CN112904888B - 多目标参数联合制导的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种多目标参数联合制导的方法，包括：根据起始点的纵程、高度、速度和目标点的纵程、高度、速度、弹道倾角，曲线拟合计算速度‑纵程剖面、高度‑纵程剖面和弹道倾角‑纵程剖面。求导计算速度‑纵程导数剖面值、弹道倾角‑纵程导数剖面值，根据所述速度‑纵程导数剖面值与弹道倾角计算阻力系数；根据所述阻力系数计算前馈攻角，根据当前速度与速度‑纵程剖面值计算反馈攻角；根据前馈攻角和反馈攻角得到总攻角；速度‑纵程导数剖面值和当前速度值计算前馈法向过载，根据当前高度、高度‑纵程剖面值、当前弹道倾角与弹道倾角‑纵程剖面值计算反馈法向过载，根据前馈法向过载和反馈法向过载计算第一倾侧角。

Description

多目标参数联合制导的方法
技术领域
本发明涉及导航制导技术领域，具体涉及一种多目标参数联合制导的方法。
背景技术
高速飞行器可以作为投送子弹的母弹使用，从而大幅增加子弹的作用距离和突防生存能力。在上述应用场景下，为了满足子弹的精确打击需求，需要实现投送目标点多个目标参数的联合控制。为了实现子弹的高打击精度，需要对投送点的高度、速度、弹道倾角、弹道偏角、横纵向位置等参数进行精确控制。对于面对称飞行器而言，制导控制量只有攻角和倾侧角。在控制量有限的情况下对制导系统提出了较高的要求。
为了利用有限控制量实现目标点多参数控制，考虑对横纵向进行解耦，纵向通过攻角和倾侧角对高度、速度、弹道倾角、纵程等纵向目标参数进行精确控制，制导控制策略采用前馈与反馈相结合的方式；横向通过设计横向管道对横向参数的散布范围进行限制，利用倾侧角符号翻转逻辑实现对横向参数的控制。
制导起始点的高度、速度等参数散布范围较大。如果采用跟踪标称轨迹的制导方法，为了能实现标称轨迹的跟踪，会导致初始制导指令较大，能量损耗较严重，限制了飞行器的飞行距离；并且对于不同的初始偏差，初始制导指令差别较大，会导致弹道跳跃、指令起伏等不利因素。为了解决上述问题，根据初始参数进行轨迹规划，根据曲线拟合方法在线生成参考轨迹。对于不同的初始偏差，在线生成的轨迹不同，从而保证制导指令的连续过渡，增强控制品质，实现较高的制导精度。
发明内容
本发明实施例提供一种，克服现有技术的不足，实现了目标点多参数联合高精度控制。
本发明第一方面，本发明提供一种多目标参数联合制导的方法，其特征在于，包括：根据起始点的纵程、高度、速度和目标点的纵程、高度、速度、弹道倾角，曲线拟合计算速度-纵程剖面、高度-纵程剖面和弹道倾角-纵程剖面。
求导计算速度-纵程导数剖面值、弹道倾角-纵程导数剖面值，根据所述速度-纵程导数剖面值与弹道倾角计算阻力系数。
根据所述阻力系数计算前馈攻角，根据当前速度与速度-纵程剖面值计算反馈攻角。
根据前馈攻角和反馈攻角得到总攻角。
速度-纵程导数剖面值和当前速度值计算前馈法向过载，根据当前高度、高度-纵程剖面值、当前弹道倾角与弹道倾角-纵程剖面值计算反馈法向过载。
根据前馈法向过载和反馈法向过载计算第一倾侧角。
根据本发明的一个实施例，所述曲线拟合计算中，利用指数曲线拟合速度剖面，利用二次曲线拟合高度剖面，利用线性曲线分段拟合弹道倾角剖面。
根据本发明的一个实施例，所述方法还包括：设置倾侧角指令符号值，包括，起始点倾侧角指令符号值置为1；根据弹道偏角与第一阈值的大小设置所述倾侧角指令符号值，包括：如果弹道偏角大于第一阈值，所述倾侧角指令符号值置为1，如果弹道偏角小于等于第一阈值，所述倾侧角指令符号值置为(-1)。
所述方法还包括：根据第一倾侧角与倾侧角指令符号值计算第二倾侧角。
所述方法还包括：根据所述总攻角和所述第二倾侧角控制目标。
所述阻力系数还与飞行器参考面积、飞行过程动压、飞行器质量和标准重力加速度参数相关。
所述反馈攻角还与第一反馈增益系数相关。
所述前馈法向过载还与标准重力加速度参数相关。
所述反馈法向过载还与第二反馈增益系数和第三反馈增益系数相关。
本发明第二方面提供一种智能设备，包括：包括：发送器、接收器、存储器和处理器；
所述存储器用于存储计算机指令；所述处理器用于运行所述存储器存储的所述计算机指令实现以上所述的多目标参数联合制导的方法。
本发明第三方面提供一种存储介质，包括：可读存储介质和计算机指令，所述计算机指令存储在所述可读存储介质中；所述计算机指令用于实现以上所述的多目标参数联合制导的方法。
本发明提供的有益效果：根据曲线拟合方法在线生成参考轨迹，可解决初始偏差较大情况下的制导适应性问题。再有，提出了结合前馈与反馈相结合的在线跟踪制导方法，可实现高精度跟踪。在控制量有限情况下实现了目标点多参数联合高精度控制的技术效果。
