一种抗风干扰的飞行器攻角指令补偿方法及装置与流程

本发明涉及飞行器控制应用技术领域，特别是指一种抗风干扰的飞行器攻角指令补偿方法及装置。

背景技术：
目前，对于导弹、滑翔飞行器等飞行器，如果制导采用攻角控制方案，在飞行器实际飞行过程中，会由于风干扰等因素影响，导致制导精度降低，不能满足目标打击、定点着陆等任务要求。为解决由于风干扰等因素影响，导致制导精度降低的问题，近来研究人员提出利用过载控制方案解决该问题，虽然该方案具有抗风干扰的能力，但一些特定飞行器或特定工作条件对攻角参数会有严格要求的情况，如采用吸气式发动机的飞行器发动机工作时要求攻角控制在特定范围内，又如飞行器在飞行末段对姿态有严格约束等问题，过载控制方案就不在适用。故急需一种抗风干扰的飞行器控制方法及装置，能具有抗风干扰的能力，从而提高飞行器制导的精度。

技术实现要素：
为了解决由于风干扰等因素影响，导致制导精度降低的问题，本发明提供一种抗风干扰的飞行器攻角指令补偿方法及装置，能在有风条件下通过对飞行器制导输出的攻角指令进行补偿，克服了风对飞行器制导的干扰问题，从而达到了提高制导精度的目的。本发明提供的一种抗风干扰的飞行器攻角指令补偿方法，包括如下步骤：获取飞行器的加速度平滑值；根据飞行器制导产生的纵向过载力和侧向过载力，获取基本攻角指令；根据飞行器制导产生的纵向过载力、侧向过载力及加速度平滑值，获得攻角补偿指令；根据所述基本攻角指令及攻角补偿指令计算实际的制导攻角指令。其中，所述获取飞行器的加速度平滑值，包括：测量n个周期所述飞行器的加速度值对所述n个周期所述飞行器的加速度值按照下式进行平滑处理，获得所述飞行器的加速度平滑值其中，表示第i个周期所述飞行器的加速度值。其中，所述根据飞行器制导产生的纵向过载力、侧向过载力及加速度平滑值，获得攻角补偿指令Dαcx的方法为：其中，为飞行器制导产生的纵向和侧向过载力，为飞行器的加速度平滑值，m为飞行器质量，q为飞行器动压，S为飞行器参考面积，b为飞行器气动系数。其中，所述飞行器气动系数根据所述飞行器的气动特性拟合得到。其中，所述根据所述基本攻角指令及攻角补偿指令计算实际的制导攻角指令，包括：将所述基本攻角指令和所述攻角补偿指令之和作为所述实际的制导攻角指令。本发明还提供了一种抗风干扰的飞行器攻角指令补偿装置，包括加速度平滑模块、基本攻角指令获取模块、攻角补偿指令获取模块和制导攻角指令获取模块；所述加速度平滑模块，用于获取飞行器的加速度平滑值，并将所述飞行器的加速度平滑值发送给所述攻角补偿指令获取模块；所述基本攻角指令获取模块，用于根据飞行器制导产生的纵向过载力和侧向过载力获取基本攻角指令，并将所述基本攻角指令发送给所述制导攻角指令获取模块；所述攻角补偿指令获取模块，用于根据飞行器制导产生的纵向过载力、侧向过载力及所述加速度平滑模块提供的加速度平滑值，获得攻角补偿指令并发送给所述制导攻角指令获取模块；所述制导攻角指令获取模块，用于根据收到的所述基本攻角指令及攻角补偿指令，计算实际的制导攻角指令。其中，所述加速度平滑模块包括：惯性器件，用于测量n个周期所述飞行器的加速度值并将测量的每个周期的飞行器的加速度值输出给平滑单元；平滑单元，用于将收到的n个周期所述飞行器的加速度值按照式进行平滑处理，获得所述飞行器的加速度平滑值并将所述加速度平滑值发送给所述攻角补偿指令获取模块；其中，表示第i个周期所述飞行器的加速度值。其中，所述攻角补偿指令获取模块根据下式获得攻角补偿指令Dαcx：其中，为飞行器制导产生的纵向和侧向过载力，为飞行器的加速度平滑值，m为飞行器质量，q为飞行器动压，S为飞行器参考面积，b为飞行器气动系数。本发明的上述技术方案的有益效果如下：上述方案中，基于飞行器上惯性器件测量得到的加速度信息，结合制导产生的纵向过载力和侧向过载力，能够很方便的得到由风干扰引起的需补偿的攻角指令。通过该方案可有效消除风干扰对制导的影响，提高制导精度，可直接用于采用攻角控制的各类飞行器制导方案设计中。与采用真实攻角估计方法相比，该方案不会受到攻角估计误差的影响，因为攻角估计精度除风影响外，还会受到方向力和大气密度误差的影响。附图说明图1为本发明实施例提供的一种抗风干扰的飞行器攻角指令补偿方法流程示意图；图2为获取飞行器的加速度平滑值方法的流程示意图；图3为本发明提供的一种抗风干扰的飞行器攻角指令补偿装置结构示意图；图4为加速度平滑模块的结构示意图。