CN114967725B - 靶标的姿态控制方法、计算机设备及介质 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种靶标的姿态控制方法、计算机设备及介质。其中，靶标的姿态控制方法，包括：对靶标的滚转通道进行控制，使靶标按照预定滚转角速度旋转；当靶标的飞行速度达到预定速度时，控制靶标的滚转角速度回零；在靶标分离前，控制靶标的滚转舵偏角回到零位，完成在助推段对靶标的姿态控制。通过本发明，使用二级尾舵控制靶标先旋转再减旋，削弱了推力偏斜对助推段靶标姿态的影响，提高了靶标姿态的稳定性。

Description

靶标的姿态控制方法、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姿态控制方法、计算机设备及介质。

背景技术

目前超声速巡航靶标质量大，发动机综合性能和效率较低，靶标的研发、生产、运输、发射成本高昂，以固冲（固体冲压发动机的简称）为动力的小质量超声速巡航靶标可以很好地解决上述问题（质量小于200kg，助推平均动力30kN~40kN，固冲动力2000N，巡航马赫数2.1Ma~2.4Ma）。但是固冲动力小质量超声速巡航靶标在姿态控制方面存在以下难点：固冲点火有最低马赫数（1.8Ma）限制，由于靶标质量较小、助推段工作时间短，要使得该靶标在短时间内加速到1.8Ma以上，这就造成了助推段发动机推力很大，相应的推力偏斜也较大，对助推段靶标的姿态稳定带来了不利影响。针对推力偏斜影响较严重的问题，常规的解决方法有三个：一是提高发动机生产工艺以减小推力偏斜，二是安装斜置尾翼使其快速旋转，依靠增加靶标的惯性稳定性来减弱推力偏斜的影响，三是采用燃气舵控制。但是提高发动机生产工艺会极大增加成本；斜置尾翼的不可控性会使靶标进气道处形成激波锥，降低分离点马赫数从而极大增加固冲点火风险；增加燃气舵不仅增了成本而且使结构设计更复杂，可实现性较低，因此以上三种方法均不适合该类型的靶标。

发明内容

为解决推力偏斜对助推段靶标姿态影响严重的问题，提高靶标姿态稳定性，本发明提供一种靶标的姿态控制方法、计算机设备及介质。

第一方面，本发明提供了一种靶标的姿态控制方法，包括：

对靶标的滚转通道进行控制，使靶标按照预定滚转角速度旋转；

当靶标的飞行速度达到预定速度时，控制靶标的滚转角速度回零；

在靶标分离前，控制靶标的滚转舵偏角回到零位，完成在助推段对靶标的姿态控制。

通过本发明，使用二级尾舵控制靶标先旋转再减旋，削弱了推力偏斜对助推段靶标姿态的影响，提高了靶标姿态的稳定性。

结合第一方面，在第一方面的第一实施例中，对靶标的滚转通道进行控制，使靶标按照预定滚转角速度旋转，包括：

根据靶标的当前滚转角速度、上一周期滚转角速度以及预定滚转角速度，计算滚转舵偏角；

通过滚转舵偏角控制靶标，以使靶标按照预定滚转角速度旋转。

通过上述实施例，在助推段利用二级尾舵控制靶标旋转，依靠增加靶标的惯性稳定性来减弱推力偏斜的影响。

结合第一方面的第一实施例，在第一方面的第二实施例中，通过如下公式计算滚转舵偏角：

其中，

、

、

分别表示滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角；k _px 、k _dx 表示控制系数，它们均为速度的函数；

