CN113064448B - 一种飞行器的制导方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器的制导方法及系统，其中该制导方法包括：步骤一：根据飞行器和目标的运动参数，得到飞行器与目标两者之间的相对运动参数；步骤二：将相对加速度转换为带偏置项的比例导引制导律；步骤三：根据带偏置项的比例导引制导律、相对运动参数和运动参数，得到飞行器的制导指令。本发明所提供的飞行器的制导方法能够实时更新机动目标的位置，实现对机动目标的攻击以及能够避免飞行器在末端丢失目标的情况。

Description

一种飞行器的制导方法及系统

技术领域

本发明涉及制导控制技术领域，尤其是涉及一种飞行器的制导方法及系统。

背景技术

随着制导技术的迭代发展对制导任务的新要求，催生了以多约束为基本要求的协同制导、计算制导以及非线性制导等细分制导理论的蓬勃发展。近年来，战术技术指标的多维化使得零脱靶量不再是唯一的制导约束，例如，反坦克制导飞行器要求其能对目标进行掠顶攻击；反舰制导飞行器能够进行侧面垂直攻击；对于防空制导飞行器，要求其能对战斗机油箱以及制导飞行器战斗部进行定向摧毁；对于地下深埋目标、指挥中心等具有重大价值的目标，则需以较大的角度进行侵彻攻击。合适的攻击角度使得制导系统的目标毁伤效果大大增强。为了适应制导系统的要求，同时考虑脱靶量和攻击角约束的制导律得到了广泛而深入的研究。

在传统比例导引的基础上增加一个偏置项来满足所需约束，从而达到多约束制导目的。该方法是目前比较常见的一种解决多约束问题的方法。但是，该方法针对是静止目标提出的，若目标为不同类型的机动目标时，会容易产生较大脱靶量。同时该方法在制导末端容易丢失目标。

发明内容

基于现有技术中存在的问题，本发明首先根据飞行器和目标的运动参数之间的转换关系，将常速追踪机动目标的问题转化为变速追踪静止目标的问题，后引入偏置项，利用末端视线角约束以及末端相对视线角约束对偏置项进行解算，推导了一种带有末端视线角以及末端相对视线角的机动目标追踪制导律，从而完成了本发明。

为了实现上述目的，一方面，本发明提供了一种飞行器的制导方法，其包括以下步骤：

步骤一：根据飞行器和目标的运动参数，得到飞行器与目标两者之间的相对运动参数，其中运动参数包括飞行器的运动速度、飞行器垂直于运动速度的加速度、目标的运动速度、目标垂直于运动速度的加速度，相对运动参数包括飞行器与目标两者之间的相对运动速度和垂直于相对运动速度的相对加速度；

步骤二：将相对加速度转换为带偏置项的比例导引制导律；

步骤三：根据带偏置项的比例导引制导律、相对运动参数和运动参数，得到飞行器的制导指令，使飞行器根据制导指令飞向目标。

另一方面，本发明提供了一种飞行器的制导系统，其包括：

计算模块，其根据飞行器和目标的运动参数，得到飞行器与目标两者之间的相对运动参数，其中运动参数包括飞行器的运动速度、飞行器垂直于运动速度的加速度、目标的运动速度、目标垂直于运动速度的加速度，相对运动参数包括飞行器与目标两者之间的相对运动速度和垂直于相对运动速度的相对加速度；

转换模块，其将相对加速度转换为带偏置项的比例导引制导律；

生成指令模块，其根据带偏置项的比例导引制导律、相对运动参数和运动参数，得到飞行器的制导指令，使飞行器根据制导指令飞向目标。

本发明飞行器的制导方法及系统所具有的有益效果包括：

(1)本发明将常速追踪机动目标的问题转化为变速追踪静止目标的问题，简化了计算复杂度，提高了技术方案的通用性；

(2)本发明将制导指令应用于机动目标追踪，能够实时更新机动目标的位置，实现对机动目标的攻击；

(3)本发明通过末端相对视线角的约束，能够避免飞行器在末端丢失目标的情况；

(4)本发明的技术方案使得飞行器能够及时精确的攻击重要目标；

(5)本发明的技术方案可以适用于不同机动性能的目标。

附图说明

图1是本发明实施例一的飞行器的制导方法的示意图；

图2是本发明实施例二的飞行器的制导系统的示意图；

图3是本发明飞行器的制导方法的一个实验例的仿真示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的较佳实施例进行详细阐述，以使本发明的优点和特征能更易于被本领域技术人员理解，从而对本发明的保护范围做出更为清楚明确的界定。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

