CN114442654B - 卫星图像复合制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种卫星图像复合制导方法，该方法中，采用速度追踪制导律和比例导引制导律相结合的制导体系，速度追踪法控制过程简单，但对机动目标不易进行较好的跟踪；而比例导引法则可以有效跟踪机动目标，通过引入人在回路，在飞行器发射前决定飞行器的制导方式，通过校准弹目视线角，来进一步提高制导准确性，也能够据此实时解算弹目视线角速率，实现针对动目标的精确打击。

Description

卫星图像复合制导方法

技术领域

本发明涉及飞行器制导控制领域，具体涉及一种卫星图像复合制导方法。

背景技术

随着科技的发展，精确制导飞行器准确打击目标取代了以往火力覆盖的方案，然而现有制导飞行器多采用单一制导体制，图像制导方式响应较快且可以由飞行器自主完成，但当目标与背景区分较弱时容易偏离目标；通过卫星制导方法可以实现对目标和飞行器较为精准的定位，也可作用于多种目标；但是反射周期较长，对通讯环境的要求也较高，这就导致飞行器无法实现精准制导打击目标。

在实际应用的时候，事实上难以准确判断合作制导律能够真正有效，往往都要分别实践才行；将两种制导律集成在一个飞行器上，并且能够根据具体情况又针对性地选择制导律，能够有效地降低操作人员的工作负担，提高多个飞行器整体的发射速度。

由于上述原因，本发明人对现有的飞行器制导控制系统做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的新的制导方法。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种卫星图像复合制导方法，该方法中，采用速度追踪制导律和比例导引制导律相结合的制导体系，速度追踪法控制过程简单，但对机动目标不易进行较好的跟踪；而比例导引法则可以有效跟踪机动目标，通过引入人在回路，在飞行器发射前决定飞行器的制导方式，通过校准弹目视线角，来进一步提高制导准确性，也能够据此实时解算弹目视线角速率，实现针对动目标的精确打击，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供一种卫星图像复合制导方法，该方法包括如下步骤：

步骤1，在飞行器发射前向其中灌装目标的坐标及机动速度，并指定制导律，

步骤2，控制飞行器发射，飞行器到达起控点时控制图像导引头和卫星导航模块上电工作，通过卫星导航模块接收卫星信号，实时获得其自身的位置和速度信息，进而实时获得由卫星导航模块输出的弹目视线角，

步骤3，目标进入到图像导引头的视场域后，实时获得由图像导引头输出的弹目视线角，

步骤4，根据制导律生成过载指令，再通过过载指令控制飞行器飞向目标。

其中，在步骤1中，所述制导律包括速度追踪制导律和比例导引制导律。

其中，在步骤2中，由卫星导航模块输出的弹目视线角q_卫星通过下式(一)获得：

其中，x_M表示飞行器的X轴坐标，y_M表示飞行器的Y轴坐标，x_T表示目标的X轴坐标，y_T表示目标的Y轴坐标。

其中，在执行步骤4以前，执行步骤4’，

通过步骤4’校准弹目视线角，以获得准确的弹目视线角q；

在所述步骤4’中，实时解算由卫星导航模块输出的弹目视线角q_卫星和由图像导引头输出的弹目视线角q_图像差的绝对值，

在该绝对值小于或等于0.5°时，即|q_卫星-q_图像|≤0.5°时，将由图像导引头输出的弹目视线角q_图像作为准确的弹目视线角q，即q＝q_图像，

在该绝对值大于0.5°时，即|q_卫星-q_图像|＞0.5°时，将由卫星导航模块输出的弹目视线角q_卫星作为准确的弹目视线角q，即q＝q_卫星。

其中，在选择速度追踪制导律时，步骤4中通过下式(二)实时获得过载指令，

其中，r表示过载指令，q表示准确的弹目视线角，

(r₀，q₀)表示开始导引时飞行器相对目标的位置，

V_M表示飞行器的速度大小，V_T表示目标的速度大小。

其中，在步骤1中选择比例导引制导律时，步骤4中通过下式(三)实时获得过载指令，

其中，a_m表示过载指令，N表示比例系数，V_m表示飞行器的速度，表示弹目视线角速率。

其中，通过下述式(四)、式(五)和式(六)实时解算弹目视线角速率

其中，q表示由步骤4’获得的准确的弹目视线角，q₀表示弹目视线角的估测值，q₁表示弹目视线角速率估测值，表示x₂的导数，/>表示x₁的导数，/>表示x₀的导数；

初始时刻x₀＝0，x₁＝0，x₂＝0，对于任意时刻，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；

其中，表示实时解算得到的弹目视线角速率，即/>

其中，所述a₀、a₁、a₂、δ、k₁和k₂均为设计参数。

其中，该方法还包括步骤5，实时将图像导引头获得的图像信息传输到地面站，待飞行器着陆后，根据图像信息判断是否再次发射飞行器及是否更换制导律。

本发明所具有的有益效果包括：

(1)根据本发明提供的卫星图像复合制导方法，通过图像和卫星复合的方式提高了制导信息的精度和可靠性，避免了制导信息缺失的问题；

(2)根据本发明提供的卫星图像复合制导方法中增加了速度追踪制导律，减少解算步骤，提高了计算机解算效率；

(3)根据本发明提供的卫星图像复合制导方法中设置了弹目视线角速率的估测方法，降低了导引头隔离度已经外界噪声对制导信息解算精度的影响；

(4)根据本发明提供的卫星图像复合制导方法中引入人在回路，能够便于做出快速打击的决策，还能够减少飞行器在识别目标过程中的计算及偏差。

附图说明

图1示出根据本发明一种优选实施方式的人在回路的卫星图像复合制导方法整体逻辑图；

图2示出本发明实施例中飞行器和目标轨迹示意图。

具体实施方式

下面通过附图和实施例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。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

根据本发明提供的卫星图像复合制导方法，如图1中所示，该方法是人在回路的控制方法，需要人工参与选择制导律、输入目标位置和速度信息，还需要人工判断是否再次发射飞行器及再次发射飞行器的制导律；该方法包括如下步骤：

步骤1，在飞行器发射前向其中灌装目标的坐标及机动速度，并指定制导律，

步骤2，控制飞行器发射，飞行器到达起控点时控制图像导引头和卫星导航模块上电工作，通过卫星导航模块接收卫星信号，实时获得其自身的位置和速度信息，进而实时获得由卫星导航模块输出的弹目视线角，

步骤3，目标进入到图像导引头的视场域后，实时获得由图像导引头输出的弹目视线角，

步骤4，根据制导律生成过载指令，再通过过载指令控制飞行器飞向目标；

步骤5，实时将图像导引头获得的图像信息传输到地面站，待飞行器着陆后，地面站能够获知图像导引头获得的全部图像，能够根据该图像判断飞行器的命中情况，即飞行器着陆点与目标之间的偏移量，所以能够根据图像信息判断是否再次发射飞行器，如果需要再发射飞行器，还要判断新的飞行器的制导律即判断是否调整/切换制导律。

在一个优选的实施方式中，在步骤1中，可以在飞行器发射处通过望远镜/瞄准镜等设备观察获得目标的位置信息，并根据经验及瞄准镜等设备的转速来确定目标的机动速度，还可以通过目标附近的侦查人员或者侦查设备获得上述目标的位置及机动速度信息，根据经验或者战场实际需要，结合观测到的目标位置及机动速度选择飞行器的制导律，即设定飞行器在进入制导段以后通过该制导律进行制导控制。本申请中所述的位置信息都是指在大地坐标系中的坐标值，由于本申请中的飞行器射程相对较小，基本都处于50km以内，认为飞行器发射点和目标都处于同一水平面上，所以仅仅计算二维平面中的坐标位置即可。

在步骤1中，所述制导律包括速度追踪制导律和比例导引制导律。当目标的机动速度较高时，选择比例导引制导律；当目标的机动速度较低或者静止时，选择速度追踪制导律。具体的制导律选择判断条件，可以由使用者结合目标种类及任务类型进行选择设置，例如针对速度在30km/h以上的机动目标，选择比例导引制导律，针对速度在30km/h以下的机动目标或者静止目标，选择速度追踪制导律。

在一个优选的实施方式中，在步骤2中，所述起控点是弹道轨迹中预设的一个控制节点，一般情况下将弹道最高点设置为起控点，即飞行器到达该点时即给飞行器中搭载的器件供电，即上电启动；通过飞行器上的卫星信号接收机接收卫星信号，并根据卫星信号解算出飞行器自身的位置和速度信息。调取在飞行器发射前目标的位置及速度信息，结合飞行器发射时间，按照目标做匀速运动推算出目标当前的位置，从而推算出由卫星导航模块输出的弹目视线角。

在步骤2中，由卫星导航模块输出的弹目视线角q_卫星通过下式(一)获得：

其中，x_M表示飞行器在大地坐标系中的X轴坐标，y_M表示飞行器在大地坐标系中的Y轴坐标，x_T表示目标在大地坐标系中的X轴坐标，y_T表示目标在大地坐标系中的Y轴坐标。

在一个优选的实施方式中，在步骤3中，所述图像导引头能够在启动后实时拍摄照片，能够根据照片信息识别并锁定目标，当识别并锁定目标时即认为目标进入到图像导引头的视场域，并且该图像导引头能够在目标进入到图像导引头的视场域时生成并输出弹目视线角。当图像导引头启动却并未发现目标时，通过由卫星导航模块输出的弹目视线角解算过载指令。

在一个优选的实施方式中，由于由卫星导航模块输出的弹目视线角和由图像导引头输出的弹目视线角都存在一定的误差，为了提高过载指令的解算精确度，在执行步骤4以前，执行步骤4’，

通过步骤4’校准弹目视线角，以获得准确的弹目视线角q；

在所述步骤4’中，实时解算由卫星导航模块输出的弹目视线角q_卫星和由图像导引头输出的弹目视线角q_图像差的绝对值，

在该绝对值小于或等于0.5°时，即|q_卫星-q_图像|≤0.5°时，将由图像导引头输出的弹目视线角q_图像作为准确的弹目视线角q，即q＝q_图像，

在该绝对值大于0.5°时，即|q_卫星-q_图像|＞0.5°时，则认为由图像导引头输出的弹目视线角失效，将由卫星导航模块输出的弹目视线角q_卫星作为准确的弹目视线角q，即q＝q_卫星。

在一个优选的实施方式中，在步骤4中，在飞行器启控后，飞行器上搭载的计算机实时根据制导律解算过载指令，并将过载指令传输给舵机，舵机根据该过载指令打舵工作，从而产生攻角升力，调整飞行器姿态，完成末制导。

在选择速度追踪制导律时，步骤4中通过下式(二)实时获得过载指令，

其中，r表示过载指令，q表示准确的弹目视线角，如果目标没有进入到图像导引头的视场域，未能获得由图像导引头输出的弹目视线角，则将由卫星导航模块输出的弹目视线角作为该准确的弹目视线角，

(r₀，q₀)表示开始导引时飞行器相对目标的位置，该值有灌装到飞行器中的初始的目标位置和速度，结合飞行器的发射时间推导得到；

V_M表示飞行器的速度大小，由卫星导航模块实时输出获得；V_T表示目标的速度大小，调取飞行器发射前的灌装值；本申请中，当目标为静止目标时，无需通过上述式(二)进行解算，过载指令r为0，即飞行器不需要额外的过载就可以径直飞向目标并命中。

在一个优选的实施方式中，在步骤1中选择比例导引制导律时，步骤4中通过下式(三)实时获得过载指令，

其中，a_m表示过载指令，N表示比例系数，取值为3，V_m表示飞行器的速度，由卫星导航模块实时输出获得，表示弹目视线角速率。

在一个优选的实施方式中，通过下述式(四)、式(五)和式(六)实时解算弹目视线角速率

其中，q表示由步骤4’获得的准确的弹目视线角，如果目标没有进入到图像导引头的视场域，未能获得由图像导引头输出的弹目视线角，则将由卫星导航模块输出的弹目视线角作为该准确的弹目视线角。q₀表示弹目视线角的估测值，即在解算过程中通过上述式(四)、(五)、(六)估算出来的弹目视线角的估测值；q₁表示弹目视线角速率估测值，即在解算过程中通过上述式(四)、(五)、(六)估算出来的弹目视线角速率估测值的估测值；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；

其中，表示实时解算得到的弹目视线角速率，即/>

具体来说，第一个迭代时刻中，将初始时刻x₀＝0，x₁＝0，x₂＝0和接收到的准确的弹目视线角q值代入到式(四)、式(五)和式(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值代入到式(四)、式(五)和式(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，表示实时解算得到的弹目视线角速率，即/>实时输出该弹目视线角速率给比例导引制导律即可用于解算过载指令。

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。

本申请中，在飞行器到达起控点，卫星导航模块获得飞行器自身的速度和位置信息时，开始解算飞行器的弹目视线角速率即迭代的初始时刻为卫星导航模块开始输出无人机速度和位置信息的时刻。

在一个优选的实时方式中，飞行器上设置有信号传输设备，如短波电台等，能够在图像导引头启控后实时地将图像导引头获得的图像信息传输到地面站，该图像信息自然包括飞行器着陆前的所有图像信息，操作者根据该信息即可判断飞行器着陆地点是否为目标所在位置，进而直观地判断目标毁伤状况，为是否再次发射飞行器提供分析依据。

实施例

飞行器在(0,0)位置处待命，观察目标得知目标在(7000,7050)处沿X轴负方向移动，飞行器选择比例导引制导律，控制飞行器发射；在飞行器起控后，实时获得由卫星导航模块输出的弹目视线角q_卫星，和由图像导引头输出的弹目视线角q_图像，通过下述方式校准获得准确的弹目视线角q。

实时解算由卫星导航模块输出的弹目视线角q_卫星和由图像导引头输出的弹目视线角q_图像差的绝对值，

在该绝对值小于或等于0.5°时，即|q_卫星-q_图像|≤0.5°时，将由图像导引头输出的弹目视线角q_图像作为准确的弹目视线角q，即q＝q_图像，

在该绝对值大于0.5°时，即|q_卫星-q_图像|＞0.5°时，将由卫星导航模块输出的弹目视线角q_卫星作为准确的弹目视线角q，即q＝q_卫星。

通过下式(三)实时获得过载指令

其中，a_m表示过载指令，N取值为3，V_m表示飞行器的速度，由卫星导航模块实时输出得到，表示弹目视线角速率；

所述弹目视线角速率通过下述方法估测得到：

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

q表示准确的弹目视线角，q₀表示弹目视线角的估测值，即在解算过程中通过上述式(四)、(五)、(六)估算出来的弹目视线角的估测值，q₁表示弹目视线角速率估测值，即在解算过程中通过上述式(四)、(五)、(六)估算出来的弹目视线角速率的估测值；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和接收到的准确的弹目视线角q值代入到式(四)、式(五)和式(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值代入到式(四)、式(五)和式(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，表示实时解算得到的弹目视线角速率，即/>

根据过载指令控制飞行器，得到飞行器在水平面上的轨迹投影如图2中实线所示；而目标的轨迹如图2中虚线所示。

根据图2可知，飞行器的弹着点与目标位置基本重合，且在飞行器着陆后，目标不再继续前行，目标轨迹终止，可知飞行器准确命中且毁伤目标。

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 (4)

1.一种卫星图像复合制导方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：

步骤1，在飞行器发射前向其中灌装目标的坐标及机动速度，并指定制导律，所述制导律包括速度追踪制导律和比例导引制导律，

步骤2，控制飞行器发射，飞行器到达起控点时控制图像导引头和卫星导航模块上电工作，通过卫星导航模块接收卫星信号，实时获得其自身的位置和速度信息，进而实时获得由卫星导航模块输出的弹目视线角，

步骤3，目标进入到图像导引头的视场域后，实时获得由图像导引头输出的弹目视线角，

步骤4，根据制导律生成过载指令，再通过过载指令控制飞行器飞向目标；在执行步骤4以前，执行步骤4’，

通过步骤4’校准弹目视线角，以获得准确的弹目视线角q；

在所述步骤4’中，实时解算由卫星导航模块输出的弹目视线角q_卫星和由图像导引头输出的弹目视线角q_图像差的绝对值，

在该绝对值小于或等于0.5°时，即|q_卫星-q_图像|≤0.5°时，将由图像导引头输出的弹目视线角q_图像作为准确的弹目视线角q，即q＝q_图像，

在该绝对值大于0.5°时，即|q_卫星-q_图像|＞0.5°时，将由卫星导航模块输出的弹目视线角q_卫星作为准确的弹目视线角q，即q＝q_卫星；

在选择速度追踪制导律时，步骤4中通过下式(二)实时获得过载指令，

其中，r表示过载指令，q表示准确的弹目视线角，

(r₀，q₀′)表示开始导引时飞行器相对目标的位置，

V_M表示飞行器的速度大小，V_T表示目标的速度大小；

在步骤1中选择比例导引制导律时，步骤4中通过下式(三)实时获得过载指令，

其中，a_m表示过载指令，N表示比例系数，V_m表示飞行器的速度，表示弹目视线角速率。

2.根据权利要求1所述的卫星图像复合制导方法，其特征在于，

在步骤2中，由卫星导航模块输出的弹目视线角q_卫星通过下式(一)获得：

其中，x_M表示飞行器的X轴坐标，y_M表示飞行器的Y轴坐标，x_T表示目标的X轴坐标，y_T表示目标的Y轴坐标。

3.根据权利要求1所述的卫星图像复合制导方法，其特征在于，

通过下述式(四)、式(五)和式(六)实时解算弹目视线角速率

其中，q表示由步骤4’获得的准确的弹目视线角，q₀表示弹目视线角的估测值，q₁表示弹目视线角速率估测值，表示x₂的导数，/>表示x₁的导数，/>表示x₀的导数；

初始时刻x₀＝0，x₁＝0，x₂＝0，对于任意时刻，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；

其中，表示实时解算得到的弹目视线角速率，即/>

其中，所述a₀、a₁、a₂、δ、k₁和k₂均为设计参数。

4.根据权利要求1所述的卫星图像复合制导方法，其特征在于，

该方法还包括步骤5，实时将图像导引头获得的图像信息传输到地面站，待飞行器着陆后，根据图像信息判断是否再次发射飞行器及是否更换制导律。