[附图标记说明]31、加速度平滑模块；32、基本攻角指令获取模块；33、攻角补偿指令获取模块；34、制导攻角指令获取模块；311、惯性器件；312、平滑单元。具体实施方式为使本发明要解决的技术问题、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图及具体实施例进行详细描述。图1为本发明实施例提供的一种抗风干扰的飞行器攻角指令补偿方法流程示意图，包括如下步骤S101-S104：步骤S101：获取飞行器的加速度平滑值；步骤S102：根据飞行器制导产生的纵向过载力和侧向过载力，获取基本攻角指令；步骤S103：根据飞行器制导产生的纵向过载力、侧向过载力及加速度平滑值，获得攻角补偿指令；步骤S104：根据基本攻角指令及攻角补偿指令计算实际的制导攻角指令。上述方法，可以应用于飞行器在有风条件下通过对制导输出的攻角指令进行补偿来提高制导精度，通过该方法，能够根据飞行器上惯性器件测得的加速度信息间接得到由风干扰引起的攻角，从而基于该攻角对制导指令进行补偿，达到提高制导精度目的。在一个实施例中，如图2所示，步骤S101可包括如下步骤S201-S202：步骤S201：测量n个周期飞行器的加速度值此步骤中，可以通过飞行器上装有的惯性器件测量得到飞行器的加速度信息，实现方式较简单。另外n为平滑周期，n可根据需要选取合适的值。步骤S202：对n个周期飞行器的加速度值按照下式进行平滑处理，获得飞行器的加速度平滑值在公式(1)中，表示第i个周期飞行器的加速度值。在一个实施例中，步骤S103中采用以下公式(2)获得攻角补偿指令Dαcx：在公式(2)中，为飞行器制导产生的纵向和侧向过载力，为飞行器的加速度平滑值，m为飞行器质量，q为飞行器动压，S为飞行器参考面积，b为飞行器气动系数。其中，飞行器气动系数b可以根据飞行器的气动特性拟合得到。在一个实施例中，步骤S104中将获得的基本攻角指令和攻角补偿指令之和作为实际的制导攻角指令，即：αcx＝αcx0+Dαcx(3)在公式(3)中，αcx为实际的制导攻角指令，αcx0为基本攻角指令，Δαcx为攻角补偿指令。对应于上述实施例提供的一种抗风干扰的飞行器攻角指令补偿方法，本发明实施例还提供一种抗风干扰的飞行器攻角指令补偿装置，如图3所示，包括：加速度平滑模块31、基本攻角指令获取模块32、攻角补偿指令获取模块33和制导攻角指令获取模块34；加速度平滑模块31，用于获取飞行器的加速度平滑值，并将飞行器的加速度平滑值发送给攻角补偿指令获取模块33；基本攻角指令获取模块32，用于根据飞行器制导产生的纵向过载力和侧向过载力获取基本攻角指令，并将基本攻角指令发送给制导攻角指令获取模块34；攻角补偿指令获取模块33，用于根据飞行器制导产生的纵向过载力、侧向过载力及加速度平滑模块提供的加速度平滑值，获得攻角补偿指令并发送给制导攻角指令获取模块34；制导攻角指令获取模块34，用于根据收到的基本攻角指令及攻角补偿指令，计算实际的制导攻角指令。在一个实施例中，如图4所示，加速度平滑模块31包括：惯性器件311，用于测量n个周期飞行器的加速度值并将测量的每个周期的飞行器的加速度值输出给平滑单元312；平滑单元312，用于将收到的n个周期飞行器的加速度值按照式进行平滑处理，获得飞行器的加速度平滑值并发送给攻角补偿指令获取模块33。其中，表示第i个周期飞行器的加速度值。上述实施例提供的装置中，攻角补偿指令获取模块33可根据下式获得攻角补偿指令Δαcx：其中，为飞行器制导产生的纵向和侧向过载力，为飞行器的加速度平滑值，m为飞行器质量，q为飞行器动压，S为飞行器参考面积，b为飞行器气动系数。上述方案中，基于飞行器上惯性器件测量得到的加速度信息，结合制导产生的纵向过载力和侧向过载力，能够很方便的得到由风干扰引起的需补偿的攻角指令。通过该方案可有效消除风干扰对制导的影响，提高制导精度，可直接用于采用攻角控制的各类飞行器制导方案设计中。与采用真实攻角估计方法相比，该方案不会受到攻角估计误差的影响，因为攻角估计精度除风影响外，还会受到方向力和大气密度误差的影响。以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。