CN111324136A - 一种微型飞行器位置与距离复合作用导引方法 - Google Patents

一种微型飞行器位置与距离复合作用导引方法 Download PDF

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CN111324136A CN202010137756.6A CN202010137756A CN111324136A CN 111324136 A CN111324136 A CN 111324136A CN 202010137756 A CN202010137756 A CN 202010137756A CN 111324136 A CN111324136 A CN 111324136A
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Abstract

本发明提供了一种微型飞行器位置与距离复合作用导引方法，主要适应于微型飞行器末端的高精度导引。其主要同同时测量飞行器与目标的侧向距离通过比较得到距离偏差信号，测量飞行器偏航角与目标之间方位角，通过比较得到角度偏差信号。再建立了非线性终点式微分器，分别以距离与角度偏差信号为输入，求取了距离与角度偏差信号的近似微分信号，同时叠加角度误差的比例积分信号，距离误差信号的非线性抗饱和信号，最终形成包含距离与位置信息的复合导引方法，保证了最终导引的高精度。本发明由于两类近似微分信号的引入，以及距离与角度两方面信号的综合，使得导引方法具有高精度、良好适应性、良好稳定性的优点。

Description

一种微型飞行器位置与距离复合作用导引方法
技术领域
本发明涉及小型与微型飞行器的高精度导引领域，具体而言，涉及一种在传统姿态导引基础上复合距离与位置的复合导引方法。
背景技术
传统的导引方法一般仅采用飞行器与目标之间的视线角信息，由导引头进行测量，或者测量视线角的变化率，进行比例导引。或者测量其它角度信息，形成追踪法导引、前置法导引等等。在早期由于计算机芯片容量有限，因此上述方法具有算法简洁与单片机实施方便的优点。
但随着计算机技术的发展，计算速度与存储技术均有了几十上百倍以上的增加，因此算法的复杂度不再是限制该方法应用的瓶颈技术。而且由于微型飞行器的速度越来越大，使得导引的精度问题成为关系飞行器任务成败的关键因素。因此高精度的要求使得除了传统的角度信息构成导引方法的组成之外，对飞行器与目标之间的距离偏差信息的利用，也是新型导引方法研究的主要方向之一。而且由于测量技术的发展，上述飞行器与目标之间的距离偏差的测量方法也有很多种，可以采用直接测量的方式，也可采用通过间接测量距离与角度再进行转换的方式，因此在距离信息测量上也不存在难度。
基于以上原因，本发明提出了一类在传统角度信息测量并比较角度偏差的基础上融入距离与位置偏差信息的导引方法，其综合融合了角度与距离两方面的信息，从而从根本上提高了导引精度。同时由于非线性终点式微分器的引入，使得距离与角度微分信号能够方便快速地得到求解，从而为导引过程提供足够的阻尼，使得导引方法具有很好的稳定性与适应性。从而使得本发明不仅具有很好的理论创新性，而且具有很高的工程实用价值。
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微型飞行器位置与距离复合作用导引方法，进而在一定程度上克服传统传统导引方法仅采用角度信息而未采用距离偏差信息而导致的精度不高的问题。
根据本发明的一个方面，提供一种微型飞行器位置与距离复合作用导引方法，包括以下步骤：
步骤S10，由惯性导航元器件测量飞行器与目标的距离侧向位置，通过比较求取侧向距离偏差；测量微型飞行器的偏航角以及飞行器与目标之间的视线角；
步骤S20，根据所述的距离偏差信号，首先进行饱和限幅，并进行非线性变化，最后叠加饱和限幅信号，构造抗饱和非线性信号；
步骤S30，根据所述的距离偏差信号，建立非线性终点式微分器，得到距离偏差信号的非线性微分信号；
步骤S40，根据偏航视线误差信号，求取其非线性积分信号，并与比例信号进行综合，得到角度比例积分综合信号；
步骤S50，根据所述的偏航视线误差信号，建立非线性终点式微分器，得到偏航视线误差信号的非线性微分；
步骤S60，根据所述的距离偏差信号、距离偏差信号的抗饱和非线性信号、距离偏差信号的非线性微分信号，角度比例积分综合信号、偏航视线误差信号的非线性微分信号进行线性综合得到导引综合信号。
在本发明的一种示例实施例中，由惯性导航元器件测量飞行器与目标的距离侧向位置，通过比较求取侧向距离偏差以及测量微型飞行器的偏航角以及飞行器与目标之间的视线角包含：
