CN112097765A - 一种采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法，其特点在于采用导引头测量视线角速率并积分得到视线角信号，然后将视线角信号进行非线性变换得到时变前置角信号，在通过给定时刻的视线角信号得到定常前置角信号，其次把飞行器偏航角信号分别与视线角信号、时变前置角信号、定常前置角信号进行比较得到三类误差信号，再把三类误差信号进行非线性抗饱和变换，最后对上述三类误差信号与非线性抗饱和信号进行综合并积分得到最终的导引律，引导飞行器偏航角变化从而精确命中目标。该方法的优点在于通过巧妙设计时变前置角，动态地微调飞行器末端的姿态，从而提供更精确的导引精度。

Description

一种采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法

技术领域

本发明属于飞行器制导与控制领域，尤其涉及采用定常与时变前置角相结合的高精度前置导引控制方法。

背景技术

飞行器的精确制导技术不仅可以应用于导弹的拦截置导，而且可以推广应用于飞机、舰艇、航天器和机器人的对抗、追击、拦截、对接以及回收等领域。目前应用比较多的仍然是经典的追踪法、三点法、前置角法、平行接近法和比例导引法等。其中尤其以比例导引与前置角导引更深受工程研究者的喜爱，比例导引具有算法简单的优点，但其末段导引律输出角度，导致弹道变化剧烈；而前置导引则具有导引律输出小弹道变化平缓的优点。但目前几乎所有的前置导引中采用的前置角均是采用定常前置角的概念，而本发明提出了一种新颖的时变前置角能够动态地更新前置信息微调飞行器的末段姿态，从而获得更好的命中精度。因此本发明不仅具有较高的理论价值，而且有很好的工程应用价值。

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采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法，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固定前置角无法适应末端导引态势变化而导致的导引精度不足的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法，包括以下步骤：

步骤S10：在飞行器上安装导引头设备测量飞行器相对目标运动的视线角速率信号，然后进行积分得到飞行器相对目标运动的视线角信号；

步骤S20：根据所述的视线角信号，进行非线性变换，生成时变前置角信号；

步骤S30：采用导引头测量飞行器与目标的距离，设置定常前置角采集条件，当飞行距离满足采集条件时，采集生成定常前置角信号；

步骤S40：在飞行器上安装陀螺仪或惯性导航组合器件，测量飞行器的偏航角信号，然后分别与视线角信号、时变前置角信号、定常前置角信号进行对比，依次生成视线角误差信号、时变前置误差信号、定常前置误差信号；

步骤S50：根据所述的视线角误差信号、时变前置误差信号、定常前置误差信号，分别进行平滑限幅非线性变换，得到误差信号的非线性变换信号；

步骤S60：针对所述的三类误差信号与误差非线性变换信号进行信号综合、然后进行积分生成最终的导引信号，输送给飞行器姿态跟踪回路，实现偏航角对导引信号的跟踪，实现飞行器对目标的精确导引。

具体的，在飞行器上安装导引头设备，采用导引头设备测量飞行器相对目标运动在水平面的视线角速率

再进行积分得到飞行器相对目标运动的视线角，记作q_p。也可由第三方测量设备之间向飞行器提供视线角信息q_p。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述的视线角信号，进行非线性变换，生成时变前置角信号包括：

其中q_p为由导引头测量得到的行器相对目标运动的视线角信号，q_pt为时变前置角信号，k_q1、n₁、ε₁为待设计的正参数，其详细设计见后文案例实施。

在本发明的一个示例实施例中，采用导引头测量飞行器与目标的距离，设置定常前置角采集条件，当飞行距离满足采集条件时，采集生成定常前置角信号包括：

其中d为飞行器与目标的距离，v为飞行器的飞行速度估计值，此处无需其精确值。d₀为导引开始时刻，飞行器与目标的距离。a₁、与n₂的选取，详见后文案例实施。当满足上述条件时，记录此时时刻为t₁，然后定义t₁时刻的视线角q_p(t₁)为定常前置角信号，记为q_p0，即q_p0＝q_p(t₁)。其中a₁为区间(0,1)的定常参数，5≤n₂≤20。

