CN114879717B - 靶标的快速转平方法、计算机设备及介质 - Google Patents

靶标的快速转平方法、计算机设备及介质 Download PDF

Info

Publication number
CN114879717B
CN114879717B CN202210812070.1A CN202210812070A CN114879717B CN 114879717 B CN114879717 B CN 114879717B CN 202210812070 A CN202210812070 A CN 202210812070A CN 114879717 B CN114879717 B CN 114879717B
Authority
CN
China
Prior art keywords
angle
quasi
rudder
deflection angle
yaw
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202210812070.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114879717A (zh
Inventor
卞李坤
梁建军
赵新强
陈景鹏
孙永丰
卢志武
谢雪明
石亦琨
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Xingtu Exploration Technology Co ltd
Original Assignee
Beijing Xingtu Exploration Technology Co ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Xingtu Exploration Technology Co ltd filed Critical Beijing Xingtu Exploration Technology Co ltd
Priority to CN202210812070.1A priority Critical patent/CN114879717B/zh
Publication of CN114879717A publication Critical patent/CN114879717A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114879717B publication Critical patent/CN114879717B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明提供了一种靶标的快速转平方法、计算机设备及介质。其中，靶标的快速转平方法，包括：获取靶标的飞行参数；根据飞行参数计算超前安装角，弹体系下的滚转舵偏角以及准弹体系下的偏航舵偏角、俯仰舵偏角；根据超前安装角将准弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角转换为弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角；根据弹体系下的滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角，控制靶标进行压低转平运动。通过本发明，缩短了靶标压低转平需要的时间，降低了滚转角对俯仰和偏航通道间控制的耦合干扰。