在传统比例导引的基础上增加一个偏置项来满足所需约束，从而达到多约束制导目的。该方法是目前比较常见的一种解决多约束问题的方法。但是，该方法针对是静止目标提出的，若目标为不同类型的机动目标时，会容易产生较大脱靶量。同时该方法在制导末端容易丢失目标。

针对上述问题，本发明首先根据飞行器和目标的运动参数之间的转换关系，将常速追踪机动目标转化为变速追踪静止目标，后引入偏置项，利用末端视线角约束以及末端相对视线角约束对偏置项进行解算，推导了一种带有末端视线角以及末端相对视线角的目标追踪制导律，从而实现对目标的攻击。

图1为本发明实施例一提供的飞行器的制导方法的示意图，该方法可以适用于能够进行数据处理的终端或服务器上，如FM3型火控计算机或飞行器的服务器上，主要用于实时更新目标的位置，实现对目标的追踪。

具体的，本实施例中的方法主要包括步骤一至步骤三。

步骤一：根据飞行器和目标的运动参数，得到飞行器与目标两者之间的相对运动参数，其中运动参数包括飞行器的运动速度V_T、飞行器垂直于运动速度的加速度a_M、目标的运动速度V_T、目标垂直于运动速度的加速度a_T，相对运动参数包括飞行器与目标两者之间的相对运动速度V_R和垂直于相对运动速度的相对加速度a_R。

值得注意的是，飞行器和目标的运动参数是实时获取或解析得到的。例如，飞行器由卫星导航、雷达导航、惯性导航、雷达导航等中的至少一者进行导航的。这些导航系统将测得的运动参数实时传输给FM3型火控计算机，FM3型火控计算机将运动参数进行处理后发送给飞行器。或者将测得的运动参数实时传输给飞行器的服务器中，飞行器的服务器进行处理。或者FM3型火控计算机和飞行器的服务器各接收一部分运动参数，进行处理后再在飞行器的服务器进行存储并解析。

在实际情况中，飞行器在进攻原目标时，往往在原目标周围会出现很多其他目标。这些其他目标中可能存在干扰目标和/或战略重要的目标，因此飞行器当前时刻进攻的目标可能不是战略重要的目标，此时需要更换最重要的目标进行攻击，如何确定战略重要的目标实现对目标进攻的利益最大化是该实施例的关键之一。

因此，在本发明中，将原目标周围出现的其他目标作为对比目标，实时识别出至少一个对比目标，然后将所有的目标(包括至少一个对比目标和原目标)进行对比，分析出战略最重要的那个目标进行进攻。具体地，

首先，根据上一时刻时的原目标，实时识别与原目标的距离在预设距离阈值内的至少一个对比目标。

值得注意的是，本发明对如何设置预设距离阈值的方式和数值不做限制，本领域技术人员可以根据实际情况中飞行器与目标的运动参数进行设置。

示例性地，当飞行器的运动速度为2000m/s²，目标的运动速度为340m/s²时，预设距离阈值可以为100-300m中的任意数值。

然后，可以根据下面情况确定目标：

(1)根据原目标和至少一个对比目标的属性值，将属性值最高的确定为目标，其中属性值是预先设定的。

值得注意的是，本发明对如何设定属性值b的方式和数值不做限制，本领域技术人员可以根据实际情况进行设置。

示例性地，本领域技术人员可以将指挥车的属性值设置为高于普通运输车的属性值，或者本领域技术人员可以根据地面目标的意义情况设置属性值，示例性的，指挥车b＝9，雷达探测车b＝7，炮车b＝5，运输车b＝3。

在本发明的一个实例中，在飞行器在初始发射时需要攻打普通运输车，但距离普通运输车的预设距离阈值范围内发现有指挥车，此时飞行器切换目标，将指挥车确定为目标。

(2)根据原目标和至少一个对比目标的机动性能，将机动性能最高的确定为目标。目标的机动性能与目标垂直于运动速度方向的加速度呈正相关。

在现有技术中，目标的机动性能是指目标从一地域运动到另一地域的能力，主要包括直线行驶的快速性、转向灵活性、越野通过性等内容，是目标的重要战术技术性能之一。目标的机动性能是由目标的推进系统来实现的，与推进系统各部件的结构、类型、功能有密切联系。由此可见，目标的机动性能越高，可以说明该目标在攻击过程中的重要性越强。

