一种实现落角约束的飞行器制导系统和方法与流程

1.本发明涉及飞行器制导技术领域，具体涉及一种实现落角约束的飞行器制导系统和方法。


背景技术：

2.传统的制导飞行器在对目标拦截时，其比例导引形式较为简单，当需要对目标的指定位置尤其是当需要攻击目标的最薄弱位置如顶部等位置时，通常要求飞行器能够以较大的落角攻击目标的薄弱位置，而此时传统的比例导引形式不能实现对飞行器的落角进行约束，进而无法实现以较大的落角攻击目标的薄弱位置。
3.因此，基于上述问题，亟需设计一种能够实现飞行器落角约束的制导系统和方法。


技术实现要素：

4.为了解决上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种实现落角约束的飞行器制导系统和方法，该系统可以根据目标的薄弱位置实现以不同的落角约束攻击和拦截目标，提高飞行器战斗部的毁伤力。
5.根据本发明的第一方面，提供一种实现落角约束的飞行器制导方法，其特征在于，该制导方法首先可以通过输入期望落角和目标距离，设定飞行器的发射角；
6.通过弹目视线角测量模块在飞行器启控后实时测量飞行器的弹目视线角，并将测得的弹目视线角实时传输至制导律解算模块；
7.所述制导律解算模块在飞行器启控后根据测量得到的弹目视线角实时解算制导律，并将解算出的制导律信息实时传输至执行模块；
8.所述执行模块可按解算出的制导律信息控制飞行器运动。
9.具体地，该制导方法可通过下式一得到制导律：
[0010][0011]
式中，b＝-w|s|
1/2
sgn(s) ξ，
[0012]
其中，a
m
表示制导律，r表示弹目相对距、σ
m
表示前置角、λ
m
表示弹目视线角、表示弹目视线角速度、w和ξ为自适应变量，k和ρ为固定参数，
[0013]
优选地，所述表示为切换面；
[0014]
其中，e1为角度误差，e1＝λ
m-λ
f
，λ
f
为期望落角。
[0015]
所述k的取值范围为k>0，优选值为1
[0016]
所述ρ的取值范围为0<ρ<1，优选值为0.5
[0017]
所述σ
m
＝γ
m-λ
m
，
[0018]
其中，σ
m
表示前置角、γ
m
表示速度倾角、λ
m
表示弹目视线角。
[0019]
所述w可通过下式积分求得：
[0020][0021]
其中，为w的导数，α为的切换条件，ω1表示待设计参数、γ1表示待设计参数、μ表示待设计参数、α
m
表示待设计切换条件、η表示待设计参数、ε表示待设计参数，
[0022]
所述ω1＝200，γ1＝2，μ＝0.7，α
m
＝0.01，η＝0.01，ε＝1；
[0023]
所述ξ可通过下式积分求得：
[0024][0025]
其中，为ξ的导数，v＝2εα。
[0026]
所述发射角可通过下式计算得出：
[0027][0028]
其中θ
s
表示发射角、λ
f
为终端落角，γ
m
为飞行器速度倾角，ν表示飞行器和目标的速度比值根据本发明的第二方面，还提供一种实现落角约束的飞行器制导系统，弹目视线角测量模块、制导律解算模块和执行模块，
[0029]
其中，所述弹目视线角测量模块用于实时测得飞行器的弹目视线角，
[0030]
所述制导律解算模块在飞行器启控后根据测量得到的弹目视线角实时解算制导律，
[0031]
所述执行模块可按解算出的制导律信息控制飞行器运动。
[0032]
具体地，所述制导律解算模块可通过下式(一)解算出制导律：
[0033][0034]
式中，b＝-w|s|
1/2
sgn(s) ξ，
[0035]
其中，a
m
表示制导律，r表示弹目相对距、σ
m
表示前置角、λ
m
表示弹目视线角、表示弹目视线角速度、w和ξ为自适应变量，k和ρ为固定参数，
[0036]
优选地，所述表示为切换面；
[0037]
其中，e1为角度误差，e1＝λ
m-λ
f
，λ
f
为期望落角。
[0038]
所述k的取值范围为k>0，优选值为1
[0039]
所述ρ的取值范围为0<ρ<1，优选值为0.5
[0040]
所述σ
m
＝γ
m-λ
m
，
[0041]
其中，σ
m
表示前置角、γ
m
表示速度倾角、λ
m
表示弹目视线角。
[0042]
所述w可通过下式积分求得：
[0043][0044]