表示滚转角速度，

表示预定滚转角速度，

表示上一周期的滚转角速度；T表示控制周期。

结合第一方面，在第一方面的第三实施例中，当靶标的飞行速度达到预定速度时，控制靶标的滚转角速度回零，包括：

根据靶标的当前滚转角速度以及上一周期滚转角速度，计算滚转舵偏角；

通过滚转舵偏角控制靶标，以使靶标的滚转角速度回零。

通过上述实施例，利用二级尾舵控制靶标先旋转再减旋，可以削弱推力偏斜的影响，还会避免在进气道处形成激波锥，同时不会降低分离点马赫数。

结合第一方面，在第一方面的第四实施例中，完成在助推段对靶标的姿态控制之后，方法还包括：

在巡航段，根据靶标的当前角速度、滚转角、侧滑角、攻角计算滚转舵偏角、偏航舵偏角以及俯仰舵偏角；

通过滚转舵偏角、偏航舵偏角以及俯仰舵偏角控制靶标，以使靶标的滚转角、侧滑角、攻角回到零位。

结合第一方面的第四实施例，在第一方面的第五实施例中，靶标的滚转角、侧滑角、攻角回到零位之后，方法还包括：

将靶标的滚转角保持在零位，根据靶标的当前偏航角速度、俯仰角速度、侧滑角、攻角计算偏航舵偏角和俯仰舵偏角；

通过偏航舵偏角和俯仰舵偏角控制靶标，完成在巡航段对靶标的控制。

结合第一方面的第四实施例或第一方面的第五实施例，在第一方面的第六实施例中，通过滞后—超前校正网络对偏航舵偏角和俯仰舵偏角进行校正。

通过上述实施例，在巡航段，为偏航通道和俯仰通道设计滞后—超前校正网络，可以降低在巡航段靶标的截止频率，提高稳定裕度，增强抗干扰能力。

结合第一方面，在第一方面的第七实施例中，完成在助推段对靶标的姿态控制之后还包括：

当靶标的二级发动机停火后，根据靶标的当前角速度、滚转角、法向过载和侧向过载计算舵偏角；

通过舵偏角控制靶标，以使靶标到达目标点，完成在俯冲段对靶标的控制。

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姿态控制方法的步骤。

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姿态控制方法的步骤。

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 为根据一示例性实施例提出的一种靶标的姿态控制方法的流程图；

图2是根据一示例性实施例提出的某型号固冲动力小质量超声速巡航靶标示意图；

图3为根据一示例性实施例提出的靶标助推段控制结构图；

图4为根据一示例性实施例提出的靶标巡航段校正网络波特图；

图5为根据一示例性实施例提出的靶标巡航段俯仰通道控制结构图；

图6为根据一示例性实施例提出的靶标极限弹道仿真中的风攻角曲线；

图7为根据一示例性实施例提出的靶标极限弹道仿真中的高度—射程曲线；

图8为根据一示例性实施例提出的靶标实际发射时俯冲段之前的高度遥测曲线；

图9为根据一示例性实施例提出的靶标实际发射时俯冲段之前的攻角和舵偏角遥测曲线；

图10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。

为解决推力偏斜对助推段靶标姿态影响严重的问题，提高靶标姿态稳定性，本发明提供一种靶标的姿态控制方法、计算机设备及介质。本发明实施例中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。

图1为根据一示例性实施例提出的一种靶标的姿态控制方法的流程图。如图1所示，靶标的姿态控制方法包括但不限于如下步骤S101至S103。

在步骤S101中，对靶标的滚转通道进行控制，使靶标按照预定滚转角速度旋转。

具体地，在靶标出架/筒后，在助推段使用二级尾舵控制滚转通道，利用惯性稳定性提高靶标在助推段的姿态稳定性。

在步骤S102中，当靶标的飞行速度达到预定速度时，控制靶标的滚转角速度回零。

具体地，在靶标飞行速度达到预定速度时，例如接近超声速时，使靶标的滚转角速度回零，确保在进入巡航段时，滚转角速度保持在零位。

在步骤S103中，在靶标分离前，控制靶标的滚转舵偏角回到零位，完成在助推段对靶标的姿态控制。

具体地，由于使用二级尾舵在助推段对靶标进行控制，因此分离时，如果存在滚转舵偏角，则可能对靶标姿态产生不利影响。因此需要在靶标分离前，例如分离前100ms时，控制滚转舵偏角回零，其中控制滚转舵偏角回零时间可以根据靶标的实际情况进行调整。

