动态视线信息辅助的无人飞行器视场保持导引方法及系统与流程

1.本发明涉及飞行器制导控制领域，具体涉及一种动态视线 信息辅助的无人飞行器视场保持导引方法及系统。


背景技术：

2.近年来无人飞行器执行目标区域探测并以特定状态降落 交汇一直是热门话题，典型实例包括战斗机在航母着陆，搜救 直升机降落到指定区域，无人机将快递送至指定区域，空地飞 行器攻击某一区域中特定目标等。
3.常见的技术难题有目标区域识别与锁定，在飞行过程中需 要对姿态进行控制从而保证目标信息不丢失，最后以特定状态 落入指定区域。特别地，对于空投类飞行器打击地面目标的场 景，因其飞行时间相对较短，带来的挑战更大。针对飞机类载 机投放的无人机飞行器，其发射高度在一定区间变化的特点， 综合考虑其中制飞行轨迹方案的规律及需求，一些学者提出了 一种适应大发射场高范围的新型空地飞行器俯仰姿态方案通 用设计方法。
4.但是这些方法中存在诸多缺陷需要克服，比如图像寻的导 引头由于视场较小，仅仅通过陀螺仪等姿态测量传感器提供的 信息，无法保证空地飞行器对威胁目标的高概率目标捕获，飞 行器飞行一段时间后，飞行器姿态稳定性可能不足以在极端条 件下保证目标一直在视场内，有些方案需要在飞行过程中更换 制导率或者分段制导，可能在切换点处有抖振；有的飞行器难 以在小范围区域内识别特定目标；还有的飞行器由于参数不易 调节，该制导律计算复杂度高，在工程实时性可能降低，最终 控制效果可能下降。
5.由于上述原因，本发明人对现有的控制方法、动态视线信 息及飞行器视场做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上 述问题的控制方法及系统。


技术实现要素：

6.为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一 种动态视线信息辅助的无人飞行器视场保持导引方法及系统， 该方法中采用了考虑过载约束的视场保持制导律；具体来说， 对于偏航方向，以动态视线为基准线，根据飞行器与目标的相 互运动关系，采用比例导引律实时调整飞行器轨迹；俯仰方向， 为了保证在特定距离时目标在目标探测器最大视场角范围内， 飞行器始终锁定目标区域中心点飞行，在动态视线为基准线的 基础上将姿态角约束为合适范围，从而完成本发明。
7.具体来说，本发明的目的在于提供以一种动态视线信息辅 助的无人飞行器视场保持导引方法，其特征在于，该方法包括 如下步骤：
8.步骤1，通过载机抛出无人飞行器，
9.步骤2，所述无人飞行器惯性飞行预定时间t
z0
后采用比例 积分法调整偏航方向偏差，通过视场角限制姿态角来约束俯仰 方向偏差；
10.步骤3，在所述无人飞行器进入末制导段以后，采用比例 导引法调整偏航方向偏
差，通过终端角限制的姿态角约束俯仰 方向偏差。
11.其中，在步骤2中，所述预定时间t
z0
为0.3～0.5s，所述无 人飞行器在被抛出t
z0
时间后，到达启控点。
12.其中，在步骤2中，采用比例积分法调整偏航方向偏差的 过程中，通过下式(1)实时获得初始制导段偏航方向需用过 载：
13.u
z1
＝k
pzeψ
k
iz
∫e
ψ
dt k
lz1elz
ꢀꢀꢀ
(1)
14.其中，u
z1
表示初始制导段偏航方向需用过载；
15.k
pz
表示偏航角比例系数；
16.e
ψ
表示偏航角实时偏差；
17.k
iz
表示积分项系数；
18.k
lz1
表示位置偏差比例系数；
19.e
lz
表示无人飞行器在z轴方向的实时位置偏差。
20.其中，在步骤2中，通过视场角限制姿态角来约束俯仰方 向偏差的过程中，通过下式(2)实时获得初始制导段俯仰方 向需用过载：
21.u
y1
＝k
p
e ki∫e dt k
ly1ely1
ꢀꢀꢀ
(2)
22.其中，u
y1
表示初始制导段俯仰方向需用过载；