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，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。
图1为本发明实施例公开的多目标参数联合制导的方法流程图。
通过上述附图，已示出本公开明确的实施例，后文中将有更详细的描述。这些附图和文字描述并不是为了通过任何方式限制本公开构思的范围，而是通过参考特定实施例为本领域技术人员说明本公开的概念。
具体实施方式
这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本公开相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本公开的一些方面相一致的装置和方法的例子。
如图1所示，多目标参数联合制导的方法，包括：S101：曲线拟合计算，包括：根据起始点的纵程、高度、速度和目标点的纵程、高度、速度、弹道倾角，曲线拟合计算速度-纵程剖面、高度-纵程剖面和弹道倾角-纵程剖面。曲线拟合计算中，利用指数曲线拟合速度剖面，利用二次曲线拟合高度剖面，利用线性曲线分段拟合弹道倾角剖面。
具体地，根据起始点的纵程Xg0、高度H0、速度Vg0等参数，以及目标点的纵程Xend、高度Hend、速度Vend以及弹道倾角θend等参数，进行曲线拟合计算速度-纵程剖面(Vref,Xg)、高度-纵程剖面剖面(Href,Xg)和弹道倾角-纵程剖面(θref,Xg)。利用指数曲线拟合速度剖面，利用二次曲线拟合高度剖面，利用线性曲线分段拟合弹道倾角剖面，弹道倾角的拟合曲线按照纵程Xturn分为两段。速度、高度、弹道倾角拟合曲线如公式(1)所示。
其中c1,c2,c3满足公式(2)。
S102：求导计算速度-纵程导数剖面值、弹道倾角-纵程导数剖面值，根据所述速度-纵程导数剖面值与弹道倾角计算阻力系数。
根据公式(1)求导数计算速度-纵程导数剖面弹道倾角-纵程导数剖面计算需求阻力系数CDF，如公式(3)所示，其中S,q,m,g0分别表示飞行器参考面积，飞行过程动压、飞行器质量以及标准重力加速度。
(3
S103：根据所述阻力系数计算前馈攻角，根据当前速度与速度-纵程剖面值计算反馈攻角。根据前馈攻角和反馈攻角得到总攻角；
阻力系数CDF与攻角为二次曲线关系，相关系数可根据马赫数结合飞行器气动特性插值计算。从而可以根据阻力系数CDF，计算前馈攻角指令αcx0。利用攻角反馈跟踪速度剖面，反馈攻角指令Δαcx计算公式为Δαcx＝kv(Vg-Vref)，其中Vg表示当前速度，kv表示反馈增益系数。攻角指令αcx等于前馈攻角指令加上反馈攻角指令，如公式αcx＝αcx0+Δαcx。
S104：弹道倾角-纵程导数剖面值和当前速度值计算前馈法向过载，根据当前高度、高度-纵程剖面值、当前弹道倾角与弹道倾角-纵程剖面值计算反馈法向过载，根据前馈法向过载和反馈法向过载计算第一倾侧角。
法向力系数Cl与攻角为线性关系，相关系数可根据马赫数结合飞行器气动特性插值计算。从而可以根据步骤3中计算的攻角指令αcx，计算法向力系数Cl。计算法向过载Ncx如公式计算前馈速度系需求法向过载/>利用速度系需求法向过载反馈跟踪高度剖面和弹道倾角剖面，计算反馈速度系需求法向过载ΔNycx＝kh(H-Href)+kθ(θ-θref)，其中H表示当前速度，θ表示当前弹道倾角，kh和kθ表示反馈增益系数。速度系法向过载指令Nycx等于前馈速度系需求法向过载加上反馈速度系需求法向过载Nycx＝Nycx0+ΔNycx。根据法向过载Ncx和速度系需求法向过载Nycx，计算倾侧角指令γcx如公式(4)所示。
(4)
γcx＝|cos-1(N)|
S105：设置倾侧角指令符号值，包括，起始点倾侧角指令符号值置为1；根据弹道偏角与第一阈值的大小设置所述倾侧角指令符号值，包括：如果弹道偏角大于第一阈值，所述倾侧角指令符号值置为1，如果弹道偏角小于等于第一阈值，所述倾侧角指令符号值置为(-1)。
S106：根据第一倾侧角与倾侧角指令符号值计算第二倾侧角。
起始点倾侧角指令符号γsign置为1。若弹道偏角σ满足σ＞σturn，则置γsign为1；若弹道偏角σ满足σ＜-σturn，则置γsign为-1。将步骤4中计算得到的倾侧角指令与倾侧角指令符号相乘得到最终倾侧角指令γcx'，如公式γcx'＝γcx*γsign。
S107：根据所述总攻角和所述第二倾侧角控制目标。
本发明提供的有益效果：根据曲线拟合方法在线生成参考轨迹，可解决初始偏差较大情况下的制导适应性问题。再有，提出了结合前馈加反馈在线跟踪制导方法，可实现高精度跟踪。在控制量有限情况下实现了目标点多参数联合高精度控制的技术效果。