在本发明的一个示例实施例中，测量飞行器的偏航角信号，然后分别与视线角信号、时变前置角信号、定常前置角信号进行对比，依次生成视线角误差信号、时变前置误差信号、定常前置误差信号包括：

e₁＝q_p-ψ；

e₂＝q_pt-ψ；

e₃＝q_p0-ψ；

其中ψ为飞行器偏航角，q_p为视线角信号，e₁为视线角误差信号，q_pt为时变前置角信号，e₂为时变前置角误差信号，q_p0为定常前置角信号，e₃为定常前置角误差信号。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述的视线角误差信号、时变前置误差信号、定常前置误差信号，分别进行平滑限幅非线性变换，得到误差信号的非线性变换信号包括：

其中e₁为视线角误差信号，e_f1为视线角误差非线性变换信号，对e₂为时变前置误差信号，e_f2时变前置误差非线性变换信号，e₃为定常前置误差信号，e_f3为定常前置误差非线性变换信号。其中k_e1、ε_e1、m₁、k_e2、ε_e2、m₂、k_e3、ε_e3、m₃为正参数，详细设计见后文案例实施。

在本发明的一个示例实施例中，针对所述的三类误差信号与误差非线性变换信号进行信号综合、然后进行积分生成最终的导引信号，实现飞行器对目标的精确导引包括：

u₁＝k₁e₁+k₂e₂+k₃e₃+k₄e_f1+k₅e_f2+k₆e_f3；

u＝∫u₁dt；

其中e₁为所述的视线角误差信号，e_f1为视线角误差非线性变换信号，对e₂为时变前置误差信号，e_f2时变前置误差非线性变换信号，e₃为定常前置误差信号，e_f3为定常前置误差非线性变换信号u₁为综合信号，k₁、k₂、k₃、k₄、k₅、k₆为常值信号，其设计详见后文案例实施。dt为对时间信号的积分。u为最终的导引律信号。

最后，将上述信号u输送给飞行器姿态跟踪回路，使得飞行器的偏航角ψ跟踪信号u即可实现飞行器对目标的精确导引。后文案例实施表明，本发明所提供的导引方法精度非常高。

有益效果

本发明提供了一种采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法，其新颖之处在于改变了传统前置角是定常值的概念，通过一类巧妙的非线性变化得到了时变的前置角。该时变的前置角能够动态地微调飞行器末端的姿态，从而提供更精确的导引精度。而通过定常前置角与时变前置角相结合的方式，大大地提高了飞行器导引的精度。因此本发明不仅在理论上具有很好的创新性，而且在工程上由于有高精度的优点而有很高的工程应用价值，能够广泛应用于军用两用的各种飞行器导航中。

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，并不能限制本发明。

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采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法的流程图；

图2是本发明实施例所提供方法的视线角信号(单位：度)；

图3是本发明实施例所提供方法的时变前置角信号(单位：度)；

图4是本发明实施例所提供方法的定常前置角信号(单位：度)；

图5是本发明实施例所提供方法的视线角与偏航角的误差信号(单位：度)；

图6是本发明实施例所提供方法的时变前置角与偏航角的误差信号(单位：度)；

图7是本发明实施例所提供方法的为定常前置角与偏航角的误差信号(单位：度)；

图8本发明实施例所提供方法的导引律的输出(单位：度)；

图9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10本发明实施例所提供方法的飞行器与目标距离曲线(单位：米)；

图11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12本发明实施例所提供方法的飞行器与目标在水平面的相对运动轨迹(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。