Description

靶标的快速转平方法、计算机设备及介质
技术领域
本发明实施例涉及飞行器领域，尤其涉及一种靶标的快速转平方法、计算机设备及介质。
背景技术
为了验证相应拦截弹的性能，往往需要用靶标来模拟导弹，用拦截弹对靶标进行拦截。通过靶标模拟导弹时，靶标在一二级分离完成后滚转角不在零位，因此在对靶标的控制方案中，在二级起控后需先将滚转角回到零位附近后再进行俯仰通道的压低转平。但是这样做有如下缺点：一是会延长压低转平的时间，从而降低二级段的巡航时长；二是俯仰、偏航通道的控制解耦完全依靠滚转角的位置，若滚转角偏离零位稍大则会给俯仰和偏航通道的控制带来较大的耦合（例如，俯仰舵的控制力是1个单位时，若滚转角是45°，则会同时在俯仰通道和偏航通道引入0.707个单位的控制力，这0.707个单位的控制力对偏航通道来说就是干扰量）。
发明内容
为缩短压低转平时间，降低滚转角对俯仰和偏航通道间控制的耦合干扰，本发明提出了一种靶标的快速转平方法、计算机设备及介质。
第一方面，本发明提供了一种靶标的快速转平方法，方法包括：
获取靶标的飞行参数；
根据飞行参数计算超前安装角，弹体系下的滚转舵偏角以及准弹体系下的偏航舵偏角、俯仰舵偏角；
根据超前安装角将准弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角转换为弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角；
根据弹体系下的滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角，控制靶标进行压低转平运动。
通过上述方法，可以在靶标二级起控后直接进行压低转平，缩短压低转平需要的时间，同时对俯仰通道和偏航通道之间的控制进行解耦，降低滚转通道带来的耦合干扰。
结合第一方面，在第一方面的第一实施例中，根据飞行参数计算超前安装角，弹体系下的滚转舵偏角以及准弹体系下的偏航舵偏角、俯仰舵偏角，包括：
根据飞行参数计算准攻角、准侧滑角、弹体系下的滚转舵偏角以及准弹体系下的偏航角速度和俯仰角速度；
根据准攻角、准侧滑角、准弹体系下的偏航角速度和俯仰角速度计算准弹体系下的偏航舵偏角、俯仰舵偏角。
结合第一方面的第一实施例，在第一方面的第二实施例中，根据飞行参数计算准攻角、准侧滑角、弹体系下的滚转舵偏角以及准弹体系下的偏航角速度和俯仰角速度，包括：
Figure 376721DEST_PATH_IMAGE001
Figure 356178DEST_PATH_IMAGE002
其中
Figure 135915DEST_PATH_IMAGE003
、
Figure 531124DEST_PATH_IMAGE004
分别指攻角、侧滑角，是弹体系和速度系间的转角；
Figure 407813DEST_PATH_IMAGE005
、
Figure 230276DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 497309DEST_PATH_IMAGE007
指滚 转角速度、偏航角速度和俯仰角速度，是弹体系相对发惯系的旋转在弹体系下的投影；
Figure 696209DEST_PATH_IMAGE008
、
Figure 427405DEST_PATH_IMAGE009
是准攻角和准侧滑角，是准弹体系和准速度系间的转角；
Figure 420769DEST_PATH_IMAGE010
、
Figure 175098DEST_PATH_IMAGE011
是准弹体系相对发 惯系的旋转角速度在准弹体系的投影；
Figure 912110DEST_PATH_IMAGE012
是弹体系下的滚转舵偏角，
Figure 497812DEST_PATH_IMAGE013
是滚转角，k是控制 系数。
结合第一方面的第一实施例或第一方面的第二实施例，在第一方面的第三实施例中，根据准攻角、准侧滑角、准弹体系下的偏航角速度和俯仰角速度计算准弹体系下的偏航舵偏角、俯仰舵偏角，包括：
Figure 927657DEST_PATH_IMAGE014
Figure 169282DEST_PATH_IMAGE015
和
Figure 444406DEST_PATH_IMAGE016
是由外环生成的制导指令，其中
Figure 150193DEST_PATH_IMAGE015
是由弹道倾角及其积分项生成的中间 值，
Figure 485360DEST_PATH_IMAGE016
是由弹道偏角及侧偏的积分项生成的中间值；
Figure 214281DEST_PATH_IMAGE017
和
Figure 293096DEST_PATH_IMAGE018
是准弹体系下的偏航舵偏 角和俯仰舵偏角。
结合第一方面，在第一方面的第四实施例中，超前安装角根据靶标的滚转角速度以及舵机性能指标计算，包括：
Figure 853390DEST_PATH_IMAGE019
其中，
Figure 625037DEST_PATH_IMAGE020
为时间常数和
Figure 575676DEST_PATH_IMAGE021
为阻尼比。
结合第一方面的第四实施例，在第一方面的第五实施例中，根据超前安装角将准弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角转换为弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角，包括：
将准弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角通过超前安装角进行补偿和矩阵变换，得到弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角，公式如下：
Figure 458181DEST_PATH_IMAGE022
Figure 872982DEST_PATH_IMAGE023
和
Figure 815530DEST_PATH_IMAGE024
是弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角。
结合第一方面或第一方面的第五实施例，在第一方面的第六实施例中，根据弹体系下的滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角，控制靶标进行压低转平运动，包括：
将弹体系下的滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角转换为四片舵片的摆角；
