CN113759955B - 应用于激光/卫星复合飞行器的制导方法及制导系统 - Google Patents
应用于激光/卫星复合飞行器的制导方法及制导系统 Download PDFInfo
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Abstract
本发明公开了一种应用于激光/卫星复合飞行器的制导方法及制导系统，该方法中，飞行器中制导段采用比例导引制导律，飞行器末制导段采用重补比例导引制导律，末制导段通过设置合理的重力补偿系数来实现落角约束，在中制导段和末制导段交接的交接段内采用交接的制导律解算方法，从而避免制导指令及飞行轨迹突变，使得飞行器整体飞行过程平稳。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器制导控制领域，具体涉及一种应用于激光/卫星复合飞行器的制导方法及制导系统。
背景技术
传统制导模式，多采用单一制导方式，这种形式的飞行器采集制导信息时容易受到干扰，从而降低飞行质量，导致飞行任务失败。采用多模复合形式的飞行器使用多传感器，有效避免了单一传感器失效导致的飞行质量下降；但是，由于不同传感器之间的采样差异，导致了飞行器内部的干扰，在生成制导指令时，由于传感器的切换，引起了制导指令的跳变，飞行轨迹也会相应随着突变，容易造成飞行失稳，而且也会导致飞行过程中能量损耗更大，飞行器的射程降低。
由于上述原因，本发明人针对激光/卫星复合制导飞行器做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的新的制导方法及制导系统。
发明内容
为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种应用于激光/卫星复合飞行器的制导方法及制导系统，该方法中，飞行器中制导段采用比例导引制导律，飞行器末制导段采用重补比例导引制导律，末制导段通过设置合理的重力补偿系数来实现落角约束，在中制导段和末制导段交接的交接段内采用交接的制导律解算方法，从而避免制导指令及飞行轨迹突变，使得飞行器整体飞行过程平稳，从而完成本发明。
具体来说，本发明的目的在于提供一种应用于激光/卫星复合飞行器的制导方法，该方法中，
在飞行器处于中制导段时，通过比例导引制导律解算过载指令，
在飞行器处于末制导段时，通过重补比例导引制导律解算过载指令，
在飞行器处于中制导段与末制导段之间的交接段时，通过由比例导引制导律和重补比例导引制导律加权得到的交接段导引规律解算过载指令。
其中，所述比例导引制导律具体通过下式(一)解算过载指令：
ac(t)表示中制导段过载指令，N表示比例系数，Vm表示飞行器的速度，表示在中制导段时由卫星导航模块获得的弹目视线角速度。
其中，所述重补比例导引制导律具体通过下式(二)解算过载指令：
a2(t)表示末制导段过载指令，N表示比例系数，Vm表示飞行器的速度，表示在末制导段时由激光导引头获得的弹目视线角速度，c表示重力补偿系数，g表示重力加速度。
其中，所述交接段导引规律具体通过下式(三)解算过载指令：
am(t)＝a2(t)+[ac(t0)-ac(t)]w(t) (三)
am(t)表示交接段过载指令，ac(t)表示中制导段过载指令，a2(t)表示末制导段过载指令，ac(t0)表示t0时刻即进入到交接段时的过载指令，w(t)表示权重函数，T表示交接段时长，t0表示进入交接段的时间点。
本发明还提供一种应用于激光/卫星复合飞行器的制导系统，该系统包括，
交接段设定模块，其用于根据飞行器射程设定飞行器进入交接段的时间，
卫星导航模块，其用于接收卫星信号，并根据卫星信号解算出飞行器的速度和弹目视线角速度，
激光导引头，其用于接收激光信号，并根据激光信号解算出飞行器的弹目实现角速度。
制导解算模块，其用于根据飞行器的速度和弹目视线角速度解算过载指令，和
舵机系统，其用于根据过载指令打舵工作。
其中，所述交接段设定模块中通过下式(四)解算进入交接段的时间点，
t0＝(r-3000)/Vm (四)
