CN114440707B - 顶部与侧面协同拦截的飞行器制导方法、装置及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种顶部与侧面协同拦截的飞行器制导方法、装置及系统。其中，该方法包括：在第一阶段，在偏航通道，基于动态逆的控制方法生成时间控制制导律，其中，所述时间控制制导律用于针对不同的指定攻击时间在所述偏航通道上进行机动来补偿过多的剩余时间；在俯仰通道，基于角度约束制导律对所述飞行器的角度进行控制；在第二阶段，基于李亚普诺夫稳定性来生成满足攻击角度约束的三维制导律，并基于所述三维制导律对目标的顶部与侧面进行协同拦截，其中，所述三维制导律仅用于对所述飞行器的角度进行控制。本发明解决了相关技术中难以实现时间与落角约束下俯仰和偏航通道协同拦截的技术问题。

Description

顶部与侧面协同拦截的飞行器制导方法、装置及系统

技术领域

本发明涉及制导控制领域，具体而言，涉及一种顶部与侧面协同拦截的飞行器制导方法、装置及系统。

背景技术

随着作战环境和使用需求的不断发展，现代战争中的精确制导武器在用途上已经发展成为对付坦克、装甲车辆、坚固工事、碉堡、武装直升机，甚至小型舰艇等水面、地面、低空等多种目标的近距离精确打击型多用途装备。而要想实现对未来战场多种目标的全方位有效打击，不仅希望飞行器对目标进行打击时能够得到最小的脱靶量，还希望以最佳的飞行器姿态命中目标，从而使战斗部的效能能够得到充分发挥，对目标尽可能造成最大毁伤，这就对导引任务的实现提出了精度的要求，如何让飞行器从不同的攻击方向对目标进行顶部+侧翼协同拦截成为一个具有重要理论价值和实践意义的问题。

要实现多个飞行器的协同拦截，就要求参与攻击任务的多个飞行器能够从不同方向攻击目标，而且希望在攻击末端能够同时到达，这就要求飞行器的制导系统同时具有控制攻击角度和攻击时间的能力，而且由于受飞行器的本身气动布局的影响，飞行器的可用过载是有限的。

随着协同制导控制相关理论的发展，末端制导律设计呈现出大量研究成果。有人基于图像导引头和姿态陀螺仪测量信息的弹目距离估计方法，建立弹道控制规律，实现了曲射攻顶的反坦克导弹铅垂面内的转弯点自主控制。有人针对反坦克和反舰导弹系统对终端攻击角度的问题，采用最优控制方法设计了终端攻击角度约束的制导律。有人针对运动轨迹已知的目标，应用最优控制理论，设计了一种考虑拦截器的终端攻击角度约束的最优平面制导律。还有人针对反舰导弹，通过在纯比例制导律的基础上增加飞行时间误差的反馈项，运用最优控制理论推导了能够保证多枚导弹同时击中目标的时间协同制导律。

对末端落角进行约束，实现多飞行器同时攻顶和攻侧翼，并且在制导过程中考虑过载约束和时间约束，从而达到最大的损伤效果是多飞行器协同制导比较关心的问题。现有的关于多飞行协同制导的研究成果大多是针对多个飞行器如何在同一时间命中目标，也就是间协同的问题，对具有末端落角约束的制导研究也大部分是针对单一飞行器的，对同时具有末端落角约束和攻击时间约束的多飞行器实现对目标的顶部+侧面协同制导的研究较少。

针对上述的问题，目前尚未提出有效的解决方案。

发明内容

本发明实施例提供了一种顶部与侧面协同拦截的飞行器制导方法、装置及系统，以至少解决相关技术中难以实现时间与落角约束下俯仰和偏航通道协同拦截的技术问题。

根据本发明实施例的一个方面，提供了一种顶部与侧面协同拦截的飞行器制导方法，包括：在第一阶段，在偏航通道，基于动态逆的控制方法生成时间控制制导律，其中，所述时间控制制导律用于针对不同的指定攻击时间在所述偏航通道上进行机动来补偿过多的剩余时间；在俯仰通道，基于角度约束制导律对所述飞行器的角度进行控制；在第二阶段，基于李亚普诺夫稳定性来生成满足攻击角度约束的三维制导律，并基于所述三维制导律对目标的顶部与侧面进行协同拦截，其中，所述三维制导律仅用于对所述飞行器的角度进行控制；其中，所述第一阶段为所计算出的时间误差大于预设阈值的阶段；所述第二阶段为所述时间误差小于等于所述预设阈值的阶段。