控制四片舵片旋转到目标位置，使靶标进行压低转平运动。
结合第一方面的第六实施例，在第一方面的第七实施例中，通过如下公式将弹体系下的滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角转换为四片舵片的摆角：
Figure 253465DEST_PATH_IMAGE025
Figure 674082DEST_PATH_IMAGE026
、
Figure 208968DEST_PATH_IMAGE027
、
Figure 322418DEST_PATH_IMAGE028
、
Figure 247648DEST_PATH_IMAGE029
分别是四片舵的摆角。
第二方面，本发明还提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，存储器和处理器之间互相通信连接，存储器中存储有计算机指令，处理器通过执行计算机指令，从而执行第一方面或第一方面的任一实施例的靶标的快速转平方法的步骤。
第三方面，本发明还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现第一方面或第一方面的任一实施例的靶标的快速转平方法的步骤。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是根据一示例性实施例提出的一种靶标的快速转平方法的流程图；
图2是根据一示例性实施例提出的靶标舵机的频域特性曲线；
图3是根据一示例性实施例提出的固冲动力小质量超声速巡航靶标二级段示意图；
图4是根据一示例性实施例提出的靶标通道舵片布局以及舵偏角极性定义图；
图5是根据一示例性实施例提出的靶标飞行试验时遥测获取的部分滚转角曲线；
图6是根据一示例性实施例提出的靶标时域仿真时高度对照曲线；
图7是根据一示例性实施例提出的靶标时域仿真时弹道倾角对照曲线；
图8是根据一示例性实施例提出的靶标时域仿真时滚转角对照曲线；
图9是根据一示例性实施例提出的靶标时域仿真时马赫数对照曲线；
图10 为根据一示例性实施例提出的一种靶标的快速转平装置的结构示意图；
图11是根据一示例性实施例提出的一种计算机设备的硬件结构示意图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，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，都属于本发明保护的范围。
此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
为了验证相应拦截弹的性能，往往需要用靶标来模拟敌方武器，用拦截弹对靶标进行拦截。固冲动力小质量超声速巡航靶标在一二级分离完成后滚转角不在零位，例如在一次飞行试验中，一二级分离完成后滚转角为-100°左右，因此在该型号靶标的控制方案中，在二级起控后需先将滚转角回到零位附近后再进行俯仰通道的压低转平，这样做的优点有两个：一是可以尽早的接入GPS（只有一个GPS接收机，滚转角在零位附近时才能接收到信号），以便进行较精确的组合导航；二是可以减少俯仰和偏航通道之间的控制耦合。
但是这样做的缺点有如下三个：一是会延长压低转平的时间，从而降低二级段的巡航时长；二是俯仰、偏航通道的控制解耦完全依靠滚转角的位置，若滚转角偏离零位稍大则会给俯仰和偏航通道的控制带来较大的耦合（例如，俯仰舵的控制力是1个单位时，若滚转角是45°，则会同时在俯仰通道和偏航通道引入0.707个单位的控制力，这0.707个单位的控制力对偏航通道来说就是干扰量）；三是该型号靶标二级段滚转通道舵效很高，控制系统对舵机的间隙环节太敏感，无法保证滚转角较快速回零。
为缩短压低转平时间，降低通道间的耦合干扰，本发明提出了一种靶标的快速转平方法、计算机设备及介质。
本发明中实施例用到的靶标包括但不限于固冲动力小质量超声速巡航靶标，只要靶标或者导弹同时具有以下特征都可以应用本发明：一级段旋转或先旋转再减旋，二级起控时滚转角不在零位，二级起控后需进行俯仰或偏航方向的机动。
图1是根据一示例性实施例提出的一种靶标的快速转平方法的流程图。如图1所示，靶标的快速转平方法包括如下步骤S101至S104。
在步骤S101中，获取靶标的飞行参数。
具体地，固冲动力小质量超声速巡航靶标二级起控后，由导航信息和飞控解算来获得飞行参数如俯仰角、偏航角、滚转角、俯仰角速度、偏航角速度、滚转角速度等信息。
在步骤S102中，根据飞行参数计算超前安装角，弹体系下的滚转舵偏角以及准弹体系下的偏航舵偏角、俯仰舵偏角。
具体地，利用飞行参数中的转角信息和角速度信息得到超前安装角、弹体系下的滚转舵偏角以及准弹体系下的偏航舵偏角、俯仰舵偏角。
在步骤S103中，根据超前安装角将准弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角转换为弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角。
具体地，利用超前安装角法对准弹体系下的舵偏角进行控制补偿，将准弹体系下的舵偏角转换到弹体系下的舵偏角。
在步骤S104中，根据弹体系下的滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角，控制靶标进行压低转平运动。
具体地，将通道舵偏角即滚转舵偏角、偏航舵偏角、俯仰舵偏角转换成舵片摆角，控制舵片旋转到指定位置，产生气动控制力，从而使靶标进行压低转平机动。
通过本方法，将控制解耦和补偿应用到固冲动力小质量超声速巡航靶标的二级段，在该类型靶标二级起控后直接进行压低转平，降低转平所需要的时间，有效增加巡航时长；应用控制策略和控制补偿方法，减少了通道间的控制耦合，降低该类型靶标对滚转角控制精度的依赖，放宽对滚转通道的要求。
在一示例中，根据飞行参数计算超前安装角，弹体系下的滚转舵偏角以及准弹体系下的偏航舵偏角、俯仰舵偏角，包括：根据飞行参数计算准攻角、准侧滑角、弹体系下的滚转舵偏角以及准弹体系下的偏航角速度和俯仰角速度；根据准攻角、准侧滑角、准弹体系下的偏航角速度和俯仰角速度计算准弹体系下的偏航舵偏角、俯仰舵偏角。
在又一示例中，根据飞行参数计算准攻角、准侧滑角、弹体系下的滚转舵偏角以及准弹体系下的偏航角速度和俯仰角速度，包括：
Figure 471956DEST_PATH_IMAGE001
Figure 595770DEST_PATH_IMAGE002
其中
Figure 880121DEST_PATH_IMAGE003
、
Figure 292648DEST_PATH_IMAGE004
