弯过快反而错过目标而脱靶量过大，因此有时需要在导引律中引入微分环节，提高其阻尼，以免飞行器与目标的前置过大而错过目标。但纯微分难以实现，而且对噪声过于敏感，导致导引中难以采用。因此本发明提出采用近似差分的方法提供阻尼，并和比例、积分相匹配，综合形成最终的导引信号，达到高精度导引的目的。案例实施表明了本发明针对小射程发射的恶劣情况仍然有良好的脱靶量，因此本发明具有很高的工程应用价值。

需要说明的是，在上述背景技术部分公开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基于近似差分的飞行器综合前置导引方法，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传统前置导引与比例导引在初始段响应速度过慢或者阻尼过小的问题。

本发明提供了一种基于近似差分的飞行器综合前置导引方法，包括以下步骤：

步骤S10：采用惯性导航设备测量飞行器的侧向距离以及飞行器与目标的距离与视线角，并记录初始测量值；

步骤S20：根据所述初始时刻测量值设置前置角选取条件，根据所述侧向位移的测量值选取前置角，采用陀螺仪测量飞行器的偏航角，并通过比较偏航角与前置角，求取前置角误差信号；

步骤S30：根据所述的飞行器偏航角测量值，以及视线角测量值，通过比较求取视线角误差，再构造差分方程求取视线角误差近似差分信号；

步骤S40：根据所述的视线角测量值，求取视线角的非线性变换得到视线角抗饱和信号。

步骤S50：根据所述的前置角误差信号、视线角误差信号、视线角误差信号的近似差分信号、与视线角抗饱和信号，进行信号叠加，得到叠加信号。

步骤S60：根据所述的叠加信号构建差分方程，求取叠加信号的近似差分信号，在对视线角信号进行变换得到视线角非线性变换信号；

步骤S70：根据所述的叠加信号进行积分运算，得到叠加信号的积分信号，再对视线角信号构造差分方程，计算视线角信号的近似差分运算，得到视线角的近似微分信号；

步骤S80：根据所述的叠加信号、视线角非线性变换信号、视线角积分信号、叠加信号微分信号、视线角近似微分信号进行综合，得到最终的导引信号，输出给飞行器姿态稳定跟踪回路，导引飞行器精确飞向目标。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述初始时刻测量值与前置角选取条件获取前置角包括：

当所述飞行器侧向位移测量值z首次满足如下式

|z|≥d₀|sin(q_B(t₀))|/2；

时，记录该时刻为t₁，选取该时刻的视线角q_B(t₁)作为导引的前置角。其中t₀为导引开始时刻，在t₀时刻的飞行器距离目标的距离记作d(t₀)，t₀时刻的视线角记作q_B(t₀)。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述偏航角并与视线角比较求取视线角误差以及视线角误差近似差分包括：

e_B1＝q_B-ψ_B；

其中e_B1为视线角误差信号，q_B为视线角信号，ψ_B为采用陀螺仪测量飞行器的偏航角信号。

其中D₁为视线角误差近似差分信号，ΔT、T₁、T₂、T₃、T₄为常参数。e_B1(nΔT)、e_B1((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻e_B1的数值，D₁(nΔT)、D₁((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻D₁的数值。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述视线角进行非线性变换得到视线角抗饱和信号包括：

其中q_B为视线角信号，e_B1视线角误差信号，e_B2为视线角抗饱和信号。其中k_e1、k_e2与ω_a为常参数。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述的前置角误差信号、视线角误差信号、视线角抗饱和信号与视线角误差信号的近似差分信号进行叠加得到叠加信号包括：

u₁＝k_u1e_Bq+k_u2e_B1+k_u3e_B2+k_u4D₁；

其中u₁为叠加信号，e_Bq为前置角误差信号，e_B1为视线角误差信号，e_B2为视线角抗饱和信号，D₁为视线角误差信号的近似差分信号，k_u1、k_u2、k_u3、k_u4为常参数。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述叠加信号构造差分方程求取叠加信号近似微分信号包括：

其中D₂为叠加信号近似微分信号，ΔT、T₅、T₆、T₇、T₈常值参数。u₁(nΔT)、u₁((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻u₁的数值。D₂(nΔT)、D₂((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻D₂的数值。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述叠加信号进行积分并对视线角非线性信号进行近似差分运算得到视线角近似差分信号包括：

u₃＝∫u₁dt；

其中q_B为视线角信号、u₁为叠加信号，u₃为叠加积分信号。u₃为视线角非线性信号，D₃是视线角非线性信号的近似差分信号。其中k_q、α、ω₂、ΔT、T₉、T₁₀、T₁₁、T₁₂为常参数。u₂(nΔT)、u₂((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻u₂的数值。D₃(nΔT)、D₃((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻D₃的数值。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述叠加信号u₁、视线角非线性变换信号u₂、积分信号u₃与叠加信号微分信号D₂、视线角微分信号D₃进行综合，构建最终的导引输出信号包括：

u＝k_a1u₁+k_a2u₂+k_a3u₃+k_a4D₂+k_a5D₃；

其中u为最终的导引输出信号，u₁为叠加信号，u₂为视线角非线性变换信号、u₃为视线角非线性积分信号，D₂为叠加信号微分信号、D₃为视线角微分信号，k_a1、k_a2、k_a3、k_a4、k_a5为定常参数。