(3)根据原目标和至少一个对比目标与飞行器的相对距离，将相对距离最短的确定为目标。

在现有技术中，由于飞行器在飞行过程中可能受到多重环境因素的影响或者当目标距离飞行器很近时，其会对指挥系统造成破坏，所以为了实现飞行器的快速进攻，飞行器可以首先进攻距离近的目标。

在本发明的一个具体实例中，将至少一个对比目标中满足式一且数值最大的确定为目标，若至少一个对比目标均不满足式一则原目标确定为目标，

其中，B表示至少一个对比目标中的一者与原目标之间的属性值之差；

M表示至少一个对比目标中的一者与原目标之间的机动指数，其中机动指数与机动性能呈正相关；

W表示距离因子，W＝R₁/R₀，其中R₀为原目标与飞行器的相对距离，R₁为至少一个对比目标中的一者与飞行器的相对距离；

C表示预设阈值。

值得注意的是，本发明对如何设置预设阈值的方式和数值不做限制，本领域技术人员可以根据实际情况中进行设置。

示例性地，预设阈值可以设置为0.5-1.5中的任意数值。例如预设阈值设置为1，则分别计算每个对比目标是否满足上式一，将计算出

大于1且数值最大的对比目标作为目标，否则继续将原目标作为目标。

优选地，在本发明中，机动指数可以通过式二得到：

其中，a_T0表示原目标垂直于运动速度方向的加速度，a_T1表示至少一个对比目标中的一者垂直于运动速度的加速度，g表示重力加速度。

在该实例中，综合考虑目标的属性值、机动性能和相对距离，能够在多目标中精确地判断出各目标的重要程度，实现对战略性较强的目标的进攻，有利于实现对目标进攻的利益最大化。

在图1所示的实施例一中，目标可以为不同机动性能的目标，从而实现对目标的攻击。

在本发明的一个实例中，步骤S101具体可以分为以下步骤：

(1)根据飞行器和目标的运动参数，建立飞行器和目标在原坐标系下的运动方程。该运动方程为：

初始时刻各状态值为：

V_T表示飞行器的运动速度，a_M表示飞行器垂直于运动速度的加速度，V_T表示目标的运动速度，a_T表示目标垂直于运动速度的加速度，θ_M、θ_T分别表示飞行器和目标的航迹角，R表示飞行器与目标的相对距离，q表示飞行器与目标的视线角。

(2)根据第一速度与第二速度之间的比值，将运动参数转换为相对运动参数。

具体地，令K＝V_T/V_M，V_R＝V_M－V_T，得到飞行器和目标在虚拟相对运动坐标系下的相对运动方程。该相对运动方程为：

初始时刻各状态值，R(0)＝R₀；q(0)＝q₀；θ_R(0)＝θ₀；η(0)＝η₀＝θ₀-q₀。

θ_R表示飞行器与目标相对运动的航迹角，V_R表示飞行器与目标两者之间的相对运动速度，a_R表示垂直于相对运动速度的相对加速度，η表示飞行器与目标相对运动中的虚拟视角。

值得注意的是，当飞行器的航迹角θ_M一定时，K越小，相对航迹角θ_R就越小，越符合制导律推导过程中的小角度假设，使得制导精度越高，制导性能也越好。

综上可以得到，相对加速度a_R由飞行器和目标两部分的加速度组成，即a_R＝cos(θ_M-θ_R)a_M-cos(θ_T-θ_R)a_T

在该实例中，将常速追踪机动目标的问题转化为变速追踪静止目标的问题，简化了计算复杂度，提高了技术方案的通用性。

步骤二：将相对加速度a_R转换为带偏置项的比例导引制导律。

在现有技术中，通常在比例导引的基础上增加一个偏置项来满足所需约束，从而达到多约束制导目的的。另外，可以使用组合制导的方式，通过比例导引的导航系数组合变化来满足不同末端攻击角度，用以追击静止或非静止目标。在本发明中，为了提升对机动目标的机动利用能力，将相对加速度a_R转换为带偏置项的比例导引制导律。