其中，r表示单目相对距离。
其中，所述制导解算模块在飞行器处于中制导段时，通过比例导引制导律解算过载指令，在飞行器处于末制导段时，通过重补比例导引制导律解算过载指令，在飞行器处于中制导段与末制导段之间的交接段时，通过交接段导引规律解算过载指令。
其中，在所述交接段导引规律具体通过下式(三)解算过载指令：
am(t)＝a2(t)+[ac(t0)-ac(t)]w(t) (三)
其中，am(t)表示交接段过载指令，ac(t)表示中制导段过载指令，a2(t)表示末制导段过载指令，ac(t0)表示t0时刻即进入到交接段时的过载指令，w(t)表示权重函数，T表示交接段时长，t0表示进入交接段的时间点。
本发明所具有的有益效果包括：
(1)根据本发明提供的应用于激光/卫星复合飞行器的制导方法及制导系统通过设置中末制导的交接段来平缓中末制导的交接过程，避免飞行器上过载指令跳变，提高飞行器的稳定性，还能够避免因为过载指令跳变导致的舵机损坏；
(2)根据本发明提供的应用于激光/卫星复合飞行器的制导方法及制导系统能够降低飞行器飞行过程中的能量损耗，尤其是中末制导交接时的能量损耗，有效地提高了飞行器的最大射程。
附图说明
图1示出根据本发明一种优选实施方式的实验例1中弹道曲线示意图；
图2示出根据本发明一种优选实施方式的实验例1中过载曲线示意图；
图3示出根据本发明一种优选实施方式的实验例2中弹道曲线示意图；
图4示出根据本发明一种优选实施方式的实验例2中过载曲线示意图。
具体实施方式
下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
本申请中，所述中制导段是指舵机开舵到末制导之前的弹道，目的是将飞行器引入一个合适的距离，以便末制导导引头能在视场域内捕获目标，所述末制导段是指末端制导段，完成飞行器对目标的打击，所述交接段是指中制导向末制导转换的过度过程。
根据本发明提供的应用于激光/卫星复合飞行器的制导方法，该方法中，在飞行器处于中制导段时，通过比例导引制导律解算过载指令，
在飞行器处于末制导段时，通过重补比例导引制导律解算过载指令，
在飞行器处于中制导段与末制导段之间的交接段时，通过由比例导引制导律和重补比例导引制导律加权得到的交接段导引规律解算过载指令。
其中，所述比例导引制导律具体通过下式(一)解算过载指令：
其中，ac(t)表示中制导段过载指令，N表示比例系数，取值为3，Vm表示飞行器的速度，表示在中制导段时由卫星导航模块获得的弹目视线角速度。
由卫星导航模块解算获得，其具体通过下式解算：
其中，θ表示弹道倾角，由微处理器解算得到，具体来说，通过求得/>再由微处理器对/>求积分得到弹道倾角θ，ac表示飞行器的过载，xm、ym表示飞行器的坐标，由卫星导航模块直接测量得到，xt、yt表示目标的坐标，在飞行器发射之前灌装在飞行器上；q表示弹目视线角，通下式获得：
所述重补比例导引制导律具体通过下式(二)解算过载指令：
其中，a2(t)表示末制导段过载指令，N表示比例系数，取值为3，Vm表示飞行器的速度，表示在末制导段时由激光导引头获得的弹目视线角速度，是实时测量得到的，c表示重力补偿系数，g表示重力加速度，取值为9.81m/s2。
所述重力补偿系数的取值范围为1～2，其中优选地取值为1.1。
所述交接段导引规律具体通过下式(三)解算过载指令：
am(t)＝a2(t)+[ac(t0)-ac(t)]w(t) (三)
其中，am(t)表示交接段过载指令，ac(t)表示中制导段过载指令，a2(t)表示末制导段过载指令，ac(t0)表示t0时刻即进入到交接段时的过载指令，在后续计算中都取该时刻解算出的值作为固定值；w(t)表示权重函数，T表示交接段时长，其取值为3～5秒，优选为4秒，t0表示进入交接段的时间点。由上式可知，在该交接段中，激光导引头和卫星导航模块都同时正常工作。
优选地，所述t0通过下式(四)解算：
t0＝(r-3000)/Vm (四)；
其中，r表示飞行器与目标之间的相对距离，由火控计算机录入飞行器微型计算机上。
优选地，所述w(t)通过下式(五)解算：
