CN114646238A - 飞行体状态感知自适应方案弹道跟踪方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种飞行体状态感知自适应方案弹道跟踪方法，制导律采用融合经典线性弹道跟踪方法和基于飞行体运动状态感知和决策的制导律参数自适应变化：依据实际弹道与方案弹道同一横向坐标下的弹道高度和纵向速度的偏差，生成纵向制导指令；依据实际弹道与方案弹道同一横向坐标下的弹道侧偏和侧向速度，生成横向制导指令；纵向和横向制导指令均为弹道偏差和制导律参数的函数，制导律参数随飞行体实时位置及其与方案弹道对应位置参数的偏差变化、实时飞行速度及其与方案弹道对应速度参数的偏差变化进行实时的调整，从而来实现稳定和高精度的收敛。

Description

飞行体状态感知自适应方案弹道跟踪方法
技术领域
本发明属于飞行器制导控制领域，特别是一种针对无控制回路飞行体的飞行体状态感知自适应方案弹道跟踪方法。
背景技术
随着对弹箭类飞行体射程和精度要求的不断提高，制导控制系统在此类飞行体上的意义和作用越来越大，起到稳定飞行体，并引导飞行体按照设定轨迹飞行及命中目标。一般情况下，飞行体的制导控制系统由制导回路和控制回路组成，其中控制回路根据跟踪指令信号的不同分为过载跟踪控制和姿态跟踪控制，控制器根据制导指令及惯导装置测量弹体的姿态角、姿态角速度和加速度等信息生成控制指令，驱动舵机，稳定并控制弹体改变飞行姿态，产生机动飞行需要的加速度；制导回路根据飞行体当前的位置信息和设定的需要飞到的位置信息，根据制导律生成制导指令，引导飞行体飞向指令位置，制导回路需要的飞行体当前位置信息可通过卫星定位装置、惯导或雷达等获取。
由于发射环境的限制和低成本设计等约束，一些制导炮弹、制导火箭等飞行器没有控制回路，只有制导回路，制导回路引导飞行体沿着方案弹道飞行，抵达设定区域。在远程制导炮弹、制导火箭上采用方案弹道和制导回路结合的方法，实现远程飞行并抵达设定区域。一般情况下，制导回路采用经典的PID控制、鲁棒控制、滑模控制等理论设计方案弹道跟踪制导律，由于没有控制回路提供弹体姿态稳定，使得飞行体在方案弹道跟踪的时候，容易产生摆动，甚至在扰动的作用下，摆动加剧，增大了飞行阻力，影响射程，降低了对方案弹道的跟踪精度，不能满足相关的飞行指标要求。针对远射程飞行体单由制导回路引导飞行体沿着方案弹道飞行的方案，在国内外相关文献中，未见相关设计的制导律考虑飞行体飞行的稳定性和跟踪效果进行自适应调整，以提高方案弹道跟踪效果，随着该类飞行体研制需求的不断增多，这一研究变得更加急需。
发明内容
本发明的目的在于提供一种高性能方案弹道跟踪方法，通过对运动状态的感知和决策，输出相应的自适应弹道跟踪指令，解决无控制回路飞行体对方案弹道跟踪的稳定性和精确性。
实现本发明目的的技术解决方案为：
一种飞行体状态感知自适应方案弹道跟踪方法，实时测得弹体在空间的质心位置和速度数据，根据方案弹道参数，实时计算弹体运动参数与方案弹道偏差，自适应调整制导参数生成制导律，引导弹体沿着方案弹道飞行；
制导律采用融合经典线性弹道跟踪方法和基于飞行体运动状态感知和决策的制导律参数自适应变化：
依据实际弹道与方案弹道同一横向坐标下的弹道高度和纵向速度的偏差，生成纵向制导指令；依据实际弹道与方案弹道同一横向坐标下的弹道侧偏和侧向速度，生成横向制导指令；纵向和横向制导指令均为弹道偏差和制导律参数的函数，制导律参数随飞行体实时位置及其与方案弹道对应位置参数的偏差变化、实时飞行速度及其与方案弹道对应速度参数的偏差变化进行实时的调整。
