[發(fā)明專利]一種采用定常與時變前置角相結(jié)合的飛行器前置導(dǎo)引方法有效
| 申請?zhí)枺?/td> | 202011002503.4 | 申請日： | 2020-09-22 |
| 公開（公告）號： | CN112097765B | 公開（公告）日： | 2022-09-06 |
| 發(fā)明（設(shè)計）人： | 雷軍委;王瑞奇;李恒;晉玉強;李輝;于進勇 | 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： | G01C21/16 | 分類號： | G01C21/16;G01C21/20 |
| 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 |
| 地址： | 264001 山*** | 國省代碼： | 山東;37 |
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| 摘要： | |||
| 搜索關(guān)鍵詞： | 一種 采用 前置 相結(jié)合 飛行器 導(dǎo)引 方法 | ||
本發(fā)明公開了一種采用定常與時變前置角相結(jié)合的飛行器前置導(dǎo)引方法，其特點在于采用導(dǎo)引頭測量視線角速率并積分得到視線角信號，然后將視線角信號進行非線性變換得到時變前置角信號，在通過給定時刻的視線角信號得到定常前置角信號，其次把飛行器偏航角信號分別與視線角信號、時變前置角信號、定常前置角信號進行比較得到三類誤差信號，再把三類誤差信號進行非線性抗飽和變換，最后對上述三類誤差信號與非線性抗飽和信號進行綜合并積分得到最終的導(dǎo)引律，引導(dǎo)飛行器偏航角變化從而精確命中目標(biāo)。該方法的優(yōu)點在于通過巧妙設(shè)計時變前置角，動態(tài)地微調(diào)飛行器末端的姿態(tài)，從而提供更精確的導(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，尤其涉及采用定常與時變前置角相結(jié)合的高精度前置導(dǎo)引控制方法。
背景技術(shù)
飛行器的精確制導(dǎo)技術(shù)不僅可以應(yīng)用于導(dǎo)彈的攔截置導(dǎo)，而且可以推廣應(yīng)用于飛機、艦艇、航天器和機器人的對抗、追擊、攔截、對接以及回收等領(lǐng)域。目前應(yīng)用比較多的仍然是經(jīng)典的追蹤法、三點法、前置角法、平行接近法和比例導(dǎo)引法等。其中尤其以比例導(dǎo)引與前置角導(dǎo)引更深受工程研究者的喜愛，比例導(dǎo)引具有算法簡單的優(yōu)點，但其末段導(dǎo)引律輸出角度，導(dǎo)致彈道變化劇烈；而前置導(dǎo)引則具有導(dǎo)引律輸出小彈道變化平緩的優(yōu)點。但目前幾乎所有的前置導(dǎo)引中采用的前置角均是采用定常前置角的概念，而本發(fā)明提出了一種新穎的時變前置角能夠動態(tài)地更新前置信息微調(diào)飛行器的末段姿態(tài)，從而獲得更好的命中精度。因此本發(fā)明不僅具有較高的理論價值，而且有很好的工程應(yīng)用價值。
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采用定常與時變前置角相結(jié)合的飛行器前置導(dǎo)引方法，進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)致固定前置角無法適應(yīng)末端導(dǎo)引態(tài)勢變化而導(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，提供一種采用定常與時變前置角相結(jié)合的飛行器前置導(dǎo)引方法，包括以下步驟：
步驟S10：在飛行器上安裝導(dǎo)引頭設(shè)備測量飛行器相對目標(biāo)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(biāo)運動的視線角信號；
步驟S20：根據(jù)所述的視線角信號，進行非線性變換，生成時變前置角信號；
步驟S30：采用導(dǎo)引頭測量飛行器與目標(biāo)的距離，設(shè)置定常前置角采集條件，當(dāng)飛行距離滿足采集條件時，采集生成定常前置角信號；
步驟S40：在飛行器上安裝陀螺儀或慣性導(dǎo)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；
步驟S50：根據(jù)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；
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(dǎo)引信號，輸送給飛行器姿態(tài)跟蹤回路，實現(xiàn)偏航角對導(dǎo)引信號的跟蹤，實現(xiàn)飛行器對目標(biāo)的精確導(dǎo)引。
具體的，在飛行器上安裝導(dǎo)引頭設(shè)備，采用導(dǎo)引頭設(shè)備測量飛行器相對目標(biāo)運動在水平面的視線角速率再進行積分得到飛行器相對目標(biāo)運動的視線角，記作qp。也可由第三方測量設(shè)備之間向飛行器提供視線角信息qp。
在本發(fā)明的一個示例實施例中，根據(jù)所述的視線角信號，進行非線性變換，生成時變前置角信號包括：
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