CN111487997A - 一种攻击型无人机双机协同制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种攻击型无人机双机协同制导方法，使用两个无人机进行跟踪，其中任一攻击型无人机导引头截获并跟踪目标后，采用斜视飞行的方法，可以对目标位置进行实时估算，并把估算的目标位置信息发送给另一架无人机，使其快速转向目标方向；两架无人机根据相对位置关系对攻击点进行解算，使两架无人机从目标两侧攻击目标，达到双机全向攻击目标的效果，提升了双机协同作战效能。

Description

一种攻击型无人机双机协同制导方法

技术领域

本发明涉及攻击型无人机制导研究技术领域，尤其涉及一种攻击型无人机双机协同制导方法。

背景技术

目前，单架攻击型无人机发现目标的能力较弱，生存能力较差，对目标的打击能力较低，因此多架攻击型无人机协同攻击目标成为未来发展的趋势，而双机协同制导是其中最常见的一种方式。

攻击型无人机双机协同制导为发挥更大的作战效能，需在其中一架无人机发现目标的情况下，实现对目标的协同跟踪、全向攻击、同时攻击和大角度命中。目前尚无此类在工程上实际有效的双机协同制导方法。

发明内容

要解决的技术问题

本发明提出一种攻击型无人机双机协同制导方法，能够解决两架攻击型无人机在协同跟踪、攻击角度协同、攻击时间协同和带有命中角约束的综合性技术问题。

技术方案

一种攻击型无人机双机协同制导方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：两架攻击型无人机在敌方区域按照离线加载的任务规划航线进行目标搜索，在未发现目标前，双机之间不发送数据，一旦其中任意一架无人机的导引头截获并跟踪到目标后，俯仰通道采用定高飞行，偏航通道采用斜视飞行，实时估算目标位置，通过机载测控终端，将估算的目标位置信息发送给未发现目标的无人机；

步骤2：未发现目标的无人机在接收到另一架无人机发送的目标位置后，俯仰通道采用定高飞行，偏航通道采用偏置导引，转向目标方向；

步骤3：未发现目标的无人机如果在偏置导引过程中未截获目标，则在其航向角与方位视线角相等时结束偏置导引，俯仰通道继续采用定高飞行，偏航通道采用定向飞行，定向飞行方向为无人机与目标的方位视线角，无人机以最大巡航速度飞行，直到导引头截获并跟踪目标；

步骤4：当双机导引头均跟踪到目标后，无人机之间实时发送各自的位置和速度给另一架无人机，计算双机与估算的目标位置之间的平面距离，距离较远的无人机俯仰通道继续采用定高飞行，偏航通道采用直接导引，无人机以最大巡航速度飞行；

步骤5：距离较近的无人机，在距离较远的无人机与目标水平面的延长线方向上选取攻击点A，解算A的坐标，俯仰通道继续采用定高飞行，定高飞行高度为距离较远的无人机的飞行高度，偏航通道采用定向飞行，首先从当前位置飞向A，再从A转向目标方向，双机从目标两侧接近目标，实现双机攻击角度的协同；

步骤6：当距离较近的无人机导引头再次跟踪到目标后，双机纵向通道均采用去定高飞行，偏航通道均采用直接导引，距离较远的无人机以最大巡航速度飞行，距离较近的无人机根据双机与目标之间的距离控制飞行速度，使双机同时攻击到目标，实现双机攻击时间的协同；

步骤7：当满足俯冲攻击条件时，双机俯仰通道均采用偏置导引，偏航通道均继续采用直接导引；

步骤8：当满足终端寻的制导条件时，双机俯仰通道均采用带有终端命中角约束的比例导引，偏航通道均采用终端寻的修正追踪导引。

所述的步骤1具体如下：以无人机发射点的经度、纬度、高度为坐标原点，无人机实时获取自身相对于发射点的位置，其位置记为(x，y，z)，通过(x，y，z)估算的目标位置记为(x_t，y_t，z_t)；

无人机俯仰通道采用定高飞行，升降舵控制量δ_e＝k_θ(θ-θ_g)+k_qq+k_h(h-h_g)，其中，θ为俯仰角，θ_g为开始跟踪目标时的俯仰角，q为俯仰角速度，h为当前飞行高度，h_g为开始跟踪目标时的飞行高度，k_θ、k_q、k_h分别为各项系数；

无人机偏航通道采用斜视飞行，使导引头与目标的方位侧角保持不变，方向舵控制量δ_r＝k_ψ(ψ_d-ψ_dg)+k_rr，其中，ψ_d为导引头的方位侧角，ψ_dg为导引头开始跟踪目标时的方位侧角，r为偏航角速度，k_ψ、k_r分别为各项系数；

目标相对于无人机的方位视线角ψ_t＝ψ+ψ_d，其中，ψ为航向角；目标相对于发射点的坐标

目标相对于发射点的坐标x_t＝ x(k)+(y_t-y(k))tanψ_t(k)，其中，k为无人机k时刻相关的飞行状态，k+1为无人机k+1时刻相关的飞行状态；

无人机俯仰通道采用定高飞行，z(k+1)＝z(k)，无人机运动距离

目标相对于无人机的俯仰视线角q_t＝ -θ_d-θ，其中，θ_d为导引头的俯仰框架角，θ为俯仰角；目标相对于发射点的坐标

发现目标的无人机采用定高飞行和斜视飞行，将实时估算的目标位置(x_t，y_t，z_t)通过机载测控终端发送给另一架无人机。

所述的步骤2具体如下：无人机偏航通道采用偏置导引，偏航角速度指令r_g＝r_max，其中r_max为设定的最大偏航角速度，方向舵控制量δ_r＝k_ri∫(r-r_g)+k_rr，其中，r为偏航角速度，k_ri，k_r为各项系数。

所述的步骤3具体如下：目标相对于无人机的方位视线角

则当航向角ψ＝ψ_t时，无人机结束偏置导引，偏航通道采用定向飞行，方向舵控制量δ_r＝ k_ψ(ψ-ψ_t)+k_rr，无人机以最大巡航速度V_max飞行，直到无人机截获并跟踪目标。

所述的步骤4具体如下：双机与目标平面距离

其中， i为无人机的编号；距离目标较远的无人机俯仰通道继续采用定高飞行，偏航通道采用直接导引，偏航角速度指令r_g＝k_ψψ_d，方向舵控制量δ_r＝k_ri∫(r-r_g)+k_rr，无人机以最大巡航速度V_max朝目标方向飞行。

所述的步骤5具体如下：当距离目标点T较近的无人机转向A飞行时，无人机当前位置为M，水平距离

距离目标较远的无人机当前位置为N，水平距离

距离较近的无人机的飞行速度V满足约束条件：

在NT的延长线上选择点A和点B，水平距离

令R_ab＝R_am，则

角度ψ_T＝ψ₂-ψ₁-180°，其中，ψ₁与ψ₂分别为双机在点M、点N 与目标T的方位视线角；距离

角度

角度ψ_A＝180°-2ψ_B；距离

距离R_am＝R_bt-R_at；攻击点A的坐标x_a＝x_m+R_ammcos(ψ₁+ψ_M)，坐标y_a＝y_m+R_ammsin(ψ₁+ψ_M)；

距离较近的无人机俯仰通道采用定高飞行，给定的飞行高度为另一架无人机的飞行高度，可以使双机的飞行高度保持一致，偏航通道采用定向飞行，给定的定向飞行角度ψ_g＝ψ₁+ψ_M；当距离较近的无人机飞到攻击点A时，偏航通道采用定向飞行，给定的定向飞行角度ψ_g＝ψ₂-180°，直到导引头再次稳定跟踪到目标。

所述的步骤6具体如下：无人机俯仰通道采用去定高飞行，δ_e＝k_θ(θ-θ_g)+k_qq，偏航通道采用直接导引，偏航角速度指令r_g＝k_ψψ_d，距离较远的无人机飞行速度为V_max，距离较近的无人机飞行速度

其中R_min为距离较近的无人机与目标之间的水平距离，R_max为距离较远的无人机与目标之间的水平距离。

所述的步骤7具体如下：无人机俯冲攻击的条件为导引头俯仰框架角θ_d＜θ_f，其中，θ_f为给定的无人机俯冲攻击角度，满足约束条件θ_f＞θ_dmin，θ_dmin为导引头最小的俯仰框架角；双机俯仰通道均采用偏置导引，俯仰角速度指令q_g＝q_max，使无人机俯仰方向快速对准目标，升降舵控制量δ_e＝k_qi∫(q-q_g)+k_qq；双机偏

航通道均继续采用直接导引。

所述的步骤8具体如下：无人机终端寻的条件为无人机俯仰角θ与导引头俯仰框架角θ_d满足|θ-θ_d|＜θ_z，其中，θ_z为给定的切换条件，一般为不超过5°的值；无人机俯仰通道采用带有终端命中角约束的比例导引，俯仰角速度指令

该式为简化的二次型最优制导律的形式，其中，

为导引头的俯仰框架角速度，θ_df为终端时刻无人机期望的命中角，t₀为无人机开始进入终端寻的制导的时间，t为无人机当前的时间，θ_d0为时刻t₀时导引头的俯仰框架角，

分别为各项系数；无人机偏航通道采用终端寻的修正追踪导引时，偏航角速度指令

其中，k_ψd、

分别为各项系数。

有益效果

本发明提出的一种攻击型无人机双机协同制导方法，其有益效果包括：

(1)本方法提供了一种无人机斜视飞行方法，其中任一攻击型无人机导引头截获并跟踪目标后，采用斜视飞行的方法，可以对目标位置进行实时估算，并把估算的目标位置信息发送给另一架无人机，使其快速转向目标方向，达到双机协同快速跟踪目标的效果。

(2)本方法提供了一种双机攻击角度协同方法，其中两架无人机根据相对位置关系对攻击点进行解算，使两架无人机从目标两侧攻击目标，达到双机全向攻击目标的效果，提升了双机协同作战效能。

(3)本发明提供了一种双机攻击时间协同方法，其中两架无人机根据相对位置关系调整飞行速度，并使攻击目标的时间最短，达到双机同时攻击目标的效果，提升了双机协同作战效能。

(4)本方法提供了一种具有命中角约束的制导方法，使无人机攻击目标时达到一定的命中角度，提升了单架无人机的作战效能。

(5)本方法提供了一种双机协同攻击测控方法，在未发现目标时无人机保持静默，相互之间不发送数据，在导引头截获跟踪目标后，双机之间仅需要相互发送各自的位置、速度和估算的目标位置信息，数据帧内容短，降低了对无人机机载测控的要求，并提高了无人机的生存率。

附图说明

图1为本发明提出的攻击型无人机双机协同制导方法流程框图。

图2和图3为本发明提出的无人机斜视飞行时目标位置示意图。

图4为本发明提出的无人机攻击点A位置示意图。

具体实施方式

现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：

本实施例提出一种攻击型无人机双机协同制导方法，所述方法包括：

步骤一：两架攻击型无人机在敌方搜索区域按照离线加载的任务规划航线进行目标搜索，在未发现目标前，双机之间不发送数据，假设无人机1的导引头先截获并稳定跟踪到目标，俯仰通道采用定高飞行，偏航通道采用斜视飞行，开始实时估算目标位置，通过机载测控终端，将估算的目标位置信息发送给无人机2。

具体地，以无人机发射点的经度、纬度、高度为坐标原点，无人机可以通过惯性导航装置或卫星导航装置实时获得自身相对于发射点的位置，将无人机1的位置记为 (x₁，y₁，z₁)，将无人机2的位置记为(x₂，y₂，z₂)，将估算的目标位置记为(x_t， y_t，z_t)。

无人机1俯仰通道采用定高飞行，升降舵控制量δ_e1可通过δ_e1＝k_θ1(θ₁-θ_g1)+k_q1q₁+k_h1(h₁-h_g1)获取，其中，θ₁为的俯仰角，θ_g1为导引头开始跟踪目标时的俯仰角，q₁为俯仰角速度，h₁为无人机1当前的飞行高度，h_g1为导引头开始跟踪目标时的飞行高度，k_θ1、k_q1、k_h1分别为各项系数。

无人机1偏航通道采用斜视飞行，无人机1导引头与目标的方位侧角保持不变，方向舵控制量δ_r1可通过δ_r1＝k_ψ1(ψ_d1-ψ_dg1)+k_r1r₁获取，其中，ψ_d1为导引头的方位侧角，ψ_dg1为导引头开始跟踪目标时的方位侧角，r₁为偏航角速度，k_ψ1、k_r1分别为各项系数。

目标相对于无人机1的方位视线角ψ_t1可通过ψ_t1＝ψ₁+ψ_d1获取，其中，ψ₁为航向角。如图2所示，目标相对于发射点的坐标y_t可通过

获取，目标相对于发射点的坐标x_t可通过 x_t＝x(k)+(y_t-y(k))tanψ_t1(k)获取，其中，(x₁(k)，y₁(k))为时刻k无人机1相对于发射点的坐标，k为k时刻无人机1相关的飞行状态，k+1为k+1时刻无人机1相关的飞行状态。无人机1偏航通道采用斜视飞行时，可使tanψ_t1(k+1)≠tanψ_t1(k)。

如图3所示，无人机1俯仰通道采用定高飞行时，可使z₁(k+1)＝z₁(k)，无人机1的运动距离R_k可通过

获取。目标相对于无人机1的俯仰视线角q_t1可通过q_t1＝-θ_d1-θ₁获取，其中，θ_d1为导引头的俯仰框架角，θ₁为的俯仰角。目标相对于发射点的坐标z_t可通过

获取。

无人机1采用定高飞行和斜视飞行，将实时估算的目标位置(x_t，y_t，z_t)通过机载测控终端发送给无人机2。

步骤二：无人机2接收到无人机1发送的目标估算位置后，俯仰通道采用定高飞行，偏航通道采用偏置导引，快速转向目标方向。

具体地，无人机2俯仰通道采用定高控制，升降舵控制量δ_e2可通过δ_e2＝k_θ2(θ₂-θ_g2)+k_q2q₂+k_h2(h₂-h_g2)获取，其中，θ₂为俯仰角，θ_g2为无人机2 接收到估算的目标位置时的俯仰角，q₂为俯仰角速度，h₂为无人机2当前的飞行高度，h_g2为无人机2接收到估算的目标位置时的飞行高度，k_θ2、k_q2、k_h2分别为各项系数。

无人机2偏航通道采用偏置导引，偏航角速度指令r_g2＝10°/s获取，方向舵控制量δ_r2可通过δ_r2＝k_ri2∫(r₂-r_g2)+k_r2r₂获取，其中r₂为偏航角速度，k_ri2，k_r2为各项系数。

步骤三：如果无人机2在偏置导引过程中未截获目标，则在其航向角与方位视线角相等时结束偏置导引，俯仰通道继续采用定高飞行，偏航通道采用定向飞行，定向飞行方向为无人机2与目标的方位视线角，无人机2以最大巡航速度飞行，直到无人机2截获并跟踪目标。

具体地，目标相对于无人机2的方位视线角ψ_t2可通过

获取，则当航向角ψ₂＝ψ_t2时，无人机2结束偏置导引，偏航通道采用定向飞行，方向舵控制量δ_r2可通过δ_r2＝k_ψ2(ψ₂-ψ_t2)+k_r2r₂获取，无人机2以最大巡航速度V_max飞行，直到导引头截获并跟踪目标。

步骤四：当两架攻击型无人机导引头均稳定跟踪到目标后，无人机之间实时发送各自的位置和速度给另一架无人机，计算双机与估算的目标位置之间的平面距离，距离较远的无人机俯仰通道继续采用定高飞行，偏航通道采用直接导引，无人机以最大巡航速度飞行。

具体地，无人机1与目标平面距离R₁可通过

获取，无人机2与目标平面距离R₂可通过

获取。假设R₁＜R₂，无人机2俯仰通道继续采用定高飞行，偏航通道采用直接导引，偏航角速度指令r_g2可通过r_g2＝k_ψ2ψ_d2获取，方向舵控制量δ_r2可通过δ_r2＝k_ri2∫(r₂-r_g2)+k_r2r₂获取，无人机2以最大巡航速度V_max朝目标方向飞行，即V₂＝V_max。

步骤五：无人机1在无人机2与目标水平面的延长线方向上选取攻击点A，解算攻击点A的坐标，俯仰通道继续采用定高飞行，定高飞行高度为距离无人机2的飞行高度，偏航通道采用定向飞行，首先从当前位置飞向攻击点A，再从攻击点A转向目标方向，双机从目标两侧接近目标，实现双机攻击角度的协同。

具体地，如图4所示，当无人机1从点T转向攻击点A飞行时，无人机1当前位置为M，水平距离R_mt可通过

获取，无人机2当前位置为N，水平距离R_nt可通过

获取。无人机1的飞行速度V₁满足约束条件：

在NT的延长线上选择点A和点B，水平距离R_am可通过

获取，令R_ab＝R_am，则

角度ψ_T可通过ψ_T＝ψ₂-ψ₁-180°获取，其中，ψ₁与ψ₂分别为双机在点M、点N与目标T的方位视线角。距离R_bm可通过

获取。角度ψ_B可通过

获取。角度ψ_A可通过ψ_A＝180°-2ψ_B获取。距离R_at可通过

获取，距离R_am可通过 R_am＝R_bt-R_at获取。攻击点A的坐标x_A可通过x_a＝x_m+R_ammcos(ψ₁+ψ_M)获取，坐标y_a可通过y_a＝y_m+R_ammsin(ψ₁+ψ_M)。

无人机1俯仰通道采用定高飞行，给定的飞行高度取无人机2的飞行高度，可以使双机的飞行高度保持一致，偏航通道采用定向飞行，给定的定向飞行角度ψ_g1可通过ψ_g1＝ψ₁+ψ_M获取。当无人机1飞到攻击点A时，偏航通道采用定向飞行，给定的定向飞行角度ψ_g1可通过ψ_g1＝ψ₂-180°获取，直到无人机1导引头再次稳定跟踪到目标。

步骤六：当无人机1导引头再次稳定跟踪到目标后，双机纵向通道均采用去定高飞行，偏航通道均采用直接导引，无人机2以最大巡航速度飞行，无人机1根据双机与目标之间的距离控制飞行速度，使双机可同时攻击到目标，实现双机攻击时间的协同。

具体的，无人机俯仰通道采用去定高飞行，升降舵控制量δ_e1＝k_θ1(θ₁-θ_g1)+ k_q1q₁，δ_e2＝kθ₂(θ₂-θ_g2)+k_q2q₂。偏航通道采用直接导引时，偏航角速度指令r_g1＝ k_ψ1ψ_d1，r_g2＝k_ψ2ψ_d2，方向舵控制量δ_r1＝k_ri1∫(r₁-r_g1)+k_r1r₁，δ_r2＝ k_ri2∫(r₂-r_g2)+k_r2r₂，无人机2飞行速度V₂＝V_max，无人机1飞行速度

步骤七：当满足俯冲攻击条件时，双机俯仰通道均采用偏置导引，偏航通道均继续采用直接导引。

具体地，无人机俯冲攻击的条件为导引头俯仰框架角θ_d＜-65°。

双机俯仰通道均采用偏置导引，俯仰角速度指令q_g1＝q_g2＝10°/s，使无人机俯仰方向快速对准目标，升降舵控制量δ_e1＝k_qi1∫(q₁-q_g1)+k_q1q₁，δ_e2＝k_qi2∫(q₂-q_g2)+k_q2q₂。双机偏航通道均继续采用直接导引。

步骤八：当满足终端寻的制导条件时，双机俯仰通道均采用带有终端命中角约束的比例导引，无人机偏航通道均采用终端寻的修正追踪导引。

具体地，无人机1终端寻的的条件为|θ₁-θ_d1|＜3°，无人机2终端寻的的条件为|θ₂-θ_d2|＜3°。

双机俯仰通道采用带有终端命中角约束的比例导引，俯仰角速度指令q_g1可通过

获取，q_g2可通过

获取，其中，

为双机导引头的俯仰框架角速度，t₀₁、t₀₂为双机开始进入终端寻的制导的时间，t₁、t₂为双机当前的时间，θ_d10、θ_d20为双机初始时刻俯仰框架角，

分别为各项系数，双机攻击目标时终端命中角约束为90°。

双机偏航通道采用终端寻的修正追踪导引，偏航角速度指令r_g1可通过

获取，r_g2可通过

获取，其中，k_ψd、

k_ψd2、

分别为各项系数。

综上所述：该攻击型无人机双机协同制导方法，实现了真正意义上的双机协同跟踪、攻击角度协同、攻击时间协同和带有命中角约束的技术问题，发挥了双机协同的优势，提高了攻击型无人机的作战效能。

Claims (9)

1.一种攻击型无人机双机协同制导方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：两架攻击型无人机在敌方区域按照离线加载的任务规划航线进行目标搜索，在未发现目标前，双机之间不发送数据，一旦其中任意一架无人机的导引头截获并跟踪到目标后，俯仰通道采用定高飞行，偏航通道采用斜视飞行，实时估算目标位置，通过机载测控终端，将估算的目标位置信息发送给未发现目标的无人机；

步骤2：未发现目标的无人机在接收到另一架无人机发送的目标位置后，俯仰通道采用定高飞行，偏航通道采用偏置导引，转向目标方向；

步骤3：未发现目标的无人机如果在偏置导引过程中未截获目标，则在其航向角与方位视线角相等时结束偏置导引，俯仰通道继续采用定高飞行，偏航通道采用定向飞行，定向飞行方向为无人机与目标的方位视线角，无人机以最大巡航速度飞行，直到导引头截获并跟踪目标；

步骤4：当双机导引头均跟踪到目标后，无人机之间实时发送各自的位置和速度给另一架无人机，计算双机与估算的目标位置之间的平面距离，距离较远的无人机俯仰通道继续采用定高飞行，偏航通道采用直接导引，无人机以最大巡航速度飞行；

步骤5：距离较近的无人机，在距离较远的无人机与目标水平面的延长线方向上选取攻击点A，解算A的坐标，俯仰通道继续采用定高飞行，定高飞行高度为距离较远的无人机的飞行高度，偏航通道采用定向飞行，首先从当前位置飞向A，再从A转向目标方向，双机从目标两侧接近目标，实现双机攻击角度的协同；

步骤6：当距离较近的无人机导引头再次跟踪到目标后，双机纵向通道均采用去定高飞行，偏航通道均采用直接导引，距离较远的无人机以最大巡航速度飞行，距离较近的无人机根据双机与目标之间的距离控制飞行速度，使双机同时攻击到目标，实现双机攻击时间的协同；

步骤7：当满足俯冲攻击条件时，双机俯仰通道均采用偏置导引，偏航通道均继续采用直接导引；

步骤8：当满足终端寻的制导条件时，双机俯仰通道均采用带有终端命中角约束的比例导引，偏航通道均采用终端寻的修正追踪导引。

2.根据权利要求1所述的一种攻击型无人机双机协同制导方法，其特征在于步骤1具体如下：以无人机发射点的经度、纬度、高度为坐标原点，无人机实时获取自身相对于发射点的位置，其位置记为(x，y，z)，通过(x，y，z)估算的目标位置记为(x_t，y_t，z_t)；

无人机俯仰通道采用定高飞行，升降舵控制量δ_e＝k_θ(θ-θ_g)+k_qq+k_h(h-h_g)，其中，θ为俯仰角，θ_g为开始跟踪目标时的俯仰角，q为俯仰角速度，h为当前飞行高度，h_g为开始跟踪目标时的飞行高度，k_θ、k_q、k_h分别为各项系数；

无人机偏航通道采用斜视飞行，使导引头与目标的方位侧角保持不变，方向舵控制量δ_r＝k_ψ(ψ_d-ψ_dg)+k_rr，其中，ψ_d为导引头的方位侧角，ψ_dg为导引头开始跟踪目标时的方位侧角，r为偏航角速度，k_ψ、k_r分别为各项系数；

目标相对于无人机的方位视线角ψt＝ψ+ψ_d，其中，ψ为航向角；目标相对于发射点的坐标

目标相对于发射点的坐标x_t＝x(k)+(y_t-y(k))tanψ_t(k)，其中，k为无人机k时刻相关的飞行状态，k+1为无人机k+1时刻相关的飞行状态；

无人机俯仰通道采用定高飞行，z(k+1)＝z(k)，无人机运动距离

目标相对于无人机的俯仰视线角q_t＝-θ_d-θ，其中，θ_d为导引头的俯仰框架角，θ为俯仰角；目标相对于发射点的坐标

发现目标的无人机采用定高飞行和斜视飞行，将实时估算的目标位置(x_t，y_t，z_t)通过机载测控终端发送给另一架无人机。

3.根据权利要求1所述的一种攻击型无人机双机协同制导方法，其特征在于步骤2具体如下：无人机偏航通道采用偏置导引，偏航角速度指令r_g＝r_max，其中r_max为设定的最大偏航角速度，方向舵控制量δ_r＝k_ri∫(r-r_g)+k_rr，其中，r为偏航角速度，k_ri，k_r为各项系数。

4.根据权利要求1所述的一种攻击型无人机双机协同制导方法，其特征在于步骤3具体如下：目标相对于无人机的方位视线角

则当航向角ψ＝ψ_t时，无人机结束偏置导引，偏航通道采用定向飞行，方向舵控制量δ_r＝k_ψ(ψ-ψ_t)+k_rr，无人机以最大巡航速度V_max飞行，直到无人机截获并跟踪目标。

5.根据权利要求1所述的一种攻击型无人机双机协同制导方法，其特征在于步骤4具体如下：双机与目标平面距离

其中，i为无人机的编号；距离目标较远的无人机俯仰通道继续采用定高飞行，偏航通道采用直接导引，偏航角速度指令r_g＝k_ψψ_d，方向舵控制量δ_r＝k_ri∫(r-r_g)+k_rr，无人机以最大巡航速度V_max朝目标方向飞行。

6.根据权利要求1所述的一种攻击型无人机双机协同制导方法，其特征在于步骤5具体如下：当距离目标点T较近的无人机转向A飞行时，无人机当前位置为M，水平距离

距离目标较远的无人机当前位置为N，水平距离

距离较近的无人机的飞行速度V满足约束条件：

在NT的延长线上选择点A和点B，水平距离

令R_ab＝R_am，则

角度ψT＝ψ₂-ψ₁-180°，其中，ψ₁与ψ₂分别为双机在点M、点N与目标T的方位视线角；距离

角度

角度ψ_A＝180°-2ψ_B；距离

距离R_am＝R_bt-R_at；攻击点A的坐标x_a＝x_m+R_ammcos(ψ₁+ψ_M)，坐标y_a＝y_m+R_amsin(ψ₁+ψ_M)；

距离较近的无人机俯仰通道采用定高飞行，给定的飞行高度为另一架无人机的飞行高度，可以使双机的飞行高度保持一致，偏航通道采用定向飞行，给定的定向飞行角度ψ_g＝ψ₁+ψ_M；当距离较近的无人机飞到攻击点A时，偏航通道采用定向飞行，给定的定向飞行角度ψ_g＝ψ₂-180°，直到导引头再次稳定跟踪到目标。

7.根据权利要求1所述的一种攻击型无人机双机协同制导方法，其特征在于步骤6具体如下：无人机俯仰通道采用去定高飞行，δ_e＝k_θ(θ-θ_g)+k_qq，偏航通道采用直接导引，偏航角速度指令r_g＝k_ψψ_d，距离较远的无人机飞行速度为V_max，距离较近的无人机飞行速度

其中R_min为距离较近的无人机与目标之间的水平距离，R_max为距离较远的无人机与目标之间的水平距离。

8.根据权利要求1所述的一种攻击型无人机双机协同制导方法，其特征在于步骤7具体如下：无人机俯冲攻击的条件为导引头俯仰框架角θ_d＜θ_f，其中，θ_f为给定的无人机俯冲攻击角度，满足约束条件θ_f＞θ_dmin，θ_dmin为导引头最小的俯仰框架角；双机俯仰通道均采用偏置导引，俯仰角速度指令q_g＝q_max，使无人机俯仰方向快速对准目标，升降舵控制量δ_e＝k_qi∫(q-q_g)+k_qq；双机偏航通道均继续采用直接导引。

9.根据权利要求1所述的一种攻击型无人机双机协同制导方法，其特征在于步骤8具体如下：无人机终端寻的条件为无人机俯仰角θ与导引头俯仰框架角θ_d满足|θ-θ_d|＜θ_z，其中，θ_z为给定的切换条件，一般为不超过5°的值；无人机俯仰通道采用带有终端命中角约束的比例导引，俯仰角速度指令

该式为简化的二次型最优制导律的形式，其中，

为导引头的俯仰框架角速度，θ_df为终端时刻无人机期望的命中角，t₀为无人机开始进入终端寻的制导的时间，t为无人机当前的时间，θ_d0为时刻t₀时导引头的俯仰框架角，

分别为各项系数；无人机偏航通道采用终端寻的修正追踪导引时，偏航角速度指令

其中，k_ψd、

分别为各项系数。

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