23.k
p
表示轨迹倾角实时偏差比例系数；
24.e表示轨迹倾角误差；
25.ki表示积分项系数；
26.k
ly1
表示第一阶段俯仰方向位置偏差比例系数；
27.e
ly1
表示初始制导段无人飞行器在y轴方向的实时位置偏 差。
28.其中，在步骤3中，当所述无飞行器的位置满足下式(3) 时，所述无人飞行器进入末制导段：
29.ry≤r
mt
ꢀꢀꢀ
(3)
30.其中，ry表示无人飞行器与目标之间距离；
31.r
mt
表示末制导阶段起始点与目标之间的距离；其中，在 步骤3中，采用比例导引法调整偏航方向偏差的过程中，通过 下式(4)实时获得末制导段偏航方向需用过载：
[0032][0033]
其中，u
z2
表示末制导段偏航方向需用过载；
[0034]
nz表示比例系数；
[0035]vmz
表示无人飞行器速度在z轴方向上的分量；
[0036]
表示动态视线方位角速度；
[0037]klz2
表示末制导段俯仰方向位置偏差比例系数；
[0038]elz
表示无人飞行器在z轴方向的实时位置偏差。
[0039]
其中，在步骤3中，通过终端角限制的姿态角约束俯仰方 向偏差的过程中，通过下式(5)实时获得末制导段俯仰方向 需用过载：
[0040]
[0041]
其中，u
y2
表示末制导段俯仰方向需用过载；
[0042]
ζ表示阻尼项；
[0043]np
、nq、n
ly
、ng都表示比例系数；
[0044]
表示动态视线高低角速度；
[0045]
表示无人飞行器与目标之间距离的导数；
[0046]qλ
表示动态视线高低角；
[0047]
θ
t
表示期望的终端角；
[0048]
θ
m2
表示末制导段飞行器轨迹倾角；
[0049]ely2
表示末制导段无人飞行器在y轴方向的实时位置偏差。
[0050]
其中，所述轨迹倾角误差e通过下式(6)获得，
[0051]
e＝θ
m-θnꢀꢀꢀ
(6)
[0052]
其中，θm表示飞行器轨迹倾角；
[0053]
θn表示期望约束的姿态角，通过下式(7)获得：
[0054][0055]
其中，(xh,yh)表示启控点在xoy平面内的投影点的坐标；
[0056]
(xf,yf)表示进入末制导段的切换点在xoy平面内的投影 点的坐标。
[0057]
其中，阻尼项ζ通过下式(8)获得：
[0058][0059]
其中，r
mt0
表示启控点与与目标之间距离；
[0060]ry
表示无人飞行器与目标之间距离；
[0061]
κ表示尼系数。
[0062]
本发明还提高一种动态视线信息辅助的无人飞行器视场 保持导引系统，该系统用于执行上文所述的动态视线信息辅助 的无人飞行器视场保持导引方法；
[0063]
优选地，该系统包括初始制导段导引模块和末制导段导引 模块；
[0064]
在所述初始制导段导引模块中，采用比例积分法调整偏航 方向偏差，通过视场角限制姿态角来约束俯仰方向偏差；
[0065]
在所述末制导段导引模块中，采用比例导引法调整偏航方 向偏差，通过终端角限制的姿态角约束俯仰方向偏差。
[0066]
本发明所具有的有益效果包括：
[0067]
(1)根据本发明提高的动态视线信息辅助的无人飞行器 视场保持导引方法及系统，通过动态视线为基准对飞行器轨迹 和飞行器姿态角进行合理约束，确保制导率交接班时能锁定目 标区域，末制导段采取一种过载约束的末角约束制导方法，在 可用过载下保证目标信息探测器始终锁定目标区域并以期望 姿态角击中目标；
[0068]
(2)根据本发明提高的动态视线信息辅助的无人飞行器 视场保持导引方法及系
统，利用飞行器位置与初始动态视线偏 差以及得到视线偏角辅助初始制导段飞行，修正初始位置偏 差；通过约束偏航角，保证制导率交接点时，目标区域在视场 范围内，能够实现对最接近目标区域中心点的特定目标的拦截 交汇。
附图说明
[0069]
