CN111474948B - 一种带时间控制的前置导引与姿态控制制导的方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种带时间控制的前置导引与姿态控制制导方法，适用多飞行器协同飞行控制与制导领域。该方法主要是由前置角误差与方位角误差生成非线性前置导引信号，再通过引入前置角误差信号的近似微分来生成前置导引实现高精度制导。再此基础上，通过对剩余时间的估计引入非线性时间控制项叠加与前置导引律中，实现精确制导的同时对飞行器与目标的交会时间进行控制。带时间控制的导引律在比例导引与过载控制中较容易实现，而本发明是基于前置导引与姿态控制而进行的，因此本发明具有较高的应用价值。

Description

一种带时间控制的前置导引与姿态控制制导的方法

技术领域

本发明属于飞行器控制与制导领域，尤其涉及一种采用时间控制 的前置导引律匹配以传统的姿态稳定跟踪实现飞行器精确制导方法。

背景技术

飞行器的精确制导算法可以应用于无人飞行器的自动着陆、无人 飞行器的精确导航与路线规划、无人飞行器的精确制导打击、空天飞 行器的交会对接等等。早期对飞行器的导航与制导的研究主要关注 最终的制导精度，随着需求的增加，应用场景的变化，单一的精度要 求满足不了制导的需要。比如某些场合下，需要在确保一定的精度的情况下，同时要求对飞行器的最终姿态进行控制。而某些特定应用背 景下，需要对制导过程中飞行器与目标的交会时间进行控制，以达到 在给定时间到达的目的。

在制导过程中增加对时间的控制，意味着在传统制导体制下增加 了控制约束，从而大大增加了制导控制系统的设计难度。然而，随着 近几十年非线性控制理论的深入发展，使得直接基于非线性控制设计 的制导问题取得了长足的进步，为解决时间控制这一问题提供了理论 支撑。

目前基于比例导引的时间控制得当了广泛的理论研究，主要原因 是比例导引形式简单，从而剩余时间的估算能够得到较好的理论公式 或者近似公式。但比例导引在末段过载量较大，因此直接的比例导引 在工程中应用并不多。而前置导引由于整体导引指令比较平缓，末段 导引指令也不会随着与目标的解决而急剧增加，从而导引精度较高，应用也非常广泛。因此本发明针对采用前置导引情况下，提出了一种 具有时间控制功能的前置导引规律，从而不仅能够保证最终的导引精 度，而且具有时间控制功能，能够应用于多飞行器的协同飞行领域， 比如多无人机的飞行编队、多飞行器的依次逐个攻击、多飞行器的饱和攻击等等。因此本发明具有很高的工程应用价值与经济价值。

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

本发明实施例的目的在于提供一种带时间控制的前置导引与姿 态控制制导方法，进而至少在一定程度上客服由于相关技术的限制 和缺陷而导致的制导过程中飞行器攻击或交会时间无法控制的问题。

本发明提供了一种带时间控制的前置导引与姿态控制制导方法， 包括如下步骤：

步骤S10，采用导引头测量飞行器相对目标运动的视线角速率测 量；

步骤S20，解算飞行器相对目标的剩余时间；

步骤S30，解算视线角速率积分信号与测量飞行器姿态信号、姿 态角速率信号；

步骤S40，生成方位误差信号与前置角；

步骤S50，解算导引律中的前置误差角近似微分信号；

步骤S60，构建导引律中的非线性前置导引信号；

步骤S70，构造导引律中的飞行器与目标交会时间控制项；

步骤S80，合成最终时间控制前置导引规律，完成导引控制。

在本发明的一种示例实施例中，根据飞行器与目标距离解算飞行 器相对目标的剩余时间t_s1其包含

v_a(n+1)＝v_a(n)+dt*(v(n)-v_a(n))/T₁；

其中d为采用导引头测量的飞行器相对目标的距离。其中T₁为滤波常 数，初始值设置为d(0)＝d(1)-v_g*dt，v_a(0)＝v(0)。其中dt为迭代步长，v(n) 代表第n个dt时刻值，其它d(n)定义相同。一般选取为dt＝0.001，v_g为飞 行器的初始速度估计值。

在本发明的一种示例实施例中，根据飞行器相对目标的剩余时 间t_s1提取前置角信号ψ_c0并生成前置角误差信号e₂，其包含

e₂＝q_s-ψ_c0；

其中ψ_c0为当飞行器满足d*t_s10-0.05≤t_s1≤d*t_s10时间段的偏航角，选取为 前置信号，用于解算前置误差角信号e₂。其中t_s1为剩余时间，t_s10为制 导开始初始时刻的t_s1值。d为前置因子，一般0＜d＜0.5。q_s为飞行器 与目标视线角速率积分信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据视线角误差信号前置角误 差信号e₂构造前置误差角近似微分信号f_d1，其解算如下：