优选地，相对加速度a_R通过式三得到：

其中，N表示比例系数，V_R表示飞行器与目标两者之间的相对运动速度，q表示飞行器与目标之间的视线角，k表示偏置系数，a_R表示垂直于相对运动速度的相对加速度。

具体地，将相对加速度a_R设置为偏置比例导引的形式，也就是在比例导引的基础上添加一个偏置项，这样能够满足末端相对视线角的拘束，避免飞行器在末端丢失目标。

步骤三：根据带偏置项的比例导引制导律、相对运动参数和运动参数，得到飞行器的制导指令，使飞行器根据制导指令飞向目标。

在本发明中，制导指令通过式四得到：

其中，a_M表示飞行器垂直于运动速度的加速度，a_T表示目标垂直于运动速度的加速度，θ_M、θ_T分别表示飞行器和目标的航迹角，θ_R表示飞行器与目标两者之间相对运动的航迹角，R表示飞行器与目标的相对距离，q_f表示末端时刻飞行器与目标之间期望的相对视线角。

优选地，利用末端视线角的约束以及末端相对视线角的约束对偏置项进行解算，最终得到带有末端视线角以及末端相对视线角的目标制导指令。

具体地，分别对相对视线角对时间求导，对相对视线角和视线角对相对距离求导，利用末端相对视线角为期望视线角和末端时相对距离为0，求解出末端相对视线角，再求解出偏置系数k，最终求解出制导指令。

在图1所示的实施例一中，将该制导指令应用于目标追踪，能够实时更新目标的位置，实现对目标的攻击。以及通过末端相对视线角的约束，能够避免飞行器在末端丢失目标的情况。

图2为本申请实施例二提供的一种飞行器的制导系统的结构示意图，该系统可以设置在能够进行数据处理的终端或服务器上，如FM3型火控计算机或飞行器的服务器上，主要用于实时更新目标的位置，实现对目标的追踪。

具体地，本实施例二中的制导系统可以包括以下模块：

计算模块201，其根据飞行器和目标的运动参数，得到飞行器与目标两者之间的相对运动参数，其中运动参数包括飞行器的运动速度、飞行器垂直于运动速度的加速度、目标的运动速度、目标垂直于运动速度的加速度，相对运动参数包括飞行器与目标两者之间的相对运动速度和垂直于相对运动速度的相对加速度；

转换模块202，其将相对加速度转换为带偏置项的比例导引制导律；

生成指令模块203，其根据带偏置项的比例导引制导律、相对运动参数和运动参数，得到飞行器的制导指令，使飞行器根据制导指令飞向目标。

具体地，本实施例二中的制导系统还包括：

确认目标模块，其根据上一时刻时的原目标，实时识别与原目标的距离在预设距离阈值内的至少一个对比目标，

根据原目标和至少一个对比目标的属性值，将属性值最高的确定为目标，其中属性值是预先设定的；和/或

根据原目标和至少一个对比目标的机动性能，将机动性能最高的确定为目标，其中目标的机动性能与目标垂直于运动速度方向的加速度呈正相关；和/或

根据原目标和至少一个对比目标与飞行器的相对距离，将相对距离最短的确定为目标。

优选地，确认目标模块还用于将至少一个对比目标中满足式一且数值最大的确定为目标，若至少一个对比目标均不满足式一则原目标确定为目标，

其中，B表示至少一个对比目标中的一者与原目标之间的属性值之差；

M表示至少一个对比目标中的一者与原目标之间的机动指数，其中机动指数与机动性能呈正相关；

W表示距离因子，W＝R₁/R₀，其中R₀为原目标与飞行器的相对距离，R₁为至少一个对比目标中的一者与飞行器的相对距离；

C表示预设阈值。

本发明提供的飞行器的制导系统，可用于执行上述任一实施例描述的飞行器的制导方法，其实现原理和技术效果类似，在此不再赘述。

在本发明的一个具体实施例中，本发明一种飞行器的制导系统中计算模块201，转换模块202和生成指令模块203可直接在硬件中、在由处理器执行的软件模块中或在两者的组合中。