图1示出根据本发明一种优选实施方式的动态视线信息辅 助的无人飞行器视场保持导引方法整体逻辑图；
[0070]
图2示出本发明实施例中获得的三维飞行轨迹曲线图；
[0071]
图3示出本发明实施例中获得的xoy飞行器轨迹曲线图；
[0072]
图4示出本发明实施例中获得的xoz飞行器轨迹曲线图；
[0073]
图5示出本发明实施例中获得的速度曲线图；
[0074]
图6示出本发明实施例中获得的攻角、侧滑角时间曲线图；
[0075]
图7示出本发明实施例中获得的轨迹倾角、偏角时间曲线 图；
[0076]
图8示出本发明实施例中获得的俯仰角、偏航角时间曲线 图；
[0077]
图9示出本发明实施例中获得的y轴过载曲线图；
[0078]
图10示出本发明实施例中获得的z轴过载曲线图；
[0079]
图11示出本发明实施例中获得的视线高低角、方位角时间 曲线图；
[0080]
图12示出本发明实施例中获得的启控点处所需视场角图。
具体实施方式
[0081]
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。
[0082]
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。
[0083]
根据本发明提供的动态视线信息辅助的无人飞行器视场 保持导引方法，如图1中所示，该方法包括如下步骤：
[0084]
步骤1，通过载机抛出无人飞行器，
[0085]
本技术中所述载机是指能够在空中投放无人机飞行器的 飞机，可以是直升机或者固定翼飞机，本技术中的无人飞行器 上可以不设置动力机构，仅设置舵机，在被从载机上抛出后能 够依靠惯性继续沿着载机的飞行方向飞行。
[0086]
步骤2，所述无人飞行器惯性飞行预定时间t
z0
后采用比例 积分法调整偏航方向偏差，通过视场角限制姿态角来约束俯仰 方向偏差。
[0087]
其中，所述预定时间t
z0
为0.3～0.5s，所述无人飞行器在被 抛出t
z0
时间后，到达启控点。启控点的坐标位置通过抛出点的 坐标位置、载机的速度和预定时间t
z0
解算得到。
[0088]
本身其中，将预定时间t
z0
设置为0.455s，在该时间内飞行 器的横向距离能够达到100m左右，能够确保载机和无人飞行器 的安全。
[0089]
本技术中所述的抛出点坐标、启控点坐标、进入末制导段 的切换点坐标、无人飞行器位置、目标位置等等所有的坐标都 是大地坐标系中的坐标，即大地测量中以参考椭球
面为基准面 建立起来的坐标系。
[0090]
本技术中，所述飞行器到达启控点后，飞行器上搭载的传 感器件开始工作，获得需用过载，并据此控制飞行器的飞行姿 态，本技术中所述的初始制导段是指启控点到末制导段之间的 制导飞行轨迹。
[0091]
在一个优选的实施方式中，在步骤2中，在采用比例积分 法调整偏航方向偏差的过程中，通过下式(1)实时获得初始 制导段偏航方向需用过载：
[0092]uz1
＝k
pzeψ
k
iz
∫e
ψ
dt k
lz1elz
ꢀꢀꢀ
(1)
[0093]
其中，u
z1
表示初始制导段偏航方向需用过载；
[0094]kpz
表示偏航角比例系数，其取值为0.2；
[0095]eψ
表示偏航角实时偏差，其通过下式(1.1)获得：
[0096]eψ
＝ψ
m-arctan[v
z0
t
z0
/(x
h-x
t
)]
ꢀꢀꢀ
(1.1)；
[0097]kiz
表示积分项系数，其取值为0.01；
[0098]klz1
表示位置偏差比例系数，其取值为0.04；
[0099]elz
表示无人飞行器在z轴方向的实时位置偏差，其通过下 式(1.2)获得：
[0100]elz
＝z
imu-x
imu arctan q
γ0
ꢀꢀꢀ
(1.2)
[0101]
ψm表示飞行器轨迹偏角，可以通过imu获取的偏航角代 替；
[0102]vz0