本发明提供的一种基于近似差分的飞行器综合前置导引方法，针对小射程发射的近距离目标机动情况均具有很高的命中精度，而且在导引初段就有较快的响应速度，因此能解决传统前置导引与比例导引在初始段响应速度过慢的缺点，从而本发明所提供方法具有很高的工程应用价值。

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基于近似差分的飞行器综合前置导引方法流程图。

图2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3是本发明例所提供方法的视线角信号(单位：度)。

图4是本发明例所提供方法的导引律输出曲线(单位：度)。

图5是本发明例所提供方法的期望偏航角与实际偏航角的对比曲线(单位：度)。

图6是本发明例所提供方法的侧滑角曲线(单位：度)。

图7是本发明例所提供方法的偏航舵偏角曲线(单位：度)。

图8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9是本发明例所提供方法的脱靶量末端放大曲线(单位：米)。

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。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。

本发明公开了一种基于近似差分的飞行器综合前置导引方法，可根据飞行器距离目标的初始距离与初始方位信息提取前置角，并采用陀螺仪测量飞行器的偏航角，与导引头测量的视线角以及前置角进行比较得到视线角误差信号与前置角误差信号，并按照构建的差分方程估算视线角误差信号的近似差分，按照构建的代数方程解算视线角抗饱和信号，然后对上述误差信号、近似差分信号与抗饱和信号进行叠加、积分与比例、近似差分、非线性变换等运算，最后进行综合得到最终的新型前置导引律，输出给飞行器姿态稳定跟踪系统，即可导引飞行器精确命中目标。

以下，结合具体的实施例对本发明涉及的一种基于近似差分的飞行器综合前置导引方法进行详细的解释以及说明。参考图1所示，该基于近似差分的飞行器综合前置导引方法可以包括以下步骤：

步骤S10：飞行器侧向距离的测量以及飞行器与目标的距离与视线角测量

首先，采用惯性导航器件测量飞行器侧向距离，记作z。然后采用导引头测量飞行器距离目标的距离，记作d，测量飞行器与目标的视线角在水平面的分量，记作q_B。最后，将导引开始的时刻记作t₀时刻，在t₀时刻的飞行器距离目标的距离记作d(t₀)，t₀时刻的视线角记作q_B(t₀)。

步骤S20：按照侧向位移选取前置角并求取前置角误差信号

首先，根据上一步测量，当z首次满足如下式

|z|≥d₀|sin(q_B(t₀))|/2；

的时刻，记作t₁，选取该时刻的视线角q_B(t₁)作为导引的前置角。

其次，采用陀螺仪测量飞行器的偏航角，记作ψ_B，并将其与前置角信号q_B(t₁)进行比较，得到前置角误差信号，记作e_Bq，其计算如下：

步骤S30：测量飞行器偏航角并与视线角比较求取视线角误差以及误差近似差分

首先，采用陀螺仪测量飞行器的偏航角，记作ψ_B，并将其与视线角信号q_B进行比较，得到视线角误差信号，记作e_B1，其计算如下：

e_B1＝q_B-ψ_B；

其次，将其通过如下差分方程求取其近似差分信号，记作D₁，其中

其中ΔT、T₁、T₂、T₃、T₄的取值详见后文案例实施。e_B1(nΔT)、e_B1((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻e_B1的数值。D₁(nΔT)、D₁((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻D₁的数值。

步骤S40：求取视线角的非线性变换得到抗饱和信号

根据上文测量的视线角信号q_B与视线角误差信号，进行如下的非线性变换得到抗饱和信号记作e_B2，其计算如下：

其中k_e1、k_e2、与ω_a的选取，详见后文案例实施。

步骤S50:根据几类误差信号叠加得到叠加信号

对上述前置角误差信号e_Bq、视线角误差信号e_B1、抗饱和信号e_B2与视线角误差信号的近似差分信号D₁进行如下叠加，叠加后的信号记作u₁，其计算如下：

u₁＝k_u1e_Bq+k_u2e_B1+k_u3e_B2+k_u4D₁；

其中参数k_u1、k_u2、k_u3、k_u4的选取，详见后文案例实施。

步骤S60：叠加信号的近似差分计算与非线性变换

首先，对叠加信号u₁，按照如下差分方程求取微分，记作D₂，其计算如下：

其中ΔT、T₅、T₆、T₇、T₈的取值详见后文案例实施。u₁(nΔT)、u₁((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻u₁的数值。D₂(nΔT)、D₂((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻D₂的数值。