其中e₂为前置角误差信号，T₂、T₃为时间参数。初始值选取e₂(0)＝e(1)， f_d1(1)＝0，然后按照上述公式依次解算f_d1(2),f_d1(3)Lf_d1(i)，分别代表t＝i*dt时 刻的前置误差角近似微分信号f_d1。

在本发明的一种示例实施例中，根据方位误差信号e₁与前置角 误差信号e₂与构造非线性前置导引信号f_d2，其包含：

e₁＝q_s-ψ_c；

其中ψ_c为飞行器偏航角测量信号，k₁、k₂、k₃、k₄、k₅、k₆、k₇、k₈为 增益参数，e₁、e₂为柔化参数。

在本发明的一种示例实施例中，根据方位误差信号e₁与前置角 误差信号e₂以及剩余时间估计值t_s构造交会时间控制项f_d3，其包含

e_t＝t_so-t_s；

t_so＝T-t；

其中_et为时间误差，t_so为标定剩余时间，其中T为设定飞行器与目标 交会时间，t为导引真实时间。t_s为剩余时间估计值，其中t_s1、d、t_s10的定义与前面相同，其中k₉与e₃为可调正参数。

在本发明的一种示例实施例中，根据前置误差角近似微分信号 f_d1、非线性前置导引信号f_d2与交会时间控制项f_d3合成最终的带时间控 制的前置导引规律u_a，其包含：

u_a＝ò(f_d1+f_d2+k₁₀f_d3)dt+f_d3；

其中k₁₀为增益参数，一般选取0<k₁₀<0.3。最终将u_a信号输送给飞行器 姿态稳定系统作为输入信号，即可实现最终的带时间控制的精确导引。

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带时间控制的前置导引与姿态控制制 导方法流程图；

图2是本发明实施例所提供方法的飞行器速度变化曲线(单位： 米/秒)；

图3是本发明实施例所提供方法的飞行器与目标视线角速率曲 线(单位：弧度/秒)；

图4是本发明实施例所提供方法的剩余时间估算曲线(单位：弧 度/秒)；

图5是本发明实施例所提供方法的飞行器与目标距离变化率曲 线(单位：米/秒)；

图6是本发明实施例所提供方法的飞行器与目标视线角曲线(单 位：度)；

图7是本发明实施例所提供方法的飞行器偏航角曲线(单位：度)；

图8是本发明实施例所提供方法的飞行器偏航角速度曲线(单位： 度/秒)；

图9是本发明实施例所提供方法的前置误差角信号曲线(单位： 度)；

图10是本发明实施例所提供方法的方位误差信号曲线(单位： 度)；

图11是本发明实施例所提供方法的时间控制导引综合信号曲线 (单位：度)；

图12是本发明实施例所提供方法的飞行器与目标相对运动轨迹 曲线(单位：米)；

图13是本发明实施例所提供方法的飞行器侧滑角曲线(单位： 度)；

图14是本发明实施例所提供方法的脱靶量曲线(单位：米)；

图15是本发明实施例所提供方法的脱靶量与交会时间放大曲线 (单位：米)；

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。

本发明提供了一种带时间控制的前置导引与姿态控制制导方法。 该方法不同于传统飞行器比例导引或者前置导引，可以在保证导引与 制导精度的同时，控制飞行器到达预定位置或者预定目标的时间，从 而能够将该技术应用于多飞行器的组队飞行或者组网协同飞行控制。

下面，将结合附图对本发明的带时间控制的前置导引与姿态控制 制导方法，进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该一种带时 间控制的前置导引与姿态控制制导方法，包括以下步骤：

步骤S10，飞行器相对目标运动的视线角速率测量

采用导引头测量飞行器相对目标运动的视线角速率，记作

其数学 上表示视线角q_ε的导数，其中q_ε的定义为：

Δx＝x_T-x

Δy＝y_T-y；

Δz＝z_T-z

其中x、y、z为飞行器在空间三维坐标系上的位置坐标；x_T、y_T、z_T为目 标在三维坐标系上的位置坐标。

步骤S20，飞行器相对目标剩余时间的解算

采用导引头测量飞行器相对目标的距离，记作d，然后采用数字 微分计算其距离的变化率，记作v，然后通过滤波后得到距离变化率 的平滑值v_a，最后求解剩余时间，记作t_s1，其计算方式为