其中，t0表示进入交接段的时间点，是相对于飞行器发射时刻的时间点，计飞行器发射时刻为0时刻，如果飞行器发射15秒后进入交接段，则t0取值为15秒，如果飞行器发射20秒后进入交接段，则t0取值为20秒；t表示飞行器的当前时刻，是相对于飞行器发射时的时刻值，飞行器发射5秒后，t取值为5秒，飞行器发射15秒后，t取值为15秒，飞行器发射25秒后，t取值为25秒，T表示交接段时长，优选为4秒。
在中制导段和末制导段，飞行器速度Vm都由卫星导航模块解算得到。
本发明还提供一种应用于激光/卫星复合飞行器的制导系统，该系统包括：
交接段设定模块，其用于根据飞行器射程设定飞行器进入交接段的时间，
卫星导航模块，其用于接收卫星信号，并根据卫星信号解算出飞行器的速度和弹目视线角速度，该模块可以选用本领域中已有的卫星导航模块，能够实现本申请中所述的功能即可，本申请对此不作特别限定；
激光导引头，其用于接收激光信号，并根据激光信号解算出飞行器的弹目实现角速度；该导引头可以选用本领域中已有的激光导引头，能够实现本申请中所述的功能即可，本申请对此不作特别限定；
制导解算模块，其用于根据飞行器的速度和弹目视线角速度解算过载指令，和
舵机系统，其用于根据过载指令打舵工作，所述舵机系统可以包括执行机构和自动驾驶仪，可以选用本领域中已有的舵机系统，本申请对此不作特别限定，能够实现本申请中所述的功能即可。
在一个优选的实施方式中，所述交接段设定模块中通过下式(四)解算进入交接段的时间点，
t0＝(r-3000)/Vm (四)
r表示飞行器与目标之间的相对距离，由火控计算机录入飞行器微型计算机上。
在一个优选的实施方式中，所述制导解算模块在飞行器处于中制导段时，通过比例导引制导律解算过载指令，在飞行器处于末制导段时，通过重补比例导引制导律解算过载指令，在飞行器处于中制导段与末制导段之间的交接段时，通过交接段导引规律解算过载指令。
在所述交接段导引规律具体通过下式(三)解算过载指令：
am(t)＝a2(t)+[ac(t0)-ac(t)]w(t) (三)
其中，am(t)表示交接段过载指令，ac(t)表示中制导段过载指令，a2(t)表示末制导段过载指令，ac(t0)表示t0时刻即进入到交接段时的过载指令，w(t)表示权重函数，T表示交接段时长，t0表示进入交接段的时间点。
实验例1
设定飞行器发射坐标为(0,0)，飞行器在中制导段、交接段和末制导段的速度都为Vm＝300m/s，比例系数N＝3，重补系数c＝1.1，初始速度倾角10°，固定目标坐标(6000,0)。
分别仿真两个飞行器从发射坐标飞向目标坐标，
第一个飞行器在中制导段采用比例导引制导律进行制导，在末制导段采用重补比例导引制导律进行制导，没有交接段，其得到的弹道曲线如图1中虚线(无交接段)所示，过载曲线如图2中虚线(无交接段)所示；
第二个飞行器在中制导段采用比例导引制导律进行制导，在末制导段采用重补比例导引制导律进行制导，在交接段通过下式解算过载指令，am(t)＝a2(t)+[ac(t0)-ac(t)]w(t)，t0取值为10s，其得到的弹道曲线如图1中实线(有交接段)所示，过载曲线如图2中实线(有交接段)所示；
从图1可以看出，采用本申请提供的制导方法和制导系统，飞行器飞行轨迹更为平滑，而采用现有技术中无交接段的制导律，飞行轨迹会在制导律发生变化时抬高，这样会增大飞行器能量的损耗；
从图2可以看出，在制导律变换时，如果不采本申请提供的考虑交接段的制导律，飞行器的过载会发生跳变，这不利于飞行器执行机构的工作稳定性，容易造成执行机构的损伤；而采用本申请提供的考虑交接段的制导律，飞行器的过载变化更平滑，不会出现跳变，有利于飞行器的稳定控制。
实验例2
设定飞行器发射坐标为(0,0)，飞行器在中制导段、交接段和末制导段的速度都为Vm＝300m/s，比例系数N＝3，重补系数c＝1.1，初始速度倾角60°，固定目标坐标(27000，0)。
分别仿真两个飞行器从发射坐标飞向目标坐标，
第一个飞行器在中制导段采用比例导引制导律进行制导，在末制导段采用重补比例导引制导律进行制导，没有交接段，其得到的弹道曲线如图3中实线所示，过载曲线如图4中实线所示；