其次，对视线角信号进行如下的非线性变换后得到的变换信号记作u₂，其变换计算如下：

其中k_q、α与ω₂的选取详见后文案例实施。

步骤S70：叠加信号的积分与视线角信号近似差分运算

首先，对视线角信号进行积分运算，得到的积分信号记作u₃，其计算如下：

u₃＝∫u₁dt；

其中dt表示对时间信号积分。

其次，按照如下微分方程，获取视线角微分信号记作D₃

其中ΔT、T₉、T₁₀、T₁₁、T₁₂的取值详见后文案例实施。u₂(nΔT)、u₂((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻u₂的数值。D₃(nΔT)、D₃((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻D₃的数值。

步骤S80：由信号综合得到最终的导引信号输出给飞行器姿态控制系统，导引飞行器指向目标

最终将上述叠加信号u₁、视线角非线性变换信号u₂、积分信号u₃与叠加信号微分信号D₂、视线角微分信号D₃进行综合，得到最终的导引信号u，输出给飞行器姿态稳定跟踪回路，即可导引飞行器精确飞向目标。u的计算如下式所示：

u＝k_a1u₁+k_a2u₂+k_a3u₃+k_a4D₂+k_a5D₃；

其中参数k_a1、k_a2、k_a3、k_a4、k_a5的选取，详见后文案例实施。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

步骤一：飞行器侧向距离的测量以及飞行器与目标的距离与视线角测量

以导引开始点为原点建立导引坐标系，以导引开始时刻飞行器飞行速度在水平面的投影建立x轴，y轴方向垂直向上，z轴与x、y轴满足右手法则。设置起始点飞行器的坐标为(0，0，0)，目标的坐标为(1700，0，-250)，单位为米。设置目标的速度大小为22m/s，速度方向为时变量，即目标具有一定的机动能力。其速度在水平面内运动，视线角定义为ψ_t＝25+3*sin(t)。因此可以看出初始距离d(t₀)＝1700，单位为米；q_B(t₀)＝8.36，单位度。飞行器与目标距离变化曲线如下图2所示，飞行器视线角变化曲线如下图3所示。

步骤二：按照侧向位移选取前置角并求取前置角误差信号

根据上一步的初始时刻数据d(t₀)＝1700，q_B(t₀)＝8.36，可以算出

|z|≥d₀|sin(q_B(t₀))|/2＝124；

此时选取时刻t₁＝4.01，选取该时刻的视线角q_B(t₁)＝8.8度作为导引的前置角。

此时前置角误差信号e_Bq的计算如下：

步骤三：测量飞行器偏航角并与视线角比较求取视线角误差以及误差近似差分

选取ΔT＝0.001、T₁＝0.2、T₂＝0.1、T₃＝0.4、T₄＝0.1计算视线角误差信号的近似差分D₁。

步骤四：求取视线角的非线性变换得到抗饱和信号

选取k_e1＝2、k_e2＝0.1、与ω_a＝30计算抗饱和信号记作e_B2。

步骤五:误差信号叠加

选取k_u1＝0.6、k_u2＝-0.25、k_u3＝1、k_u4＝0.1，计算叠加信号u₁。

步骤六：叠加信号的近似差分计算与非线性变换

选取ΔT＝0.001、T₅＝1、T₆＝0.1、T₇＝0.5、T₈＝1计算叠加信号的近似差分D₂的数值。选取k_q＝2、α＝1/3与ω₂＝20，计算视线角变换信号u₂。

步骤六：叠加信号的积分与视线角信号近似差分运算

选取ΔT＝0.001、T₉＝1、T₁₀＝0.1、T₁₁＝0.4、T₁₂＝1计算视线角微分信号记作D₃。

步骤七：信号综合

选取参数k_a1＝0.2、k_a2＝1、k_a3＝16、k_a4＝0.2、k_a5＝1计算最终的综合导引信号u，该综合信号如下图4所示。由于本案例选取的是一种特殊情况，即目标离飞行器的距离特别近，因此在初始段就需要飞行器迅速响应并快速转为，才能在几秒内命中目标。