其中 v的计算方式如下：

其中dt为迭代步长，一般选取为dt＝0.001，初始值选取为d(0)＝d(1)-v_g*dt。 v_g为飞行器的初始速度估计值。其中v_a计算方式按照如下式进行：

其中T₁为滤波常数，s为微分算子。具体计算可以按照下式进行迭代：

v_a(n+1)＝v_a(n)+dt*(v(n)-v_a(n))/T₁；

初始值设置为v_a(0)＝v(0)。

步骤S30，视线角速率积分解算与飞行器姿态信号、姿态角速率 信号的测量

首先由步骤S10测量所得的视线角速率

积分，构造视线角信号：/>

此时的q_s信号由于是由测量信号积分而成，而测量信号不可避免 地带有延迟与噪声，因此q_s与理想的视线角信号q_e不同。

其次在飞行器器体上按照姿态陀螺仪与速率陀螺仪，采用姿态陀 螺仪测量飞行器的偏航角，记作ψ_c。同时采用速率陀螺仪测量其偏航 角速率，记作为ω_y。

步骤S40，方位误差信号的生成与前置角的生成

根据上述视角角速率积分信号q_s与偏航角测量信号ψ_c进行比较 得到方位误差信号e₁，其定义如下：

e₁＝q_s-ψ_c；

当飞行器满足d*t_s10-0.05≤t_s1≤d*t_s10时，记录该段时间的偏航角， 并将该偏航角记作ψ_c0，作为前置信号，解算前置误差角信号e₂如下：

e₂＝q_s-ψ_c0；

其中t_s1为步骤一中计算的剩余时间，t_s10为制导开始初始时刻的t_s1值。 d为前置因子，一般0＜d＜0.5。

步骤S50，解算前置误差角近似微分信号

在步骤S40的基础上，构造前置误差角近似微分信号f_d1，其解算 如下式：

其中T₂、T₃为时间参数，其选取详见后文案例实施。初始值选取 e₂(0)＝e(1)，f_d1(1)＝0，然后按照上述公式依次解算f_d1(2),f_d1(3)Lf_d1(i)，分别代 表t＝i*dt时刻的前置误差角近似微分信号f_d1。

步骤S60，构建非线性前置导引信号

按照如下式，构造非线性前置导引信号f_d2，

其中k₁、k₂、k₃、k₄、k₅、k₆、k₇、k₈为增益参数，e₁、e₂为柔化参数， 其选取详见后文案例实施。

步骤S70，构造交会时间控制项

在前面e₁、e₂解算的基础上，按照下式所示构造交会时间控制项f_d3：

其中e_t为时间误差，其计算如下：

e_t＝t_so-t_s；

其中t_so为标定剩余时间，其计算如下式所示：

t_so＝T-t；

其中T为设定交会时间，t为导引真实时间。t_s为剩余时间估计值，其 计算如下所示：

其中t_s1、d、t_s10的定义与前面步骤相同。其中k₉与e₃为可调参数，其选 取详见后文案例实施。

步骤S80，合成最终时间控制前置导引规律

在前面解算基础上，利用前面步骤解算结果，合成最终的带时间 控制的前置导引规律如下式所示：

u_a＝ò(f_d1+f_d2+k₁₀f_d3)dt+f_d3；

其中k₁₀为增益参数，一般选取0<k₁₀<0.3。最终将u_a信号输送给飞行器 姿态稳定系统作为输入信号，使得飞行器的偏航角ψ_c稳定跟踪u_a即可 实现最终的带时间控制的精确导引。

案例实施与分析

首先，选取典型案例情况如下。飞行器初始位置坐标定义为 x、y、z＝(0,3,0)，单位米。初始时刻目标位置x_T、y_T、z_T＝(5000,1,300)，单 位米。目标运动速度为18米/秒，在水平面内的方位角为25度。飞 行器运动速度为实际飞行器发动机提供推力产生，其速度变化曲线见 图2所示。

在步骤S10，采用导引头对飞行器相对目标运动的视线角速率进 行测量，其视线角变化角速度如图3所示。

在步骤S20，选取dt＝0.001，T₁＝0.1，v_g＝230，对飞行器相对目标剩 余时间进行解算，其解剩余时间t_s1的变化曲线如图4所示。其中距离 变化率的平滑值v_a如图5所示。

在步骤S30，对视线角速率积分解算得到q_s信号如图6所示。采 用姿态陀螺仪对飞行器偏航角信号进行测量，得到的ψ_c信号如图7 所示。采用速率陀螺仪对偏航角速率信号进行测量，得到的ω_y信号如 图8所示。