分别指攻角、侧滑角，是弹体系和速度系间的转角；
Figure 320647DEST_PATH_IMAGE005
、
Figure 564546DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 754219DEST_PATH_IMAGE007
指滚 转角速度、偏航角速度和俯仰角速度，是弹体系相对发惯系的旋转在弹体系下的投影；
Figure 654042DEST_PATH_IMAGE008
、
Figure 220152DEST_PATH_IMAGE009
是准攻角和准侧滑角，是准弹体系和准速度系间的转角；
Figure 584138DEST_PATH_IMAGE010
、
Figure 944712DEST_PATH_IMAGE011
是准弹体系相对发 惯系的旋转角速度在准弹体系的投影；
Figure 331831DEST_PATH_IMAGE012
是弹体系下的滚转舵偏角，
Figure 701632DEST_PATH_IMAGE013
是滚转角，k是控制 系数。
在一示例中，根据准攻角、准侧滑角、准弹体系下的偏航角速度和俯仰角速度计算准弹体系下的偏航舵偏角、俯仰舵偏角，包括：
Figure 654545DEST_PATH_IMAGE014
Figure 451599DEST_PATH_IMAGE015
和
Figure 60435DEST_PATH_IMAGE016
是由外环生成的制导指令，其中
Figure 233928DEST_PATH_IMAGE015
是由弹道倾角及其积分项生成的中间 值，
Figure 306926DEST_PATH_IMAGE016
是由弹道偏角及侧偏的积分项生成的中间值；
Figure 274882DEST_PATH_IMAGE017
和
Figure 371014DEST_PATH_IMAGE018
是准弹体系下的偏航舵偏 角和俯仰舵偏角。
用
Figure 82618DEST_PATH_IMAGE030
、
Figure 10123DEST_PATH_IMAGE009
、
Figure 148980DEST_PATH_IMAGE010
、
Figure 732408DEST_PATH_IMAGE011
代替
Figure 982124DEST_PATH_IMAGE003
、
Figure 29714DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 339473DEST_PATH_IMAGE031
、
Figure 410197DEST_PATH_IMAGE032
进行俯仰偏航的控制，滚转通道则仍 用
Figure 463604DEST_PATH_IMAGE033
和
Figure 365701DEST_PATH_IMAGE034
进行控制。
在一示例中，超前安装角根据靶标的滚转角速度以及舵机性能指标计算，包括：
Figure 846361DEST_PATH_IMAGE035
其中，
Figure 138802DEST_PATH_IMAGE036
为时间常数和
Figure 58216DEST_PATH_IMAGE037
为阻尼比。
图2是根据一示例性实施例提出的靶标舵机的频域特性曲线。图中舵机的幅-频特性曲线中，舵机在15Hz处衰减3dB，即舵机的带宽为15Hz，另外，该舵机的阻尼比为最佳阻尼比0.707，那么相对应的，该舵机的传递函数是：
Figure 752503DEST_PATH_IMAGE038
则可根据上式推导出时间常数
Figure 404064DEST_PATH_IMAGE036
为0.0106。
在一示例中，根据超前安装角将准弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角转换为弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角，包括：
将准弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角通过超前安装角进行补偿和矩阵变换，得到弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角，公式如下：
Figure 449380DEST_PATH_IMAGE039
Figure 844589DEST_PATH_IMAGE040
和
Figure 479137DEST_PATH_IMAGE041
是弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角。
在又一示例中，根据弹体系下的滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角，控制靶标进行压低转平运动，包括：
首先，将弹体系下的滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角转换为四片舵片的摆角。
图3是根据一示例性实施例提出的固冲动力小质量超声速巡航靶标二级段示意图。如图所示，舵片有四片，按照“X”字型布局，使用“X”字型的舵面布局可以增大舵面的使用效率（对比“十”字型），它们安装在四个进气道整流罩上，四个进气道主要为固冲发动机提供充足的氧气以便固体冲压发动机的补燃，为使固体冲压发动机的补燃时燃料燃烧充分，要求其飞行速度须在1.8Ma（Ma，马赫数，表征飞行速度与音速的比值，Ma越大则相应的飞行速度越快）以上。本发明实施例通过二级段通道舵片对靶标的控制，解决了靶标二级段先将滚转角回零再进行压低转平的问题。
然后，控制四片舵片旋转到目标位置，使靶标进行压低转平运动。
在本发明实施例中，通过二级段通道舵片对靶标的控制，在靶标二级起控后，可以直接进行压低转平，较大程度上缩短了压低转平所需要的时间；同时进行压低转平时不会对滚转通道带来耦合干扰，仍可控制滚转角回零以便尽早接入GPS，不影响导航精度。
在一示例中，将弹体系下的滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角转换为四片舵片（“×”字型布局）的摆角，方式如下：
Figure 567179DEST_PATH_IMAGE042
Figure 834212DEST_PATH_IMAGE043
、
Figure 33112DEST_PATH_IMAGE044
、
Figure 498728DEST_PATH_IMAGE045
、
Figure 757671DEST_PATH_IMAGE046