通过本方法，使用二级尾舵控制靶标先旋转再减旋，削弱了推力偏斜对助推段靶标姿态的影响，提高了靶标姿态的稳定性。并且避免在进气道处形成激波锥的同时，不会降低分离点马赫数。

在一示例中，在助推段对靶标的滚转通道进行控制，使靶标按照预定滚转角速度旋转，包括如下步骤：

首先，根据靶标的当前滚转角速度、上一周期滚转角速度以及预定滚转角速度，计算滚转舵偏角。

在一可选的实施例中，在靶标出架/筒后，通过如下方式计算滚转角偏角。

其中，

、

、

分别表示滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角；k _px 、k _dx 表示控制系数，它们均为速度的函数；

表示滚转角速度，

表示预定滚转角速度，

表示上一周期的滚转角速度；T表示控制周期，在本发明实施例中设定为5ms。

然后，通过滚转舵偏角控制靶标，以使靶标按照预定滚转角速度旋转。

在一可选的实施例中，在助推段利用二级尾舵控制靶标，使其按照预定滚转角速度旋转。图2是根据一示例性实施例提出的某型号固冲动力小质量超声速巡航靶标示意图。

靶标分为一级和二级，当靶标处于一级段（又叫助推段）时固体发动机（又叫助推）工作，将靶标加速至1.8Ma以上，助推燃尽后启动二级点火和一、二级分离，其中二级空气舵在二级段的尾部，安装在四个进气道上，采用“X”字型布局。

在一示例中，在助推段，当靶标的飞行速度达到预定速度时，控制靶标的滚转角速度回零，包括如下步骤：

首先，根据靶标的当前滚转角速度以及上一周期滚转角速度，计算滚转舵偏角，计算公式如下；

然后，通过滚转舵偏角控制靶标，以使靶标的滚转角速度回零。

在一示例中，在助推段由于使用二级尾舵对助推段进行控制，因此分离时如果有滚转舵偏角，则可能对巡航段造成不利影响，因此分离前100ms时，控制滚转舵偏角回零，控制方式如下：

图3为根据一示例性实施例提出的靶标助推段控制结构图。如图3所示，“s”表示微分环节，对应的时域表达式就是取导数，在实飞时则可理解为单位时间内的角速度变化量。助推段时仅进行滚转角速度的控制，采用滚转角速度的PD控制，不进行其他通道的姿态控制。

在又一示例中，完成在助推段对靶标的姿态控制之后，靶标进入巡航段，为了尽早接到卫星数据以及进行偏航通道和俯仰通道的机动，需要对滚转通道、偏航通道和俯仰通道进行控制，包括如下步骤：

首先，根据靶标的当前角速度、滚转角、侧滑角、攻角计算滚转舵偏角、偏航舵偏角以及俯仰舵偏角，计算公式如下：

其中，

表示滚转角，

表示攻角，

表示侧滑角，

和

分别表示偏航角速度和俯仰角速度。

然后，通过滚转舵偏角、偏航舵偏角以及俯仰舵偏角控制靶标，以使靶标的滚转角、侧滑角、攻角回到零位。

在一示例中，在巡航段，靶标的滚转角、侧滑角、攻角回到零位之后，进行偏航方向和俯仰方向的机动，包括如下步骤：

首先，将靶标的滚转角保持在零位，根据靶标的当前偏航角速度、俯仰角速度、侧滑角、攻角计算偏航舵偏角和俯仰舵偏角，计算公式如下：

其中，

和

是由弹道偏角、侧偏、弹道倾角、弹道倾角的积分项等生成的制导指令。

然后，通过偏航舵偏角和俯仰舵偏角控制靶标，完成在巡航段对靶标的控制。

由于固冲动力小质量超声速巡航靶标质量小且进行超声速巡航，使得靶标气动特性的固有频率较高（3Hz左右），进而使控制系统的截止频率很高（5Hz左右），稳定裕度较低，抗干扰能力较差，这大大提高了该类型靶标对硬件的要求，增加了成本。

