[发明专利]一种采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法

说明书

本发明公开了一种采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法，其特点在于采用导引头测量视线角速率并积分得到视线角信号，然后将视线角信号进行非线性变换得到时变前置角信号，在通过给定时刻的视线角信号得到定常前置角信号，其次把飞行器偏航角信号分别与视线角信号、时变前置角信号、定常前置角信号进行比较得到三类误差信号，再把三类误差信号进行非线性抗饱和变换，最后对上述三类误差信号与非线性抗饱和信号进行综合并积分得到最终的导引律，引导飞行器偏航角变化从而精确命中目标。该方法的优点在于通过巧妙设计时变前置角，动态地微调飞行器末端的姿态，从而提供更精确的导引精度。

技术领域

本发明属于飞行器制导与控制领域，尤其涉及采用定常与时变前置角相结合的高精度前置导引控制方法。

背景技术

飞行器的精确制导技术不仅可以应用于导弹的拦截置导，而且可以推广应用于飞机、舰艇、航天器和机器人的对抗、追击、拦截、对接以及回收等领域。目前应用比较多的仍然是经典的追踪法、三点法、前置角法、平行接近法和比例导引法等。其中尤其以比例导引与前置角导引更深受工程研究者的喜爱，比例导引具有算法简单的优点，但其末段导引律输出角度，导致弹道变化剧烈；而前置导引则具有导引律输出小弹道变化平缓的优点。但目前几乎所有的前置导引中采用的前置角均是采用定常前置角的概念，而本发明提出了一种新颖的时变前置角能够动态地更新前置信息微调飞行器的末段姿态，从而获得更好的命中精度。因此本发明不仅具有较高的理论价值，而且有很好的工程应用价值。

需要说明的是，在上述背景技术部分发明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。

发明内容

本发明的目的在于提供一种采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法，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固定前置角无法适应末端导引态势变化而导致的导引精度不足的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种采用定常与时变前置角相结合的飞行器前置导引方法，包括以下步骤：

步骤S10：在飞行器上安装导引头设备测量飞行器相对目标运动的视线角速率信号，然后进行积分得到飞行器相对目标运动的视线角信号；

步骤S20：根据所述的视线角信号，进行非线性变换，生成时变前置角信号；

步骤S30：采用导引头测量飞行器与目标的距离，设置定常前置角采集条件，当飞行距离满足采集条件时，采集生成定常前置角信号；

步骤S40：在飞行器上安装陀螺仪或惯性导航组合器件，测量飞行器的偏航角信号，然后分别与视线角信号、时变前置角信号、定常前置角信号进行对比，依次生成视线角误差信号、时变前置误差信号、定常前置误差信号；

步骤S50：根据所述的视线角误差信号、时变前置误差信号、定常前置误差信号，分别进行平滑限幅非线性变换，得到误差信号的非线性变换信号；

步骤S60：针对所述的三类误差信号与误差非线性变换信号进行信号综合、然后进行积分生成最终的导引信号，输送给飞行器姿态跟踪回路，实现偏航角对导引信号的跟踪，实现飞行器对目标的精确导引。

具体的，在飞行器上安装导引头设备，采用导引头设备测量飞行器相对目标运动在水平面的视线角速率再进行积分得到飞行器相对目标运动的视线角，记作q_p。也可由第三方测量设备之间向飞行器提供视线角信息q_p。

在本发明的一个示例实施例中，根据所述的视线角信号，进行非线性变换，生成时变前置角信号包括：