ez＝zm-zf；
ef＝qfm-ψf；
其中zf为飞行器在器目坐标系内的侧向距离的测量值，记作，zm为目标在器目坐标系的侧向距离的测量值。ez为侧向距离偏差信号。ψf为飞行器偏航角的测量值，qfm为飞行器与目标的视线角在水平面的分量，ef为偏航视线误差信号。有关器目坐标系的定义方式见后具体实施方式。
在本发明的一种示例实施例中，根据所述的距离偏差信号进行饱和限幅与非线性变换，并叠加饱和限幅信号，构造抗饱和非线性信号包含：
Figure BDA0002397738050000041
Figure BDA0002397738050000042
ed＝ec+k3eb；
其中ez为上述侧向距离偏差信号，ea为饱和限幅值，eb为饱和限幅后信号，ec为非线性距离信号，d为飞行器距离目标的距离，k1、k2、k3、ε为常值正参数，其详细选取见后文案例实施。ed为最终的抗饱和非线性信号。
在本发明的一种示例实施例中，根据所述的距离偏差信号，建立非线性终点式微分器，得到距离偏差信号的非线性微分信号包含：
w1(1)＝0，w2(1)＝0；
ew(n)＝w1(n)-k3ez(n)；
Figure BDA0002397738050000043
w1(n+1)＝w1(n)+Ty(n)+Tw2(n)；
Figure BDA0002397738050000044
其中w1为非线性终点式微分器的第一个状态，初始值为0；w2为非线性终点式微分器的第二个状态，初始值为0。ez为非线性终点式微分器的输入信号，ew为输入信号与第一个状态的差为误差信号。其中ew(n)为ew的第n个数据，w1(n)为微分器状态w1的第n个数据，k3、k4，k5、k6、k7与k8为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
y为非线性终点式微分器的输出变量，y(n)为y的第n个数据，w2(n)为微分器状态w2的第n个数据。w1(n+1)为微分器状态w1的第n+1个数据，w2(n+1)为微分器状态w2的第n+1个数据，d(n)为飞行器距离目标距离d的第n个数据，T为数据间隔时间参数，一般选取为0.001。为常值参数，y(n)即为最终所求的距离偏差信号的非线性微分。
在本发明的一种示例实施例中，根据偏航视线误差信号，求取其非线性积分信号，并与比例信号进行综合，得到角度比例积分综合信号包含：
Figure BDA0002397738050000051
epi＝s1+k11ef；
其中epi为角度比例积分综合信号具体的，ef为偏航视线误差信号，s1为非线性积分信号，k9、k10、k11与ε1为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
在本发明的一种示例实施例中，根据所述的偏航视线误差信号，建立非线性终点式微分器，得到偏航视线误差信号的非线性微分信号包含：
wa1(1)＝0，wa2(1)＝0；
eaw(n)＝wa1(n)-ka3ef(n)；
Figure BDA0002397738050000052
wa1(n+1)＝wa1(n)+Tya(n)+Twa2(n)；
Figure BDA0002397738050000061
其中wa1为非线性终点式微分器的第一个状态，初始值为0；wa2为非线性终点式微分器的第二个状态，初始值为0。ef为非线性终点式微分器的输入信号，eaw为输入信号与第一个状态的差为误差信号。其中eaw(n)为ew的第n个数据，wa1(n)为微分器状态w1的第n个数据，ka3、ka4，ka5、ka6、ka7与ka8为为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
ya为非线性终点式微分器的输出变量，ya(n)为ya的第n个数据，wa2(n+1)为微分器状态wa2的第n个数据。wa1(n+1)为微分器状态wa1的第n+1个数据，d(n)为飞行器距离目标距离d的第n个数据，T为数据间隔时间参数，一般选取为0.001。为常值参数，ya(n)即为最终所求的偏航视线误差信号的非线性微分。
在本发明的一种示例实施例中，根据所述的距离偏差信号、距离偏差信号的抗饱和非线性信号、距离偏差信号的非线性微分信号，角度比例积分综合信号、偏航视线误差信号的非线性微分信号进行线性综合得到导引综合信号包含：
uz＝ku1ez+ku2ed+ku3y+ku4epi+ku5ya；
其中ez为侧向距离偏差信号，ed为距离偏差信号的抗饱和非线性信号，y为距离偏差信号的非线性微分信号，epi为角度比例积分综合信号，ya(n)为偏航视线误差信号的非线性微分信号，ku1、ku2、ku3、ku4与ku5为综合导引的常值参数，其详细选取见后案例实施。uz为最终的导引综合信号。
