[發(fā)明專利]一種基于量子成像的飛行器預(yù)測(cè)制導(dǎo)方案

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201410324054.3
• 申請(qǐng)日: 2014-07-09
• 公開（公告）號(hào): CN104063623A
• 公開（公告）日: 2014-09-24
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 楊照華;蔣雯;彭宏韜;李大鵬
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 北京航空航天大學(xué)
• 主分類號(hào): G06F19/00
• 分類號(hào): G06F19/00;G05D1/12
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1.一種基于量子成像的飛行器預(yù)測(cè)制導(dǎo)方案，其特征在于：(1)利用目標(biāo)反射波的輻射場(chǎng)分布的強(qiáng)度、相位的空間漲落進(jìn)行關(guān)聯(lián)成像制導(dǎo)；(2)制導(dǎo)方式采用基于隨機(jī)預(yù)測(cè)控制的制導(dǎo)方法。

(1)一種基于量子成像的飛行器預(yù)測(cè)制導(dǎo)方案，其特征在于利用目標(biāo)空間強(qiáng)度漲落的二階關(guān)聯(lián)進(jìn)行成像，并通過計(jì)算得到制導(dǎo)目標(biāo)的視線角。成像系統(tǒng)二階關(guān)聯(lián)符合的數(shù)學(xué)模型，描述如下：

G⁽²⁾(x₁,x₂)＝＜E₁^*(x₁)E₂^*(x₂)E₂(x₂)E₁(x₁)＞

＝∫h₁^*(x₁,x₀)h₂^*(x₂,x₀')h₂(x₂,x₀”)h₁(x₁,x₀”') (1)

×＜E₀^*(x₀)E₀^*(x₀')E₀(x₀”)E₀(x₀”')＞dx₀dx₀'dx₀”dx₀”'

式中h₁(x₁,x₀)和h₂(x₂,x₀)描述物臂和參考臂的傳遞函數(shù)，E₁(x₁)和E₂(x₂)分別表示物臂和參考臂探測(cè)器的光場(chǎng)強(qiáng)度。G⁽²⁾(x₁,x₂)描述了贗熱光源所成的像，它是一個(gè)二階函數(shù)，包含了光場(chǎng)的脈動(dòng)分布、相位信息及兩路光的關(guān)聯(lián)信息，從原理上比一階成像系統(tǒng)測(cè)量的信息更多說明了量子成像系統(tǒng)具有很強(qiáng)的抗干擾能力。

成像后經(jīng)過圖像處理和目標(biāo)提取得到目標(biāo)的中心，在t時(shí)刻圖像中的像素坐標(biāo)為(a_t,b_t)，視場(chǎng)的光軸坐標(biāo)為(0，0)，假設(shè)視線角用來表示，光學(xué)系統(tǒng)的焦距為f。則飛行器與目標(biāo)的視線角，公式描述如下

視線角速度為：

(2)一種基于量子成像的飛行器預(yù)測(cè)制導(dǎo)方案，其特征在于利用隨機(jī)預(yù)測(cè)方法進(jìn)行量子成像制導(dǎo)。針對(duì)大機(jī)動(dòng)目標(biāo)，要求成像數(shù)據(jù)更新率要快，采用一種基于模型的優(yōu)化控制的預(yù)測(cè)控制，根據(jù)對(duì)象的歷史信息和未來輸入預(yù)測(cè)未來輸出，具有良好的魯棒性，彌補(bǔ)量子成像的數(shù)據(jù)更新率過低導(dǎo)致的飛行器制導(dǎo)精度下降。

飛行器上的觀測(cè)系統(tǒng)包括量測(cè)目標(biāo)的視線角速度和目標(biāo)機(jī)動(dòng)指示器，圖像采樣頻率低于制導(dǎo)律更新率，則在沒有從圖像得到的測(cè)量值時(shí)使用預(yù)測(cè)制導(dǎo)估計(jì)值代替測(cè)量值。飛行器相對(duì)目標(biāo)的平面運(yùn)動(dòng)，即鉛垂面和水平面的數(shù)學(xué)模型可以表示為：

vk+1=vk+Δtτk-1(2vk+uk+dk+ξk)]]> (4)

ω_k＝ν_k+ζ_k

式中，ν_k為視線角速度；Δt＝t_k+1-t_k為采樣步長(zhǎng)；為剩余時(shí)間，為飛行器與目標(biāo)之間的距離，為相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度；u_k是以角速度為量綱的控制信號(hào)；d_k為目標(biāo)機(jī)動(dòng)及干擾參數(shù)，如目標(biāo)作機(jī)動(dòng)a_Tk是目標(biāo)的法向加速度；ξ_k為由目標(biāo)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的噪聲誤差，ζ_k為中心離散高斯白噪聲，且量測(cè)噪聲強(qiáng)度遠(yuǎn)小于由目標(biāo)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的噪聲的強(qiáng)度。

隨機(jī)預(yù)測(cè)制導(dǎo)律：

aM=α/β|R·s|v^+(lΔt)τ-1α/βeα/β(lΔt)τ-1aT---(5)]]>

式中，a_M為飛行器法向需用過載，lΔt為預(yù)測(cè)時(shí)間，α,β為相應(yīng)于運(yùn)動(dòng)軌跡和能量損失的權(quán)系數(shù)，a_T為目標(biāo)法向加速度，一般可通過估計(jì)算法獲得，為飛行器—目標(biāo)視線角速度的濾波估計(jì)值。