基于非线性转换的前置导引与姿态稳定匹配制导的方法与流程

本发明涉及飞行器制导技术领域，具体而言，涉及一种基于非线性转换的前置导引与姿态稳定匹配制导的方法。

背景技术：

飞行器的精确制导算法有着较高的应用价值，可以应用于无人飞行器的自动着陆、无人飞行器的精确导航与路线规划、无人飞行器的精确制导打击等等、空天飞行器的交会对接等。因此多年以来一直是飞行器设计领域工程师们研究的热门问题。尤其是空天飞行器对接的高精度要求、以及武器系统的精确制导要求，导引与制导的精度高低直接关系着任务执行的成败。因此导引算法问题研究中，精度是核心。

传统的比例导引面临的主要问题是初始段对目标运动不敏感，而末段又由于视线角速率变换过快而导致导引律输出过大，而使得导弹控制系统跟踪压力过大，从而出现较大的脱靶量。其它传统导引方法、如前置导引也不可避免地存在上述问题，也就是飞行器的控制分配在整个导引过程中分布不均匀，从而导致末段脱靶量过大。

需要说明的是，在上述背景技术部分公开的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种基于非线性转换的前置导引与姿态稳定匹配制导的方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的导引律输出快速增大而导弹脱靶量过大的问题。

本发明提供了一种基于非线性转换的前置导引与姿态稳定匹配制导的方法，包括以下步骤：

对飞行器相对目标运动的视线角速率进行测量，并对所述飞行器的偏航角以及偏航角速率进行测量；

根据所述视线角速率构建视线角信号，并根据所述视线角信号以及所述偏航角构造方位误差信号以及前置角误差信号；

根据所述方位误差信号构造限幅非线性信号，并根据所述限幅非线性信号以及所述前置角误差信号构建前置导引律；

根据所述前置导引律构建姿态稳定的输出信号，并根据姿态稳定的输出信号得到所述飞行器的期望航向角，使得所述偏航角能够稳定的对所述期望航向角进行跟踪。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述视线角速率构建视线角信号包括：

其中，u1为视线角信号，为视线角速率，∫dt表示积分符号。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述视线角信号以及所述偏航角构造方位误差信号以及前置角误差信号包括：

e1＝u1-ψc；

e2＝u1-ψc0；

其中，e1为方位误差信号；u1为视线角信号；ψc飞行器的偏航角；e2为前置角误差信号；ψc0为飞行器飞行至t0时刻的偏航角。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述方位误差信号构造限幅非线性信号包括：

其中，u2为限幅非线性信号；f1为非线性变换，k1、k2、ε1以及ε2为常参数；并且，|u2|＜|k1|+|k2|。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述限幅非线性信号以及所述前置角误差信号构建前置导引律包括：

ua＝k3e2+u2；其中，ua为前置导引律；k3为常参数。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述前置导引律构建姿态稳定的输出信号包括：

u＝k4∫u3dt；其中，u姿态稳定的输出信号；k4为常参数；∫dt为积分符号；u3为对所述前置导引律ua进行处理后的导引律。

本发明提供的一种基于非线性转换的前置导引与姿态稳定匹配制导的方法，使得导引律初始段就具有较大的输出信号，而末端的输出信号并没有显著增大。因此，其解决了很多导引律在初始段对目标运动不敏感，而末段又由于离目标太近视线角极速增大而导致导引律输出快速增大而导弹脱靶量过大的问题。同时，该类非线性导引律具有输出比较均衡，而且来回波动实现对目标的高精度打击。因此，本发明提出的非线性转换的前置导引方法具有方法新颖，而且精度高的优点，具有很高的工程应用价值。同时也可以应用于无人飞行器如无人机的导航中，具有较高的经济价值。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明提供的一种基于非线性转换的前置导引与姿态稳定匹配制导的方法的流程图。