根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种顶部与侧面协同拦截的飞行器制导装置，包括第一阶段控制模块，被配置为：在第一阶段，在偏航通道，基于动态逆的控制方法生成时间控制制导律，其中，所述时间控制制导律用于针对不同的指定攻击时间在所述偏航通道上进行机动来补偿过多的剩余时间；在俯仰通道，基于角度约束制导律对所述飞行器的角度进行控制；第二阶段控制模块，被配置为：在第二阶段，基于李亚普诺夫稳定性来生成满足攻击角度约束的三维制导律，并基于所述三维制导律对目标的顶部与侧面进行协同拦截，其中，所述三维制导律仅用于对所述飞行器的角度进行控制；其中，所述第一阶段为所计算出的时间误差大于预设阈值的阶段；所述第二阶段为所述时间误差小于等于所述预设阈值的阶段。

根据本发明实施例的又一方面，还提供了一种顶部与侧面协同拦截的飞行器制导系统，包括至少一个飞行器；和如上所述的飞行器制导装置。

根据本发明实施例的又一方面，还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有程序，在所述程序运行时，使得计算机执行如上所述的任一项方法。

在本发明实施例中，在第一阶段，采用时间控制制导律和角度约束制导率对飞行器进行控制，在第二阶段，采用满足攻击角度约束的三维制导律对飞行器进行控制，从而实现了通过将时间协同和末端落角约束的相结合使得多飞行器能够同时实现目标顶部拦截和侧面拦截的技术效果。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是根据本发明第一实施例的一种顶部与侧面协同拦截的飞行器制导方法的流程图；

图2是根据本发明第二实施例的一种顶部与侧面协同拦截的飞行器制导方法的流程图；

图3是根据本发明实施例的单个飞行器与目标相对运动关系示意图；

图4是根据本发明实施例的多个飞行器与目标相对运动关系示意图；

图5是根据本发明第三实施例的一种顶部与侧面协同拦截的飞行器制导方法的流程图；

图6是根据本发明实施例的制导律设计的流程图；

图7是根据本发明实施例的三维轨迹曲线对比图；

图8是根据本发明实施例的剩余时间曲线图；

图9是根据本发明实施例的平面轨迹曲线图；

图10是根据本发明实施例的偏航物理量曲线图；

图11是根据本发明实施例的俯仰物理量曲线图；

图12是根据本发明实施例的一种顶部与侧面协同拦截的飞行器制导装置的结构示意图；

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。

需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

实施例1

根据本发明实施例，提供了一种顶部与侧面协同拦截的飞行器制导方法的示意图，如图1所示，该方法包括：

步骤S102，在第一阶段，在偏航通道，基于动态逆的控制方法生成时间控制制导律，其中，所述时间控制制导律用于针对不同的指定攻击时间在所述偏航通道上进行机动来补偿过多的剩余时间；在俯仰通道，基于角度约束制导律对所述飞行器的角度进行控制。

在一个示例性实施例中，在偏航通道，基于动态逆的控制方法生成时间控制制导律包括：基于期望的偏航角、期望的剩余时间误差以及期望的偏航角指令值，生成期望的快子系统和慢子系统；基于所生成的快子系统和慢子系统，得到所述快子系统的期望的偏航角指令值；对所得到的偏航角指令值求导，基于求导后的偏航角指令值和偏航方向的过载，生成时间控制制导律。

在一个示例性实施例中，在基于求导后的偏航角指令值和偏航方向的过载、生成时间控制制导律之前，所述方法包括：根据所述视线坐标系与速度坐标系之间的转换关系，确定飞行器的动力学参数的变化，所述动力学参数包括速度倾角变化率和速度偏角变化率；基于所述速度倾角变化率和所述速度偏角变化率，确定所述偏航方向的过载。

在一个示例性实施例中，基于所述速度倾角变化率和所述速度偏角变化率确定所述偏航方向的过载，包括：假设加速度方向与速度方向垂直，根据所述相对距离变化率、所述视线倾角变化率和所述视线偏角变化率，通过角速度矢量与线速度矢量叉乘运算得到加速度方程；基于所述加速度方程，确定所述偏航方向的过载。