最终将uz输送给微型飞行器的姿态控制系统，即可实现微型飞行器的高精度导引。
本发明提供的一种微型飞行器位置与距离复合作用导引方法，其优点在于同时采用飞行器与目标的距离偏差信息和角度偏差信息，构成复合导引信号，从而比传统的仅采用角度信息进行导引的比例导引法、追踪导引法、以及前置导引法等等，具有体制本质上的不同，从而使得高速运动的微型飞行器末端高精度导引得以实现。同时，由于非线性终点式微分器的引入，也使得角度与距离的微分信号能够被简单方便地提取出来，从而使得本发明导引方法具有良好的稳定性与适应性。
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微型飞行器位置与距离复合作用导引方法的流程图；
图2是本发明实施例所提供方法的微型飞行器侧向距离偏差曲线(单位：米)
图3是本发明实施例所提供方法的微型飞行器偏航视线角偏差信号(单位：度)
图4是本发明实施例所提供方法的微型飞行器侧向距离抗饱和非线性信号曲线(单位：米)
图5是本发明实施例所提供方法的微型飞行器距离偏差信号的非线性微分信号(无单位)；
图6是本发明实施例所提供方法的微型飞行器角度比例积分综合信号(无单位)；
图7是本发明实施例所提供方法的微型飞行器偏航视线误差信号的非线性微分信号(无单位)；
图8是本发明实施例所提供方法的导引综合信号曲线(无单位)；
图9是本发明实施例所提供方法的飞行器与目标的相对运动曲线(单位：米)；
图10是本发明实施例所提供方法的脱靶量曲线(单位：米)；
图11是本发明实施例所提供方法的脱靶量放大曲线(单位：米)；
图12是本发明实施例所提供方法的舵偏角曲线(单位：度)。
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。
本发明提供了一种微型飞行器位置与距离复合作用导引方法。该方法不同于传统的飞行器导引之处在于在引入了传统导引设计方法的视线角信息的基础之上，又引入了飞行器的位置距离信息，进行复合导引，保证了导引结果的高精度。其通过视线角与飞行器偏航角的比较，以及飞行器与目标距离的比较，分别得到了角度偏差与距离偏差信号，同时通过构造非线性终点式微分器，进行角度与距离的微分信号，提供导引信号所需的阻尼信息，使得导引方法具有很好的精度、稳定裕度与适应度。
下面，将结合附图对本发明的一种微型飞行器位置与距离复合作用导引方法，进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该微型飞行器位置与距离复合作用导引方法，包括以下步骤：
步骤S10，由惯性导航元器件测量飞行器与目标的距离侧向位置，通过比较求取侧向距离偏差；测量微型飞行器的偏航角以及飞行器与目标直接的视线角；
具体的，首先，以微型飞行器的发射点建立器目坐标系，以飞行器的初始飞行方向在水平面内的投影为x轴，在垂直平面内与x轴垂直与重力方向相反的方向建立y轴，以按照左手法则建立z轴。
其次，由惯性导航元器件，测量飞行器在器目坐标系内的侧向距离，记作zf，测量目标在器目坐标系的侧向距离zm。求取其侧向距离偏差，定义为ez，其计算方式为ez＝zm-zf。
最后，测量飞行器的偏航角，记作ψf，测量飞行器与目标的视线角在水平面的分量，记ef作qfm。对上述偏航角与视线角进行比较，得到偏航视线误差信号，记作，其比较方式为：ef＝qfm-ψf。
步骤S20，根据所述的距离偏差信号，首先进行饱和限幅，并进行非线性变换，最后叠加饱和限幅信号，构造抗饱和非线性信号；
具体的，首先根据上述距离偏差信号ez，首先进行饱和限幅如下：
Figure BDA0002397738050000101
其中ea为饱和限幅值。
其次，对上述饱和限幅后信号eb，进行如下的非线性变化，得到非线性距离信号ec如下：
Figure BDA0002397738050000102
其中d为飞行器距离目标的距离，k1、k2、ε为常值正参数，其详细选取见后文案例实施。
最后，将上述非线性距离信号ec与饱和限幅后信号eb进行叠加，得到最终的抗饱和非线性信号，记作ed，其计算如下：
ed＝ec+k3eb；
其中k3为常值参数，其详细选取见后文案例实施。
步骤S30，根据所述的距离偏差信号，建立非线性终点式微分器，得到距离偏差信号的非线性微分信号；
