[發(fā)明專利]一種攻擊型無人機雙機協(xié)同制導方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202010399577.X
• 申請日: 2020-05-12
• 公開（公告）號: CN111487997B
• 公開（公告）日: 2023-06-23
• 發(fā)明（設計）人: 安彬;祝小平;楊俊鵬;雷金奎;李博;肖佳偉
• 申請（專利權(quán)）人: 西安愛生技術(shù)集團公司;西北工業(yè)大學
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10;G05D1/12
• 代理公司: 西安凱多思知識產(chǎn)權(quán)代理事務所(普通合伙) 61290
• 代理人: 劉新瓊

1.一種攻擊型無人機雙機協(xié)同制導方法，其特征在于步驟如下：

步驟1：兩架攻擊型無人機在敵方區(qū)域按照離線加載的任務規(guī)劃航線進行目標搜索，在未發(fā)現(xiàn)目標前，雙機之間不發(fā)送數(shù)據(jù)，一旦其中任意一架無人機的導引頭截獲并跟蹤到目標后，俯仰通道采用定高飛行，偏航通道采用斜視飛行，實時估算目標位置，通過機載測控終端，將估算的目標位置信息發(fā)送給未發(fā)現(xiàn)目標的無人機；

步驟2：未發(fā)現(xiàn)目標的無人機在接收到另一架無人機發(fā)送的目標位置后，俯仰通道采用定高飛行，偏航通道采用偏置導引，轉(zhuǎn)向目標方向；

步驟3：未發(fā)現(xiàn)目標的無人機如果在偏置導引過程中未截獲目標，則在其航向角與方位視線角相等時結(jié)束偏置導引，俯仰通道繼續(xù)采用定高飛行，偏航通道采用定向飛行，定向飛行方向為無人機與目標的方位視線角，無人機以最大巡航速度飛行，直到導引頭截獲并跟蹤目標；

步驟4：當雙機導引頭均跟蹤到目標后，無人機之間實時發(fā)送各自的位置和速度給另一架無人機，計算雙機與估算的目標位置之間的平面距離，無人機俯仰通道繼續(xù)采用定高飛行，偏航通道采用直接導引，無人機以最大巡航速度飛行；

步驟5：在無人機與目標水平面的延長線方向上選取攻擊點A，解算A的坐標，俯仰通道繼續(xù)采用定高飛行，定高飛行高度為無人機的飛行高度，偏航通道采用定向飛行，首先從當前位置飛向A，再從A轉(zhuǎn)向目標方向，雙機從目標兩側(cè)接近目標，實現(xiàn)雙機攻擊角度的協(xié)同；

步驟6：當無人機導引頭再次跟蹤到目標后，雙機縱向通道均采用去定高飛行，偏航通道均采用直接導引，無人機以最大巡航速度飛行，無人機根據(jù)雙機與目標之間的距離控制飛行速度，使雙機同時攻擊到目標，實現(xiàn)雙機攻擊時間的協(xié)同；

步驟7：當滿足俯沖攻擊條件時，雙機俯仰通道均采用偏置導引，偏航通道均繼續(xù)采用直接導引；

步驟8：當滿足終端尋的制導條件時，雙機俯仰通道均采用帶有終端命中角約束的比例導引，偏航通道均采用終端尋的修正追蹤導引。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種攻擊型無人機雙機協(xié)同制導方法，其特征在于步驟1具體如下：以無人機發(fā)射點的經(jīng)度、緯度、高度為坐標原點，無人機實時獲取自身相對于發(fā)射點的位置，其位置記為(x，y，z)，通過(x，y，z)估算的目標位置記為(x_t，y_t，z_t)；

無人機俯仰通道采用定高飛行，升降舵控制量δ_e＝k_θ(θ-θ_g)+k_qq+k_h(h-h_g)，其中，θ為俯仰角，θ_g為開始跟蹤目標時的俯仰角，q為俯仰角速度，h為當前飛行高度，h_g為開始跟蹤目標時的飛行高度，k_θ、k_q、k_h分別為各項系數(shù)；

無人機偏航通道采用斜視飛行，使導引頭與目標的方位側(cè)角保持不變，方向舵控制量δ_r＝k_ψ(ψ_d-ψ_dg)+k_rr，其中，ψ_d為導引頭的方位側(cè)角，ψ_dg為導引頭開始跟蹤目標時的方位側(cè)角，r為偏航角速度，k_ψ、k_r分別為各項系數(shù)；

目標相對于無人機的方位視線角ψ_t＝ψ+ψ_d，其中，ψ為航向角；目標相對于發(fā)射點的坐標目標相對于發(fā)射點的坐標x_t＝x(k)+(y_t-y(k))tanψ_t(k)，其中，k為k時刻，k+1為k+7時刻；

無人機俯仰通道采用定高飛行，z(k+1)＝z(k)，無人機運動距離目標相對于無人機的俯仰視線角q_t＝-θ_d-θ，其中，θ_d為導引頭的俯仰框架角，θ為俯仰角；目標相對于發(fā)射點的坐標

發(fā)現(xiàn)目標的無人機采用定高飛行和斜視飛行，將實時估算的目標位置(x_t，y_t，z_t)通過機載測控終端發(fā)送給另一架無人機。