CN112540618B - 高动态旋转飞行器复合制导控制系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高动态旋转飞行器复合制导控制系统及方法，所述系统包括制导模块(1)、飞行器姿态测量模块(2)、舵机指令解算模块(3)和执行模块(4)，其中，所述制导模块采用雷达/红外的双模复合导引模式，在飞行器飞行的过程中根据飞行器与目标的距离自动切换制导模式，能够实现全天候、多环境的使用，提高了制导精度；通过设置捷联导引头和视线角速度解算模块，提高了舱体的空间利用率，降低了干扰性；另外，通过对控制舱进行了一体化设计，增加了战斗部空间，提高了飞行品质。

Description

高动态旋转飞行器复合制导控制系统及方法

技术领域

本发明涉及旋转飞行器制导控制领域，具体涉及高动态旋转飞行器复合制导控制系统及方法。

背景技术

传统的高动态旋转飞行器多为单一制导体制，可在常规环境条件下稳定地完成制导任务，而无法满足全天候、大跨域的战场环境要求，且单一制导体制的飞行器容易受到外部干扰，导致制导精度降低，甚至造成脱靶等不利结果。

此外，现有高动态飞行器的制导控制舱部件较多，舱内结构复杂，舱体体积大，影响战斗部的体积，降低了飞行器的威力。

因此，有必要提供一种高动态旋转飞行器复合制导控制系统及方法，其能够实现全天候、多环境的使用，制导精度高，且舱体结构简单。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种高动态旋转飞行器复合制导控制系统及方法，该系统采用雷达/红外的双模复合导引模式，在飞行器飞行的过程中根据飞行器与目标的距离自动切换制导模式，能够实现全天候、多环境的使用，提高了制导精度；通过设置捷联导引头和视线角速度解算模块，提高了舱体的空间利用率，降低了干扰性；另外，通过对控制舱进行了一体化设计，增加了战斗部空间，提高了飞行品质，从而完成了本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供以下方面：

第一方面，提供一种高动态旋转飞行器复合制导控制系统，

所述系统包括制导模块1、飞行器姿态测量模块2、舵机指令解算模块3和执行模块4；其中，

所述制导模块1用于实时获取飞行器与目标的位置信息，并传递至舵机指令解算模块3，

所述飞行器姿态测量模块2用于实时获取飞行器的飞行参数信息，并传递至舵机指令解算模块3，

所述舵机指令解算模块3用于实时根据获取的飞行器与目标的位置信息及飞行器姿态信息获得打舵指令，

所述执行模块4用于实时根据接收到的舵机指令调整飞行器姿态。

第二方面，提供一种高动态旋转飞行器复合制导控制方法，优选采用第一方面所述的系统进行，其中，

步骤1，通过制导模块1中的雷达导引系统11实时获得飞行器与目标之间的距离，由制导模式选择模块5选择制导模式；

步骤2，通过导引头6实时获得飞行器与目标的视线角，并由视线角速度解算模块7实时解算得到飞行器与目标的视线角速度，并传递至舵机指令解算模块3；

步骤3，通过飞行器姿态测量模块2实时获得飞行器的飞行参数信息，并传递至舵机指令解算模块3；

步骤4，通过舵机指令解算模块3实时获得打舵指令，并传递至执行模块4；

步骤5，通过执行模块4实时调整飞行器的姿态。

本发明所具有的有益效果包括：

(1)本发明提供的高动态旋转飞行器复合制导控制系统，采用雷达导引系统和红外导引系统的双模复合制导模式，可以根据飞行器与目标的距离进行自动选择，实现了全天候、多环境的使用，提高了制导精度；

(2)本发明提供的高动态旋转飞行器复合制导控制系统，采用捷联导引头和视线角速度解算模块结合的方式实时获取飞行器与目标的视线角速度，能够节省控制舱的空间，增加战斗部的空间，提升飞行器的空间利用率，抗干扰性强，提高飞行品质，降低脱靶量；