具体的，首先设置非线性终点式微分器的第一个状态w1的初始值为0，即w1(1)＝0，设置非线性终点式微分器的第二个状态w2的初始值为0，即w2(1)＝0。设置非线性终点式微分器的输入信号为ez，设置输入信号与第一个状态的差为误差信号，记作ew，其计算方式为：ew(n)＝w1(n)-k3ez(n)。其中ew(n)为ew的第n个数据，w1(n)为微分器状态w1的第n个数据，k3为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
其次，设置非线性终点式微分器的输出变量为y，设置输出变量为状态与误差信号的非线性组合如下：
Figure BDA0002397738050000111
其中y(n)为y的第n个数据，w2(n)为微分器状态w2的第n个数据，k4，k5与k6为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
最后，进行非线性终点式微分器的状态更新，其更新规律如下：w1(n+1)＝w1(n)+Ty(n)+Tw2(n)；
Figure BDA0002397738050000112
其中w1(n+1)为微分器状态w1的第n+1个数据，w2(n+1)为微分器状态w2的第n+1个数据，d(n)为飞行器距离目标距离d的第n个数据，T为数据间隔时间参数，一般选取为0.001。k7与k8为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
在进行数据循环更新后，采用更新后的数据计算y(n)，得到的y(n)即为距离偏差信号的非线性微分。
步骤S40，根据偏航视线误差信号，求取其非线性积分信号，并与比例信号进行综合，得到角度比例积分综合信号；
具体的，首先根据偏航视线误差信号ef，按照下面方式，进行非线性积分，得到积分信号s1如下：
Figure BDA0002397738050000121
其中k9、k10与ε1为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
其次，根据上述积分信号，叠加偏航视线误差信号，得到角度比例积分综合信号epi如下：
epi＝s1+k11ef；
其中k11为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
步骤S50，根据所述的偏航视线误差信号，建立非线性终点式微分器，得到偏航视线误差信号的非线性微分；
具体的，首先设置非线性终点式微分器的第一个状态wa1的初始值为0，即wa1(1)＝0，设置非线性终点式微分器的第二个状态wa2的初始值为0，即wa2(1)＝0。设置非线性终点式微分器的输入信号为ef，设置输入信号与第一个状态的差为误差信号，记作eaw，其计算方式为：ew(n)＝wa1(n)-ka3ef(n)。其中eaw(n)为ew的第n个数据，wa1(n)为微分器状态wa1的第n个数据，ka3为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
其次，设置非线性终点式微分器的输出变量为ya，设置输出变量为状态与误差信号的非线性组合如下：
Figure BDA0002397738050000122
其中ya(n)为ya的第n个数据，wa2(n)为微分器状态wa2的第n个数据，ka4，ka5与ka6为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
最后，进行非线性终点式微分器的状态更新，其更新规律如下：
wa1(n+1)＝wa1(n)+Tya(n)+Twa2(n)；
Figure BDA0002397738050000131
其中wa1(n+1)为微分器状态wa1的第n+1个数据，wa2(n+1)为微分器状态wa2的第n+1个数据，d(n)为飞行器距离目标距离d的第n个数据，T为数据间隔时间参数，一般选取为0.001。ka7与ka8为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
在进行数据循环更新后，采用更新后的数据计算ya(n)，得到的ya(n)即为偏航视线误差信号的非线性微分信号。
步骤S60，根据所述的距离偏差信号、距离偏差信号的抗饱和非线性信号、距离偏差信号的非线性微分信号，角度比例积分综合信号、偏航视线误差信号的非线性微分信号进行线性综合得到导引综合信号。
具体的，根据所述的距离偏差信号ez、距离偏差信号的抗饱和非线性信号ed、距离偏差信号的非线性微分信号y，角度比例积分综合信号epi、偏航视线误差信号的非线性微分信号ya(n)五类信号，进行线性综合，得到导引综合信号，记作uz，其综合方式如下：
uz＝ku1ez+ku2ed+ku3y+ku4epi+ku5ya；
其中ku1、ku2、ku3、ku4与ku5为综合导引的常值参数，其详细选取见后案例实施。