表示启控时的无人飞行器速度在z轴方向上的分量；
[0103]zimu
表示无人飞行器质心位置的z轴坐标，通过无人飞行 器上携带的惯性器件实时解算获得；
[0104]
x
imu
表示无人飞行器质心位置的x轴坐标，通过无人飞行 器上携带的惯性器件实时解算获得；
[0105]qγ0
表示启控时的动态视线方位角，该角度为固定值，通 过下式(1.3)获得：
[0106][0107]
在启控后，所述动态视线方位角通过q
γ0
目标探测器获得；
[0108]
本技术中所述的动态视线方位角是指飞行器和目标连线 在偏航方向的角度，本技术中所述的动态视线高低角是指飞行 器和目标连线在俯仰方向的角度。
[0109]
本技术所述的动态视线信息即包括动态视线方位角和动 态视线高低角。
[0110]
在一个优选的实施方式中，在步骤2中，在通过视场角限 制姿态角来约束俯仰方向偏差的过程中，通过下式(2)实时 获得初始制导段俯仰方向需用过载：
[0111]uy1
＝k
p
e ki∫e dt k
ly1ely1
ꢀꢀꢀ
(2)
[0112]
其中，u
y1
表示初始制导段俯仰方向需用过载；
[0113]kp
表示轨迹倾角实时偏差比例系数，其取值为5；
[0114]ki
表示积分项系数，其取值为0.2；
[0115]kly1
表示第一阶段俯仰方向位置偏差比例系数，其取值为 0.3；
[0116]
∫e dt表示轨迹倾角实时偏差积分；
[0117]
e表示轨迹倾角误差，其通过下式(6)获得，
[0118]
e＝θ
m-θnꢀꢀꢀ
(6)
[0119]
其中，θm表示飞行器轨迹倾角，可以通过imu获取的俯仰 角代替；
[0120]
θn表示期望约束的姿态角，通过下式(7)获得：
[0121][0122]
其中，(xh,yh)表示启控点在xoy平面内的投影点的坐标；
[0123]
(xf,yf)表示进入末制导段的切换点在xoy平面内的投影 点的坐标；所述xoy是大地坐标系中x轴和y轴组成的平面。
[0124]
优选地，本技术的飞行器在初始制导段的飞行过程中，持 续通过imu解算的飞行器实时位置，结合目标探测器实时获得 的目标位置或者飞行器中灌装的目标坐标信息，得到无人飞行 器与目标之间距离，再与灌装的固定值末制导阶段起始点与目 标之间的距离做比较，判断是否进入末制导段，实现控制策略 切换。
[0125]ely1
表示初始制导段无人飞行器在y轴方向的实时位置偏 差，其通过下式(2.1)获得：
[0126][0127]yimu
表示无人飞行器质心位置的y轴坐标，通过无人飞行 器上携带的惯性器件实时解算获得；
[0128]qλ0
表示启控时的动态视线高低角，该角度为固定值，通 过下式(2.2)获得：
[0129][0130]
在启控后，所述动态视线方位角通过目标探测器获得；本 申请中所述的目标探测器可以根据实际需要任意选择，能够实 现探测功能即可，例如可以选择设置为电视导引头。
[0131]
步骤3，在所述无人飞行器进入末制导段以后，采用比例 导引法调整偏航方向偏差，通过终端角限制的姿态角约束俯仰 方向偏差。
[0132]
其中，当所述无飞行器的位置满足下式(3)时，所述无 人飞行器进入末制导段：
[0133]ry
≤r
mt
＝800m
[0134]
(3)其中，ry表示无人飞行器与目标之间距离；
[0135]rmt
表示末制导阶段起始点与目标之间的距离，
[0136]
其取值为500～1500m；
[0137]
本身其中，将预定时间距离r
mt
设置为800m，能够满足角 度和过载约束；
[0138]
表示方位角，末制导段启控点与目标位置夹角。
[0139]
在一个优选的实施方式中，在步骤3中，在采用比例导引 法调整偏航方向偏差的过程中，通过下式(4)实时获得末制 导段偏航方向需用过载：
[0140][0141]
其中，u
z2
表示末制导段偏航方向需用过载；
