[發(fā)明專利]一種根據(jù)模糊置信度疊加的多前置角導(dǎo)引方法

有效

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• 申請日: 2020-09-08
• 公開（公告）號: CN112306073B
• 公開（公告）日: 2022-06-28
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 閆實(shí);馬培蓓;雷軍委;紀(jì)軍;王玲玲
• 申請（專利權(quán)）人: 中國人民解放軍海軍航空大學(xué)
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05B13/02
• 代理公司: 北京麥匯智云知識產(chǎn)權(quán)代理有限公司 11754
• 代理人: 曹治麗

本發(fā)明公開了一種根據(jù)模糊置信度疊加的多前置角導(dǎo)引方法，其特點(diǎn)在于根據(jù)飛行器距離目標(biāo)的距離選取多個位置，由飛行器的視線角估算飛行器的前置角。其次針多前置角，采用模糊規(guī)則，認(rèn)為提取時間越靠后以及距離目標(biāo)距離越近的前置角對最終脫靶量的影響越大，從而設(shè)置較高的置信度。然后對疊加了置信度的前置角信息與飛行器偏航角進(jìn)行比較得到前置誤差信號并進(jìn)行非線性變換得到非線性信號，再由飛行器視線角與姿態(tài)角的比較得到視線角誤差信號，最后由上述信號進(jìn)行比例加權(quán)疊加，并積分得到最終的導(dǎo)引信號，輸出給飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)控制飛行器準(zhǔn)確飛向目標(biāo)。該方法的優(yōu)點(diǎn)在于模糊邏輯物理意義清晰，較單前置導(dǎo)引具有更高的導(dǎo)引精度。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于飛行器制導(dǎo)與控制領(lǐng)域，尤其涉及采用模糊系統(tǒng)與模糊算法的多前置角疊加的高精度模糊導(dǎo)引控制方法。

背景技術(shù)

飛行器制導(dǎo)問題的研究，早期采用簡化模型以及簡單的比例導(dǎo)引算法，可以由數(shù)學(xué)精確的理論分析得出導(dǎo)引參數(shù)的一些指導(dǎo)性結(jié)論。但脫靶量的精確預(yù)測、計算問題仍然難以給出理論分析結(jié)果。或者即使得到理論結(jié)果，在實(shí)際打靶中，也由于模型的復(fù)雜性，而與理論結(jié)果難以一致。而為了追求更高的導(dǎo)引精度，目前越來越多的導(dǎo)引系統(tǒng)采用了多參數(shù)的復(fù)雜導(dǎo)引算法，此時理論分析僅能提供定性的參考指導(dǎo)，而定量的脫靶量計算仍然依靠仿真計算來驗(yàn)證。因此很多因素可以分析得出和脫靶量有比較相關(guān)的明確物理意義，但又難以準(zhǔn)確從數(shù)學(xué)上來得到精確的表達(dá)式，因此此時模糊系統(tǒng)與模糊規(guī)則的應(yīng)用，特別適合解決該類物理意義明確但精確分析困難的問題。基于以上技術(shù)背景，本發(fā)明提出了一類多前置角的前置導(dǎo)引方法，以改善傳統(tǒng)前置導(dǎo)引前置角單一，而且前置角的提取較早而無法反應(yīng)末端飛行器與目標(biāo)運(yùn)動態(tài)勢變化的情況。同時針對多前置角的疊加問題，提出采用模糊置信度的原理進(jìn)行模糊疊加，從而解決了多前置角的權(quán)重匹配問題。因此該方法不僅思想新穎，采用的模糊規(guī)則物理意義明確，而且由于導(dǎo)引精度高的優(yōu)點(diǎn)，其在工程上也有很高的應(yīng)用價值，能夠廣泛應(yīng)用于軍民領(lǐng)域的各種飛行器制導(dǎo)、導(dǎo)航、對接、對準(zhǔn)問題中。

需要說明的是，在上述背景技術(shù)部分發(fā)明的信息僅用于加強(qiáng)對本發(fā)明的背景的理解，因此可以包括不構(gòu)成對本領(lǐng)域普通技術(shù)人員已知的現(xiàn)有技術(shù)的信息。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的在于提供一種根據(jù)模糊置信度疊加的多前置角導(dǎo)引方法，進(jìn)而至少在一定程度上克服由于相關(guān)技術(shù)的限制和缺陷而導(dǎo)致的導(dǎo)引精度不足的問題。

根據(jù)本發(fā)明的一個方面，提供一種根據(jù)模糊置信度疊加的多前置角導(dǎo)引方法，包括以下步驟：

步驟S10：首先在飛行器上安裝導(dǎo)引頭與慣性導(dǎo)航組合元器件，測量飛行器的飛行距離與視線角信號；

步驟S20：采用導(dǎo)引頭測量飛行器距離目標(biāo)的距離，并設(shè)定提前多次前置角的條件，然后記錄滿足條件的時刻，并多次提取導(dǎo)引所需的前置角信號；

步驟S30：根據(jù)所述的多前置角與多前置角提取時間，建立模糊系統(tǒng)，設(shè)置模糊規(guī)則，得到多前置角的置信度模糊判斷；

步驟S40：根據(jù)所述的模糊可信度與前置角信號值乘積，與飛行器的偏航角進(jìn)行比較得到前置誤差信號，同時通過求取視線角信號與偏航角信號進(jìn)行對比得到視線角誤差信號；

步驟S50：根據(jù)所述的前置誤差信號進(jìn)行非線性變換得到前置誤差非線性變換信號，然后疊加視線角誤差信號進(jìn)行線性綜合，得到信號綜合，并進(jìn)行積分，輸送給飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)最終的導(dǎo)引并命中目標(biāo)。

在本發(fā)明的一種示例實(shí)施例中，采用導(dǎo)引頭測量飛行器距離目標(biāo)的距離，并設(shè)定提前多次前置角的條件，然后記錄滿足條件的時刻，并多次提取導(dǎo)引所需的前置角信號包括：采用導(dǎo)引頭測量飛行器距離目標(biāo)的距離計作d，在導(dǎo)引開始的初始時刻t＝0時，測量到飛行器距離目標(biāo)的距離記作d(0)。然后記錄飛行器距離首次滿足條件的時刻，記作t_n，其中n為正整數(shù)，其選取方式詳見后文案例實(shí)施。最后記錄t_n時刻的視線角為q_s(t_n)，以該角度為t_n時刻的前置角。