其中，为w的导数，α为的切换条件，ω1表示待设计参数、γ1表示待设计参数、μ表示待设计参数、α
m
表示待设计切换条件、η表示待设计参数、ε表示待设计参数，
[0045]
所述ω1＝200，γ1＝2，μ＝0.7，α
m
＝0.01，η＝0.01，ε＝1；
[0046]
所述ξ可通过下式积分求得：
[0047][0048]
其中，为ξ的导数，v＝2εα。
[0049]
所述发射角可通过下式计算得出：
[0050][0051]
其中θ
s
表示发射角、λ
f
为终端落角，γ
m
为飞行器飞行倾角，ν表示飞行器和目标的速度比值。
[0052]
本发明所具有的有益效果包括：
[0053]
1)本发明针对薄弱位置为顶部的目标，能够以较大的落角如90
°
垂直攻击目标的薄弱位置，最大限度地提高飞行器战斗部的毁伤能力；
[0054]
2)本发明针对不同距离的目标均能以较大的落角攻击目标；
[0055]
3)使用灵活、方便，可以根据目标的薄弱位置选择合适的落角约束以精确攻击目标的薄弱位置。
附图说明
[0056]
图1示出飞行器和目标的坐标关系示意图；
[0057]
图2示出本发明一种优选的实施例1飞行器与目标相距5000m时的多落角的弹道模拟示意图；
[0058]
图3示出本发明一种优选的实施例2飞行器与目标相距10000m时的多落角的弹道模拟示意图
具体实施方式
[0059]
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。
[0060]
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。
[0061]
现有技术中，传统的制导飞行器在对目标拦截时，其比例导引形式较为简单，当需要对目标的指定位置尤其是当需要攻击目标的最薄弱位置如顶部等位置时，传统的制导飞行器无法以较大的落角对目标进行攻击。
[0062]
因此，根据本发明的第一方面，提供一种实现落角约束的飞行器制导方法，其特征在于，该制导方法包括
[0063]
首先可以通过输入期望落角和目标距离，设定飞行器的发射角；
[0064]
通过弹目视线角测量模块在飞行器启控后实时测量飞行器的弹目视线角，并将测得的弹目视线角实时传输至制导律解算模块；
[0065]
所述制导律解算模块在飞行器启控后根据测量得到的弹目视线角实时解算制导律，并将解算出的制导律信息实时传输至执行模块；
[0066]
所述执行模块可按解算出的制导律信息控制飞行器运动。
[0067]
具体地，该制导方法可通过下式一得到制导律：
[0068][0069]
式中，b＝-w|s|
1/2
sgn(s) ξ，
[0070]
其中，a
m
表示制导律，r表示弹目相对距、σ
m
表示前置角、λ
m
表示弹目视线角、表示弹目视线角速度、w和ξ为自适应变量，k和ρ为固定参数，
[0071]
优选地，所述表示为切换面，所述切换面指状态量为零的状态，本发明中指角度误差e1击中目标时需要达到的状态；
[0072]
其中，e1为角度误差，e1＝λ
m-λ
f
，λ
f
为期望落角。
[0073]
所述k的取值范围为k>0，优选值为1
[0074]
所述ρ的取值范围为0<ρ<1，优选值为0.5
[0075]
所述σ
m
＝γ
m-λ
m
，
[0076]
其中，σ
m
表示前置角、γ
m
表示速度倾角、λ
m
表示弹目视线角，其相互关系可参见图1。
[0077]
所述w可通过下式积分求得：
[0078][0079]
其中，为w的导数，α为的切换条件，ω1表示待设计参数、γ1表示待设计参数、μ表示待设计参数、α
m
表示待设计切换条件、η表示待设计参数、ε表示待设计参数，
[0080]
所述ω1＝200，γ1＝2，μ＝0.7，α
m
＝0.01，η＝0.01，ε＝1；
[0081]
所述ξ可通过下式积分求得：
[0082][0083]
其中，为ξ的导数，v＝2εα。
[0084]
所述发射角可通过下式计算得出：
[0085]
[0086]
其中θ
s
表示发射角、λ
f
为终端落角，γ
m
为飞行器速度倾角，ν表示飞行器和目标的速度比值。
[0087]