图5给出了按照导引律给出的期望偏航角与实际偏航角的对比曲线，由图可以看出除了初期跟踪比较困难以外，越到末端，跟踪效果越好，从而也使得最后导引的脱靶量几乎为0。而初期跟踪误差较大主要是由于飞行器惯性导致，而导引律的大输出，也使得飞行器在导引初期即快速响应，因此特别有利于小射程发射情况，也解决了其它导引律小射程发射初期响应不够灵敏的问题。这一点从图6、图7也能明显看出。图6为飞行器导引过程中的侧滑角曲线，图7为飞行器导引过程中的偏航舵偏角曲线。可以看出，在短短的8秒导引过程中，飞行器初期就给出了最大的响应速度，越到末端，导引律输出越平缓，从而保证了末端的高精度。飞行器与目标的相对运动曲线由图8给出，图9为本发明所提供方法的脱靶量曲线。最终脱靶量为0.4米，因此能够满足绝大部分运动目标的打击精度要求。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，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公开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 (6)

1.一种基于近似差分的飞行器综合前置导引方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10：采用惯性导航设备测量飞行器的侧向距离以及飞行器与目标的距离与视线角，并记录初始测量值；

步骤S20：根据初始时刻测量值设置前置角选取条件，根据侧向位移的测量值选取前置角，采用陀螺仪测量飞行器的偏航角，并通过比较偏航角与前置角，求取前置角误差信号；

步骤S30：根据所述的飞行器偏航角测量值，以及视线角测量值，通过比较求取视线角误差，再构造差分方程求取视线角误差近似差分信号；

步骤S40：根据所述的视线角测量值，求取视线角的非线性变换得到视线角抗饱和信号,

步骤S50：根据所述的前置角误差信号、视线角误差信号、视线角误差信号的近似差分信号、与视线角抗饱和信号，进行信号叠加，得到叠加信号,

步骤S60：根据所述的叠加信号构建差分方程，求取叠加信号的近似差分信号，在对视线角信号进行变换得到视线角非线性变换信号；

步骤S70：根据所述的叠加信号进行积分运算，得到叠加信号的积分信号，再对视线角信号构造差分方程，计算视线角信号的近似差分运算，得到视线角的近似微分信号；

步骤S80：根据所述的叠加信号、视线角非线性变换信号、视线角积分信号、叠加信号微分信号、视线角近似微分信号进行综合，得到最终的导引信号，输出给飞行器姿态稳定跟踪回路，导引飞行器精确飞向目标。

2.根据权利要求1所述的基于近似差分的飞行器综合前置导引方法，其特征在于，根据所述初始时刻测量值与前置角选取条件获取前置角包括：

当所述飞行器侧向位移测量值z首次满足如下式

|z|≥d₀|sin(q_B(t₀))|/2

时，记录该时刻为t₁，选取该时刻的视线角q_B(t₁)作为导引的前置角,其中t₀为导引开始时刻，在t₀时刻的飞行器距离目标的距离记作d(t₀)，t₀时刻的视线角记作q_B(t₀)。

3.根据权利要求2所述的基于近似差分的飞行器综合前置导引方法，其特征在于，根据所述偏航角并与视线角比较求取视线角误差以及视线角误差近似差分包括：

e_B1＝q_B-ψ_B；

其中e_B1为视线角误差信号，q_B为视线角信号，ψ_B为采用陀螺仪测量飞行器的偏航角信号,

其中D₁为视线角误差近似差分信号，ΔT、T₁、T₂、T₃、T₄为常参数,e_B1(nΔT)、e_B1((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻e_B1的数值，D₁(nΔT)、D₁((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻D₁的数值。

4.根据权利要求3所述的基于近似差分的飞行器综合前置导引方法，其特征在于，根据所述视线角进行非线性变换得到视线角抗饱和信号包括：

其中q_B为视线角信号，e_B1视线角误差信号，e_B2为视线角抗饱和信号,其中k_e1、k_e2与ω_a为常参数。

5.根据权利要求4所述的基于近似差分的飞行器综合前置导引方法，其特征在于，根据所述叠加信号构造差分方程求取叠加信号近似微分信号包括：

其中D₂为叠加信号近似微分信号，ΔT、T₅、T₆、T₇、T₈常值参数,u₁(nΔT)、u₁((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻u₁的数值,D₂(nΔT)、D₂((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻D₂的数值。

6.根据权利要求5所述的基于近似差分的飞行器综合前置导引方法，其特征在于，根据所述叠加信号进行积分并对视线角非线性信号进行近似差分运算得到视线角近似差分信号包括：

u₃＝∫u₁dt；

其中q_B为视线角信号、u₁为叠加信号，u₃为叠加积分信号,u₃为视线角非线性信号，D₃是视线角非线性信号的近似差分信号,其中k_q、α、ω₂、ΔT、T₉、T₁₀、T₁₁、T₁₂为常参数,u₂(nΔT)、u₂((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻u₂的数值,D₃(nΔT)、D₃((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻D₃的数值。

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