本发明与现有技术相比，其显著优点是：
(1)通过制导回路生成相关的自适应制导律，能够实现在无控制回路的情况下，使得飞行体稳定、快速和精确的跟踪方案弹道，简化了飞行制导控制系统结构。
(2)由于制导律参数的随着飞行体飞行状态进行自适应调整，能够使得飞行体在较大射程范围内满足良好的方案弹道跟踪性能，使得飞行体更容易适应大小射程的变化，提高了不同射程下的制导律自适应能力和方案弹道跟踪的稳定性、快速性和精确性。
(3)在超远射程、大空域飞行情况下，飞行体飞行过程中气动参数、弹道参数出现较大范围变化时，该制导方法具有的参数自适应变化特性，仍能保证飞行体稳定精确的跟踪方案弹道。
附图说明
图1为制导回路系统原理框图。
具体实施方式
下面结合附图及具体实施例对本发明做进一步的介绍。
结合图1，本发明的一种飞行体状态感知自适应方案弹道跟踪方法，实时测得弹体在空间的质心位置和速度数据，根据方案弹道参数，实时计算弹体运动参数与方案弹道偏差，状态感知与决策算法根据弹体飞行情况进行决策，自适应调整制导参数，相关参数输入制导律生成制导指令，引导弹体沿着方案弹道飞行。
方案弹道跟踪制导律采用融合经典线性弹道跟踪方法和基于飞行体运动状态感知和决策的制导律参数自适应变化，实现对方案弹道的精确和稳定跟踪；依据实际弹道与方案弹道同一横向坐标X下的弹道高度Y和纵向速度的偏差，生成纵向制导指令；依据实际弹道与方案弹道同一横向坐标X下的弹道侧偏Z和侧向速度，生成横向制导指令；纵向和横向制导指令均为弹道偏差和制导律参数的函数，制导律参数随飞行体实时位置及其与方案弹道对应位置参数的偏差变化、实时飞行速度及其与方案弹道对应速度参数的偏差变化进行实时的调整，从而使得飞行体在方案弹道跟踪过程中能够实现更加稳定和快速。具体步骤如下：
步骤1：由三自由度弹道方程组，依据具体的飞行体气动和结构参数，生成方案弹道，弹道射程到目标点位置，需要的方案弹道参数包含:时间T、射程Xp、射高Yp、纵向速度Vyp、方案舵偏角δy0。方案弹道参数表示在射向坐标系内，且仅含纵向运动参数。
步骤2：由弹载卫星定位装置或地面雷达(需要传输到弹上)测量飞行体的实时运动参数，主要包含：时间T、射程Xf、射高Yf、侧偏Zf、纵向速度Vyf、侧向速度Vzf等参数。
步骤3：根据步骤1和步骤2获取的相关数据，生成飞行体跟踪方案弹道需要的纵向和横向制导指令：
δy＝Kpy(Yp-Yf)+Kdy(Vyp-Vyf)+δy0
δz＝Kpz(-Zf)+Kdz(-Vzf)
式中，δy和δz分别为纵向和横向制导指令；
Kpy、Kdy、Kpz、Kdz均为与实际弹道和方案弹道参数相关的制导律参数。
根据上述的纵向和横向制导指令公式，主要由位置偏差、速度偏差和对应的制导参数组成，其中为位置偏差主要保证实际弹道向方案弹道收敛，速度偏差主要调整收敛过程的动态特性，通过制导参数的匹配，来实现稳定和高精度的收敛。
步骤4：由于飞行体具备远射程、高速度和大空域飞行特性，导制飞行体气动参数在飞行过程中出现较大范围的变化，具备大时变特性，同时，各种发射扰动、速度扰动和高空气象的变化，都会影响飞行体对方案弹道的跟踪，使其不能很好的按照设计要求跟踪方案弹道。考虑到各种扰动最终对飞行体的影响就是影响其跟踪效果，因此根据飞行器的运动状态和对方案弹道的跟踪情况，进行感知、判断和决策，自适应调整制导参数。
