CN111680426B - 一种变系数比例导引参数设计方法 - Google Patents
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Abstract
一种变系数比例导引参数设计方法，包括以下步骤：步骤1，建立比例导引头与导引头视线角之间的数学关系；步骤2，通过数学关系推导，求解比例导引系数k与导引头输出角度之间的对应关系；步骤3，通过数学仿真进行变比例导引系数k的仿真计算，并通过算法前后的仿真数据对比，验证本方法的有效性，为后续工程实践奠定理论基础；通过变系数比例导引可以比较好的解决上述固定系数比例导引的问题，充分利用导引头线性区及导弹飞行过载，实现捷联激光导引头对于运动目标的精确命中。
Description
技术领域
本发明属于导弹飞行控制技术领域，具体涉及一种变系数比例导引参数设计方法。
背景技术
在传统的比例导引算法中，主要是固定比例系数，对于固定目标而言固定比例系数在工程实践中简洁高效，但是对于动目标而言，固定比例系数对于导弹实际飞行过程中的过载使用不够充分，尤其对于捷联体制的激光制导导弹，过高的比例系数往往会使得飞行过程中导引头目标处于线性区边缘，在实际飞行中如果考虑噪声对控制冗余影响很大，比例系数过小会导致末端目标快速偏出视场不能命中该目标。
发明内容
为克服上述现有技术的不足，本发明的目的是提供一种变系数比例导引参数设计方法，通过算法改进，通过变系数比例导引可以比较好的解决上述固定系数比例导引的问题，充分利用导引头线性区及导弹飞行过载，实现捷联激光导引头对于运动目标的精确命中。
为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：一种变系数比例导引参数设计方法，包括以下步骤：
步骤1，建立比例导引头与导引头视线角之间的数学关系；
步骤2，通过数学关系推导，求解比例导引系数K与导引头输出角度之间的对应关系；
步骤3，通过数学仿真进行变比例导引系数K仿真计算，并通过算法前后的仿真数据对比，验证本方法的有效性，为后续工程实践奠定理论基础。
所述的步骤1的数学关系为：
其中，εβ导引头偏航角，β为导弹的侧滑角，为视线角速度，
k为比例导引系数；
由上述公式可以得出结论，为了保证导引头的偏航角度输出并最大限度靠近线性区中心，与飞行时间T，比例导引系数k，侧滑角β相关。一般而言飞行时间T对于特定的飞行弹道对相对固定，侧滑角β与比例系数也正相关，所以在制导控制中重点考虑比例导引系数k的设定。
所述的步骤2，根据实际弹体的气动力模型，利用质点运动与姿态运动之间的耦合关系，来寻求最优的比例系数K与导引头输出偏航角度之间的关系。比例系数K的设计是一个与发射距离、导引头输出角度相关的函数：
Kz＝Ks/(1-(Px/K1)4)(1.0-K2|εβ|/10.0)；
其中K1目标距发射点的x距离，Px为导弹x方向的位置，Ks为比例导引系数的基础值1.5，Kz为偏航比例导引系数，考虑到实际飞行控制中Kz会无限增大，所以对Kz的最大值进行了限定，限定值Kzmax＝5.5，K2为导引头修正系数，|εβ|导引头偏航角度绝对值，10.0为导引头最大线性输出角度。
所述的步骤3，对步骤2数学函数中的基础值、Kzmax，K2导引头修正系数，Ks进行不同组合的仿真，获取最佳的Kz。
本发明的有益效果是：
与现有技术相比，本发明由于采用了变系数比例导引，所以具有过载利用率比较高的优点；由于很好的兼顾了过载与导引头数据角度偏差靠近视轴中心，所以对末端捷联体制激光导引头制导对动目标的打击精度大幅度提升，从而进一步提升了捷联体制激光导引头制导产品市场竞争力，使制导弹药的成本大幅度下降。提高了武器的费效比。
附图说明
图1为本发明2公里典型弹道的导引头偏航角度对比的仿真曲线图。
图2为本发明2公里典型弹道的导引头侧滑角对比的仿真曲线图。
图3为本发明2公里典型弹道的导引头偏航姿态对比的仿真曲线图。
图4为本发明2公里典型弹道的导引头偏航速度的仿真曲线图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步详细说明。
参见图1-4，在传统的控制方法中，比例导引控制的实质是通过控制导弹的法向和侧向过载实现对弹道作为质点的运动。形成控制指令过载如下式：
其中g为当地的重力加速度，ny为俯仰过载，nz为偏航过载，Ky为俯仰比例系数，Kz为偏航比例系数，V为导弹的飞行速度，为俯仰视线角速度，/>为偏航视线角速度；
从比例导引公式来看，描述的是导弹作为质点的运动，并没有考虑到实际导弹自身的转动。所以实际飞行过程中，必须考虑导弹的飞行姿态，尤其对于捷联激光导引控制的导弹，必须要求目标能够时刻在导引头的线性区内，才能进行导引控制。所以比例导引必须考虑目标在导引头线性区内才能进行有效控制。对于侧向运动目标而言，对于比例系数的设计必须考虑导引头角度的影响。
在实际飞行过程中，导引头输出的偏航角度，与目标的偏航视线角、弹体偏航姿态成如下关系。
εβ＝＝q-(ψc-β)
其中：εβ导引头偏航角，q偏航视线角，ψc为弹道的偏角，β为导弹的侧滑角，
为偏航姿态角，/>为视线角速度，k为比例导引系数；
由上述公式可以得出结论，为了保证导引头的偏航角度输出并最大限度靠近线性区中心，与飞行时间T，比例导引系数k，侧滑角β相关。一般而言飞行时间T对于特定的飞行弹道对相对固定，侧滑角β与比例系数也正相关，所以在制导控制中重点考虑比例导引系数k的设定。