(3)本发明提供的高动态旋转飞行器复合制导控制系统，获得的滚转角精确性高，显著提高了制导精度；

(4)本发明提供的高动态旋转飞行器复合制导控制方法，可以满足全天候、大跨域的战场要求，制导过程不易受到内外部干扰的影响，稳定性高。

附图说明

图1示出本发明一种优选实施方式的高动态旋转飞行器复合制导控制系统的整体结构示意图；

图2示出本发明实验例1中不考虑外部扰动影响时，计算机实时给出的飞行器与目标的视线角速度的真实值与解算值之间的比较结果；

图3示出本发明实验例1中考虑外部扰动影响时，计算机实时给出的飞行器与目标的视线角速度的真实值与解算值之间的比较结果；

图4示出本发明实验例2中不考虑外部扰动影响时，计算机实时给出的飞行器与目标的视线角速度的真实值与解算值之间的比较结果；

图5示出本发明实验例2中考虑外部扰动影响时，计算机实时给出的飞行器与目标的视线角速度的真实值与解算值之间的比较结果；

图6示出本发明实验例3中不考虑外部扰动影响时，计算机实时给出的飞行器与目标的视线角速度的真实值与解算值之间的比较结果；

图7示出本发明实验例3中考虑外部扰动影响时，计算机实时给出的飞行器与目标的视线角速度的真实值与解算值之间的比较结果。

附图标号说明：

1-制导模块；

11-雷达导引系统；

12-红外导引系统；

2-飞行器姿态测量模块；

21-地磁传感器；

22-惯性陀螺；

3-舵机指令解算模块；

4-执行模块；

5-制导模式选择模块；

6-导引头；

7-视线角速度解算模块；

8-电源供电模块。

具体实施方式

下面通过附图和实施方式对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。其中，尽管在附图中示出了实施方式的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

本发明提供了一种高动态旋转飞行器复合制导控制系统，如图1所示，所述系统包括制导模块1、飞行器姿态测量模块2、舵机指令解算模块3和执行模块4。

其中，所述高动态是指飞行器的转速高，一般转速在10r/s以上。

根据本发明一种优选的实施方式，所述制导模块1用于实时获取飞行器与目标的位置信息，并传递至舵机指令解算模块3，

所述制导模块1采用复合制导模式，以提高指导精度。

其中，所述飞行器与目标的位置信息包括飞行器与目标的视线角信息以及飞行器与目标的距离。

在进一步优选的实施方式中，所述制导模块1包括雷达导引系统11和红外导引系统12。

其中，所述雷达导引系统由天线、接收机、驱动装置、基准电压发生器、相位比较器组成。其中，天线接收目标反射的雷达回波，当天线轴正好对准目标时输出为零。如果天线未对正目标，则有一个与失调角成比例的信号输出，此信号经接收机接收放大后进入相位比较器。同时，由基准电压发生器发射的与天线同频率的基准信号，经过放大后同时进入相位比较器。相位比较器根据基准信号确定出偏差分量，雷达导引系统根据偏差分量确定飞行器与目标的视线角信息，根据雷达回波时间确定飞行器与目标间的距离。

所述红外导引系统主要由红外探测系统和电子线路两部分组成，是一个使光学系统跟踪目标的机电装置，其将红外信号转换为光信号，光信号通过导引头中的光电转换器转化为电信号，通过电子线路将电信号传递至舵机指令解算模块。

在本发明中，对雷达导引系统和红外导引系统的结构不作特别限定，可以为现有技术中常见的具有上述功能的雷达探测器和红外探测器。

本发明人经过研究发现，雷达导引系统虽然可以全天时、全天候工作，但容易受到侦查干扰且测量精度低；红外导引系统虽测量精度高，抗干扰能力强，但是受气候影响较大，云雾天气探测距离急剧减小。

为解决上述问题，根据本发明一种优选的实施方式，所述高动态旋转飞行器的复合制导系统还包括制导模式选择模块5，其根据飞行器与目标之间的距离选择制导模式。

其中，飞行器在飞向目标的过程中，其上的敏感元件及舵机等期间开始上电工作时称为启控，在启控后的飞行阶段称之为制导段，所述制导段包括中制导段和末制导段，一般来说，带有激光导引头的制导飞行器在距离目标3km，并且激光导引头开始捕获目标时，飞行器进入末制导段。

在进一步优选的实施方式中，所述制导模式选择模块5按照以下规则选择制导模式：

当飞行器与目标之间的距离小于等于10Km且大于2.99Km时，选择雷达导引系统进行制导；

当飞行器与目标之间的距离小于等于2.99Km且大于0.99Km时，选择雷达导引系统和红外导引系统进行复合制导；

当飞行器与目标之间的距离小于等于0.99km时，选择雷达导引系统和红外导引系统进行复合制导，其中，飞行器与目标的视线角信息由红外导引系统获得，飞行器与目标之间的距离由雷达导引系统获得。

其中，当飞行器与目标之间的距离小于等于2.99Km且大于0.99Km时，选择雷达导引系统和红外导引系统进行复合制导，此时的飞行器与目标的视线角由两种制导模式下得到的视线角加权得到，飞行器与目标之间的距离由雷达导引系统获得。

在更进一步优选的实施方式中，当飞行器与目标之间的距离小于等于2.99Km且大于0.99Km时，复合制导模式下的视线角通过下式(一)获得：

其中，

表示复合制导模式下的飞行器与目标的视线角，q₁表示雷达导引系统进行制导模式下的飞行器与目标的视线角，q₂表示红外导引系统进行制导模式下的飞行器与目标的视线角，a为复合制导模式下雷达导引系统所占权重，b为复合制导模式下红外导引系统所占权重。

优选地，所述a和b分别由下式(二)和式(三)获得：

a＝0.5x-0.5(二)；

b＝1-a(三)

其中，x表示飞行器与目标之间的距离。

根据本发明一种优选的实施方式，在所述制导模式选择模块5与舵机指令解算模块3之间还设置有导引头6，所述导引头6为捷联导引头。

其中，与传统的平台导引头相比，捷联导引头可直接固连于飞行器上，具有体积小、抗干扰性强、稳定性好等优点，可适用于各类高动态飞行器中。

本发明人研究发现，捷联导引头实现视场稳定的难度较大，只能得到飞行器与目标的视线角，而很难得到飞行器与目标的视线角速度，由于飞行器与目标的视线角速度作为制导指令中重要的一环，如果计算精度低将导致后续控制精度降低，从而影响飞行品质，甚至提高脱靶量。

因此，在进一步优选的实施方式，在所述导引头6与舵机指令解算模块3之间还设置有视线角速度解算模块7，以根据接收到的视线角信息实时解算得到飞行器与目标的视线角速度。

在更进一步优选的实施方式中，所述视线角速度解算模块7通过下式(四)、(五)和(六)实时获得飞行器与目标的视线角速度信息：

其中，q_g表示由导引头获得的飞行器与目标的视线角；q₀表示飞行器与目标的视线角的估测值，即在解算过程中通过上述式(四)、(五)、(六)估算出来的飞行器与目标的视线角的估测值；q₀₁表示飞行器与目标的视线角速度估测值，即在解算过程中通过上述式(四)、(五)、(六)估算出来的飞行器与目标的视线角速度的估测值；

表示x₂的导数；

表示x₁的导数；

表示x₀的导数，上一时刻得到的数值作为下一时刻迭代的初始值；

初始时刻时，x₀＝0，x₁＝0，x₂＝0，每隔0.001s作为积分步长，进行迭代，并且得到x₀、x₁和x₂在下一时刻的数值；

具体来说，第一个迭代时刻中，将初始时刻x₀＝0，x₁＝0，x₂＝0和接收到的q_g值代入到式(四)、(五)、(六)中，从而解算出

进而得到下一时刻的初始值x₀、x₁和x₂；再将得到的x₀、x₁、x₂和接收到的q_g值代入到式(四)、(五)、(六)中，从而得到再下一时刻对应的

如此持续循环迭代即可持续得到每次积分得到的对应x₀、x₁、x₂。

其中，

表示飞行器与目标的视线角速度，实时输出该飞行器与目标的视线角速度给舵机指令解算模块3即可用于解算需用过载。

其中，所述a₀、a₁、a₂、δ、k₁和k₂均为设计参数，优选地，a₀＝1～1.5、a₁＝7～10、a₂＝10～15、δ＝1～2、k₁＝0.1～0.4和k₂＝0.2～0.4；

更优选地，所述a₀＝1.1、a₁＝8.5、a₂＝11.5、δ＝1.5、k₁＝0.3、k₂＝0.3。

在本发明中，当存在外部扰动时，捷联导引头对飞行器与目标的视线角的测量便存在一定的误差，而所有的干扰均可等效为飞行器与目标的视线角的增量。

在本发明中，所述的需用过载指的是用以控制飞行器上舵机工作量的指标数据，飞行器上的舵机根据计算得到的需用过载打舵工作。

根据本发明一种优选的实施方式，所述飞行器姿态测量模块2用于实时获取飞行器的飞行参数信息，并传递至舵机指令解算模块3。

在本发明中，所述飞行参数信息包括飞行器的滚转角信息、俯仰角信息和偏航角信息。

在进一步优选的实施方式中，所述飞行器姿态测量模块2包括地磁传感器21和惯性陀螺22，其中，

所述地磁传感器21用于实时获得飞行器的滚转角信息，

所述惯性陀螺22用于实时获得飞行器的俯仰角信息和偏航角信息。

其中，地磁传感器为磁阻传感器，基于磁铁材料具有磁阻效应的原理工作。主要由镍铁导磁合金组成，通常组成惠斯通电桥来感应外界磁场。具有灵敏度高、响应时间短等特点，可为高速运动的载体提供测量信息。

本发明人研究发现，地磁传感器输出地磁信号在载体坐标系下的三轴分量，结合载体坐标系与导航坐标系的转换关系、惯性陀螺测得的飞行器俯仰角及偏航角信息，可以获得飞行器精确的滚转角信息，即输出滚转角信息，进而传递至舵机指令解算模块3。

在更进一步优选的实施方式中，所述输出滚转角信息通过下式(七)获得：

其中，Hx^*表示地磁信号在载体坐标系的x轴分量；Hy^*表示地磁信号在载体坐标系的y轴分量；Hz^*表示地磁信号在载体坐标系的z轴分量；Hx表示地磁信号在导航坐标系中的x轴分量；Hy表示地磁信号在导航坐标系中的y轴分量；Hz表示地磁信号在导航坐标系中的z轴分量；其中，Hx^*、Hy^*、Hz^*、Hx、Hy、Hz由地磁传感器直接测得；ψ表示偏航角，θ表示俯仰角，均由惯性陀螺直接测得；γ表示滚转角。

其中，载体坐标系与导航坐标系的转换关系如下式(八)所示：

其中，Hx^*表示地磁信号在载体坐标系的x轴分量；Hy^*表示地磁信号在载体坐标系的y轴分量；Hz^*表示地磁信号在载体坐标系的z轴分量；Hx表示地磁信号在导航坐标系中的x轴分量；Hy表示地磁信号在导航坐标系中的y轴分量；Hz表示地磁信号在导航坐标系中的z轴分量；ψ表示偏航角；θ表示俯仰角；γ表示滚转角。

根据本发明一种优选的实施方式，所述舵机指令解算模块3用于实时根据获取的飞行器与目标的位置信息及飞行器姿态信息获得打舵指令。

其中，所述舵机指令解算模块包括实时获得飞行器的需用过载，并结合飞行器的实时姿态信息获得打舵指令。

优选地，所述舵机指令解算模块为微型计算机。

在进一步优选的实施方式中，所述舵机指令解算模块3采用比例导引制导律进行制导控制，即

其中，导航比N取值为4，a_M为飞行器的需用过载，V为飞行器的速度，

为飞行器与目标的视线角速度，即为视线角速度解算模块7实时输出的飞行器与目标的视线角速度。

其中，飞行器的速度通过现有技术中常用方法测得。

根据本发明一种优选的实施方式，所述执行模块4用于实时根据接收到的舵机指令调整飞行器姿态。

在进一步优选的实施方式中，所述执行模块4为舵机，优选为气动舵机，更优选为冷气式舵机。

其中，所述冷气式舵机由四个舵片、两个气瓶及相应的操纵机构组成。舵机经过小型化设计，减小舵片面积、提前舵片位置、缩短气瓶长度、增加气瓶数量，在充分利用空间的同时保证充足的气源。

在本发明中，优选采用型号为AF09的冷气式舵机。

舵机接收指令信号，根据信号宽度进行不同时长的偏转，控制飞行器以稳定的姿态沿弹道飞行并命中目标。

具体地，舵机分为两对(即具有四个舵机)，其中一对根据舵机指令工作，以调节姿态；另一对舵机根据地磁传感器获得的飞行器滚转角工作，提供重力补偿。

提供重力补偿的方法如下：

当滚转角在0°～180°之间时，以地磁纵轴为标准，当地磁纵轴转过

时，舵机控制舵片偏转+5°，给出向上的控制力，平均控制力为：

方向沿重力向上；

其中，

表示飞行器滚转角度，由地磁传感器测得，F表示舵机提供的控制力；

表示滚转角在0°～180°时的平均控制力。

当滚转角在180°～360°之间时，以地磁纵轴为标准，当地磁纵轴转过

时，舵机控制舵片偏转-5°，给出向上的控制力，平均控制力为：

其中，

表示飞行器的滚转角度，由地磁传感器测得，

表示滚转角在180°～360°时的平均控制力。

令

即可确定γ和γ^*的值。

其中，

表示滚转角在0°～180°时的平均控制力，

表示滚转角在180°～360°时的平均控制力，m表示飞行器质量。

根据本发明一种优选的实施方式，所述高动态旋转飞行器复合制导控制系统还包括电源供电模块8，以向各模块提供所需的电压，保证正常工作。

其中，电源供电模块接入飞行器上装载的热电源，并对整个电路的输入输出进行整合，防止出现短路造成的烧坏系统的问题。电源供电模块可向各模块提供其所需的额定电压，保证元件正常工作；还可以向有特定需求的模块提供复位电压信号。

本发明还提供了一种高动态旋转飞行器的复合制导控制方法，优选采用上述的复合制导控制系统进行，所述方法包括以下步骤：

步骤1，通过制导模块1中的雷达导引系统11实时获得飞行器与目标之间的距离，由制导模式选择模块5选择制导模式。

其中，所述制导模块1包括雷达导引系统11和红外导引系统12。

根据本发明一种优选的实施方式，所述制导模式选择模块5按照以下规则选择制导模式：

当飞行器与目标之间的距离小于等于10Km且大于2.99Km时，选择雷达导引系统进行制导；

当飞行器与目标之间的小于等于2.99Km且大于0.99Km时，选择雷达导引系统和红外导引系统进行复合制导；

当飞行器与目标之间的距离小于等于0.99km时，选择雷达导引系统和红外导引系统进行复合制导，其中，飞行器与目标的视线角信息由红外导引系统获得，飞行器与目标之间的距离由雷达导引系统获得。

其中，当飞行器与目标之间的距离小于等于2.99Km且大于0.99Km时，选择雷达导引系统和红外导引系统进行复合制导，此时的飞行器与目标的视线角由两种制导模式下得到的视线角加权得到，飞行器与目标之间的距离由雷达导引系统获得。

在更进一步优选的实施方式中，当飞行器与目标之间的距离小于等于2.99Km且大于0.99Km时，复合制导模式下的视线角通过下式(一)获得：

其中，

表示复合制导模式下的飞行器与目标的视线角，q₁表示雷达导引系统进行制导模式下的飞行器与目标的视线角，q₂表示红外导引系统进行制导模式下的飞行器与目标的视线角，a为复合制导模式下雷达导引系统所占权重，b为复合制导模式下红外导引系统所占权重。

优选地，所述a和b分别由下式(二)和式(三)获得：

a＝0.5x-0.5(二)；

b＝1-a(三)

其中，x表示飞行器与目标之间的距离。

步骤2，通过导引头6实时获得飞行器与目标的视线角，并由视线角速度解算模块7实时解算得到飞行器与目标的视线角速度，并传递至舵机指令解算模块3。

其中，所述导引头6为捷联导引头。

根据本发明一种优选的实施方式，所述视线角速度解算模块7通过下式(四)、(五)和(六)实时获得飞行器与目标的视线角速度信息：

其中，q_g表示由导引头获得的飞行器与目标的视线角；q₀表示飞行器与目标的视线角的估测值，即在解算过程中通过上述式(四)、(五)、(六)估算出来的飞行器与目标的视线角的估测值；q₀₁表示飞行器与目标的视线角速度估测值，即在解算过程中通过上述式(四)、(五)、(六)估算出来的飞行器与目标的视线角速度的估测值；

表示x₂的导数；

表示x₁的导数；

表示x₀的导数，上一时刻得到的数值作为下一时刻迭代的初始值；

初始时刻时，x₀＝0，x₁＝0，x₂＝0，每隔0.001s作为积分步长，进行迭代，并且得到x₀、x₁和x₂在下一时刻的数值；

具体来说，第一个迭代时刻中，将初始时刻x₀＝0，x₁＝0，x₂＝0和接收到的q_g值代入到式(四)、(五)、(六)中，从而解算出

进而得到下一时刻的初始值x₀、x₁和x₂；再将得到的x₀、x₁、x₂和接收到的q_g值代入到式(四)、(五)、(六)中，从而得到再下一时刻对应的

如此持续循环迭代即可持续得到每次积分得到的对应x₀、x₁、x₂。

其中，

表示飞行器与目标的视线角速度，实时输出该飞行器与目标的视线角速度给舵机指令解算模块3即可用于解算需用过载。

其中，所述a₀、a₁、a₂、δ、k₁和k₂均为设计参数，本申请中优选地，a₀＝1～1.5、a₁＝7～10、a₂＝10～15、δ＝1～2、k₁＝0.1～0.4和k₂＝0.2～0.4；

更优选地，所述a₀＝1.1、a₁＝8.5、a₂＝11.5、δ＝1.5、k₁＝0.3、k₂＝0.3。

步骤3，通过飞行器姿态测量模块2实时获得飞行器的飞行参数信息，并传递至舵机指令解算模块3。

其中，所述飞行器姿态测量模块2包括地磁传感器21和惯性陀螺22，所述地磁传感器21用于实时获得飞行器的滚转角信息，

所述惯性陀螺22用于实时获得飞行器的俯仰角信息和偏航角信息。

本发明人研究发现，地磁传感器输出地磁信号在载体坐标系下的三轴分量，结合载体坐标系与导航坐标系的转换关系、惯性陀螺测得的飞行器俯仰角及偏航角信息，可以获得飞行器精确的滚转角信息，即输出滚转角信息。

根据本发明一种优选的实施方式，所述输出滚转角信息通过下式(七)获得：

其中，Hx^*表示地磁信号在载体坐标系的x轴分量；Hy^*表示地磁信号在载体坐标系的y轴分量；Hz^*表示地磁信号在载体坐标系的z轴分量；Hx表示地磁信号在导航坐标系中的x轴分量；Hy表示地磁信号在导航坐标系中的y轴分量；Hz表示地磁信号在导航坐标系中的z轴分量；其中，Hx^*、Hy^*、Hz^*、Hx、Hy、Hz由地磁传感器直接测得；ψ表示偏航角，θ表示俯仰角，均由惯性陀螺直接测得；γ表示滚转角。

其中，载体坐标系与导航坐标系的转换关系如下式(八)所示：

其中，Hx^*表示地磁信号在载体坐标系的x轴分量；Hy^*表示地磁信号在载体坐标系的y轴分量；Hz^*表示地磁信号在载体坐标系的z轴分量；Hx表示地磁信号在导航坐标系中的x轴分量；Hy表示地磁信号在导航坐标系中的y轴分量；Hz表示地磁信号在导航坐标系中的z轴分量；ψ表示偏航角；θ表示俯仰角；γ表示滚转角。

步骤4，通过舵机指令解算模块3实时获得打舵指令，并传递至执行模块4。

其中，所述舵机指令解算模块3采用比例导引制导律进行制导控制，即a_M＝NVq；其中，导航比N取值为4，a_M为飞行器的需用过载，V为飞行器的速度，

为飞行器与目标的视线角速度，即为视线角速度解算模块7实时输出的飞行器与目标的视线角速度。

其中，飞行器的速度通过现有技术中常用方法测得。

步骤5，通过执行模块4实时调整飞行器的姿态。

其中，所述执行模块4为舵机，优选为气动舵机，更优选为冷气式舵机。

舵机接收指令信号，根据信号宽度进行不同时长的偏转，控制飞行器以稳定的姿态沿弹道飞行并命中目标。

在发明中所述的高动态旋转飞行器的复合制导控制方法，可以实现全天候、多环境下的精确制导，不易受到内外部干扰。

实施例

实施例1

通过计算机进行飞行器的模拟仿真实验，高动态旋转飞行器的模拟条件为：旋转飞行器的飞行速度为200m/s，转速为4πrad/s，飞行器与目标的距离为10Km；

具体仿真的制导控制方法为：

(1)根据飞行器与目标的距离，选择单模制导模式(雷达导引系统)；

(2)通过计算机能够直接模拟该旋转飞行器，并且可以实时给出该旋转飞行器对应的飞行器与目标的视线角、飞行器与目标的视线角速度、飞行器的俯仰角、偏航角，其中，给出的飞行器与目标的视线角速度为该飞行器的导引头获得的真实值，将其作为真实值实时输送至该旋转飞行器；

(3)通过下式(四)、(五)和(六)实时解算得到飞行器与目标的视线角速度信息的解算值：

其中，q_g表示由导引头获得的飞行器与目标的视线角；q₀表示飞行器与目标的视线角的估测值，即在解算过程中通过上述式(四)、(五)、(六)估算出来的飞行器与目标的视线角的估测值；q₀₁表示飞行器与目标的视线角速度估测值，即在解算过程中通过上述式(四)、(五)、(六)估算出来的飞行器与目标的视线角速度的估测值；

表示x₂的导数；

表示x₁的导数；

表示x₀的导数，上一时刻得到的数值作为下一时刻迭代的初始值；

初始时刻时，x₀＝0，x₁＝0，x₂＝0，每隔0.001s作为积分步长，进行迭代，并且得到x₀、x₁和x₂在下一时刻的数值；

具体来说，第一个迭代时刻中，将初始时刻x₀＝0，x₁＝0，x₂＝0和接收到的q_g值代入到式(四)、(五)、(六)中，从而解算出

进而得到下一时刻的初始值x₀、x₁和x₂；再将得到的x₀、x₁、x₂和接收到的q_g值代入到式(四)、(五)、(六)中，从而得到再下一时刻对应的

如此持续循环迭代即可持续得到每次积分得到的对应x₀、x₁、x₂。

其中，

表示飞行器与目标的视线角速度，即为所述飞行器与目标的视线角速度的解算值；

其中，所述a₀＝1.1、a₁＝8.5、a₂＝11.5、δ＝1.5、k₁＝0.3、k₂＝0.3；

(4)通过下式(七)获得滚转角的解算值：

其中，Hx^*表示地磁信号在载体坐标系的x轴分量；Hy^*表示地磁信号在载体坐标系的y轴分量；Hz^*表示地磁信号在载体坐标系的z轴分量；Hx表示地磁信号在导航坐标系中的x轴分量；Hy表示地磁信号在导航坐标系中的y轴分量；Hz表示地磁信号在导航坐标系中的z轴分量；ψ表示偏航角，θ表示俯仰角；γ表示滚转角；

其中，载体坐标系与导航坐标系的转换关系如下式(八)所示：

其中，Hx^*表示地磁信号在载体坐标系的x轴分量；Hy^*表示地磁信号在载体坐标系的y轴分量；Hz^*表示地磁信号在载体坐标系的z轴分量；Hx表示地磁信号在导航坐标系中的x轴分量；Hy表示地磁信号在导航坐标系中的y轴分量；Hz表示地磁信号在导航坐标系中的z轴分量；ψ表示偏航角；θ表示俯仰角；γ表示滚转角。

在不考虑内外部扰动的影响下，计算机实时给出的飞行器与目标的视线角速度的真实值与解算值(估测值)之间的比较结果，如图2所示。

由图2可知，本发明中飞行器与目标的视线角速度的解算值(估测值)能够快速逼近真实视线角速度，所需时间不到0.4秒，且在追踪上真实视线角速度后能够随真实视线角速度变化而变化，表明本申请中的视线角速度解算模块的精确性较高。

在考虑内外部扰动的情况下，扰动为幅值为0.3度视线角正弦扰动，频率为0.3Hz，即扰动项为0.3sin(2t)，计算机实时给出的飞行器与目标的视线角速度的真实值与解算值(估测值)之间的比较结果，如图3所示。

由图3可知，本发明中飞行器与目标的视线角速度的解算值(估测值)依然能够快速逼近真实视线角速度，所需时间不到0.4秒，且在追踪上真实视线角速度后能够随真实视线角速度变化而变化，表明本申请中的视线角速度解算模块的精确性较高、鲁棒性较强。

实施例2

本实施例与实施例1相似，区别在于：

飞行器与目标的距离为2.99Km；

具体仿真的制导控制方法的步骤(1)中：

根据飞行器与目标的距离，选择双模制导模式(雷达导引系统和红外导引系统进行复合制导)，所述复合制导的视线角通过下式(一)获得：

其中，

表示复合制导模式下的飞行器与目标的视线角，q₁表示雷达导引系统进行制导模式下的飞行器与目标的视线角，q₂表示红外导引系统进行制导模式下的飞行器与目标的视线角，a为复合制导模式下雷达导引系统所占权重，b为复合制导模式下红外导引系统所占权重；

其中，所述a和b分别由下式(二)和式(三)获得：

a＝0.5x-0.5(二)；

b＝1-a(三)

其中，x表示飞行器与目标之间的距离；

在不考虑内外部扰动的影响下，计算机实时给出的飞行器与目标的视线角速度的真实值与解算值(估测值)之间的比较结果，如图4所示。

由图4可知，本发明中飞行器与目标的视线角速度的解算值(估测值)能够快速逼近真实视线角速度，所需时间不到0.5秒，且在追踪上真实视线角速度后能够随真实视线角速度变化而变化，表明本申请中的视线角速度解算模块的精确性较高。

在考虑内外部扰动的情况下，扰动为幅值为0.5度视线角正弦扰动，频率为0.8Hz，即扰动项为0.5sin(5t)，计算机实时给出的飞行器与目标的视线角速度的真实值与解算值之间的比较结果，如图5所示。

由图5可知，本发明中飞行器与目标的视线角速度的解算值依然能够快速逼近真实视线角速度，所需时间不到0.6秒，且在追踪上真实视线角速度后能够随真实视线角速度变化而变化，表明本申请中的视线角速度解算模块的精确性较高、鲁棒性较强。

实施例3

本实施例与实施例1相似，区别在于：

飞行器与目标的距离为0.99Km；

具体仿真的制导控制方法的步骤(1)中：

根据飞行器与目标的距离，选择双模制导模式(雷达导引系统和红外导引系统进行复合制导)，其中，飞行器与目标的视线角信息由红外导引系统获得，飞行器与目标之间的距离由雷达导引系统获得。

在不考虑内外部扰动的影响下，计算机实时给出的飞行器与目标的视线角速度的真实值与解算值(估测值)之间的比较结果，如图6所示。

由图6可知，本发明中飞行器与目标的视线角速度的解算值能够快速逼近真实视线角速度，所需时间不到0.4秒，且在追踪上真实视线角速度后能够随真实视线角速度变化而变化，表明本申请中的视线角速度解算模块的精确性较高。

在考虑内外部扰动的情况下，扰动为幅值为1度视线角正弦扰动，频率为1.3Hz，即扰动项为sin(8t)，计算机实时给出的飞行器与目标的视线角速度的真实值(估测值)与解算值之间的比较结果，如图7所示。

由图7可知，本发明中飞行器与目标的视线角速度的解算值依然能够快速逼近真实视线角速度，所需时间不到0.4秒，且在追踪上真实视线角速度后能够随真实视线角速度变化而变化，表明本申请中的视线角速度解算模块的精确性较高、鲁棒性较强。

以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。

Claims (8)

1.一种高动态旋转飞行器复合制导控制系统，其特征在于，所述系统包括制导模块(1)、飞行器姿态测量模块(2)、舵机指令解算模块(3)和执行模块(4)；其中，

所述制导模块(1)用于实时获取飞行器与目标的位置信息，并传递至舵机指令解算模块(3)，

所述飞行器姿态测量模块(2)用于实时获取飞行器的飞行参数信息，并传递至舵机指令解算模块(3)，

所述舵机指令解算模块(3)用于实时根据获取的飞行器与目标的位置信息及飞行器姿态信息获得打舵指令，

所述执行模块(4)用于实时根据接收到的舵机指令调整飞行器姿态；

所述制导模块(1)采用复合制导模式，包括雷达导引系统(11)和红外导引系统(12)；

所述系统还包括制导模式选择模块(5)，其根据飞行器与目标之间的距离选择制导模式；

在所述制导模式选择模块(5)与舵机指令解算模块(3)之间还设置有导引头(6)，所述导引头(6)为捷联导引头；

在所述导引头(6)与舵机指令解算模块(3)之间还设置有视线角速度解算模块(7)，以根据接收到的视线角信息实时解算得到飞行器与目标的视线角速度；

所述视线角速度解算模块(7)通过下式(四)、(五)和(六)实时获得飞行器与目标的视线角速度信息：

其中，q_g表示由导引头获得的飞行器与目标的视线角；q₀表示飞行器与目标的视线角的估测值，即在解算过程中通过上述式(四)、(五)、(六)估算出来的飞行器与目标的视线角的估测值；q₀₁表示飞行器与目标的视线角速度估测值，即在解算过程中通过上述式(四)、(五)、(六)估算出来的飞行器与目标的视线角速度的估测值；

表示x₂的导数；

表示x₁的导数；

表示x₀的导数，上一时刻得到的x₀、x₁和x₂数值作为下一时刻迭代的初始值；

所述a₀、a₁、a₂、δ、k₁和k₂均为设计参数，a₀＝1～1.5、a₁＝7～10、a₂＝10～15、δ＝1～2、k₁＝0.1～0.4和k₂＝0.2～0.4。

2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述制导模式选择模块(5)按照以下规则选择制导模式：

当飞行器与目标之间的距离小于等于10Km且大于2.99Km时，选择雷达导引系统进行制导；

当飞行器与目标之间的距离小于等于2.99km且大于0.99Km时，选择雷达导引系统和红外导引系统进行复合制导；

当飞行器与目标之间的距离小于等于0.99km时，选择雷达导引系统和红外导引系统进行复合制导，其中，飞行器与目标的视线角信息由红外导引系统获得，飞行器与目标之间的距离由雷达导引系统获得。

3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，当飞行器与目标之间的距离小于等于2.99Km且大于0.99Km时，复合制导模式下的视线角通过下式(一)获得：

其中，

表示复合制导模式下的飞行器与目标的视线角，q₁表示雷达导引系统进行制导模式下的飞行器与目标的视线角，q₂表示红外导引系统进行制导模式下的飞行器与目标的视线角，a为复合制导模式下雷达导引系统所占权重，b为复合制导模式下红外导引系统所占权重。

4.根据权利要求3所述的系统，其特征在于，式(一)中的a和b分别由下式(二)和式(三)获得：

a＝0.5x-0.5 (二)；

b＝1-a (三)

其中，x表示飞行器与目标之间的距离。

5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述飞行器姿态测量模块(2)包括地磁传感器(21)和惯性陀螺(22)，其中，

所述地磁传感器(21)用于实时获得飞行器的滚转角信息，

所述惯性陀螺(22)用于实时获得飞行器的俯仰角信息和偏航角信息。

6.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述高动态旋转飞行器复合制导控制系统还包括电源供电模块(8)，以向各模块提供所需的电压，保证正常工作。

7.一种高动态旋转飞行器复合制导控制方法，采用权利要求1至6之一所述的系统进行，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

步骤1，通过制导模块(1)中的雷达导引系统(11)实时获得飞行器与目标之间的距离，由制导模式选择模块(5)选择制导模式；

步骤2，通过导引头(6)实时获得飞行器与目标的视线角，并由视线角速度解算模块(7)实时解算得到飞行器与目标的视线角速度，并传递至舵机指令解算模块(3)；

步骤3，通过飞行器姿态测量模块(2)实时获得飞行器的飞行参数信息，并传递至舵机指令解算模块(3)；

步骤4，通过舵机指令解算模块(3)实时获得打舵指令，并传递至执行模块(4)；

步骤5，通过执行模块(4)实时调整飞行器的姿态。

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，步骤2中，所述飞行器与目标的视线角速度信息通过下式(四)、(五)和(六)实时获得：

其中，q_g表示由导引头获得的飞行器与目标的视线角；q₀表示飞行器与目标的视线角的估测值，即在解算过程中通过上述式(四)、(五)、(六)估算出来的飞行器与目标的视线角的估测值；q₀₁表示飞行器与目标的视线角速度估测值，即在解算过程中通过上述式(四)、(五)、(六)估算出来的飞行器与目标的视线角速度的估测值；

表示x₂的导数；

表示x₁的导数；

表示x₀的导数，上一时刻得到的x₀、x₁和x₂数值作为下一时刻迭代的初始值；

所述a₀、a₁、a₂、δ、k₁和k₂均为设计参数，a₀＝1～1.5、a₁＝7～10、a₂＝10～15、δ＝1～2、k₁＝0.1～0.4和k₂＝0.2～0.4。

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