显然，上述具体实施案例仅仅是为了说明本方法应用所作的举例，而非对实施方式的限定，对于该领域的一般技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其他不同形式的变化和变动，用以研究其他相关问题。因此，本发明的保护范围都应以权利要求的保护范围。
本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
以上所描述的电子设备等实施例仅仅是示意性的，其中所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的实施例的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明的实施例进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明的实施例各实施例技术方案的范围。
本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其它实施方案。本发明旨在涵盖本公开的任何变型、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公开的一般性原理并包括本公开未公开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，本公开的真正范围和精神由下面的权利要求书指出。
应当理解的是，本公开并不局限于上面已经描述并在附图中示出的精确结构，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本公开的范围仅由所附的权利要求书来限制。

Claims (8)

1.多目标参数联合制导的方法，其特征在于，包括：曲线拟合计算，包括：根据起始点的纵程、高度、速度和目标点的纵程、高度、速度、弹道倾角，曲线拟合计算速度-纵程剖面、高度-纵程剖面和弹道倾角-纵程剖面，其中曲线拟合计算中，利用指数曲线拟合速度剖面，利用二次曲线拟合高度剖面，利用线性曲线分段拟合弹道倾角剖面；
求导计算速度-纵程导数剖面值、弹道倾角-纵程导数剖面值，根据所述速度-纵程导数剖面值与弹道倾角计算阻力系数；
根据所述阻力系数计算前馈攻角，根据当前速度与速度-纵程剖面值计算反馈攻角；根据前馈攻角和反馈攻角得到总攻角；
弹道倾角-纵程导数剖面值和当前速度值计算前馈法向过载，根据当前高度、高度-纵程剖面值、当前弹道倾角与弹道倾角-纵程剖面值计算反馈法向过载，根据前馈法向过载和反馈法向过载计算第一倾侧角，其中根据法向过载和速度系需求法向过载，计算倾侧角指令，所述速度系法向过载指令等于前馈速度系需求法向过载加上反馈速度系需求法向过载。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
设置倾侧角指令符号值，包括，起始点倾侧角指令符号值置为1；根据弹道偏角与第一阈值的大小设置所述倾侧角指令符号值，包括：如果弹道偏角大于第一阈值，所述倾侧角指令符号值置为1，如果弹道偏角小于等于第一阈值，所述倾侧角指令符号值置为(-1)。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：根据第一倾侧角与倾侧角指令符号值计算第二倾侧角，根据所述总攻角和所述第二倾侧角控制目标。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述阻力系数还与飞行器参考面积、飞行过程动压、飞行器质量和标准重力加速度参数相关。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述反馈攻角还与第一反馈增益系数相关。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述前馈法向过载还与标准重力加速度参数相关。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述反馈法向过载还与第二反馈增益系数和第三反馈增益系数相关。
8.一种智能设备，其特征在于，包括：发送器、接收器、存储器和处理器；
所述存储器用于存储计算机指令；所述处理器用于运行所述存储器存储的所述计算机指令实现权利要求1至7任一项所述的多目标参数联合制导的方法。
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