软件模块可驻留在RAM可读存储介质、快闪可读存储介质、ROM可读存储介质、EPROM可读存储介质、EEPROM可读存储介质、寄存器、硬盘、可装卸盘、CD-ROM或此项技术中已知的任何其它形式的存储介质中。示范性存储介质耦合到处理器，使得处理器可从存储介质读取信息和向存储介质写入信息。

处理器可以是中央处理单元(英文：Central Processing Unit，简称：CPU)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(英文：Digital Signal Processor，简称：DSP)、专用集成电路(英文：Application Specific Integrated Circuit，简称：ASIC)、现场可编程门阵列(英文：Field Programmable Gate Array，简称：FPGA)或其它可编程逻辑装置、离散门或晶体管逻辑、离散硬件组件或其任何组合等。通用处理器可以是微处理器，但在替代方案中，处理器可以是任何常规处理器、控制器、微控制器或状态机。处理器还可实施为计算装置的组合，例如DSP与微处理器的组合、多个微处理器、结合DSP核心的一个或一个以上微处理器或任何其它此类配置。在替代方案中，存储介质可与处理器成一体式。处理器和存储介质可驻留在ASIC中。ASIC可驻留在用户终端中。在替代方案中，处理器和存储介质可作为离散组件驻留在用户终端中。

在本发明所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。

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单元来实现本实施例方案的目的。

实验例

以下通过实验例进一步描述本发明，不过该实验例仅仅是范例性的，并不对本发明的保护范围构成任何限制。

实验例1

原目标(初始目标)T₀和与原目标300m距离内的三个对比目标T_1-3，预设阈值C＝1，

原目标T₀的属性值为(5)，三个对比目标T_1-3的属性值分别为(3，5，7)。

原目标T₀的机动性能为(20m/s²)，三个对比目标T_1-3的机动性能分别为(30m/s²,20m/s²,10m/s²)。

原目标T₀与飞行器的距离为(5km)，三个对比目标T_1-3与飞行器的距离分别为(3km,4km,5km)。

分别计算三个对比目标的

(1)、(e²)，将(T₃)作为目标。

实验例2

为了验证本申请提供的一种飞行器的制导方法相对于传统的制导律具有较高的命中率，本申请中采用仿真验证的方式进行仿真模拟，其中仿真模拟结果如图3所示：

首先，设置飞行器和目标的初始运动参数：

飞行器的运动速度：2000m/s²，目标的运动速度：340m/s²，目标初始航迹角：-10°，飞行器初始航迹角：20°，末端期望落角：20°，目标初始位置：(10000，10000)m，飞行器初始位置：(0，4000)m，目标机动加速度：a_T＝9gsin(πt)，制导系数：N＝3；M＝2。

根据上述初始运动参数设置相对运动参数；

令K＝V_T/V_M，V_R＝V_M－V_T，此时得到相对运动方程：

将相对加速度转换为带偏置项的比例导引制导律；

根据带偏置项的比例导引制导律、相对运动参数和运动参数，得到制导指令。

图3显示出N＝3视线角和相对视角向末端约束条件趋近的过程。通过实验例2可以看出，本发明提供的一种飞行器的制导方法应用于机动目标追踪，能够实现对机动目标的攻击和避免飞行器在末端丢失目标的情况。

以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。

Claims (6)

1.一种飞行器的制导方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一：根据飞行器和目标的运动参数，得到飞行器与目标两者之间的相对运动参数，其中所述运动参数包括所述飞行器的运动速度、所述飞行器垂直于运动速度的加速度、所述目标的运动速度、所述目标垂直于运动速度的加速度，所述相对运动参数包括所述飞行器与目标两者之间的相对运动速度和垂直于所述相对运动速度的相对加速度；

在步骤一之前还包括：

根据上一时刻时的原目标，实时识别与所述原目标的距离在预设距离阈值内的至少一个对比目标，

根据所述原目标和所述至少一个对比目标的属性值，将所述属性值最高的确定为目标，其中所述属性值是预先设定的；和/或

根据所述原目标和所述至少一个对比目标的机动性能，将所述机动性能最高的确定为目标，其中所述目标的机动性能与目标垂直于运动速度方向的加速度呈正相关；和/或

根据所述原目标和所述至少一个对比目标与飞行器的相对距离，将所述相对距离最短的确定为目标；

步骤二：将所述相对加速度转换为带偏置项的比例导引制导律；

所述带偏置项的比例导引制导律通过式三得到：

其中，N表示比例系数，V_R表示所述飞行器与目标两者之间的相对运动速度，q表示飞行器与目标之间的视线角，k表示偏置系数，a_R表示垂直于所述相对运动速度的相对加速度；