所以本算法的核心在于如何在调整K，满足导引头侧向角度输出在线性区内实现对侧向快速运动目标的精确命中。
在实际控制中，考虑k为变系数控制策略，即实现初始k较小，后期k值不断增大的策略，设定k是与飞行时间相关的函数，在实际飞行过程中，采用导弹位置与目标距离的比值来间接体现时间变化关系，建立如下关系基本关系式：
Kz＝Ks/(1-(Px/K1)4)(1.0-K2|εβ|/10.0)；
其中K1目标距发射点的x距离，Px为导弹x方向的位置，Ks为比例导引系数的基础值1.5，Kz为偏航比例导引系数，考虑到实际飞行控制中Kz会无限增大，所以对Kz的最大值进行了限定，限定值Kzmax＝5.5，K2为导引头修正系数，|εβ|导引头偏航角度绝对值，10.0为导引头最大线性输出角度。
为了说明实际的效果，将采用固定系数与变系数算法的仿真结果进行比对，主要比对算法前后对于导引头偏航角度、侧滑角、偏航姿态、位置及速度的变化，下列图1-4为2公里典型弹道的仿真曲线；
通过对比，可以发现，变系数的比例系数K起初比较小，后面比较大，使得偏航角度输出更靠近线性区中心，末端过载也适当下降，有利于弹体姿态控制。
实施例1
一种变系数比例导引参数设计方法，包括以下步骤：
步骤1，建立比例导引头与导引头视线角之间的数学关系；
步骤2，通过数学关系推导，求解比例导引系数K与导引头输出角度之间的对应关系；
步骤3，通过数学仿真进行变比例导引系数K仿真计算，并通过算法前后的仿真数据对比，验证本方法的有效性，为后续工程实践奠定理论基础。
步骤1的数学关系为：
其中，
εβ导引头偏航角，β为导弹的侧滑角，为视线角速度，k为比例导引系数；
由上述公式可以得出结论，为了保证导引头的偏航角度输出并最大限度靠近线性区中心，与飞行时间T，比例导引系数k，侧滑角β相关。一般而言飞行时间T对于特定的飞行弹道对相对固定，侧滑角β与比例系数也正相关，所以在制导控制中重点考虑比例导引系数k的设定。
所述的步骤2，根据实际弹体的气动力模型，利用质点运动与姿态运动之间的耦合关系，来寻求最优的比例系数K与导引头输出偏航角度之间的关系，比例系数K的设计是一个与发射距离、导引头输出角度相关的函数：
Kz＝Ks/(1-(Px/K1)4)(1.0-K2|εβ|/10.0)；
其中K1目标距发射点的x距离，Px为导弹x方向的位置，Ks为比例导引系数的基础值1.5，Kz为偏航比例导引系数，考虑到实际飞行控制中Kz会无限增大，所以对Kz的最大值进行了限定，限定值Kzmax＝5.5，K2为导引头修正系数，|εβ|导引头偏航角度绝对值，10.0为导引头最大线性输出角度。
所述的步骤3，对步骤2数学函数中的基础值、Kzmax，K2导引头修正系数，Ks进行不同组合的仿真，获取最佳的Kz。
Claims (3)
1.一种变系数比例导引参数设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1，建立比例导引头与导引头视线角之间的数学关系；
步骤2，通过数学关系推导，求解比例导引系数k与导引头输出角度之间的对应关系；
所述的步骤2，根据实际弹体的气动力模型，利用质点运动与姿态运动之间的耦合关系，寻求最优的比例系数K与导引头输出偏航角度之间的关系，比例系数K的设计是一个与发射距离、导引头输出角度相关的函数：
Kz＝Ks/(1-(Px/K1)4)(1.0-K2|εβ|/10.0)；
其中K1目标距发射点的x距离，Px为导弹x方向的位置，Ks为比例导引系数的基础值1.5，Kz为偏航比例导引系数，考虑到实际飞行控制中Kz会无限增大，所以对Kz的最大值进行了限定，限定值Kzmax＝5.5，K2为导引头修正系数，|εβ|导引头偏航角度绝对值，10.0为导引头最大线性输出角度；
步骤3，通过数学仿真进行变比例导引系数k的仿真计算，并通过算法前后的仿真数据对比，验证本方法的有效性，为后续工程实践奠定理论基础。
2.根据权利要求1所述的一种变系数比例导引参数设计方法，其特征在于，所述的步骤1的数学关系为：
其中，εβ导引头偏航角，β为导弹的侧滑角，为视线角速度，
k为比例导引系数；
由上述公式可以得出结论，为了保证导引头的偏航角度输出并最大限度靠近线性区中心，导引头的偏航角度与飞行时间T，比例导引系数k，侧滑角β相关，飞行时间T对于特定的飞行弹道相对固定，侧滑角β与比例系数也正相关，所以在制导控制中重点考虑比例导引系数k的设定。
3.根据权利要求1所述的一种变系数比例导引参数设计方法，其特征在于，步骤3中对步骤2数学函数中的基础值、Kzmax，K2导引头修正系数，Ks进行不同组合的仿真，获取最佳的Kz。
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|---|---|---|---|---|
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Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4198015A (en) * | 1978-05-30 | 1980-04-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Ideal trajectory shaping for anti-armor missiles via time optimal controller autopilot |