将上述导引综合信号，输送给飞行器姿态控制系统，并根据姿态控制系统的实际情况，调试ku1、ku2、ku3、ku4与ku5参数，选取合理的增益，同时使得姿态控制系统能够跟综导引综合信号。由于姿态控制系统的功能是保证飞行器的姿态稳定，同时使得姿态控制系统跟踪输入的导引综合信号，因此姿态控制系统的设计也比较复杂，目前飞行器的姿态控制设计方法也比较多，非本发明重点研究与保护的内容，因此在此不再详细介绍，在实际实施中选取一般的姿态PID控制方法，即可配合验证本发明的正确性与有效性。
案例实施与计算机仿真分析
为说明本发明所提供方法的实施细节，特提供如下案例辅助说明。案例中设定小微飞行器的初始位置在水平面内坐标为(0,0)，目标在水平面的位置为(8000,-160)。假设微型飞行器的速度为2200米每秒，目标的速度为280米每秒。目标方位角为184度，微型飞行器的速度方向为0度。
在步骤S10，由惯性导航元器件测量飞行器与目标的距离侧向位置，通过比较求取侧向距离偏差如图2所示，测量微型飞行器的偏航角以及飞行器与目标之间的视线角，并通过比较得到偏航视线角偏差信号，如图3所示。
在步骤S20中，选取ea＝20，k1＝0.03、k2＝0.05、k3＝0.04、ε＝20，得到最终的侧向距离抗饱和非线性信号如图4所示。
在步骤S30中，根据所述的距离偏差信号，选取k3＝0.5、k4＝15，k5＝12、k6＝8、k7＝10与k8＝16，建立非线性终点式微分器，得到距离偏差信号的非线性微分信号如图5所示。
在步骤S40中，根据偏航视线误差信号，选取k9＝0.2、k10＝0.2、k11＝18与ε1＝4，求取其非线性积分信号，并与比例信号进行综合，得到角度比例积分综合信号如图6所示。
在步骤S50中，根据所述的偏航视线误差信号，选取ka3＝0.5、ka4＝15，ka5＝16、ka6＝12、ka7＝15与ka8＝16，建立非线性终点式微分器，得到偏航视线误差信号的非线性微分信号如图7所示。
在步骤S60中，选取参数ku1＝0.003、ku2＝0.05、ku3＝0.01、ku4＝1与ku5＝0.01，得到导引综合信号如图8所示。
最终飞行器与目标的相对运动曲线如图9所示。最终脱靶量如图10所示，脱靶量放大曲线如图11所示。而小微飞行器的舵偏角如图12所示。而由最终脱靶量曲线可以看出，飞行器的精度可以达到0.06米之间。因此该精度对高速运动的微型飞行器来说是非常高的，因为微型飞行器的速度达到了8马赫以上，而制导精度达到了厘米级。因此本实施例也表明了本发明所提供方法的有效性与高工程实用价值。
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 (7)

1.一种微型飞行器位置与距离复合作用导引方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S10，由惯性导航元器件测量飞行器与目标的距离侧向位置，通过比较求取侧向距离偏差；测量微型飞行器的偏航角以及飞行器与目标之间的视线角；
步骤S20，根据所述的距离偏差信号，首先进行饱和限幅，并进行非线性变换，最后叠加饱和限幅信号，构造抗饱和非线性信号；
步骤S30，根据所述的距离偏差信号，建立非线性终点式微分器，得到距离偏差信号的非线性微分信号；
步骤S40，根据偏航视线误差信号，求取其非线性积分信号，并与比例信号进行综合，得到角度比例积分综合信号；
步骤S50，根据所述的偏航视线误差信号，建立非线性终点式微分器，得到偏航视线误差信号的非线性微分；
步骤S60，根据所述的距离偏差信号、距离偏差信号的抗饱和非线性信号、距离偏差信号的非线性微分信号，角度比例积分综合信号、偏航视线误差信号的非线性微分信号进行线性综合得到导引综合信号。
2.根据权利要求1所述的一种微型飞行器位置与距离复合作用导引方法，其特征在于，由惯性导航元器件测量飞行器与目标的距离侧向位置，通过比较求取侧向距离偏差以及测量微型飞行器的偏航角以及飞行器与目标之间的视线角包含：
ez＝zm-zf；
ef＝qfm-ψf；
其中zf为飞行器在器目坐标系内的侧向距离的测量值，记作，zm为目标在器目坐标系的侧向距离的测量值。ez为侧向距离偏差信号。ψf为飞行器偏航角的测量值，qfm为飞行器与目标的视线角在水平面的分量，ef为偏航视线误差信号。有关器目坐标系的定义方式见后具体实施方式。
3.根据权利要求1所述的一种微型飞行器位置与距离复合作用导引方法，其特征在于，根据所述的距离偏差信号进行饱和限幅与非线性变换，并叠加饱和限幅信号，构造抗饱和非线性信号包含：
Figure FDA0002397738040000021