根据本发明的第二方面，还提供一种实现落角约束的飞行器制导系统，该系统包括该制导系统包括弹目视线角测量模块、制导律解算模块和执行模块，
[0088]
其中，所述弹目视线角测量模块用于实时测得飞行器的弹目视线角，
[0089]
所述制导律解算模块在飞行器启控后根据测量得到的弹目视线角实时解算制导律，
[0090]
所述执行模块可按解算出的制导律信息控制飞行器运动。
[0091]
具体地，所述弹目视线角测量模块包括导引头或陀螺，所述导引头或陀螺可实时测量弹目视线角信息，并将测得的弹目视线角信息传输至制导律解算模块；所述导引头或陀螺仪选择本领域中已有的导引头或陀螺仪，能够实现上述功能即可，本技术中对于导引头或陀螺仪的具体型号不作特别限定；
[0092]
所述制导律解算模块包括弹载计算机，所述弹载计算机可接收由导引头或陀螺实时测得的弹目视线角信息，并根据弹目视线角信息实时解算制导律信息，并将解算出的制导率信息实时传输至执行模块；
[0093]
所述执行模块包括自动驾驶仪和舵机，所述自动驾驶仪可接收弹载计算机发出的制导律信息，并由自动驾驶仪控制舵机转动。
[0094]
在本发明优选的实施方式中，所述制导律可根据飞行器和目标之间坐标关系(如图1所示)，并通过下式(一)得到制导律
[0095][0096]
式中，b＝-w|s|
1/2
sgn(s) ξ，
[0097]
其中，a
m
表示制导律，r表示弹目相对距、σ
m
表示前置角、λ
m
表示弹目视线角、表示弹目视线角速度、w和ξ为自适应变量，k和ρ为固定参数，
[0098]
优选地，所述表示为切换面；
[0099]
其中，e1为角度误差，e1＝λ
m-λ
f
，λ
f
为期望落角。
[0100]
所述k的取值范围为k>0，优选值为1
[0101]
所述ρ的取值范围为0<ρ<1，优选值为0.5
[0102]
所述σ
m
＝γ
m-λ
m
，
[0103]
其中，σ
m
表示前置角、γ
m
表示速度倾角、λ
m
表示弹目视线角，其相互关系可参见图1。
[0104]
所述w可通过下式积分求得：
[0105][0106]
其中，为w的导数，α为的切换条件，ω1表示待设计参数、γ1表示待设计参数、μ
表示待设计参数、α
m
表示待设计切换条件、η表示待设计参数、ε表示待设计参数，
[0107]
所述ω1＝200，γ1＝2，μ＝0.7，α
m
＝0.01，η＝0.01，ε＝1；
[0108]
所述ξ可通过下式积分求得：
[0109][0110]
其中，为ξ的导数，v＝2εα。
[0111]
所述发射角可通过下式计算得出：
[0112][0113]
其中θ
s
表示发射角、λ
f
为终端落角，γ
m
为飞行器速度倾角，ν表示飞行器和目标的速度比值。
[0114]
本发明所述的式(一)，是在击中目标的同时，还能够以特定的落角攻击目标的薄弱位置，是以飞行器和目标的坐标关系为基础，并对飞行器启控后的初始状态和目标状态加以约束，进一步地对飞行器的状态进行实时迭代计算得出的。
[0115]
进一步地，为了实现飞行器对目标的拦截，飞行器和目标间的弹目视线角速度而为了实现落角约束，则要求在拦截目标时，弹目视线角λ
m
与期望落角λ
f
一致，即λ
m
＝λ
f
，弹目视线角误差e1＝0。
[0116]
由上述条件，输入期望落角λ
f
后，可解算出发射角，并在飞行器启控后实时根据测得的弹目视线角λ
m
与期望落角λ
f
进行比对，并以制导律加以控制和引导，进而使得飞行器逐渐接近目标，最终以期望落角λ
f
击中目标。
[0117]
实验例：
[0118]
实验例一
[0119]
选择能够实现落角约束的飞行型模型，该飞行器安装有落角约束的飞行器制导系统，该系统包括该制导系统包括弹目视线角测量模块、制导律解算模块和执行模块，所述弹目视线角测量模块用于实时测得飞行器的弹目视线角，
[0120]
在飞行器启控后，制导律解算模块根据测量得到的弹目视线角实时解算制导律，所述执行模块可按解算出的制导律信息控制飞行器运动。
[0121]
其中，所述制导律解算模块可通过下式(一)解算得到制导律
[0122][0123]
式中，b＝-w|s|
1/2
sgn(s) ξ，
[0124]
其中，a
m
表示制导律，r表示弹目相对距、σ
m
表示前置角、λ
m