图2是本发明实施例所提供方法的飞行器与目标在航向平面相对运动曲线(单位：米)。

图3是本发明实施例所提供方法的脱靶量曲线(单位：米)。

图4是本发明实施例所提供方法的脱靶量放大曲线(单位：米)。

图5是本发明实施例所提供方法的实际偏航角与期望偏航角的对比曲线(单位度)。

图6是本发明实施例所提供方法的新型前置导引律的输出(单位：度/每秒)。

图7是本发明实施例所提供方法的前置角(单位：度)。

图8是本发明实施例所提供方法的非线性导引信号(单位：度/秒)。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本发明将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本发明的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本发明的技术方案而省略所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知技术方案以避免喧宾夺主而使得本发明的各方面变得模糊。

本发明公开了一种基于非线性转换的前置导引与姿态稳定匹配制导的方法，可以根据飞行器导引头测量得到的视线角速率，根据惯性导航组合器件或陀螺仪测量飞行器的偏航角，然后根据视线角与偏航角的误差，进行非线性变换，给出一类非线性导引信号，并叠加姿态角与前置角的误差信号，最后进行积分，并送给姿态稳定回路作为驱动信号，驱动飞行器对目标进行高精度的打击。

以下，结合具体的实施例对本发明涉及的一种基于非线性转换的前置导引与姿态稳定匹配制导的方法进行详细的解释以及说明。参考图1所示，该基于非线性转换的前置导引与姿态稳定匹配制导的方法可以包括以下步骤：

步骤s10，对飞行器相对目标运动的视线角速率进行测量，并对所述飞行器的偏航角以及偏航角速率进行测量。

首先，采用导引头测量飞行器相对目标运动的视线角速率，记作其数学上表示视线角qε的导数，其中qε的定义为：

δx＝xt-x

δy＝yt-y；

δz＝zt-z

其中，x、y、z为飞行器在空间三维坐标系上的位置坐标；xt、yt、zt为目标在三维坐标系上的位置坐标。

其次，采用惯性导航组合测量飞行器的姿态角信号，下面以航向通道与航向平面导引为研究对象。假设采用惯性导航组合元器件测量得到飞行器航向通道的偏航角，记作ψc；同时测量其偏航角速率，记作为ωy；也可在飞行器上安装姿态角度测量陀螺仪与速率陀螺仪，分别测量偏航角ψc与偏航角速率ωy。

步骤s20，根据所述相对目标运动的视线角速率构建视线角信号，并根据所述视线角信号以及所述偏航角构造方位误差信号以及前置角误差信号。

具体的，首先，根据视线角速率构造视线角信号u1，具体可以如下所示：∫dt表示积分符号。

此处需要补充说明的是，此时的u1信号由于是由测量信号积分而成，而测量信号不可避免地带有延迟与噪声，因此u1与理想的视线角信号qε不同，主要是包含延迟与噪声。

然后，根据视线角信号u1与偏航角ψc进行比较得到方位误差信号e1，其定义如下：

e1＝u1-ψc。

进一步的，选取飞行器飞行至某时刻t0，把t0时刻的偏航角记作ψc0。

定义前置误差信号e2如下：

e2＝u1-ψc0。

步骤s30，根据所述方位误差信号构造限幅非线性信号，并根据所述限幅非线性信号以及所述前置角误差信号构建前置导引律。

具体的，首先，在e1的基础上，采用如下的非线性变换f1，构造视线角的限幅非线性信号u2，具体如下：

其中，k1、k2、ε1、ε2为常数参数，具体的选取详见后文案例实施。进一步的，由于|u2|＜|k1|+|k2|，故其可可以起到限幅的作用，避免其中导引过程中，控制量偏大而引起飞行器剧烈转弯，使得末端脱靶量增大。值得说明的是，上述非线性变换能够避免如比例导引信号在末端过大而脱靶量增大的问题。同时通过选取ε1，其又使得在导引初期，尽管方位角与姿态角的偏差较小，而控制量输入仍然很大，因此可以避免很多其它导引律在初始段不敏感，转弯过慢的问题。