分别是四片舵的摆角，其极性定义由控制专业和气动专业协商。
图4是根据一示例性实施例提出的靶标通道舵片布局以及舵偏角极性定义图。如图所示，正俯仰舵偏角产生正控制升力，相应的产生负俯仰控制力矩；正偏航舵偏角则产生负的侧向控制力，相应的产生负偏航控制力矩；正滚转舵偏角则产生负滚转控制力矩。而单片舵的极性则以舵片后缘绕靶标顺时针旋转为正。
通过“X”字型布局的舵片对靶标进行转平控制，在巡航过程中，俯仰和偏航通道的控制不依赖滚转回零，可以在有限的时间内进行更大范围的机动。若滚转通道受到突然的干扰而偏离零位时仍可保持姿态稳定，降低了滚转角的控制精度要求，使得舵机的间隙环节造成的恶劣影响弱化。
图5是根据一示例性实施例提出的靶标飞行试验时遥测获取的部分滚转角曲线。该靶标二级起控时间点在3.9s，滚转角回到零位附近的时间为5.1s，用了1.2s的时间在进行滚转角回零，而压低转平时间为8s，滚转角回零的时间占比为15%；若采用本发明来进行压低转平，则不需要滚转角回零，至少节省15%的时间。
图6、图7、图8、图9为采用本发明实施例提出的快速转平方法与现有技术中先将滚转角回零再压低转平方法进行的对照试验。
图6是根据一示例性实施例提出的靶标时域仿真时高度对照曲线。虚线为现有技术的高度曲线，可以看出对照试验时，靶标转平时间约为15s；实线是应用本发明实施例后的高度曲线，大约在11s时转平，压低转平时间缩短了4s，同比缩短了36.4%。
图7是根据一示例性实施例提出的靶标时域仿真时弹道倾角对照曲线。实线为应用本发明实施例后在11s时稳定在0位附近，而虚线为现有技术在15s时稳定在零位附近。
图8是根据一示例性实施例提出的靶标时域仿真时滚转角对照曲线。如图所示，应用本发明实施例后滚转角的回零未受影响，二者的滚转角都在10s左右回到零位附近。
结合图6、图7、图8可以看出，使用本发明实施例可以使靶标进行压低转平时不依赖滚转角回零，从而使靶标进行快速地压低转平，且不会给滚转通道的姿态控制带来不利影响。
图9是根据一示例性实施例提出的靶标时域仿真时马赫数对照曲线。虚线是现有技术的马赫数曲线，实线是应用本发明实施例后的马赫数曲线，可以看出，二者几乎是重叠的。在3.9s处，对应的马赫数为2.2Ma，符合固体冲压发动机的点火要求（大于1.8Ma）。
基于相同发明构思，本发明实施例还提供一种靶标的快速转平装置，如图10所示，该装置包括：
获取模块1001，用于获取靶标的飞行参数。详细内容参见上述实施例中步骤S101的描述，在此不再赘述。
计算模块1002，用于根据飞行参数计算超前安装角，弹体系下的滚转舵偏角以及准弹体系下的偏航舵偏角、俯仰舵偏角。详细内容参见上述实施例中步骤S102的描述，在此不再赘述。
转换模块1003，用于根据超前安装角将准弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角转换为弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角。详细内容参见上述实施例中步骤S103的描述，在此不再赘述。
控制模块1004，用于根据弹体系下的滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角，控制靶标进行压低转平运动。详细内容参见上述实施例中步骤S104的描述，在此不再赘述。
在一示例中，计算模块1002还包括：
第一计算子模块，用于根据飞行参数计算准攻角、准侧滑角、弹体系下的滚转舵偏角以及准弹体系下的偏航角速度和俯仰角速度。详细内容参见上述实施例中的描述，在此不再赘述。
第二计算子模块，用于根据准攻角、准侧滑角、准弹体系下的偏航角速度和俯仰角速度计算准弹体系下的偏航舵偏角、俯仰舵偏角。详细内容参见上述实施例中的描述，在此不再赘述。
在一示例中，在第一计算子模块中，根据飞行参数计算准攻角、准侧滑角、弹体系下的滚转舵偏角以及准弹体系下的偏航角速度和俯仰角速度，包括：
Figure 512001DEST_PATH_IMAGE001
Figure 249013DEST_PATH_IMAGE002
其中
Figure 834715DEST_PATH_IMAGE003
、
Figure 264559DEST_PATH_IMAGE004
分别指攻角、侧滑角，是弹体系和速度系间的转角；
Figure 240605DEST_PATH_IMAGE005
、
Figure 843625DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure 487096DEST_PATH_IMAGE007
指滚 转角速度、偏航角速度和俯仰角速度，是弹体系相对发惯系的旋转在弹体系下的投影；
Figure 822262DEST_PATH_IMAGE008
、
Figure 551184DEST_PATH_IMAGE009
是准攻角和准侧滑角，是准弹体系和准速度系间的转角；
Figure 692315DEST_PATH_IMAGE010
、
Figure 190293DEST_PATH_IMAGE011
是准弹体系相对发 惯系的旋转角速度在准弹体系的投影；
Figure 696360DEST_PATH_IMAGE012
是弹体系下的滚转舵偏角，
Figure 912578DEST_PATH_IMAGE013
是滚转角，k是控制 系数。详细内容参见上述实施例中的描述，在此不再赘述。
在又一示例中，在第二计算子模块中，根据准攻角、准侧滑角、准弹体系下的偏航角速度和俯仰角速度计算准弹体系下的偏航舵偏角、俯仰舵偏角，包括：
Figure 857400DEST_PATH_IMAGE014
Figure 209884DEST_PATH_IMAGE015
和
Figure 152433DEST_PATH_IMAGE016
是由外环生成的制导指令，其中
Figure 590367DEST_PATH_IMAGE015
是由弹道倾角及其积分项生成的中间 值，
Figure 73301DEST_PATH_IMAGE016
是由弹道偏角及侧偏的积分项生成的中间值；
Figure 545871DEST_PATH_IMAGE017
和
Figure 393741DEST_PATH_IMAGE018
是准弹体系下的偏航舵偏 角和俯仰舵偏角。详细内容参见上述实施例中的描述，在此不再赘述。
在一示例中，计算模块1002还用于根据靶标的滚转角速度以及舵机性能指标计算超前安装角，包括：
Figure 318972DEST_PATH_IMAGE035
其中，
Figure 605597DEST_PATH_IMAGE036
为时间常数和