在步骤S40中，选取d＝0.25，得到前置误差角信号e₂，如图9 所示。同时得到方位误差信号e₁，如图10所示。

在步骤S50中，选取T₂＝0.033、T₃＝0.005，得到前置误差角近似微 分信号。

在步骤S60中，选取k₁＝0.2、k₂＝0.15、k₃＝0.25、k₄＝0.15、k₅＝0.25、k₆＝0.25、k₇＝0.25、k₈＝0.4为增益参数，e₁＝0.2、e₂＝0.2。

在步骤S70中，选取T＝23，k₉＝5与e₃＝2构造交会时间控制项。

在步骤S80中，选取k₁₀＝0.1合成最终时间控制前置导引规律u_a如 图11所示。最终飞行器与目标的相会曲线如图12所示，飞行器的侧 滑角曲线如图13所示。飞行器的脱靶量如图14所示。图15展现了 脱靶量与交会时间的放大曲线，其中由图可看出最终脱靶量小于1.3 米，而交会时间为22.4秒，与期望的交会时间23秒比较接近。可见 本发明提供的导引方法具有很好的精度，同时在交会时间控制上也具 有较好的效果。

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 (1)

1.一种带时间控制的前置导引与姿态控制制导方法，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的视线角速率，记作

步骤S20，解算飞行器相对目标的剩余时间t_s1，其包含

v_a(n+1)＝v_a(n)+dt*(v(n)-v_a(n))/T₁；

其中d为采用导引头测量的飞行器相对目标的距离；其中T₁为滤波常数，初始值设置为d(0)＝d(1)-v_g*dt，v_a(0)＝v(0)；其中dt为迭代步长，v(n)代表第n个dt时刻值，其它d(n)定义相同；一般选取为dt＝0.001，v_g为飞行器的初始速度估计值；

步骤S30，解算视线角速率积分信号与测量飞行器姿态信号、姿态角速率信号，包括：首先将飞行器相对目标运动的视线角速率

积分，构造视线角信号：

其次在飞行器器体上按照姿态陀螺仪与速率陀螺仪，采用姿态陀螺仪测量飞行器的偏航角，记作ψ_c，同时采用速率陀螺仪测量其偏航角速率，记作为ω_y；

步骤S40，生成方位误差信号与前置角；根据飞行器相对目标的剩余时间t_s1提取前置角信号ψ_c0并生成前置角误差信号e₂，其包含

e₂＝q_s-ψ_c0；

其中ψ_c0为当飞行器满足d*t_s10-0.05≤t_s1≤d*t_s10时间段的偏航角，作为前置信号，解算前置误差角信号e₂；其中t_s1为剩余时间，t_s10为制导开始初始时刻的t_s1值；d为前置因子，一般0＜d＜0.5；q_s为飞行器与目标视线角速率积分信号；

步骤S50，解算导引律中的前置误差角近似微分信号，包括根据视线角误差信号前置角误差信号e₂构造前置误差角近似微分信号f_d1，其解算如下：

其中e₂为前置角误差信号，T₂、T₃为时间参数；初始值选取e₂(0)＝e(1)，f_d1(1)＝0，然后按照上述公式依次解算f_d1(2),f_d1(3)…f_d1(i)，分别代表t＝i*dt时刻的前置误差角近似微分信号f_d1；

步骤S60，构建导引律中的非线性前置导引信号，包括根据方位误差信号e₁与前置角误差信号e₂与构造非线性前置导引信号f_d2，其包含：

e₁＝q_s-ψ_c；

其中ψ_c为飞行器偏航角测量信号，k₁、k₂、k₃、k₄、k₅、k₆、k₇、k₈为增益参数，ε₁、ε₂为柔化参数；

步骤S70，构造导引律中的飞行器与目标交会时间控制项，包括根据方位误差信号e₁与前置角误差信号e₂以及剩余时间估计值t_s构造交会时间控制项f_d3，其包含

e_t＝t_so-t_s；

t_so＝T-t；

其中e_t为时间误差，t_so为标定剩余时间，其中T为设定飞行器与目标交会时间，t为导引真实时间；t_s为剩余时间估计值，其中t_s1、d、t_s10的定义与前面相同，其中k₉与ε₃为可调正参数；

步骤S80，合成最终时间控制前置导引规律，完成导引控制，包括根据前置误差角近似微分信号f_d1、非线性前置导引信号f_d2与交会时间控制项f_d3合成最终的带时间控制的前置导引规律u_a，其包含：

u_a＝∫(f_d1+f_d2+k₁₀f_d3)dt+f_d3；

其中k₁₀为增益参数，一般选取0＜k₁₀＜0.3；最终将u_a信号输送给飞行器姿态稳定系统作为输入信号，即可实现最终的带时间控制的精确导引。

Images