然后，构建本发明提供的新型前置导引律ua，具体可以如下所示：

ua＝k3e2+u2；其中，k3为常参数。

进一步的，考虑到导引头测量元器件的盲区，可以将导引律改进处理为：

其中，ua0为r＝da时刻ua的值；r为目标与飞行器之间的距离，da为目标距离。

步骤s40，根据上述前置导引律构建姿态稳定的输出信号，并根据姿态稳定的输出信号得到所述飞行器的期望航向角，使得所述偏航角能够稳定的对所述期望航向角进行跟踪。

具体的，首先，上述前置导引律构建姿态稳定的输出信号u，具体可以如下所示：

u＝k4∫u3dt；其中，k4为常参数，∫dt表示积分符号。

然后，将上述前置导引信号的输出信号u作为飞行器姿态稳定回路的输入信号，也就是飞行器的期望航向角使得飞行器的偏航角ψc能够稳定跟踪期望航向角也就是新型前置导引律的输出u，即可以设置

进一步的，下文以常规的姿态稳定回路为例说明姿态稳定回路跟踪律的设计过程与飞行器姿态稳定跟踪飞行的过程。

dyc＝ka1e+ka2∫edt+ka3wy；

其中，δyc为飞行器偏航通道的控制量，即偏航舵偏指令信号；e为误差信号，其定义为：

∫edt为误差信号的积分，ψc为步骤一所测量的偏航角信号，ωy为步骤一所测量的偏航角速率信号。参数ka1与ka2、ka3的选取和飞行器的空气动力学特性有关，在此不是本专利要涉及与保护的内容，其选取与设计方法不作详细介绍。dyc即为最终飞行器航向通道的控制输出，用于控制飞行器航向舵，使得飞行器运动轨迹发生变化，从而命中目标。

最后，是关于本发明的目标模拟与参数调整。

具体的，首先，将脱靶量的定义为如下的简单形式：

当δx＝xt-x＜0时刻，飞行器与目标的距离r即为脱靶量。

选取需要攻击的目标运动参数，模拟不同速度、不同初始位置情况的机动目标与飞行器末段相遇的场景，进行上述前置导引制导规律参数设计。通过多种目标运动模拟，判断不同制导律参数情况下的脱靶量大小，从而选定最终的导引律参数，完成飞行器前置导引与姿态稳定跟踪匹配的导引控制参数设计，实现对目标的精确导引。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

首先，选取飞行器飞行至距目标3km的时刻，记录该时刻的飞行器姿态角作为前置角。

其次，选取k1＝1.6、ε1＝0.5、k3＝0.32、ε2＝0.2、k3＝0.3、da＝40、k4＝16、ka1＝1.8、ka2＝0.6以及ka3＝0.4。

进一步的，以某型运动目标为例，说明案例实施的过程。假设初始的目标位置为xt(0)＝7000、yt(0)＝1、zt(0)＝400，此时目标匀速运动，其速度大小为10m/s，其方向为与x轴正方向成30度夹角。其它初始位置与目标速度大小、速度方向的情况，参数挑选原理相同，在此不一一说明。根据上述案例实施得到的仿真曲线如图2至图8所示。

从图2可以看出，在航向平面内，飞行器与目标能够相互接近；由图3可以看出，飞行器与目标间的相对距离是逐渐减小的；由图4可以看出，最终的脱靶量为0.5米，这对于尺寸大于1米的小目标，如车辆坦克等是完全满足要求的。由图5可以看出，实际偏航角和期望偏航角的形态是一致的，其中蓝色曲线为期望偏航角曲线，黑色曲线为飞行器实际偏航角曲线。该类导引输出的来回震荡模式，实现了最终的高精度制导命中目标，使得脱靶量小于1米。由图6可以看出，导引律的输出值初始段比较大，而末段较小，该新型导引律由于末端指令较小从而脱靶量小，而传统比例导引律末端视线角变大而指令偏大导致脱靶量偏大。因此该类新型前置导引律具有高精度的优点。图7给出了前置角信号，如图所示，其末段稳定在4度左右，也是合理的。图8给出了非线性转换信号，由图可以看出，尽管来回震荡切换比较多，但输出幅值没有显著变换，因此信号在整个导引过程中，能量比较均匀，避免了传统比例导引初始段不敏感，末段剧烈转弯的缺点。这也是被发明提供的新型前置导引律具有小脱靶量的原因。

在上述基础上，考虑了不同目标运动速度的变换、或者目标初始位置的变化，对上述导引律参数进行微调，最终确定整套新型前置导引律的参数，从而完成新型前置导引与姿态跟踪的匹配设计。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本发明的其他实施例。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由权利要求指出。