Figure 932673DEST_PATH_IMAGE037
为阻尼比。
在又一示例中，在转换模块1003中，根据所述超前安装角将所述准弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角转换为弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角时，将准弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角通过超前安装角进行补偿和矩阵变换，得到弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角，公式如下：
Figure 217023DEST_PATH_IMAGE047
Figure 629550DEST_PATH_IMAGE048
和
Figure 454287DEST_PATH_IMAGE049
是弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角。详细内容参见上述实施例中的 描述，在此不再赘述。
在另一示例中，控制模块1004还包括：
转换子模块，用于将弹体系下的滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角转换为四片舵片的摆角。详细内容参见上述实施例中的描述，在此不再赘述。
控制子模块，用于控制四片舵片旋转到目标位置，使靶标进行压低转平运动。详细内容参见上述实施例中的描述，在此不再赘述。
在一示例中，在转换子模块中，通过如下公式将弹体系下的滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角转换为四片舵片的摆角：
Figure 635869DEST_PATH_IMAGE042
Figure 91122DEST_PATH_IMAGE043
、
Figure 990944DEST_PATH_IMAGE044
、
Figure 619372DEST_PATH_IMAGE045
、
Figure 655461DEST_PATH_IMAGE046
分别是四片舵的摆角。详细内容参见上述实施例中的描述，在此不 再赘述。
通过本装置，将控制解耦和补偿应用到靶标二级段，在靶标二级起控后直接进行压低转平，降低转平所需要的时间，有效增加巡航时长；同时降低该类型靶标对滚转角控制精度的依赖，放宽对滚转通道的要求。
上述装置的具体限定以及有益效果可以参见上文中对于靶标的快速转平方法的限定，在此不再赘述。上述各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于计算机设备中的处理器中，也可以以软件形式存储于计算机设备中的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作。
图11是根据一示例性实施例提出的一种计算机设备的硬件结构示意图。如图11所示，该设备包括一个或多个处理器1110以及存储器1120，存储器1120包括持久内存、易失内存和硬盘，图11中以一个处理器1110为例。该设备还可以包括：输入装置1130和输出装置1140。
处理器1110、存储器1120、输入装置1130和输出装置1140可以通过总线或者其他方式连接，图11中以通过总线连接为例。
处理器1110可以为中央处理器（Central Processing Unit，CPU）。处理器1110还可以为其他通用处理器、数字信号处理器（Digital Signal Processor，DSP）、专用集成电路（Application Specific Integrated Circuit，ASIC）、现场可编程门阵列（Field-Programmable Gate Array，FPGA）或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等芯片，或者上述各类芯片的组合。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。
存储器1120作为一种非暂态计算机可读存储介质，包括持久内存、易失内存和硬盘，可用于存储非暂态软件程序、非暂态计算机可执行程序以及模块，如本申请实施例中靶标的快速转平方法对应的程序指令/模块。处理器1110通过运行存储在存储器1120中的非暂态软件程序、指令以及模块，从而执行服务器的各种功能应用以及数据处理，即实现上述任意一种靶标的快速转平方法。
存储器1120可以包括存储程序区和存储数据区，其中，存储程序区可存储操作系统、至少一个功能所需要的应用程序；存储数据区可存储根据、需要使用的数据等。此外，存储器1120可以包括高速随机存取存储器，还可以包括非暂态存储器，例如至少一个磁盘存储器件、闪存器件、或其他非暂态固态存储器件。在一些实施例中，存储器1120可选包括相对于处理器1110远程设置的存储器，这些远程存储器可以通过网络连接至数据处理装置。上述网络的实例包括但不限于互联网、企业内部网、局域网、移动通信网及其组合。
输入装置1130可接收输入的数字或字符信息，以及产生与用户设置以及功能控制有关的信号输入。输出装置1140可包括显示屏等显示设备。
一个或者多个模块存储在存储器1120中，当被一个或者多个处理器1110执行时，执行如图1所示的方法。
上述产品可执行本发明实施例所提供的方法，具备执行方法相应的功能模块和有益效果。未在本实施例中详尽描述的技术细节，具体可参见如图1所示的实施例中的相关描述。
本发明实施例还提供了一种非暂态计算机存储介质，计算机存储介质存储有计算机可执行指令，该计算机可执行指令可执行上述任意方法实施例中的转平方法。其中，存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体（Read-Only Memory，ROM）、随机存储记忆体（RandomAccess Memory，RAM）、快闪存储器（Flash Memory）、硬盘（Hard Disk Drive，缩写：HDD）或固态硬盘（Solid-State Drive，SSD)等；存储介质还可以包括上述种类的存储器的组合。
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“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
以上仅是本发明的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (9)