[0142]
nz表示比例系数，其取值为2～6，选取3；
[0143]vmz
表示无人飞行器速度在z轴方向上的分量，其通过i mu 实时解算获得；
[0144]
表示动态视线方位角速度可通过目标探测器解算得到；
[0145]klz2
表示位置偏差比例系数，其取值为0.2；
[0146]elz
表示无人飞行器在z轴方向的实时位置偏差。
[0147]
在一个优选的实施方式中，在步骤3中，通过终端角限制 的姿态角约束俯仰方向偏差的过程中，通过下式(5)实时获 得末制导段俯仰方向需用过载：
[0148][0149]
其中，u
y2
表示末制导段俯仰方向需用过载；
[0150]np
、nq、n
ly
、ng都表示比例系数，其取值为n
p
＝1.5、 nq＝1.1、n
ly
＝0.3、ng＝0.4；
[0151]
表示动态视线高低角速度，可通过目标探测器解算得 到；
[0152]
表示无人飞行器与目标之间距离的导数，通过imu实时 获得；
[0153]qλ
表示动态视线高低角，可通过目标探测器解算得到；
[0154]
θ
m2
表示末制导段轨迹倾角可以通过imu获取的俯仰角代 替；具体来说，通过imu获取的速度求反正切函数得到的俯仰 角即等于θ
m2
；
[0155]
θ
t
表示期望的终端角，其取值为-60
°
；将所述终端角设 为-60
°
能够达到最佳效果；
[0156]ely2
表示末制导段无人飞行器在y轴方向的实时位置偏差， 其通过下式(5.1)获得：
[0157][0158]
其中，无人飞行器上搭载的目标信息探测器的视场角范围 是
±qmax
；
[0159]
ζ表示阻尼项，该阻尼项通过下式(8)获得：
[0160][0161]
其中，r
mt
表示启控与目标之间的距离；
[0162]ry
表示无人飞行器与目标之间距离，其通过通过i mu实时 获得；
[0163]
κ表示阻尼系数，其取值为0.75。
[0164]
本技术中，通过设置该阻尼项，使得在末制导段减少制导 指令中对角度约束的指令，使其较小加速度的趋近目标；随着 制导过程的进行，飞行器距目标越来越近，再逐步提高角度约 束指令在制导指令中的占比。通过引入阻尼项，使终端视线角 约束制方法在制导初期降低整体制导指令的输出值，达到降低 加速度指令的目的，同时也可以使得无人飞行器满足最终对角 度和脱靶量的要求。
[0165]
本技术的无人飞行器上设置有舵机，舵机同时接收俯仰和 偏航方向的需用过载，并对接收到的需用过载指令做融合处 理，利用融合后的结果进行打舵控制，以便于同时满足俯仰和 偏航方向的控制。
[0166]
本发明还提供一种动态视线信息辅助的无人飞行器视场 保持导引系统，该系统用于执行上文所述的动态视线信息辅助 的无人飞行器视场保持导引方法；
[0167]
优选地，该系统包括初始制导段导引模块和末制导段导引 模块；
[0168]
在所述初始制导段导引模块中，采用比例积分法调整偏航 方向偏差，通过视场角限制姿态角来约束俯仰方向偏差；
[0169]
在所述末制导段导引模块中，采用比例导引法调整偏航方 向偏差，通过终端角限制的姿态角约束俯仰方向偏差；
[0170]
更优选地，该系统中还设置有末制导段判断模块，其用于 实时判断飞行器是否进入到末制导段。
[0171]
实施例：
[0172]
通过数学仿真的方式模拟无人飞行器从500米高空抛出后 的飞行状态，在该飞行器中灌装有动态视线信息辅助的无人飞 行器视场保持导引方法。
[0173]
其中，该无人飞行器的初始起飞点位置是pm＝(0,500,0)m、 抛射角飞行器初速度v0＝220m/s；目标位置 p
t
＝(2500,1,100)m，该飞行器被抛射0.455s后进入到启控位置，在 启控位置时无人机和目标之间的直线距离为δr＝800m，期望 的终端角θ
t
＝-60
°
。
[0174]