步骤S104，在第二阶段，基于李亚普诺夫稳定性来生成满足攻击角度约束的三维制导律，并基于所述三维制导律对目标的顶部与侧面进行协同拦截，其中，所述三维制导律仅用于对所述飞行器的角度进行控制。

其中，所述第一阶段为所计算出的时间误差大于预设阈值的阶段；所述第二阶段为所述时间误差小于等于所述预设阈值的阶段。

在一个示例性实施例中，基于李雅普诺夫稳定性来生成满足攻击角度约束的三维制导律包括：选取李亚普诺夫函数，对所述稳定性函数求导，基于求导后的所述稳定性函数生成三维攻击角度制导律；基于所述时间控制导引律和所述三维攻击角度控制导律，生成带攻击角度的攻击时间制导律。

在一个示例性实施例中，基于求导后的所述稳定性函数生成三维攻击角度制导律包括：将参考坐标系经过旋转变化得到视线坐标系，并将所述视线坐标系经过旋转变化得到速度坐标系；选取地面坐标系为参考坐标系，计算在惯性空间中所述飞行器和所述目标之间的相对距离；根据所述速度坐标系及所述速度坐标系之间的转换关系，将所述飞行器与所述目标之间的相对速度投影到所述视线坐标系；根据所述相对距离、投影到所述视线坐标系的所述相对速度，确定所述飞行器的运动参数变化，以生成所述三维攻击角度制导律，所述运动参数变化包括相对距离变化率、视线倾角变化率和视线偏角变化率。

在一个示例性实施例中，将所述飞行器的速度投影到所述视线坐标系之前，所述方法还包括：基于所述相对距离，确定绝对导数与相对导数之间的关系；基于所确定的绝对导数与相对导数之间的关系，进行求导处理，得到所述飞行器与所述目标之间的相对速度。

本申请实施例针对多飞行器对单一静止目标如何进行攻顶和攻侧翼的情况下实现同时攻击的问题，提出了考虑过载约束的两阶段制导律。

第一阶段制导律设计的目的是对时间进行控制，使得飞行器可以同时攻击目标。在偏航通道，基于动态逆的控制思想设计了时间控制制导律，针对不同的指定攻击时间在偏航通道上进行机动来补偿过多的剩余时间。在俯仰通道，基于角度约束制导律对所述飞行器的角度进行控制。

第二阶段设计基于李亚普诺夫稳定性来设计满足攻击角度约束的三维制导律，并将设计出来俯仰方向上的角度控制应用在第二阶段俯仰方向上的控制，最终能实现多飞行器对目标同时攻顶、侧翼的目的。

实施例2

根据本发明实施例，提供了另一种顶部与侧面协同拦截的飞行器制导方法。如图2所示，该方法包括以下步骤。

步骤S202，建立三维的飞行器和目标的相对关系示意图。

三维空间下单个飞行器与目标的相对运动关系分别如图3所示，多个飞行器与目标相对运动关系示意图如图4所示。

图3中，O-XYZ为参考坐标系；O-X₁Y₁Z₁为视线坐标系；O-X₂Y₂Z₂为速度坐标系；ψ_L和θ_L为由参考坐标系O-XYZ到视线坐标系O-X₁Y₁Z₁转换(第一次绕Z轴转，第二次绕Y₁转动)对应的欧拉角，即视线矢量相对惯性坐标系的方位角和高低角；ψ_m和θ_m为由视线坐标系O-X₁Y₁Z₁到速度坐标系O-X₂Y₂Z₂转换对应的欧拉角，即速度矢量相对视线坐标系的方位角和高低角。

图4中，O-XYZ为参考坐标系，R表示飞行器与目标之间的相对距离，M_L表示飞行器L，M_i表示飞行器i，V_L表示飞行器L的速度，V_i表示飞行器i的速度，θ_mL和ψ_mL表示飞行器L由视线坐标系到速度坐标系转换对应的欧拉角，即速度矢量相对视线坐标系的方位角和高低角，θ_mi和ψ_mi表示飞行器i由视线坐标系到速度坐标系转换对应的欧拉角，即速度矢量相对视线坐标系的方位角和高低角，R_L表示飞行器L与目标T之间的相对距离，Ri表示飞行器i与目标T之间的相对距离。

步骤S204，建立三维相对运动学方程。

参考坐标系经过一定的旋转变化可得到视线坐标系：

式中：

其中，x₁，y₁，z₁表示视线坐标系下的x，y，z轴的坐标，ψ_L和θ_L为视线矢量相对惯性坐标系的方位角和高低角，x，y，z表示参考坐标系下的x，y，z轴的坐标。

视线坐标系经过一定的旋转变化可得到速度坐标系：

其中，x₂，y₂，z₂表示速度坐标系下的x，y，z轴的坐标，ψ_m和θ_m为速度矢量相对视线坐标系的方位角和高低角，L(θ_m)、L(ψ_m)的公式分别和L(θ_L)、L(ψ_L)的公式类似，只是将θ_L和ψ_L分别替换为θ_m和ψ_m。

选取地面坐标系为参考坐标系，则在惯性空间中：

R＝R_t-R_m (3)

式中，R_t、R_m分别为目标的距离变化和飞行器的距离变化，R表示飞行器与目标之间的相对距离。

根据绝对导数与相对导数之间的关系：

式中：

对式(4)求导可得：

其中，V_m、V_t分别为飞行器和目标的速度。

根据速度坐标系的定义及其转换关系将其投影到视线坐标系下可得：

其中，L^T(ψ_mt)表示目标的速度坐标系转动ψ_mt变换到视线坐标系的姿态转移矩阵，L^T(θ_mt)表示目标的速度坐标系转动θ_mt变换到视线坐标系的姿态转移矩阵。

将式(5)、(6)代入(4)可得：

式中：V_m、V_t分别为飞行器和目标的速度，表示表示飞行器与目标之间相对距离变化率，/>表示飞行器与目标之间的视线倾角变化率，/>表示飞行器与目标之间视线偏角变化率，θ_mt表示目标的视线倾角，ψ_mt表示目标的视线偏角。

本申请假设目标为静止情况，所以上式可化简为：

假设加速度方向与速度方向垂直，可以通过角速度矢量与线速度矢量叉乘运算得到加速度表达式如下：

A_m＝Ω_V×V_m＝(Ω_LL+Ω_m)×V_m (9)

式中：A_m表示飞行器的加速度矢量，Ω_V表示飞行器速度矢量相对于参考坐标系的转动角速度，Ω_LL表示视线矢量绕参考坐标系的转动角速度在速度坐标系下的投影，即将Ω_L从视线坐标系经过坐标变换转移到速度坐标系下，计算方法为Ω_LL＝L(θ_m)L(ψ_m)Ω_L；Ω_m为飞行器速度矢量相对于视线坐标系的转动角速度，推导与Ω_L类似，可得：

式中：表示飞行器的速度倾角变化率，/>表示飞行器的速度偏角变化率，V表示飞行器的速度，A_z，A_y分别为俯仰、偏航方向的过载。

步骤S206，根据三维相对运动学方程建立制导律。

在第一阶段，在偏航通道，基于动态逆的控制方法生成时间控制制导律，其中，所述时间控制制导律用于针对不同的指定攻击时间在所述偏航通道上进行机动来补偿过多的剩余时间；在俯仰通道，基于角度约束制导律对所述飞行器的角度进行控制。

在第二阶段，基于李亚普诺夫稳定性来生成满足攻击角度约束的三维制导律，并基于所述三维制导律对目标的顶部与侧面进行协同拦截，其中，所述三维制导律仅用于对所述飞行器的角度进行控制。

其中，所述第一阶段为所计算出的时间误差大于预设阈值的阶段；所述第二阶段为所述时间误差小于等于所述预设阈值的阶段。

现有的多飞行器协同制导方法，其缺陷在于：大部分只关注时间协同的问题；研究的大部分是关于2维平面的制导问题；难以将时间协同和末端落角约束的问题结合。而通过本实施例提供的上述方法，可以解决现有技术中的上述问题。

本实施例中的飞行器制导方法基于动态逆控制思想的三维时间控制规律，在俯仰方向通过角度约束制导律来导引保持飞行器飞向目标，在偏航通道设计时间控制制导律，可以使飞行器在偏航方向进行多余机动来消耗多余的指定时间，从而达到协同攻击的目的。

本实施例中的飞行器制导方法，基于李亚普诺夫理论的三维空间角度约束制导律，首先构造李亚普诺夫方程来约束飞行器末端攻击角度，其次通过构造制导律使得系统是渐进稳定的，能满足多个飞行器对目标同时实现顶部拦截和侧面拦截的设计要求。

此外，本实施例中的飞行器制导方法是两阶段制导，首先通过动态逆的控制思想设计第一段的时间精确控制制导律，其次在满足时间精度的前提下切换到第二阶段角度精确控制制导。从而实现多飞行器以不同角度同时攻击目标，达到攻顶和攻侧翼的目的，增强飞行器攻击效果。

实施例3

根据本发明实施例，提供了另一种顶部与侧面协同拦截的飞行器制导方法。如图5所示，该方法包括以下步骤。

步骤S502，建立三维的飞行器和目标的相对关系示意图。

步骤S504，基于相对关系建立三维相对运动学方程.

其中，步骤S502和S504与实施例2中的步骤相同，此处不再赘述。

步骤S506，设计制导率。

在一个示例性实施例中，设计制导率如图6所示，包括以下步骤：

步骤S5062，时间控制制导律设计。

时间控制制导律是针对第一阶段的偏航通道设计的，对于第一阶段的俯仰通道的制导律设计与步骤S5064中相似，此处不再赘述。

假设飞行器剩余时间设飞行器的剩余时间误差为e_t＝t_d-t-t_go。对e_t求导可得：

其中，t_go是剩余时间，R是飞行器与目标之间的相对距离，V是飞行器的速度，t_d是指定攻击时间，t是飞行器实际飞行时间。

通过式(10)可以看出A_z通过控制ψ_m间接的控制e所以可以将式(11)看作一个非线性慢子系统，将式(10)看作一个非线性快子系统来进行制导律的设计。

设期望的快、慢子系统动力学方程如下：

式中：k₂为慢子系统的带宽，k₃为快子系统的带宽，ψ_m，d为期望的偏航角，e_t，d为期望的剩余时间误差，为期望的偏航角指令值。

对于慢子系统，令可得到快子系统的期望的偏航角指令值/>如下：

式中：c₁、c₂＞0是常数。

对(13)求导可得：

对于快子系统令并将式(10)、(14)代入可得到制导律。

若时，制导律为如下形式

其中，A_ym1表示时间控制下的偏航通道制导律，k₃表示快子系统带宽。

若时，制导律为如下形式

步骤S5064，攻击角度制导律设计。

在攻击后期，若能满足t→t_f时，θ_m→θ_d，ψ_m→ψ_d，则飞行器可以以期望得攻击角度攻击到目标。其中，t表示飞行器的实际飞行时间，t_f表示飞行器的最终攻击时间，ψ_d，θ_d分别为攻顶、攻侧翼时指定的偏航角和俯仰角。基于李亚普诺夫稳定性定理设计满足攻击角度约束的三维空间制导律。

首先选取李亚普诺夫函数为：

式中：k_ψ，k_θ＞0，ψ_d，θ_d分别为攻顶、攻侧翼时指定的偏航角和俯仰角。

对上式求导可得：

选取三维攻击角度制导律如下：

式中：λ₁，λ₂＞1为常数，R表示飞行器和目标之间的相对距离，A_zm2表示角度控制下的偏航方向制导律，A_ym2表示角度控制下的偏航方向制导律，A_zm2表示角度控制下的俯仰方向制导律。

步骤S5066，带有攻击角度的攻击时间制导律设计。

结合时间控制导引律和攻击角度控制导引律设计带攻击角度的攻击时间制导律(即满足攻击角度约束的三维制导律)如下。

纵向制导律采用A_zm＝A_zm2角度控制，横向制导律切换方式如下：

其中，A_ym表示飞行器偏航方向的过载，A_ym1表示飞行器在时间控制下的偏航方向上的过载，A_ym2表示飞行器在角度控制下的偏航方向上的过载。

上述设计可保证在剩余时间误差为0.05s内对横向角度进行约束。

本实施例提供的制导方法通过构造两阶段制导律，能满足多个飞行器以不同的攻击角度对目标进行同时攻击顶部和侧翼的目的。该方法还可以使用在三维空间中，与传统的二维空间时间协同或攻击角度制导相比更具有实际意义。此外，该方法还实现了多个飞行器以不同角度同时攻顶和攻侧翼的目的，增强飞行器的对目标的损伤效果。

实施例4

根据本发明实施例，提供了针对实施例1至3中的顶部与侧面协同拦截的飞行器制导方法的仿真实验。

设置初始起飞点位置P_m＝(0，0，500)m、飞行器速度V₀＝200m/s为恒速；目标位置P_t＝(0，2000，0)m。ψ_m0＝0°、最大法向过载为20g，假设飞行器1攻顶，且指定攻击时间t_d＝10.8s，指定攻击角度θ_d＝-45°，ψ_d＝90°，。飞行器2攻侧翼，指定攻击时间为t_d＝12.8s，指定攻击角度θ_d＝-30°，ψ_d＝45°。k₁＝k₃＝10，c₁＝0.7、c₂＝0.9，λ₁＝λ₂＝10，k_ψ＝k_θ＝10，仿真结果如图7-11所示。

由仿真结果可以看出，第一个飞行器能够按照设定的攻击时间和末端作用角攻击目标的顶部，第二个飞行器能够按照设定的攻击时间和末端作用角攻击目标侧翼，两个飞行器在协同攻击目标时击中目标时间误差不超过0.1秒，表明制导律能够在保证攻击时间的前提下，满足攻击顶部和攻击侧翼的要求。

本实施例中的制导律设计过程中所做假设如下：

1)假设飞行器和目标均为质点；

2)假设目标静止；

3)假设偏航和俯仰通道的速度前置角

4)忽略飞行器动力学影响。

需要说明的是，对于前述的各方法实施例，为了简单描述，故将其都表述为一系列的动作组合，但是本领域技术人员应该知悉，本发明并不受所描述的动作顺序的限制，因为依据本发明，某些步骤可以采用其他顺序或者同时进行。其次，本领域技术人员也应该知悉，说明书中所描述的实施例均属于优选实施例，所涉及的动作和模块并不一定是本发明所必须的。

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根据上述实施例的方法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，但很多情况下前者是更佳的实施方式。基于这样的理解，本发明的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，该计算机软件产品存储在一个存储介质(如ROM/RAM、磁碟、光盘)中，包括若干指令用以使得一台终端设备(可以是手机，计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述的方法。

实施例5

根据本发明实施例，还提供了一种用于实施上述顶部与侧面协同拦截的飞行器制导装置，如图7所示，该装置包括：

第一阶段控制模块72，被配置为：在第一阶段，在偏航通道，基于动态逆的控制方法生成时间控制制导律，其中，所述时间控制制导律用于针对不同的指定攻击时间在所述偏航通道上进行机动来补偿过多的剩余时间；在俯仰通道，基于角度约束制导律对所述飞行器的角度进行控制；

第二阶段控制模块74，被配置为：在第二阶段，基于李亚普诺夫稳定性来生成满足攻击角度约束的三维制导律，并基于所述三维制导律对目标的顶部与侧面进行协同拦截，其中，所述三维制导律仅用于对所述飞行器的角度进行控制。

其中，所述第一阶段为所计算出的时间误差大于预设阈值的阶段；所述第二阶段为所述时间误差小于等于所述预设阈值的阶段

在一个示例性实施例中，第一阶段控制模块72还被配置为：基于期望的偏航角、期望的剩余时间误差以及期望的偏航角指令值，生成期望的快子系统和慢子系统；基于所生成的快子系统和慢子系统，得到所述快子系统的期望的偏航角指令值；对所得到的偏航角指令值求导，基于求导后的偏航角指令值和偏航方向的过载，生成时间控制制导律。

在一个示例性实施例中，第一阶段控制模块72还被配置为：根据所述视线坐标系与速度坐标系之间的转换关系，确定飞行器的动力学参数的变化，所述动力学参数包括速度倾角变化率和速度偏角变化率；基于所述速度倾角变化率和所述速度偏角变化率，确定所述偏航方向的过载。

在一个示例性实施例中，第一阶段控制模块72还被配置为：假设加速度方向与速度方向垂直，根据所述相对距离变化率、所述视线倾角变化率和所述视线偏角变化率，通过角速度矢量与线速度矢量叉乘运算得到加速度方程；基于所述加速度方程，确定所述偏航方向的过载。

在一个示例性实施例中，第二阶段控制模块72还被配置为：选取李亚普诺夫函数，对所述稳定性函数求导，基于求导后的所述稳定性函数生成三维攻击角度制导律；基于所述时间控制导引律和所述三维攻击角度控制导律，生成带攻击角度的攻击时间制导律。

在一个示例性实施例中，第二阶段控制模块72还被配置为：将参考坐标系经过旋转变化得到视线坐标系，并将所述视线坐标系经过旋转变化得到速度坐标系；选取地面坐标系为参考坐标系，计算在惯性空间中所述飞行器和所述目标之间的相对距离；根据所述速度坐标系及所述速度坐标系之间的转换关系，将所述飞行器与所述目标之间的相对速度投影到所述视线坐标系；根据所述相对距离、投影到所述视线坐标系的所述相对速度，确定所述飞行器的运动参数变化，以生成所述三维攻击角度制导律，所述运动参数变化包括相对距离变化率、视线倾角变化率和视线偏角变化率。

在一个示例性实施例中，第二阶段控制模块72还被配置为：基于所述相对距离，确定绝对导数与相对导数之间的关系；基于所确定的绝对导数与相对导数之间的关系，进行求导处理，得到所述飞行器与所述目标之间的相对速度。

本申请实施例解决了相关技术中多个飞行器对单一静止目标如何进行攻顶和攻侧翼的情况下实现同时攻击的问题，提出了考虑过载约束的两阶段制导律，从而能够使得多个飞行器以期望的时间同时以期望的攻击角度攻击到目标。

实施例6

根据本发明实施例，还提供了一种用于实施上述顶部与侧面协同拦截的飞行器制导系统，该系统包括多个飞行器和如实施例4所述的飞行器制导装置。此处不再赘述。

实施例7

本发明的实施例还提供了一种存储介质。可选地，在本实施例中，上述存储介质其上存储有程序，在所述程序运行时，使得计算机执行如上所说的任一种顶部与侧面协同拦截的飞行器制导方法。

可选地，在本实施例中，上述存储介质可以包括但不限于：U盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、移动硬盘、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

可选地，本实施例中的具体示例可以参考上述实施例1至实施例6中所描述的示例，本实施例在此不再赘述。

上述本发明实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。

上述实施例中的集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在上述计算机可读取的存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在存储介质中，包括若干指令用以使得一台或多台计算机设备(可为个人计算机、服务器或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。

在本发明的上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的客户端，可通过其它的方式实现。其中，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，单元或模块的间接耦合或通信连接，可以是电性或其它的形式。

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。

另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种顶部与侧面协同拦截的飞行器制导方法，其特征在于，包括：

在第一阶段，在偏航通道，基于动态逆的控制方法生成时间控制制导律，其中，所述时间控制制导律用于针对不同的指定攻击时间在所述偏航通道上进行机动来补偿过多的剩余时间；在俯仰通道，基于角度约束制导律对所述飞行器的角度进行控制；

在第二阶段，基于李亚普诺夫稳定性来生成满足攻击角度约束的三维制导律，并基于所述三维制导律对目标的顶部与侧面进行协同拦截，其中，所述三维制导律仅用于对所述飞行器的角度进行控制；其中，所述第一阶段为所计算出的时间误差大于预设阈值的阶段；所述第二阶段为所述时间误差小于等于所述预设阈值的阶段；

基于所述时间控制制导律和所述满足攻击角度约束的三维制导律，来确定带攻击角度的攻击时间制导律；

其中，所述带攻击角度的攻击时间制导律包括纵向制导律和横向制导律，其中，所述纵向制导律采用A_zm＝A_zm2角度控制，所述横向制导律切换方式如下：

其中，A_ym表示飞行器偏航方向的过载，A_ym1表示飞行器在时间控制下的偏航方向上的过载，A_ym2表示飞行器在角度控制下的偏航方向上的过载。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在偏航通道，基于动态逆的控制方法生成时间控制制导律包括：

基于期望的偏航角、期望的剩余时间误差以及期望的偏航角指令值，生成期望的快子系统和慢子系统；

基于所生成的快子系统和慢子系统，得到所述快子系统的期望的偏航角指令值；

对所得到的偏航角指令值求导，基于求导后的偏航角指令值和偏航方向的过载，生成时间控制制导律。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，在基于求导后的偏航角指令值和偏航方向的过载、生成时间控制制导律之前，所述方法包括：

根据视线坐标系与速度坐标系之间的转换关系，确定飞行器的动力学参数的变化，所述动力学参数包括速度倾角变化率和速度偏角变化率；

基于所述速度倾角变化率和所述速度偏角变化率，确定所述偏航方向的过载。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，基于所述速度倾角变化率和所述速度偏角变化率确定所述偏航方向的过载，包括：

假设加速度方向与速度方向垂直，根据相对距离变化率、视线倾角变化率和视线偏角变化率，通过角速度矢量与线速度矢量叉乘运算得到加速度方程；

基于所述加速度方程，确定所述偏航方向的过载。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于李雅普诺夫稳定性来生成满足攻击角度约束的三维制导律包括：

选取李亚普诺夫函数，对稳定性函数求导，基于求导后的所述稳定性函数生成攻击角度制导律；

基于时间控制导引律和攻击角度控制导律，生成带攻击角度的攻击时间制导律；

其中，所述带攻击角度的攻击时间制导律为所述满足攻击角度约束的三维制导律。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，基于求导后的所述稳定性函数生成三维攻击角度制导律包括：

将参考坐标系经过旋转变化得到视线坐标系，并将所述视线坐标系经过旋转变化得到速度坐标系；

选取地面坐标系为参考坐标系，计算在惯性空间中所述飞行器和所述目标之间的相对距离；

根据所述速度坐标系及所述速度坐标系之间的转换关系，将所述飞行器与所述目标之间的相对速度投影到所述视线坐标系；

根据所述相对距离、投影到所述视线坐标系的所述相对速度，确定所述飞行器的运动参数变化，以生成所述三维攻击角度制导律，所述运动参数变化包括相对距离变化率、视线倾角变化率和视线偏角变化率。

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，将所述飞行器的速度投影到所述视线坐标系之前，所述方法还包括：

基于所述相对距离，确定绝对导数与相对导数之间的关系；

基于所确定的绝对导数与相对导数之间的关系，进行求导处理，得到所述飞行器与所述目标之间的相对速度。

8.一种顶部与侧面协同拦截的飞行器制导装置，其特征在于，包括：

第一阶段控制模块，被配置为：在第一阶段，在偏航通道，基于动态逆的控制方法生成时间控制制导律，其中，所述时间控制制导律用于针对不同的指定攻击时间在所述偏航通道上进行机动来补偿过多的剩余时间；在俯仰通道，基于角度约束制导律对所述飞行器的角度进行控制；

第二阶段控制模块，被配置为：在第二阶段，基于李亚普诺夫稳定性来生成满足攻击角度约束的三维制导律，并基于所述三维制导律对目标的顶部与侧面进行协同拦截，其中，所述三维制导律仅用于对所述飞行器的角度进行控制；

其中，所述第一阶段为所计算出的时间误差大于预设阈值的阶段；所述第二阶段为所述时间误差小于等于所述预设阈值的阶段；

所述制导装置被配置为基于所述时间控制制导律和所述满足攻击角度约束的三维制导律，来确定带攻击角度的攻击时间制导律；

其中，所述带攻击角度的攻击时间制导律包括纵向制导律和横向制导律，其中，所述纵向制导律采用A_zm＝A_zm2角度控制，所述横向制导律切换方式如下：

其中，A_ym表示飞行器偏航方向的过载，A_ym1表示飞行器在时间控制下的偏航方向上的过载，A_ym2表示飞行器在角度控制下的偏航方向上的过载。

9.一种顶部与侧面协同拦截的飞行器制导系统，其特征在于，

至少一个飞行器；

如权利要求8所述的飞行器制导装置。

10.一种计算机可读存储介质，其上存储有程序，其特征在于，在所述程序运行时，使得计算机执行如权利要求1至7中任一项方法。