因此，在巡航段，通过滞后—超前校正网络对偏航舵偏角和俯仰舵偏角进行校正，计算公式为：

其中a、b均表示系数，s表示拉普拉斯变变换符号。本发明实施例中的滞后—超前校正公式有一对共轭极点和一对共轭零点。由于在实际飞行时，均使用数字式滤波器，所以在应用时须将上面的表达式离散化，可以采用向后差分法进行离散。

图4为根据一示例性实施例提出的靶标巡航段校正网络波特图。如图4所示，黑色实线为俯仰通道校正网络，黑色虚线为偏航通道校正网络，图中上图为幅频特性曲线，下图为相频特性曲线。由图4可知，加入滞后—超前校正网络可以将控制系统截止频率（图中椭圆附近）附近的幅值拉低、相位抬高，从而增大控制系统的幅值裕度和相位裕度。因此，在巡航段，对偏航舵偏角和俯仰舵偏角进行校正后，靶标的稳定裕度更高，抗干扰能力更强；可以接受的系统链路传输延时更高，降低对硬件的要求，用性能较差的硬件可以实现较好的超声速巡航，降低靶标的成本；同时可以在更恶劣的环境下进行飞行试验。

图5为根据一示例性实施例提出的靶标巡航段俯仰通道控制结构图。如图5所示，采用攻角和俯仰角速度的联合PD控制。另外，制导环节根据当前导航信息实时生成制导律，该图中为指令攻角。若将图5中攻角和俯仰角速度改为侧滑角和偏航角速度则是偏航通道巡航段的控制结构。

在又一示例中，在俯冲段，即当靶标的二级发动机停火后，对靶标的控制包括如下步骤：

首先，根据靶标的当前角速度、滚转角、法向过载和侧向过载计算舵偏角，计算公式如下：

其中，

、

分别是法向过载和侧向过载，

、

是由比例导引生成的制导指令。

然后，通过舵偏角控制靶标，以使靶标到达目标点，完成在俯冲段对靶标的控制。

如图5所示，将图5中的攻角和攻角指令改为法向过载和过载指令即为俯冲段俯仰通道控制结构图。

图6为采用本发明实施例提供的靶标的姿态控制方法对靶标进行控制时，靶标极限弹道仿真中的风攻角曲线。风攻角曲线主要体现控制系统姿态的稳定性，由风攻角曲线可以看出，所有的极限弹道对应的风攻角均不存在发散现象，具有较好的稳定性。因此，从时域角度对本发明实施例的姿态控制方法进行了较好的验证。

图7为采用本发明实施例提供的靶标的姿态控制方法对靶标进行控制时，靶标极限弹道仿真中的高度—射程曲线。如图7所示，极限弹道对应的高度散布较大，这是因为该靶标不需要进行定高巡航，在滚转角回到零位附近后则开始压低转平，这种高度的散布是由本发明实施例中在巡航段对靶标的导引特性决定的；另外，所有极限弹道对应的射程均收敛到33km处，对应本发明实施例中在俯冲段对靶标的姿态控制，说明在俯冲段末制导性能良好。

图8为采用本发明实施例提供的靶标的姿态控制方法对靶标进行控制时，靶标实际发射时俯冲段之前的高度遥测曲线。如图8所示，黑色实线是惯导给出的发射系下高度，点画线是海拔高度，虚线则是相对海拔高度，可以看出实线与虚线几乎是重合的，这说明前28s惯组的导航精度较高。