(1)对于Kpy的自适应调整
Kpy是和飞行体实时纵向位置Yf和方案纵向位置Yp偏差相关的制导系数，一般情况下其设计随着高度、速度、时间等飞行体的弹道参数变化，为了提高飞行体对方案弹道的跟踪精度及对干扰的抑制能力，引入对飞行状态进行感知、判断和决策，自适应调整Kpy。
如果纵向实际弹道穿过方案弹道，此时增大Kpy的值，从而减小偏离方案弹道的程度，提高跟踪精度，如果穿过方案弹道向下，则其自适应变化公式可以表示为Kpy＝Kpy0*(1+DY/DY0),如果穿过方案弹道向上，则其自适应变化公式可以表示为Kpy＝Kpy0*(1-DY/DY0),其中Kpy0为标称值，DY＝(Yp-Yf)，DY0为根据飞行体动态特性设置的阈值。此处自适应调整需要根据测量的飞行体位置信息、方案弹道数据，判断出飞行体是否穿过方案弹道，且需要判断出向上或者向下，并根据判断值和自适应变化公式，调整制导律对应参数。
(2)对于Kdy的自适应调整
Kdy是和飞行体实时纵向速度Vyf和方案纵向速度Vyp直接相关的制导系数，其是为了调整飞行体跟踪方案弹道的动态特性，保持飞行体向方案弹道收敛过程中的稳定性，如果由于各种扰动的影响，Kdy与方案弹道跟踪不适配，则会引起弹体在空间的稳定性。为了提高飞行体对方案弹道的跟踪过程的动态特性，对飞行状态进行感知、判断和决策，自适应调整Kdy。
如果飞行体实际纵向速度Vyf与方案纵向速度Vyp的差大于设计阈值，则需要逐步增大Kdy的值，使得飞行体的下降或着上升速度向方案速度快速靠拢，提高跟踪的稳定性，降低收敛时间。如果飞行体快速下降，存在DVY＝(Vyp-Vyf)>DVY0，则其自适应变化公式可表示为Kdy＝Kdy0*(1+(DVY-DVY0)/DVY0)；如果飞行体快速上升，存在DVY＝(Vyp-Vyf)<-DVY0<0，自适应变化可表示为Kdy＝Kdy0*(1+(DVY+DVY0)/DVY0)；其中Kdy0为标称值，DVY0为根据飞行体动态特性设置的阈值，为正。
(3)对于Kpz的自适应调整
Kpz是和飞行体实时位置横向侧偏Zf相关的制导系数，在没有扰动的理想情况下，飞行体的横向侧偏应该为零，由于发射和飞行环境的变化、气象的变化、气动参数等的扰动，使得飞行体在启控后，其可能会出现较大的横向偏差。引入对飞行状态进行感知、判断和决策，自适应调整Kpz。
如果在控制过程中，飞行体在横向侧偏过零值，则对控制参数进行自适应调整，其自适应变化公式为Kpz＝Kpz0+|Zf|/Zf0，其中Kpz0为标称值，Zf0为根据飞行体动态特性设置的阈值。此处自适应调整需要根据测量的飞行体位置信息、方案弹道数据，判断出飞行体是否横向侧偏过零，并根据自适应变化公式，调整制导律对应参数。
(4)对于Kdz的自适应调整
Kdz是和飞行体实时横向速度相关的制导系数，不考虑发射和飞行中的任何扰动，理想情况下，飞行体的横向速度为零，由于发射和飞行环境的变化、气象的变化、气动参数等的扰动，使得飞行体在启控后，其可能会出现较大的横向偏差，且会有相应的较大的横向速度Vzf。引入对飞行状态进行感知、判断和决策，自适应调整Kdz。
如果在飞行过程中，如果飞行体横向偏离速度过大，大于设计阈值VZ0，则需要根据横向速度的大小，自适应变化Kdz，当|Vzf|>Vzf0，时，则其自适应变化为Kdz＝Kdz0*(1+(|Vz|-Vzf0)/Vzf0)，其中Kdz0为标称值，Vzf0为根据飞行体动态特性设置的阈值,为正。