本发明提供了一种采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法，其根据飞行器距离目标的距离，均匀选取n个位置，由飞行器的视线角估算设置飞行器的前置角。其次针对n个前置角，采用模糊规则，根据前置角的提取时间与飞行器距离目标的距离远近来调整前置角的置信度权重。其模糊规则的基本思想是认为提取时间越靠后以及距离目标距离越近的前置角对最终脱靶量的影响越大，因而设置较高的置信度。然后对叠加了置信度的前置角信息与飞行器偏航角进行比较得到前置误差信号并进行非线性变换得到非线性信号，再由飞行器视线角与姿态角的比较得到视线角误差信号，最后由上述前置误差信号、非线性变换信号以及视线角误差信号进行比例加权叠加，并积分得到最终的导引信号，输出给飞行器姿态控制系统控制飞行器准确飞向目标。

下面，将结合附图对本发明的一种采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该一种采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法包括以下步骤：

步骤S10：在飞行器上安装导引头设备测量飞行器相对目标运动的视线角速率信号，然后进行积分得到飞行器相对目标运动的视线角信号；

具体的，在飞行器上安装导引头设备，采用导引头设备测量飞行器相对目标运动在水平面的视线角速率

再进行积分得到飞行器相对目标运动的视线角，记作q_p。也可由第三方测量设备之间向飞行器提供视线角信息q_p。

步骤S20：根据所述的视线角信号，进行非线性变换，生成时变前置角信号；

具体的，针对上述视线角信号进行非线性变换，并作为导引的前置角信号，称为时变前置角信号，记作q_pt，该非线性变换采用如下函数进行：

其中k_q1、n₁、ε₁为待设计的正参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤S30：采用导引头测量飞行器与目标的距离，设置定常前置角采集条件，当飞行距离满足采集条件时，采集生成定常前置角信号；

为了避免飞行器在初始导引时刻就已经对准目标，此时记录的前置角信息无法代表目标的运动趋势，选取飞行器飞行至目标一定距离，以此时的视线角作为导引的定常前置信号。即定义d为飞行器与目标的距离，如果

记录此时时刻为t₁，然后定义t₁时刻的视线角q_p(t₁)为定常前置角信号，记为q_p0，即q_p0＝q_p(t₁)。其中a₁为区间(0,1)的定常参数，5≤n₂≤20，d₀为导引开始时刻，飞行器与目标的距离。v为飞行器的飞行速度估计值，此处无需其精确值。a₁、与n₂的选取，详见后文案例实施。

步骤S40：在飞行器上安装陀螺仪或惯性导航组合器件，测量飞行器的偏航角信号，然后分别与视线角信号、时变前置角信号、定常前置角信号进行对比，依次生成视线角误差信号、时变前置误差信号、定常前置误差信号；

具体的，首先在飞行器上安装陀螺仪或者惯性导航组合器件，对飞行器的偏航角进行测量，记作ψ。

其次，对视线角信号q_p与飞行器偏航角信号ψ进行比较，生成视线角误差信号，记作e₁，其计算方法如下：e₁＝q_p-ψ。

然后，采用偏航角信号ψ与时变前置角信号进行比较，生成时变前置角误差信号，记作e₂，其计算方法如下：e₂＝q_pt-ψ。

最后，采用偏航角信号ψ与定常前置角信号进行比较，生成定常前置角误差信号，记作e₃，其计算方法如下：e₃＝q_p0-ψ。

步骤S50：根据所述的视线角误差信号、时变前置误差信号、定常前置误差信号，分别进行平滑限幅非线性变换，得到误差信号的非线性变换信号；

对上述三类误差信号进行如下的非线性变换，可以起到平滑限幅的作用。具体的，首先对视线角误差信号e₁进行如下的非线性变换得到的信号记作e_f1，其变换函数为

其中k_e1、ε_e1、m₁为正参数，详细设计见后文案例实施。

其次，对时变前置误差信号e₂进行如下的非线性变换得到的信号记作e_f2，其变换函数为

其中k_e2、ε_e2、m₂为正参数，详细设计见后文案例实施。

最后，对定常前置误差信号e₃进行如下的非线性变换得到的信号记作e_f3，其变换函数为

其中k_e3、ε_e3、m₃为正参数，详细设计见后文案例实施。

步骤S60：针对所述的三类误差信号与误差非线性变换信号进行信号综合、然后进行积分生成最终的导引信号，输送给飞行器姿态跟踪回路，实现偏航角对导引信号的跟踪，实现飞行器对目标的精确导引。

具体的，首先对上述三类误差信号与三类误差信号的非线性变换，进行信号综合，得到综合信号u₁如下

u₁＝k₁e₁+k₂e₂+k₃e₃+k₄e_f1+k₅e_f2+k₆e_f3；

其中k₁、k₂、k₃、k₄、k₅、k₆的参数设计详见后文案例实施。

然后，对综合信号进行积分，得到最终的导引律信号，记作u

u＝∫u₁dt；

最后，将上述信号u输送给飞行器姿态跟踪回路，使得飞行器的偏航角ψ跟踪信号u即可实现飞行器对目标的精确导引。后文案例实施表明，本发明所提供的导引方法精度非常高。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

为验证本发明所提供方法的正确性与有效性，特提供如下案例仿真进行模拟。

首先设置飞行器的初始位置坐标为(0，1，0)，以导引开始时刻的飞行器位置的垂直下方1米处为原点，建立坐标系，因此在高度上设定飞行器的初始高度为1米。

设置目标初始位置在上述坐标系中表示为(5200，1，-650)，即初始时刻距离飞行器5200米，侧向偏差为-650米，而高度上无偏差。

目标运动速度大小假设为18米/秒，其近在水平面内运动，运动方向与x轴方向夹角为-32度。

步骤一的实施与前文同，无需补充说明。最终得到的视线角信号见下文图2所示。

在步骤二中设置k_q1＝0.1、n₁＝1/3、ε₁＝5。其得到的时变前置角信号见如下图3所示，可以看出时变前置角信号大部分时间大约在4度与8度之间，末端由于视线角信号较大，故时变前置角信号也有所变大。

在步骤三中设置a₁＝0.91、n₂＝10此时t₁＝3。求得常值前置角如下图4所示，约为7.3度。说明的是在图形3秒之前，未捕获该前置角信号，故是时变的，在3秒后，定常前置角信号形成后，其值不变，保持在7.3度左右。

在步骤四中最终形成的三类误差信号e₁、e₂、e₃见图5、图6、图7所示。其中图5为视线角与偏航角的误差信号；图6为时变前置角与偏航角的误差信号；图7为定常前置角与偏航角的误差信号。

在步骤五中选取k_e1＝0.15、ε_e1＝5、m₁＝1/4，k_e2＝0.3、ε_e2＝5、m₂＝1/4，k_e3＝0.5、ε_e3＝5、m₃＝1/4。

在步骤六中选取k₁＝0.5、k₂＝-0.1、k₃＝-0.2、k₄＝0.3、k₅＝-0.2、k₆＝-0.2。最终得到的导引律输出曲线如下图8所示。图9为实际偏航角与导引律输出的跟踪曲线，可以看出飞行器的实际偏航角能够很好地跟踪导引律的输出，因此可以看出导引律的输出幅值是合理的，这也是最终脱靶量小的原因。

图10为飞行器导引过程中与目标的距离变化曲线，图11为脱靶量的放大曲线，可以看出最终导引精度小于0.5米，图12为飞行器与目标在水平面的相对运动轨迹。由上述图形与案例实施结果可以看出，本发明提供的方法具有导引精度非常高的优点，而且该方法可以移植到其它态势下的导引中，仍然具有很好的精度。

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 (6)

1.一种采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10：在飞行器上安装导引头设备测量飞行器相对目标运动的视线角速率信号，然后进行积分得到飞行器相对目标运动的视线角信号；

步骤S20：根据所述的视线角信号，进行非线性变换，生成时变前置角信号；

步骤S30：采用导引头测量飞行器与目标的距离，设置定常前置角采集条件，当飞行距离满足采集条件时，采集生成定常前置角信号；

步骤S40：在飞行器上安装陀螺仪或惯性导航组合器件，测量飞行器的偏航角信号，然后分别与视线角信号、时变前置角信号、定常前置角信号进行对比，依次生成视线角误差信号、时变前置误差信号、定常前置误差信号；

步骤S50：根据所述的视线角误差信号、时变前置误差信号、定常前置误差信号，分别进行平滑限幅非线性变换，得到误差信号的非线性变换信号；

步骤S60：针对所述的三类误差信号与误差非线性变换信号进行信号综合、然后进行积分生成最终的导引信号，输送给飞行器姿态跟踪回路，实现偏航角对导引信号的跟踪，实现飞行器对目标的精确导引。

2.根据权利要求1一种采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法，其特征在于，根据所述的视线角信号，进行非线性变换，生成时变前置角信号包括：

其中q_p为由导引头测量得到的行器相对目标运动的视线角信号，q_pt为时变前置角信号，k_q1、n₁、ε₁为正的常值参数。

3.根据权利要求1一种采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法，其特征在于，采用导引头测量飞行器与目标的距离，设置定常前置角采集条件，当飞行距离满足采集条件时，采集生成定常前置角信号包括：

其中d为飞行器与目标的距离，v为飞行器的飞行速度估计值，此处无需其精确值。d₀为导引开始时刻，飞行器与目标的距离。a₁、与n₂的选取，详见后文案例实施。当满足上述条件时，记录此时时刻为t₁，然后定义t₁时刻的视线角q_p(t₁)为定常前置角信号，记为q_p0，即q_p0＝q_p(t₁)。其中a₁为区间(0,1)的定常参数，5≤n₂≤20。

4.根据权利要求1一种采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法，其特征在于，测量飞行器的偏航角信号，然后分别与视线角信号、时变前置角信号、定常前置角信号进行对比，依次生成视线角误差信号、时变前置误差信号、定常前置误差信号包括：

e₁＝q_p-ψ；

e₂＝q_pt-ψ；

e₃＝q_p0-ψ；

其中ψ为飞行器偏航角，q_p为视线角信号，e₁为视线角误差信号，q_pt为时变前置角信号，e₂为时变前置角误差信号，q_p0为定常前置角信号，e₃为定常前置角误差信号。

5.根据权利要求1一种采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法，其特征在于，根据所述的视线角误差信号、时变前置误差信号、定常前置误差信号，分别进行平滑限幅非线性变换，得到误差信号的非线性变换信号包括：

其中e₁为视线角误差信号，e_f1为视线角误差非线性变换信号，对e₂为时变前置误差信号，e_f2时变前置误差非线性变换信号，e₃为定常前置误差信号，e_f3为定常前置误差非线性变换信号。其中k_e1、ε_e1、m₁、k_e2、ε_e2、m₂、k_e3、ε_e3、m₃为正的常值参数。

6.根据权利要求1一种采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法，其特征在于，针对所述的三类误差信号与误差非线性变换信号进行信号综合、然后进行积分生成最终的导引信号，实现飞行器对目标的精确导引包括：

u₁＝k₁e₁+k₂e₂+k₃e₃+k₄e_f1+k₅e_f2+k₆e_f3；

u＝∫u₁dt；

其中e₁为所述的视线角误差信号，e_f1为视线角误差非线性变换信号，对e₂为时变前置误差信号，e_f2时变前置误差非线性变换信号，e₃为定常前置误差信号，e_f3为定常前置误差非线性变换信号u₁为综合信号，k₁、k₂、k₃、k₄、k₅、k₆为常值信号。dt为对时间信号的积分。u为最终的导引律信号。

最后，将上述信号u输送给飞行器姿态跟踪回路，使得飞行器的偏航角ψ跟踪信号u即可实现飞行器对目标的精确导引。后文案例实施表明，本发明所提供的导引方法精度非常高。

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