图9为采用本发明实施例提供的靶标的姿态控制方法对靶标进行控制时，靶标实际发射时俯冲段之前的攻角和舵偏角遥测曲线。如图9所示，黑色实线是实飞攻角，点线是俯仰舵偏角，虚线则是攻角指令。由图9可以看出，实飞时攻角和俯仰舵偏角的稳定性良好，不存在发散现象，且攻角能较大程度的跟踪攻角指令，这说明本发明实施例提供的靶标的姿态控制方法具有较好的可行性，经过了实际飞行的验证。

图10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10所示，该设备包括一个或多个处理器1010以及存储器1020，存储器1020包括持久内存、易失内存和硬盘，图10中以一个处理器1010为例。该设备还可以包括：输入装置1030和输出装置1040。

处理器1010、存储器1020、输入装置1030和输出装置1040可以通过总线或者其他方式连接，图10中以通过总线连接为例。

处理器1010可以为中央处理器（Central Processing Unit，CPU）。处理器1010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1020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，如本申请实施例中的靶标的姿态控制方法对应的程序指令/模块。处理器1010通过运行存储在存储器1020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姿态控制方法。

存储器1020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1020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1020可选包括相对于处理器1010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1030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1040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1020中，当被一个或者多个处理器1010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控制方法。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 (10)

1.一种靶标的姿态控制方法，其特征在于，所述方法包括：

对靶标的滚转通道进行控制，使所述靶标按照预定滚转角速度旋转；

当所述靶标的飞行速度达到预定速度时，控制所述靶标的滚转角速度回零；

在所述靶标分离前，控制所述靶标的滚转舵偏角回到零位，完成在助推段对靶标的姿态控制。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述对靶标的滚转通道进行控制，使所述靶标按照预定滚转角速度旋转，包括：

根据所述靶标的当前滚转角速度、上一周期滚转角速度以及预定滚转角速度，计算滚转舵偏角；

通过所述滚转舵偏角控制所述靶标，以使所述靶标按照预定滚转角速度旋转。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，通过如下公式计算滚转舵偏角：

其中，

、

、

分别表示滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角；k _px 、k _dx 表示控制系数，它们均为速度的函数；

表示滚转角速度，

表示预定滚转角速度，

表示上一周期的滚转角速度；T表示控制周期。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述当所述靶标的飞行速度达到预定速度时，控制所述靶标的滚转角速度回零，包括：

根据所述靶标的当前滚转角速度以及上一周期滚转角速度，计算滚转舵偏角；

通过所述滚转舵偏角控制所述靶标，以使所述靶标的滚转角速度回零。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述完成在助推段对靶标的姿态控制之后，所述方法还包括：

在巡航段，根据所述靶标的当前角速度、滚转角、侧滑角、攻角计算滚转舵偏角、偏航舵偏角以及俯仰舵偏角；

通过所述滚转舵偏角、偏航舵偏角以及俯仰舵偏角控制所述靶标，以使所述靶标的滚转角、侧滑角、攻角回到零位。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述靶标的滚转角、侧滑角、攻角回到零位之后，所述方法还包括：

将所述靶标的滚转角保持在零位，根据所述靶标的当前偏航角速度、俯仰角速度、侧滑角、攻角计算偏航舵偏角和俯仰舵偏角；

通过所述偏航舵偏角和俯仰舵偏角控制所述靶标，完成在巡航段对靶标的控制。

7.根据权利要求5或6所述的方法，其特征在于，通过滞后—超前校正网络对所述偏航舵偏角和俯仰舵偏角进行校正。

8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述完成在助推段对靶标的姿态控制之后，所述方法还包括：

当所述靶标的二级发动机停火后，根据所述靶标的当前角速度、滚转角、法向过载和侧向过载计算舵偏角；

通过所述舵偏角控制所述靶标，以使所述靶标到达目标点，完成在俯冲段对靶标的控制。

9.一种计算机设备，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1-8中任一项所述的靶标的姿态控制方法的步骤。

10.一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1-8中任一项所述的靶标的姿态控制方法的步骤。

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