步骤5：根据步骤1和步骤4生成的具备根据飞行体运动状态感知和决策的自适应方案弹道跟踪制导律，生成制导指令，驱动舵机偏转，操纵弹体运动，即可实现飞行体对方案弹道的稳定和精确跟踪。

Claims (3)

1.一种飞行体状态感知自适应方案弹道跟踪方法，其特征在于，实时测得弹体在空间的质心位置和速度数据，根据方案弹道参数，实时计算弹体运动参数与方案弹道偏差，自适应调整制导参数生成制导律，引导弹体沿着方案弹道飞行；
制导律采用融合经典线性弹道跟踪方法和基于飞行体运动状态感知和决策的制导律参数自适应变化：
依据实际弹道与方案弹道同一横向坐标下的弹道高度和纵向速度的偏差，生成纵向制导指令；依据实际弹道与方案弹道同一横向坐标下的弹道侧偏和侧向速度，生成横向制导指令；纵向和横向制导指令均为弹道偏差和制导律参数的函数，制导律参数随飞行体实时位置及其与方案弹道对应位置参数的偏差变化、实时飞行速度及其与方案弹道对应速度参数的偏差变化进行实时的调整。
2.根据权利要求1所述的飞行体状态感知自适应方案弹道跟踪方法，其特征在于，生成的纵向和横向制导指令分别为：
δy＝Kpy(Yp-Yf)+Kdy(Vyp-Vyf)+δy0
δz＝Kpz(-Zf)+Kdz(-Vzf)
式中，δy和δz分别为纵向和横向制导指令；δy0是方案舵偏角；Kpy是和飞行体实时纵向位置Yf和方案纵向位置Yp偏差相关的制导系数；Kdy是和飞行体实时纵向速度Vyf和方案纵向速度Vyp直接相关的制导系数；Kpz是和飞行体实时位置横向侧偏Zf相关的制导系数；Kdz是和飞行体实时横向速度相关的制导系数。
3.根据权利要求2所述的飞行体状态感知自适应方案弹道跟踪方法，其特征在于，制导律参数实时的调整，具体包括：
(1)如果纵向实际弹道穿过方案弹道且向下，则制导系数Kpy自适应变化为：Kpy＝Kpy0*(1+DY/DY0)；如果纵向实际弹道穿过方案弹道且向上，则制导系数Kpy自适应变化为：Kpy＝Kpy0*(1-DY/DY0)；其中Kpy0为第一标称值，DY＝(Yp-Yf)，DY0为根据飞行体动态特性设置的第一阈值；
(2)如果飞行体实际纵向速度Vyf与方案纵向速度Vyp的差大于设计阈值：如果飞行体下降，且存在DVY＝(Vyp-Vyf)>DVY 0，则制导系数Kdy自适应变化为：Kdy＝Kdy0*(1+(DVY-DVY 0)/DVY 0)；如果飞行体上升，且存在DVY＝(Vyp-Vyf)<-DVY 0<0，则制导系数Kdy自适应变化为：Kdy＝Kdy0*(1+(DVY+DVY 0)/DVY 0)；其中Kdy0为第二标称值，DVY 0为根据飞行体动态特性设置的第二阈值；
(3)如果在控制过程中，飞行体在横向侧偏过零值，则制导系数Kpz自适应变化为：
Kpz＝Kpz0+|Zf|/Zf0，其中Kpz0为第三标称值，Zf0为根据飞行体动态特性设置的第三阈值；
(4)如果在飞行过程中，飞行体横向偏离速度大于设计阈值VZ 0：即当|Vzf|>Vzf0，时，则制导系数Kdz自适应变化为：Kdz＝Kdz0*(1+(|Vz|-Vzf0)/Vzf0)，其中Kdz0为第四标称值，Vzf0为根据飞行体动态特性设置的第四阈值。
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