在启控后，飞行器的飞行轨迹进入初始制导段，此时通过 下式(1)实时获得初始制导段偏航方向需用过载，通过下式 (2)实时获得初始制导段俯仰方向需用过载，并据此打舵控 制飞行姿态，
[0175]uz1
＝k
pzeψ
k
iz
∫e
ψ
dt k
lz1elz
ꢀꢀꢀ
(1)
[0176]uy1
＝k
p
e ki∫e dt k
ly1ely1
ꢀꢀꢀ
(2)
[0177]
其中，k
pz
的取值为0.2，k
iz
的取值为0.01，k
lz1
的取值为 0.04，k
p
的取值为5，ki的取值为0.2，k
ly1
的取值为0.3；
[0178]eψ
通过下式(1.1)获得：
[0179]eψ
＝ψ
m-arctan[v
z0
t
z0
/(x
h-x
t
)]
ꢀꢀꢀ
(1.1)；
[0180]elz
通过下式(1.2)获得：
[0181]elz
＝z
imu-x
imu arctan q
γ0
ꢀꢀꢀ
(1.2)；
[0182]
ψm可以通过imu获取的偏航角代替；
[0183]qγ0
通过下式(1.3)获得：
[0184][0185]
e通过下式(6)获得，
[0186]
e＝θ
m-θnꢀꢀꢀ
(6)
[0187]
θm通过imu解算获得，
[0188]
θn通过下式(7)获得：
[0189][0190]ely1
通过下式(2.1)获得：
[0191][0192]qλ0
通过下式(2.2)获得：
[0193][0194]vz0
＝100/s，t
z0
＝0.455s，xh＝100m，yh＝500m，xf＝1800m， x
t
＝2500，r
mt
＝800m，x
imu
、y
imu
和z
imu
都通过无人飞行器上 携带的惯性器件实时解算获得。
[0195]
在飞行器飞行的过程中，实时通过下式(3)判断是否进 入到末制导段，
[0196]ry
≤r
mt
＝800m
ꢀꢀꢀ
(3)
[0197]
其中，当式(3)成立时进入到末制导段，此后通过下式 (4)实时获得末制导段偏航方向需用过载，通过下式(5)实 时获得末制导段俯仰方向需用过载，并据此打舵控制飞行姿 态，
[0198][0199][0200]
其中，nz的取值为3、n
p
的取值为1.5、nq的取值为1.1、 n
ly
的取值为0.3、ng的取值为0.4；
[0201]vmz
通过imu实时解算获得，
[0202]
通过目标探测器解算得到，
[0203]
通过目标探测器解算得到，
[0204]
通过imu实时解算获得，
[0205]qλ
通过目标探测器解算得到，
[0206]
θ
m2
通过imu实时解算获得，
[0207]
g＝9.8m/s2；k
lz2
的取值为0.2；
[0208]ely2
通过下式(5.1)获得：
[0209][0210]qmax
的取值为
±
30
°
；
[0211]
ζ通过下式(8)获得：
[0212][0213]ry
通过imu实时解算获得，
[0214]
κ的取值为0.75。
[0215]
通过上述控制方式对无人飞行器进行控制，最终获得的无 人飞行器命中目标，其三维飞行轨迹曲线如图2中所示，xoy 飞行器轨迹曲线如图3中所示，xoz飞行器轨迹曲线如图4中所 示，速度曲线如图5中所示，攻角、侧滑角时间曲线如图6中所 示，轨迹倾角、偏角时间曲线如图7中所示，俯仰角、偏航角 时间曲线如图8中所示，y轴过载曲线如图9中所示，
z轴过载曲 线如图10中所示，视线高低角、方位角时间曲线如图11中所示， 启控点处所需视场角如图12中所示。
[0216]
通过上述图像可知所需视场角小于目标探测器的限制范 围，在可用过载下保证目标信息探测器始终锁定目标区域并以 期望姿态角击中，最终角度约束到预设置，使得飞行器以理想 状态到达指定位置。
[0217]
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。