[發明專利]一種采用定常與時變前置角相結合的飛行器前置導引方法

有效

• 申請號: 202011002503.4
• 申請日: 2020-09-22
• 公開（公告）號: CN112097765B
• 公開（公告）日: 2022-09-06
• 發明（設計）人: 雷軍委;王瑞奇;李恒;晉玉強;李輝;于進勇
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍海軍航空大學
• 主分類號: G01C21/16
• 分類號: G01C21/16;G01C21/20
• 代理公司: 北京麥匯智云知識產權代理有限公司 11754
• 代理人: 曹治麗

1.一種采用定常與時變前置角相結合的飛行器前置導引方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟S10：在飛行器上安裝導引頭設備測量飛行器相對目標運動的視線角速率信號，然后進行積分得到飛行器相對目標運動的視線角信號；

步驟S20：根據所述的視線角信號，進行非線性變換，生成時變前置角信號如下：

其中q_p為由導引頭測量得到的飛行器相對目標運動的視線角信號，q_pt為時變前置角信號，k_q1、n₁、ε₁為正的常值參數；

步驟S30：采用導引頭測量飛行器與目標的距離，設置定常前置角采集條件，當飛行距離滿足采集條件時，采集生成定常前置角信號如下：

其中d為飛行器與目標的距離，v為飛行器的飛行速度估計值，此處無需其精確值；d₀為導引開始時刻，飛行器與目標的距離；當滿足上述條件時，記錄此時時刻為t₁，然后定義t₁時刻的視線角q_p(t₁)為定常前置角信號，記為q_p0，即q_p0＝q_p(t₁)；其中a₁為區間(0,1)的定常參數，5≤n₂≤20；

步驟S40：在飛行器上安裝陀螺儀或慣性導航組合器件，測量飛行器的偏航角信號，然后分別與視線角信號、時變前置角信號、定常前置角信號進行對比，依次生成視線角誤差信號、時變前置誤差信號、定常前置誤差信號，總共合計三類誤差信號如下：

e₁＝q_p-ψ；

e₂＝q_pt-ψ；

e₃＝q_p0-ψ；

其中ψ為飛行器偏航角，q_p為視線角信號，e₁為視線角誤差信號，q_pt為時變前置角信號，e₂為時變前置角誤差信號，q_p0為定常前置角信號，e₃為定常前置角誤差信號；

步驟S50：根據所述的視線角誤差信號、時變前置誤差信號、定常前置誤差信號，分別進行平滑限幅非線性變換，得到誤差信號的非線性變換信號如下：

其中e₁為視線角誤差信號，e_f1為視線角誤差非線性變換信號，對e₂為時變前置誤差信號，e_f2時變前置誤差非線性變換信號，e₃為定常前置誤差信號，e_f3為定常前置誤差非線性變換信號；其中k_e1、ε_e1、m₁、k_e2、ε_e2、m₂、k_e3、ε_e3、m₃為正的常值參數；

步驟S60：針對所述的三類誤差信號與誤差非線性變換信號進行信號綜合、然后進行積分生成最終的導引信號，輸送給飛行器姿態跟蹤回路，實現偏航角對導引信號的跟蹤，實現飛行器對目標的精確導引如下：

u₁＝k₁e₁+k₂e₂+k₃e₃+k₄e_f1+k₅e_f2+k₆e_f3；

u＝∫u₁dt；

其中e₁為所述的視線角誤差信號，e_f1為視線角誤差非線性變換信號，對e₂為時變前置誤差信號，e_f2時變前置誤差非線性變換信號，e₃為定常前置誤差信號，e_f3為定常前置誤差非線性變換信號，u₁為綜合信號，k₁、k₂、k₃、k₄、k₅、k₆為常值信號；dt為對時間信號的積分；u為最終的導引信號；最后，將上述信號u輸送給飛行器姿態跟蹤回路，使得飛行器的偏航角ψ跟蹤信號u即可實現飛行器對目標的精確導引。