1.一种靶标的快速转平方法，其特征在于，所述方法包括：
获取靶标的飞行参数；
根据所述飞行参数计算超前安装角，弹体系下的滚转舵偏角以及准弹体系下的偏航舵偏角、俯仰舵偏角；
根据所述超前安装角将所述准弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角转换为弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角；
根据所述弹体系下的滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角，控制所述靶标进行压低转平运动；
根据所述飞行参数计算超前安装角，弹体系下的滚转舵偏角以及准弹体系下的偏航舵偏角、俯仰舵偏角，包括：
根据所述飞行参数计算准攻角、准侧滑角、弹体系下的滚转舵偏角以及准弹体系下的偏航角速度和俯仰角速度；
根据准攻角、准侧滑角、准弹体系下的偏航角速度和俯仰角速度计算准弹体系下的偏航舵偏角、俯仰舵偏角；
根据所述超前安装角将所述准弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角转换为弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角，包括：
将准弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角通过超前安装角进行补偿和矩阵变换，得到弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述飞行参数计算准攻角、准侧滑角、弹体系下的滚转舵偏角以及准弹体系下的偏航角速度和俯仰角速度，包括：
Figure DEST_PATH_IMAGE001
Figure 92419DEST_PATH_IMAGE002
其中
Figure DEST_PATH_IMAGE003
、
Figure 243521DEST_PATH_IMAGE004
分别指攻角、侧滑角，是弹体系和速度系间的转角；
Figure DEST_PATH_IMAGE005
、
Figure 174568DEST_PATH_IMAGE006
、
Figure DEST_PATH_IMAGE007
指滚转角速 度、偏航角速度和俯仰角速度，是弹体系相对发惯系的旋转在弹体系下的投影；
Figure 319111DEST_PATH_IMAGE008
是准攻 角，
Figure DEST_PATH_IMAGE009
是准侧滑角，均是准弹体系和准速度系间的转角；
Figure 790543DEST_PATH_IMAGE010
、
Figure DEST_PATH_IMAGE011
是准弹体系相对发惯 系的旋转角速度在准弹体系的投影；
Figure 2344DEST_PATH_IMAGE012
是弹体系下的滚转舵偏角；
Figure DEST_PATH_IMAGE013
是滚转角；k px 、k dx 是控 制系数。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述根据准攻角、准侧滑角、准弹体系下的偏航角速度和俯仰角速度计算准弹体系下的偏航舵偏角、俯仰舵偏角，包括：
Figure 104292DEST_PATH_IMAGE014
Figure DEST_PATH_IMAGE015
和
Figure 532868DEST_PATH_IMAGE016
是由外环生成的制导指令，
Figure 214517DEST_PATH_IMAGE015
其中是由弹道倾角及其积分项生成的中间值，
Figure 389146DEST_PATH_IMAGE016
是由弹道偏角及侧偏的积分项生成的中间值；
Figure 884499DEST_PATH_IMAGE008
是准攻角，
Figure 144579DEST_PATH_IMAGE009
是准侧滑角，均是准弹 体系和准速度系间的转角；
Figure DEST_PATH_IMAGE017
、
Figure 426656DEST_PATH_IMAGE018
是准弹体系相对发惯系的旋转角速度在准弹体系的 投影；
Figure DEST_PATH_IMAGE019
和
Figure 111584DEST_PATH_IMAGE020
是准弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角；k py 、k pz 、k dy 、k dz 是控制系数。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述超前安装角根据所述靶标的滚转角速度以及舵机性能指标计算，包括：
Figure DEST_PATH_IMAGE021
其中，
Figure 555335DEST_PATH_IMAGE022
为超前安装角；
Figure DEST_PATH_IMAGE023
为滚转角速度；
Figure 459968DEST_PATH_IMAGE024
为时间常数和
Figure DEST_PATH_IMAGE025
为阻尼比。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于， 通过如下公式计算弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角，包括：
Figure 14577DEST_PATH_IMAGE026
Figure DEST_PATH_IMAGE027
和
Figure 819591DEST_PATH_IMAGE028
是弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角；
Figure DEST_PATH_IMAGE029
是滚转角；
Figure 699823DEST_PATH_IMAGE022
是超前安装角；
Figure 26505DEST_PATH_IMAGE030
和
Figure DEST_PATH_IMAGE031
是准弹体系下的偏航舵偏角和俯仰舵偏角。
6.根据权利要求1或5所述的方法，其特征在于，所述根据所述弹体系下的滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角，控制所述靶标进行压低转平运动，包括：
将所述弹体系下的滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角转换为四片舵片的摆角；
控制所述四片舵片旋转到目标位置，使所述靶标进行压低转平运动。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，通过如下公式将所述弹体系下的滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角转换为四片舵片的摆角：
Figure 384805DEST_PATH_IMAGE032
Figure DEST_PATH_IMAGE033
、
Figure 309905DEST_PATH_IMAGE034
、
Figure DEST_PATH_IMAGE035
、
Figure 361038DEST_PATH_IMAGE036
分别是四片舵的摆角；
Figure DEST_PATH_IMAGE037
、
Figure 974684DEST_PATH_IMAGE038
、
Figure DEST_PATH_IMAGE039
是弹体系下的偏航舵偏角、俯仰舵偏 角和滚转舵偏角。
8.一种计算机设备，其特征在于，包括存储器和处理器，所述存储器和所述处理器之间互相通信连接，所述存储器中存储有计算机指令，所述处理器通过执行所述计算机指令，从而执行权利要求1-7中任一项所述的靶标的快速转平方法的步骤。
9.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-7中任一项所述的靶标的快速转平方法的步骤。
CN202210812070.1A 2022-07-12 2022-07-12 靶标的快速转平方法、计算机设备及介质 Active CN114879717B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210812070.1A CN114879717B (zh) 2022-07-12 2022-07-12 靶标的快速转平方法、计算机设备及介质