表示弹目视线角、表示弹目视线角速度、w和ξ为自适应变量，k和ρ为固定参数，
[0125]
优选地，所述表示为切换面；
[0126]
其中，e1为角度误差，e1＝λ
m-λ
f
，λ
f
为期望落角。
[0127]
k的取值为1；ρ的取值为0.5
[0128]
所述σ
m
＝γ
m-λ
m
，
[0129]
其中，σ
m
表示前置角、γ
m
表示速度倾角、λ
m
表示弹目视线角，
[0130]
所述w可通过下式积分求得：
[0131][0132]
其中，为w的导数，α为的切换条件，ω1表示待设计参数、γ1表示待设计参数、μ表示待设计参数、α
m
表示待设计切换条件、η表示待设计参数、ε表示待设计参数，
[0133]
所述ω1＝200，γ1＝2，μ＝0.7，α
m
＝0.01，η＝0.01，ε＝1；
[0134]
所述ξ可通过下式积分求得：
[0135][0136]
其中，为ξ的导数，v＝2εα。
[0137]
上式(一)中，飞行器的初始发射角通过下式求得：
[0138][0139]
其中θ
s
表示发射角、λ
f
为终端落角，γ
m
为飞行器速度倾角，ν表示飞行器和目标的速度比值。
[0140]
本实验中，以r＝5000m、v
m
＝300m/s、飞行器起始坐标x
m
＝0m、y
m
＝0m；固定目标坐标x
t
＝5000m、y
t
＝0m进行弹道仿真，其中飞行器的落角分别取30
°
、45
°
、60
°
、90
°
、105
°
，通过上式可计算得到飞行器的发射角，并根据制导率解算公式，可求得如图2所示的飞行器弹道仿真图。
[0141]
对比例一
[0142]
选择不进行落角约束的飞行型模型，该飞行器模型安装有与实验例1相同的系统，区别仅在于制导率的不同，该系统采用传统比例导引的制导率，如下式(二)：
[0143][0144]
其中，n表示比例导引系数，取值为4，v
m
表示飞行器的初始速度，取值为300m/s，表示弹目视线角速度
[0145]
经由上式(二)计算出传统比例导引下，飞行器的弹道仿真图如图2中曲线pn所示。
[0146]
通过实验例一和对比例一，可知，本发明所设计的制导率能够以能够实现飞行器的多种落角要求，并且与传统比例导引相比，本发明所设计的制导律弹道平滑，弹道高度高，而传统比例导引的弹道平直，将增大能量损耗；而弹道高度过低会导致飞行器容易被拦截，无法完成拦截目标的任务。
[0147]
实验例二
[0148]
选择能够实现落角约束的飞行型模型，该飞行器安装与实验例1相同的具有落角约束的飞行器制导系统，该系统包括该制导系统包括弹目视线角测量模块、制导律解算模块和执行模块，所述弹目视线角测量模块用于实时测得飞行器的弹目视线角，
[0149]
在飞行器启控后，制导律解算模块根据测量得到的弹目视线角实时解算制导律，所述执行模块可按解算出的制导律信息控制飞行器运动。
[0150]
本实验中，以r＝5000m、v
m
＝300m/s、飞行器起始坐标x
m
＝0m、y
m
＝0m；固定目标坐标x
t
＝1000m、y
t
＝0m进行弹道仿真，其中飞行器的落角分别取30
°
、45
°
、60
°
、90
°
、105
°
，通过上式可计算得到飞行器的发射角，并根据制导率解算公式，可求得如图2所示的飞行器弹道仿真图。
[0151]
对比例二
[0152]
选择无落角约束功能的飞行型模型，该飞行器模型安装有与实验例1相同的系统，区别仅在于制导率的不同，该系统采用传统比例导引的制导率，如下式(二)：
[0153][0154]
其中，n表示比例导引系数，取值为4，v
m
表示飞行器的初始速度，取值为300m/s，表示弹目视线角速度
[0155]
经由上式(二)计算出传统比例导引下，飞行器的弹道仿真图如图3中曲线pn所示。
[0156]
从实验二和对比例二中可以看出，本发明所设计的制导率能够实现飞行器的多种落角要求，并且与传统比例导引相比，本发明所设计制导律弹道平滑，弹道高度高，而传统比例导引的弹道平直，将增大能量损耗；而弹道高度过低会导致飞行器容易被拦截，无法完成拦截目标的任务。
[0157]
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。