| SE8405932D0 (sv) * | 1983-11-25 | 1984-11-23 | British Aerospace Plc | Manovreringssystem |
| CN102353301A (zh) * | 2011-09-15 | 2012-02-15 | 北京理工大学 | 基于虚拟目标点的带有终端约束的导引方法 |
| CN103954179A (zh) * | 2014-04-30 | 2014-07-30 | 北京理工大学 | 捷联红外导引头隔离度寄生回路评估系统 |
| CN105043171A (zh) * | 2015-06-30 | 2015-11-11 | 北京航天长征飞行器研究所 | 一种带倾角约束的火箭弹纵向导引方法 |
| CN105539884A (zh) * | 2016-02-05 | 2016-05-04 | 上海微小卫星工程中心 | 一种卫星偏航控制导引方法 |
| CN105807781A (zh) * | 2014-12-31 | 2016-07-27 | 上海新跃仪表厂 | 一种基于比例导引的空间近距飞越末制导方法 |
| CN106681348A (zh) * | 2017-01-13 | 2017-05-17 | 西北工业大学 | 考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化设计方法 |
| CN108447337A (zh) * | 2018-03-29 | 2018-08-24 | 深圳视觉航空科技有限公司 | 基于虚拟现实的仿真飞行实现方法 |
| CN109669480A (zh) * | 2019-01-03 | 2019-04-23 | 西安航天动力技术研究所 | 一种预测目标位置的导引头控制方法 |
| CN110008502A (zh) * | 2019-01-29 | 2019-07-12 | 西北工业大学 | 考虑全捷联导引头视场约束的三维制导控制一体化设计方法 |
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Patent Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4198015A (en) * | 1978-05-30 | 1980-04-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Ideal trajectory shaping for anti-armor missiles via time optimal controller autopilot |
| SE8405932D0 (sv) * | 1983-11-25 | 1984-11-23 | British Aerospace Plc | Manovreringssystem |
| CN102353301A (zh) * | 2011-09-15 | 2012-02-15 | 北京理工大学 | 基于虚拟目标点的带有终端约束的导引方法 |
| CN103954179A (zh) * | 2014-04-30 | 2014-07-30 | 北京理工大学 | 捷联红外导引头隔离度寄生回路评估系统 |
| CN105807781A (zh) * | 2014-12-31 | 2016-07-27 | 上海新跃仪表厂 | 一种基于比例导引的空间近距飞越末制导方法 |
| CN105043171A (zh) * | 2015-06-30 | 2015-11-11 | 北京航天长征飞行器研究所 | 一种带倾角约束的火箭弹纵向导引方法 |
| CN105539884A (zh) * | 2016-02-05 | 2016-05-04 | 上海微小卫星工程中心 | 一种卫星偏航控制导引方法 |
| CN106681348A (zh) * | 2017-01-13 | 2017-05-17 | 西北工业大学 | 考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化设计方法 |
| CN108447337A (zh) * | 2018-03-29 | 2018-08-24 | 深圳视觉航空科技有限公司 | 基于虚拟现实的仿真飞行实现方法 |
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| CN110008502A (zh) * | 2019-01-29 | 2019-07-12 | 西北工业大学 | 考虑全捷联导引头视场约束的三维制导控制一体化设计方法 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| Guidance law of multiple missiles for cooperative simultaneous attack against maneuvering target;Tingting Zhang等;IEEE;全文 * |
| 基于舰艇摇摆的垂发型舰空导弹三维弹道仿真;王光源;毛世超;孙涛;蔡蕾;;火力与指挥控制(03期);全文 * |
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