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210812070.1A CN114879717B (zh) 2022-07-12 2022-07-12 靶标的快速转平方法、计算机设备及介质

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114879717A CN114879717A (zh) 2022-08-09
CN114879717B true CN114879717B (zh) 2022-10-14

Family

ID=82683074

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210812070.1A Active CN114879717B (zh) 2022-07-12 2022-07-12 靶标的快速转平方法、计算机设备及介质

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114879717B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115659103B (zh) * 2022-12-27 2023-03-10 北京航天众信科技有限公司 旋转靶标的滚转角的计算方法、装置、介质、设备
CN115903875B (zh) * 2023-01-05 2023-04-28 北京航天众信科技有限公司 一种靶标姿态失稳时的有效安控方法
CN116974303B (zh) * 2023-09-22 2024-01-09 北京星河动力装备科技有限公司 靶标的滚转控制方法、装置及靶标

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105659880B (zh) * 2009-09-25 2013-12-11 北京航空航天大学 一种直接力气动力复合控制自旋导弹的控制方法
US10960971B1 (en) * 2017-09-11 2021-03-30 Textron Innovation Inc. Automatic yaw enhancement
CN112762776A (zh) * 2021-01-22 2021-05-07 北京理工大学 一种火箭弹末端速度估计方法
CN114200827A (zh) * 2021-11-09 2022-03-18 西北工业大学 一种超音速大机动靶标的多约束双通道控制方法
CN114296476A (zh) * 2021-12-16 2022-04-08 航天神舟飞行器有限公司 一种高速靶机飞行控制系统和控制方法
CN114326770A (zh) * 2021-12-28 2022-04-12 重庆零壹空间航天科技有限公司 姿态角速度控制方法、装置、计算机设备和存储介质

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105659880B (zh) * 2009-09-25 2013-12-11 北京航空航天大学 一种直接力气动力复合控制自旋导弹的控制方法
CN107529370B (zh) * 2011-03-31 2014-04-30 北京理工大学 一种超低空超音速巡航靶弹
US10960971B1 (en) * 2017-09-11 2021-03-30 Textron Innovation Inc. Automatic yaw enhancement
CN112762776A (zh) * 2021-01-22 2021-05-07 北京理工大学 一种火箭弹末端速度估计方法
CN114200827A (zh) * 2021-11-09 2022-03-18 西北工业大学 一种超音速大机动靶标的多约束双通道控制方法
CN114296476A (zh) * 2021-12-16 2022-04-08 航天神舟飞行器有限公司 一种高速靶机飞行控制系统和控制方法
CN114326770A (zh) * 2021-12-28 2022-04-12 重庆零壹空间航天科技有限公司 姿态角速度控制方法、装置、计算机设备和存储介质

Also Published As

Publication number Publication date
CN114879717A (zh) 2022-08-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN114879717B (zh) 靶标的快速转平方法、计算机设备及介质
CN109557814B (zh) 一种有限时间积分滑模末制导律
CN103090728B (zh) 一种基于滑模控制的带末角约束制导方法
CN114967725B (zh) 靶标的姿态控制方法、计算机设备及介质
CN110187640B (zh) 针对机动目标和允许通信时滞的多导弹协同作战制导律设计方法
CN112782984B (zh) 多飞行器反拦截协同打击的制导方法、装置和飞行器
CN111591470B (zh) 一种适应推力可调模式的飞行器精确软着陆闭环制导方法
CN105043171A (zh) 一种带倾角约束的火箭弹纵向导引方法
CN110412874B (zh) 针对机动目标和时延通信的多导弹协同制导律设计方法
Liu et al. Three-dimensional impact angle control guidance with field-of-view constraint
EP4068042A1 (en) Recovery control method and apparatus for rocket, electronic device and storage medium
CN105759612A (zh) 带落角约束的微分对策反拦截机动突防/精确打击导引方法
CN105716470A (zh) 一种微分对策反拦截机动突防/精确打击导引方法
CN108073742B (zh) 基于改进粒子滤波算法的拦截导弹末段飞行状态估计方法
CN114020021B (zh) 一种多导弹分布式协同制导律的设计方法及系统
CN117171877A (zh) 基于时机博弈的高超声速飞行器机动突防策略设计方法
CN116045744A (zh) 一种固体运载火箭分离体残骸落区的控制方法和装置
CN115328191A (zh) 一种掠地巡航靶标巡航控制方法、系统、设备及存储介质
CN114440707A (zh) 顶部与侧面协同拦截的飞行器制导方法、装置及系统
CN114153143A (zh) 一种导弹非奇异固定时间滑模制导律的设计方法
CN113742840A (zh) 垂直起降可重复使用运载器试验样机快速弹道迭代计算法
CN111397449A (zh) 一种针对导引头失效模式下的数据链末制导方法
CN114935277B (zh) 一种滑翔增程制导炮弹理想弹道的在线规划方法
CN106292700B (zh) 一种大落地倾角条件下应用的侧向导引方法
Wan et al. Suboptimal Midcourse Guidance with Terminal‐Angle Constraint for Hypersonic Target Interception

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant