CN111324149B - 一种基于视线角信息与前置导引信息的复合制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明是关于一种基于视线角信息与前置导引信息的复合制导方法，属于飞行器制导技术领域，其特点在于根据飞行器导引头测量得到飞行器与目标的相对运动的视线角信息，与陀螺仪测量的航向角信息进行比较得到姿态误差信号，再通过设置前置角并与陀螺仪测量的航向角进行比较得到前置误差信号，两者合成后通过比例与积分运算形成比例积分型前置导引信息，最后将比例积分型前置导引信号与视线角信息进行线性叠加形成最终导引律，驱动飞行器航向角跟踪回路，实现飞行器对目标的精确导引。本发明解决了现有技术中前置导引与视线角导引两种优点不能兼顾的问题。

Description

一种基于视线角信息与前置导引信息的复合制导方法

技术领域

本发明属于无人飞行器制导与控制领域，尤其涉及一种直接采用视线角信息参与导引实现飞行器对目标的精确交会的方法。

背景技术

制导与导引律设计问题被广泛应用于军事与民用领域，可以解决飞行器与空间固定或运动目标交会问题、飞行器与空间虚拟目标的轨迹跟踪交会问题、飞行器对地面或海面运动目标或固定目标的精确打击问题。传统的导引方法广泛采用视线角速率实现比例导引方法、或者采用视线角与姿态角的误差实现前置导引的方法，或者是上述两者的改进变形。

尽管导引头提供的视线角信息其实已经包含了飞行器相对目标运动的姿态方位偏差的最直接信息，但一直以来都没有被直接应用于驱动姿态稳定跟踪回路，主要原因是直接采用该信息尽管物理意义比较清晰明确，但在末段无法保证导引的高精度要求。而传统的导引律在末段具有高精度，但其导引律信号往往在末段过大导致飞行器无法完全跟踪。

基于以上原因，本发明提出了一种结合采用视线角与前置导引信号相合成的复合导引律，不仅物理意义清晰，而且导引精度高，能够综合两者的优点，因此是一种工程应用价值高的新方法，能被广泛应用于不同领域。

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公开的背景的理解，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

本公开的目的在于提供一种基于视线角信息与前置导引信息的复合制导方法，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现有技术中前置导引与视线角导引的两者优点不能兼顾的问题。

本发明提供了一种基于视线角信息与前置导引信息的复合制导方法，包括以下步骤：

步骤S10，采用导引头测量飞行器相对目标运动在水平面的视线角速率，以及采用导引头测量飞行器距离目标的距离信息；

步骤S20，根据所述测量的视线角速率信息，通过飞行器的计算机解算得到其积分值，从而获得其视线角；

步骤S30，采用陀螺仪安装在飞行器器体轴上，测量飞行器的偏航角，并在计算机中设定飞行器距目标距离条件，截取前置角信息。

步骤S40，将所述视线角信号与偏航角信号进行比较得到姿态误差信号，将所述偏航角信号与前置角信号进行比较得到前置误差信号，再将所述两路误差信号叠加并积分，形成比例积分式前置导引信号。

步骤S50，将所述积分式前置导引信号与视线角信号进行复合，得到复合导引信号，驱动飞行器姿态稳定回路，使得飞行器偏航角跟踪复合导引信号，从而控制飞行器飞向目标，并准确命中目标。

在本发明的一种示例实施例中，采用导引头与陀螺仪设备测量飞行与目标的相关运动信息包括q_h与d，其中q_h为采用导引头测量飞行器相当目标运动在水平面的视线角速率信息，d为采用导引头测量得到的飞行器距离目标的距离信息。

在本发明的一种示例实施例中，根据飞行器距离目标距离条件截取前置角信息包括：

a₁d₀≤d≤a₂d₀；

上述为截取前置角的条件，其中d₀表示初始时刻即t＝0时刻，导引头传递的飞行器距离目标的距离。

采用陀螺仪安装在飞行器器体轴上，测量飞行器的偏航角，记作ψ_c。在飞行器上计算机中设定飞行器距目标距离满足时距离截取条件 a₁d₀≤d≤a₂d₀时，判断并记录该时刻为t₀，然后采用计算机记录该时刻的飞行器偏航角作为导引前置角，记作ψ_c0。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述前置角信号生成比例积分型前置导引信号包括

e_q1＝q_h-ψ_c；

其中u₁为比例积分型前置导引信，e_q1为姿态误差信号，e_q2为前置误差信号，ψ_c为偏航角信号，q_h为视线角信号，t₀为截取前置角信号的时刻，t为飞行器的飞行时间，ψ_c0为飞行器的飞行时间，ψ_c0为前置角信号，k₁、k₂、k₃、k₄为常值参数。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述积分式前置导引信号与视线角信号进行复合，得到复合导引信号包括：

u＝k₅u₁+k₆q_h；

其中u1为比例积分型前置导引信号，q_h为视线角信号，为定常k₅、k₆。其中 u为复合导引信号。

将复合导引信号作为导引律的输出，驱动飞行器姿态稳定回路，使得飞行器偏航角跟踪复合导引信号，从而控制飞行器转向飞向目标，并准确命中目标。

本发明提供的一种基于视线角信息与前置导引信息的复合制导方法，一方面，解决了现有技术中不能将前置导引信号与视线角导引信号融合而兼顾前置导引与视线角导引的两种优点的问题；另一方面，由于视线角信号本身就包含了飞行器相对目标的姿态偏差信息，因此直接采用视线角驱动飞行器偏航角跟踪回路也能引导飞行器飞向目标，但直接驱动末端的导引精度无法保证。因此采用上述复合导引律由于既采用了单独的视线角信号驱动，又综合利用了前置导引的信息，因此整体导引过程信号变化自然平缓，而末段精度也高。因此本发明所提的导引律既具有全程导引信号物理意义清晰，又具有末段脱靶量小的优点。它综合吸收了前置导引与视线角导引的优点，是一种理论方法新颖，工程应用价值高的新导引方法。

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，并不能限制本公开。

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，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，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视线角信息与前置导引信息的复合制导方法的流程图。

图2是本发明实施例所提供方法的飞行器与目标在航向平面相对运动曲线(单位：米)。

图3是本发明实施例所提供方法的脱靶量曲线(单位：米)。

图4是本发明实施例所提供方法的脱靶量末端放大曲线(单位：米)。

图5是本发明实施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)。

图6是本发明实施例所提供方法的复合导引律的输出的输出曲线(单位：度/每秒)。

图7是本发明实施例所提供方法的前置角曲线(单位：度)。

图8是本发明实施例所提供方法的飞行器侧滑角曲线(单位：度/秒)。

图9本发明实施例所提供方法的飞行器偏航舵偏角曲线(单位：度)。

图10本发明实施例所提供方法的飞行器与目标的侧向位置变化曲线(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公开将更加全面和完整，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公开的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本公开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公开的各方面变得模糊。

本发明公开了一种基于视线角信息与前置导引信息的复合制导方法，首先根据飞行器导引头测量得到飞行器与目标的相对运动的视线角信息，与陀螺仪测量的航向角信息进行比较得到姿态误差信号，再通过飞行距离条件截取前置角，并与陀螺仪测量的航向角进行比较得到前置误差信号，两者合成后通过比例与积分运算形成比例积分型前置导引信息，最后将比例积分型前置导引信号与视线角信息进行线性叠加形成最终导引律，驱动飞行器航向角跟踪回路，实现飞行器对目标的精确导引。值得说明的是，上述简单的组合控制方法，不仅能够直接采用视线角信号信息进行导引，使得导引信号的物理意义明确，而且还能够融合前置导引信号，从而也兼顾前置导引精度高的优点。而直接采用了视线角信号进行导引后，也使得导引律具有整体导引信号变化平滑，初始段导引效率高的优点，因此本发明所提的导引律既具有全程导引信号物理意义清晰，又具有末段脱靶量小的优点。它综合吸收了前置导引与视线角导引的优点，是一种理论方法新颖，工程应用价值高的新导引方法。

下面，将结合附图对本发明的一种基于视线角信息与前置导引信息的复合制导方法进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该基于视线角信息与前置导引信息的复合制导方法可以包括以下步骤：

步骤S10：测量飞行器的视线角速率与飞行器距离目标的距离信息

采用导引头测量飞行器相当目标运动在水平面的视线角速率，记作q_h。本发明仅针对水平面的单平面导引，因此对俯仰通道的高度控制以及俯仰通道的导引不涉及，因此在此对高度控制与双平面导引问题不再累述。同时导引头测量得到的飞行器距离目标的距离信息，记作d。

步骤S20：对所述视线角速率进行积分运算得到飞行器的视线角

根据上述测量的视线角速率，通过飞行器的计算机解算得到其积分值，从而求得其视线角，记作q_h。其积分解算满足如下方程

具体实施见后文案例实施。

步骤S30：测量飞行器的偏航角并根据距离条件判断生成飞行器导引的前置角

采用陀螺仪安装在飞行器器体轴上，测量飞行器的偏航角，记作ψ_c。

在计算机中设定飞行器距目标距离满足a₁d₀≤d≤a₂d₀时，判断记录该时刻t₀，然后采用计算机记录该时刻的飞行器偏航角当作前置角，记作ψ_c0。需要说明的是，为了便于计算机的离散采样控制，此处t₀可能不仅是一个时刻点，而可能是间隔很小的一段时间范围。因此a₁、a₂应当比较接近，，但又不能太接近，以免计算机离散控制时，跳过[a₁d₀，a₂d₀]区间距离。一旦飞行器在一个采样周期的飞行距离大于上述区间距离，则会导致记录时刻 t₀失败，从而导致前置角提前失败。

而d₀表示初始时刻即t＝0时刻，导引头传递的飞行器距离目标的距离。具体a₁、a₂的选取见后文案例实施。

步骤S40：根据所述视线角信号与偏航角信号进行比较得到姿态误差信号，将所述偏航角信号与前置角信号进行比较得到前置误差信号，并通过比例积分运算形成积分型前置导引信号

首先，将上述视线角信号q_h与偏航角信号ψ_c进行比较得到姿态误差信号e_q1，其比较方式如下：

e_q1＝q_h-ψ_c；

进一步，将上述偏航角信号ψ_c与前置角信号进行比较得到前置误差信号e_q2，其比较方式如下：

e_q2＝ψ_c0-ψ_c，t≥t₀；

而当t≤t₀时，由于前置角未生成，故e_q1＝0。其中t₀的选取见前置角生成说明。

最后，将上述两路误差信号叠加并积分，形成比例积分式前置导引信号

u₁＝k₁e_q1+k₂e_q2+∫(k₃e_q1+k₄e_q2)dt；

其中k₁、k₂、k₃、k₄的选取见后文案例实施。

步骤S50：前置导引信息与视线角信息的复合，得到复合导引信号，驱动飞行器姿态稳定回路，导引飞行器精确命中目标

由于视线角信号本身就含由目标相对飞行器的方位信息，其可以作为姿态稳定回路的输入信号而引导飞行器飞向目标。但单独的上述方位信息实现导引难以保证末段的导引精度，因此在此将其与前置导引信息进行复合，得到复合导引信号，后文案例实施也表明了复合导引具有更高的精度。

此时复合导引律设置如下：

u＝k₅u₁+k₆q

其中参数k₅、k₆的选取见后文案例实施。

将上述信号u作为导引律的输出，驱动飞行器姿态稳定回路，使得飞行器偏航角跟踪u，即可控制飞行器转向飞向目标，并准确命中目标。详细过程见后文案例实施说明。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

步骤一测量过程与前文描述相同，步骤二与步骤四中积分算法采用一般通用累加型积分即可，例如

采用计算机语言/>

即可，其中Δt＝t_n+1-t_n，采用计算机累加时，需要保证Δt比较小，一般选取 1ms到5ms之间。

步骤三中选取a₁＝0.49、a₂＝0.5。

步骤四中，选取k₁＝1、k₂＝0.6、k₃＝05、k₄＝0.3。

步骤五中，选取k₅＝2、k₆＝5。

最后某型运动目标为例，说明案例实施的仿真结果。假设初始的目标位置为x_T(0)＝4500、y_T(0)＝1、z_T(0)＝-250，此时目标匀速运动，其速度大小为 25m/s，其方向为与x轴正方向成-15度夹角。仿真结果如图2-图10所示，知道说明的是本次仿真采用的是真实飞行器的非线性模型，故能得到飞行过程中飞行器的侧滑角曲线。图2为飞行器与目标在航向平面的相对运动规矩曲线，横坐标为飞行距离，可以看到飞行器大约在5000米处命中目标，而且精度较高。具体脱靶量详见图3以及图4的脱靶量末端放大曲线。由图4的末端放大曲线可以看到脱靶量为0.4m，该精度很高，已经能够满足尺寸大约1m的小型车辆目标打击要求，对大型海上船只的打击要求更加容易满足。因此本发明所提的导引律具有高精度的优点。图5与图6给出了复合导引律的输出，已经飞行器实际偏航角跟踪复合导引律的情况，可以看出除了初始段，由于飞行器的惯性限制，无法快速跟踪外，其它时间都能实现跟踪。图7给出了飞行器导引中的前置角，大约为4度左右，也是非常合理的。图8给出了导引过程中飞行器的侧滑角曲线，可以看出侧滑角没有超出可用范围，是合理的。图9给出了导引过程中的偏航舵偏角，可以看出最大角度为8度左右，因此本发明所提出了导引律所需的舵偏角比较平滑。图10给出了飞行器与目标侧向位移随时间变化的曲线，可以看出大约在21秒，命中目标。综述所述，本发明所提出了新型复合导引律是合理有效的，不仅脱靶量小，而且对可用侧滑角以及可用舵偏角的要求比较低，主要是指令比较平滑均匀，易于飞行器实施。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其他实施例。本申请旨在涵盖本公开的任何变型、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公开的一般性原理并包括本公开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，本公开的真正范围和精神由权利要求指出。

Claims (1)

1.一种基于视线角信息与前置导引信息的复合制导方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10，采用导引头测量飞行器相对目标运动在水平面的视线角速率，以及采用导引头测量飞行器距离目标的距离信息；

步骤S20，根据所述测量的视线角速率信息，通过飞行器的计算机解算得到其积分值，从而获得其视线角信号包括：

首先采用导引头测量得到的飞行器距离目标的距离信息，记作d；然后采用导引头测量飞行器相当目标运动在水平面的视线角速率，记作

对其积分得到视线角信号，记作q_h；

步骤S30，采用陀螺仪安装在飞行器器体轴上，测量飞行器的偏航角信号，记作ψ_c；并在计算机中设定飞行器距目标距离条件，截取前置角信息如下：

a₁d₀≤d≤a₂d₀；

上述为截取前置角的条件，其中d₀表示初始时刻即t＝0时刻，导引头传递的飞行器距离目标的距离；在飞行器上计算机中设定飞行器距目标距离满足时距离截取条件a₁d₀≤d≤a₂d₀时，判断并记录该时刻为t₀，然后采用计算机记录该时刻的飞行器偏航角作为导引前置角信号，记作ψ_c0；

步骤S40，将所述视线角信号与偏航角信号进行比较得到姿态误差信号，将所述偏航角信号与前置角信号进行比较得到前置误差信号，再将所述两路误差信号叠加并积分，形成比例积分式前置导引信号如下：

u₁＝k₁e_q1+k₂e_q2+∫(k₃e_q1+k₄e_q2)dt；

e_q1＝q_h-ψ_c；

其中u₁为比例积分型前置导引信，e_q1为姿态误差信号，e_q2为前置误差信号，ψ_c为偏航角信号，q_h为视线角信号，t₀为截取前置角信号的时刻，t为飞行器的飞行时间，ψ_c0为飞行器的飞行时间，ψ_c0为前置角信号，k₁、k₂、k₃、k₄为常值参数；

步骤S50，将所述积分式前置导引信号与视线角信号进行复合，得到复合导引信号如下：

u＝k₅u₁+k₆q_h；

其中u₁为比例积分型前置导引信号，q_h为视线角信号，为定常k₅、k₆；其中u为复合导引信号，将复合导引信号作为导引律的输出，驱动飞行器姿态稳定回路，使得飞行器偏航角跟踪复合导引信号，从而控制飞行器转向飞向目标，并准确命中目标。

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