Figure FDA0002397738040000022
ed＝ec+k3eb；
其中ez为上述侧向距离偏差信号，ea为饱和限幅值，eb为饱和限幅后信号，ec为非线性距离信号，d为飞行器距离目标的距离，k1、k2、k3、ε为常值正参数，其详细选取见后文案例实施。ed为最终的抗饱和非线性信号。
4.根据权利要求1所述的一种微型飞行器位置与距离复合作用导引方法，其特征在于，根据所述的距离偏差信号，建立非线性终点式微分器，得到距离偏差信号的非线性微分信号包含：
w1(1)＝0，w2(1)＝0；
ew(n)＝w1(n)-k3ez(n)；
Figure FDA0002397738040000031
w1(n+1)＝w1(n)+Ty(n)+Tw2(n)；
Figure FDA0002397738040000032
其中w1为非线性终点式微分器的第一个状态，初始值为0；w2为非线性终点式微分器的第二个状态，初始值为0。ez为非线性终点式微分器的输入信号，ew为输入信号与第一个状态的差为误差信号。其中ew(n)为ew的第n个数据，w1(n)为微分器状态w1的第n个数据，k3、k4，k5、k6、k7与k8为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
y为非线性终点式微分器的输出变量，y(n)为y的第n个数据，w2(n)为微分器状态w2的第n个数据。w1(n+1)为微分器状态w1的第n+1个数据，w2(n+1)为微分器状态w2的第n+1个数据，d(n)为飞行器距离目标距离d的第n个数据，T为数据间隔时间参数，一般选取为0.001。为常值参数，y(n)即为最终所求的距离偏差信号的非线性微分。
5.根据权利要求1所述的一种微型飞行器位置与距离复合作用导引方法，其特征在于，根据偏航视线误差信号，求取其非线性积分信号，并与比例信号进行综合，得到角度比例积分综合信号包含：
Figure FDA0002397738040000033
epi＝s1+k11ef；
其中epi为角度比例积分综合信号具体的，ef为偏航视线误差信号，s1为非线性积分信号，k9、k10、k11与ε1为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
6.根据权利要求1所述的一种微型飞行器位置与距离复合作用导引方法，其特征在于，根据所述的偏航视线误差信号，建立非线性终点式微分器，得到偏航视线误差信号的非线性微分信号包含：
wa1(1)＝0，wa2(1)＝0；
eaw(n)＝wa1(n)-ka3ef(n)；
Figure FDA0002397738040000041
wa1(n+1)＝wa1(n)+Tya(n)+Twa2(n)；
Figure FDA0002397738040000042
其中wa1为非线性终点式微分器的第一个状态，初始值为0；wa2为非线性终点式微分器的第二个状态，初始值为0。ef为非线性终点式微分器的输入信号，eaw为输入信号与第一个状态的差为误差信号。其中eaw(n)为ew的第n个数据，wa1(n)为微分器状态w1的第n个数据，ka3、ka4，ka5、ka6、ka7与ka8为为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
ya为非线性终点式微分器的输出变量，ya(n)为ya的第n个数据，wa2(n+1)为微分器状态wa2的第n个数据。wa1(n+1)为微分器状态wa1的第n+1个数据，d(n)为飞行器距离目标距离d的第n个数据，T为数据间隔时间参数，一般选取为0.001。为常值参数，ya(n)即为最终所求的偏航视线误差信号的非线性微分。
7.根据权利要求1所述的一种微型飞行器位置与距离复合作用导引方法，其特征在于，根据所述的距离偏差信号、距离偏差信号的抗饱和非线性信号、距离偏差信号的非线性微分信号，角度比例积分综合信号、偏航视线误差信号的非线性微分信号进行线性综合得到导引综合信号包含：
uz＝ku1ez+ku2ed+ku3y+ku4epi+ku5ya；
其中ez为侧向距离偏差信号，ed为距离偏差信号的抗饱和非线性信号，y为距离偏差信号的非线性微分信号，epi为角度比例积分综合信号，ya(n)为偏航视线误差信号的非线性微分信号，ku1、ku2、ku3、ku4与ku5为综合导引的常值参数，其详细选取见后案例实施。
uz为最终的导引综合信号，最终输送给飞行器姿态稳定跟踪系统进行跟踪，即可控制微型飞行器对目标实现高精度导引。
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