第二个飞行器在中制导段采用比例导引制导律进行制导，在末制导段采用重补比例导引制导律进行制导，在交接段通过下式解算过载指令，am(t)＝a2(t)+[ac(t0)-ac(t)]w(t)，t0取值为10s，其得到的弹道曲线如图3中点划线所示，过载曲线如图4中点划线所示；
从图3可以看出，采用本申请提供的制导方法和制导系统，飞行器飞行轨迹更为平滑，飞行器飞行距离远，能够命中27km以外的目标，而采用现有技术中无交接段的制导律，飞行轨迹会在制导律发生变化时抬高，增大飞行器能量的损耗，最终不能到达25km以外的目标位置；
从图4可以看出，在制导律变换时，如果不采本申请提供的考虑交接段的制导律，飞行器的过载会发生跳变，这不利于飞行器执行机构的工作稳定性，容易造成执行机构的损伤；而采用本申请提供的考虑交接段的制导律，飞行器的过载变化更平滑，不会出现跳变，有利于飞行器的稳定控制。
以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。
Claims (3)
1.一种应用于激光/卫星复合飞行器的制导方法，其特征在于，该方法中，
在飞行器处于中制导段时，通过比例导引制导律解算过载指令，
在飞行器处于末制导段时，通过重补比例导引制导律解算过载指令，
在飞行器处于中制导段与末制导段之间的交接段时，通过由比例导引制导律和重补比例导引制导律加权得到的交接段导引规律解算过载指令；
所述交接段导引规律具体通过下式(三)解算过载指令：
am(t)＝a2(t)+[ac(t0)-ac(t)]w(t)(三)
其中，am(t)表示交接段过载指令，ac(t)表示中制导段过载指令，a2(t)表示末制导段过载指令，ac(t0)表示t0时刻即进入到交接段时的过载指令，w(t)表示权重函数，T表示交接段时长，t0表示进入交接段的时间点；
所述t0通过下式(四)解算：
其中，r表示飞行器和目标之间的相对距离，Vm表示飞行器的速度；
所述w(t)通过下式(五)解算：
其中，t0表示进入交接段的时间点，t表示飞行器的当前时刻，T表示交接段时长。
2.根据权利要求1所述的应用于激光/卫星复合飞行器的制导方法，其特征在于，
所述比例导引制导律具体通过下式(一)解算过载指令：
其中，ac(t)表示中制导段过载指令，N表示比例系数，Vm表示飞行器的速度，表示在中制导段时由卫星导航模块获得的弹目视线角速度。
3.根据权利要求1所述的应用于激光/卫星复合飞行器的制导方法，其特征在于，
所述重补比例导引制导律具体通过下式(二)解算过载指令：
其中，a2(t)表示末制导段过载指令，N表示比例系数，Vm表示飞行器的速度，表示在末制导段时由激光导引头获得的弹目视线角速度，c表示重力补偿系数，g表示重力加速度。
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Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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|---|---|---|---|---|
| CN106406344A (zh) * | 2016-09-28 | 2017-02-15 | 北京理工大学 | 一种旋转制导飞行器的增程系统及方法 |
| CN108490773A (zh) * | 2018-03-16 | 2018-09-04 | 北京理工大学 | 一种基于视觉传感的仿生分段复合末制导方法 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 制导炮弹制导控制系统设计与仿真;卜奎晨;刘莉;;战术导弹技术(05);第71-74页 * |
| 微小型巡飞弹方式复合制导律研究;黄伟林 等;《战术导弹技术》(第2期);第90-94页 * |
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