步骤三：根据所述带偏置项的比例导引制导律、所述相对运动参数和所述运动参数，得到所述飞行器的制导指令，使所述飞行器根据所述制导指令飞向所述目标；

所述制导指令通过式四得到：

其中，a_M表示所述飞行器垂直于运动速度的加速度，a_T表示目标垂直于运动速度的加速度，θ_M、θ_T分别表示飞行器和目标的航迹角，θ_R表示飞行器与目标相对运动的航迹角，R表示飞行器与目标的相对距离，q_f表示末端时刻飞行器与目标之间期望的相对视线角。

2.根据权利要求1所述的飞行器的制导方法，其特征在于：

将所述至少一个对比目标中满足式一且数值最大的确定为目标，若所述至少一个对比目标均不满足式一则原目标确定为目标，

其中，B表示至少一个对比目标中的一者与原目标之间的属性值之差；

M表示至少一个对比目标中的一者与原目标之间的机动指数，其中所述机动指数与机动性能呈正相关；

W表示距离因子，W＝R₁/R₀，其中R₀为原目标与飞行器的相对距离，R₁为至少一个对比目标中的一者与飞行器的相对距离；

C表示预设阈值。

3.根据权利要求2所述的飞行器的制导方法，其特征在于，所述机动指数通过式二得到：

其中，a_T0表示原目标垂直于运动速度方向的加速度，a_T1表示至少一个对比目标中的一者垂直于运动速度方向的加速度，g表示重力加速度。

4.根据权利要求1所述的飞行器的制导方法，其特征在于，

根据所述目标的运动速度与所述飞行器的运动速度之间的比值，将所述运动参数转换为所述相对运动参数。

5.一种飞行器的制导系统，其特征在于，包括：

确认目标模块，其根据上一时刻时的原目标，实时识别与所述原目标的距离在预设距离阈值内的至少一个对比目标，

根据所述原目标和所述至少一个对比目标的属性值，将所述属性值最高的确定为目标，其中所述属性值是预先设定的；和/或

根据所述原目标和所述至少一个对比目标的机动性能，将所述机动性能最高的确定为目标，其中所述目标的机动性能与目标垂直于运动速度方向的加速度呈正相关；和/或

根据所述原目标和所述至少一个对比目标与飞行器的相对距离，将所述相对距离最短的确定为目标；

计算模块，其根据飞行器和目标的运动参数，得到飞行器与目标两者之间的相对运动参数，其中所述运动参数包括所述飞行器的运动速度、所述飞行器垂直于运动速度的加速度、所述目标的运动速度、所述目标垂直于运动速度的加速度，所述相对运动参数包括所述飞行器与目标两者之间的相对运动速度和垂直于所述相对运动速度的相对加速度；

转换模块，其将所述相对加速度转换为带偏置项的比例导引制导律；所述带偏置项的比例导引制导律通过式三得到：

生成指令模块，其根据所述带偏置项的比例导引制导律、所述相对运动参数和所述运动参数，得到所述飞行器的制导指令，使所述飞行器根据所述制导指令飞向所述目标；

所述制导指令通过式四得到：

其中，a_M表示所述飞行器垂直于运动速度的加速度，a_T表示目标垂直于运动速度的加速度，θ_M、θ_T分别表示飞行器和目标的航迹角，θ_R表示飞行器与目标相对运动的航迹角，R表示飞行器与目标的相对距离，q_f表示末端时刻飞行器与目标之间期望的相对视线角。

6.根据权利要求5所述的飞行器的制导系统，其特征在于，确认目标模块，其将所述至少一个对比目标中满足式一且数值最大的确定为目标，若所述至少一个对比目标均不满足式一则原目标确定为目标，

其中，B表示至少一个对比目标中的一者与原目标之间的属性值之差；

M表示至少一个对比目标中的一者与原目标之间的机动指数，其中所述机动指数与机动性能呈正相关；

W表示距离因子，W＝R₁/R₀，其中R₀为原目标与飞行器的相对距离，R₁为至少一个对比目标中的一者与飞行器的相对距离；

C表示预设阈值。

Images