CN110687931A - 一种方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法 - Google Patents

Abstract

本发明主要通过导引头测量飞行器与目标的相对距离、视线角、视线角速率，以及采用姿态与速率陀螺仪测量飞行器的偏航角与偏航角速率，然后根据飞行器偏航角与视线角之间的偏差来切换导引方法。在初始段，偏差较大时，采用以视线角非线性信号为主的非线性姿态方位导引方法；而在末段，偏差较小时，则采用非线性前置导引方法进行导引；在导引中断，则通过多次切换实现导引的同时实现机动。其中非线性前置导引与非线性方位姿态导引的方法均和传统前置导引与姿态导引方法有较大不同，两者的融合和切换，不仅保留了前置导引高精度的优点，而且也使得导引律在初始具有高效率，同时能通过切换产生机动，实现机动与导引的无缝连接。

Description

一种方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法

技术领域

本发明涉及飞行器导引领域，具体而言，涉及一种方位角姿态导引与前置比例导引切换的复合导引方法。

背景技术

随着科技的发展，高精度的导引技术不仅在军用上有着重要的价值，而且在民用领域也有着越来越多的应用。如无人价值的飞行器的自动导航、无人飞行器的自动着陆、无人驾驶的汽车实现自动车道线保持等等。在上述过程中均可以采用自动导引与制导技术，尤其是空天飞行器的自动对接，轨道交会等，也广泛采用自动导引技术。

传统的导引方法有追踪法、平行接近法、三点法、比例导引法、前置导引法等等。上述方法中比例导引法与前置导引法是目前应用较多的两类。当然，随着计算机的发展，目前很多通过计算机编程来实现复杂算法的新型导引方法，但其核心本质上，往往还是某一种传统方法的细化或者扩展。比例导引方法尽管有着算法简单的优点，但末段控制量比较大，容易出现末段转弯过快的问题。前置导引算法在叠加了前置角之后，使得飞行器提前开始超前置角方向进行飞行，一定程度上解决了末段转弯过于剧烈的问题，但在很多情况下，在初始段，导引信号比较平缓，因此导引初始段飞行器并没有快速转向预定的方向，而是随着离目标越来越近，导引信号越来越大。因此在传统设计中，存在初始段导引效率不高的问题。同时，有时飞行器在末段具有机动性要求，该要求和导引要求又有一定的矛盾性。基于上述原因，本发明提出一种采用方位角姿态导引与前置角导引相互切换的方式，不仅解决了导引初期导引效果不高的问题，而且该切换，在一定程度上实现了导引与机动的两方面要求。

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方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法，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的飞行器导引初期导引效率不高的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法，包括以下步骤：

步骤S10，在飞行器上安装导引头设备，测量与目标之间的距离、视线角；以及在飞行器上安装测角陀螺仪，测量飞行器的偏航角；安装速率陀螺仪，测量飞行器的偏航角速率。

步骤S20，根据偏航角与视线角的偏差与切换阈值的大小比较，进行判断，实施非线性方位姿态导引与非线性前置导引的切换

步骤S30，对视线角进行非线性变换得到非线性变换信号，再对视线角进行非线性积分得到非线性积分信号，对视线角速率进行非线性变换得到视线角的非线性微分信号，最后对上述三类非线性信号进行叠加，计算非线性方位姿态导引信号。

步骤S40，根据测量所得的视线角与偏航角，求解间接非线性方位偏差信号，并当该间接非线性偏差信号第一次接近于某小值时，记录该时刻飞行器的偏航角为前置角。再根据偏航角信息与前置角信息，求解偏航角相对前置角的非线性误差信号。根据视线角与偏航角的方位偏差量计算其非线性方位偏差信号。最后对上间接非线性方位偏差信号、偏航角相对前置角的非线性误差信号、视线角与偏航角的非线性方位偏差信号三者行综合，得到误差综合信号，然后求取误差综合信号的非线性积分信号，最后对误差综合信号与误差综合信号的非线性积分信号进行叠加，得到非线前置导引信号。

步骤S50，根据切换判断原则进行非线性方位姿态与非线性前置导引两种规律的切换后，将最终的飞行器姿态稳定控制***的输入信号输入给飞行器姿态控制***，使得飞行器偏航角，也就是偏航角跟踪输入信号，最终将上述最后形成的姿态稳定控制信号输送给飞行器的航向控制的执行机构，如航向舵机，即可实现导引律的目标，导引飞行器飞向预定目标。

在本发明的一种示例实施例中，根据视线角与偏航角进行非线性方位姿态导引与非线性前置导引的切换判断包括：

e₁＝q_h-ψ

其中ψ_r为最终使用的导引规律，ψ₁为非线性方位姿态导引的导引信号，ψ₂为非线性前置导引的导引信号。e₁为视线角与偏航角的偏差，e₁＝q_h-ψ，q_h为视线角，ψ为偏航角。ε为切换判断阀值。d为飞行器与目标的距离。|e₁|≥ε，则进行非线性方位姿态导引；如果|e₁|＜ε，则进行非线性前置导引。

在本发明的一种示例实施例中，根据视线角进行非线性变换得到非线性变换信号包括：

其中q_h为视线角信号，q₁为视线角非线性变换信号，k₁、λ₁为可以调整的正参数。

在本发明的一种示例实施例中，根据视线角信号进行非线性积分得到非线性积分信号信号包括：

其中q_s为视线角非线性积分信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据视线角微分信号进行非线性变换得到视线角的非线性微分信号包括：

其中q_d为视线角非线性微分信号，λ₂为可以调整的正参数。

在本发明的一种示例实施例中，根据视线角非线性积分信号、视线角非线性积分信号、视线角微分信号三类非线性信号进行叠加，得到非线性方位姿态导引信号包括：

ψ₁＝k₂q_h+k₃q₁+k₄q_s+k₅q_d

其中ψ₁为非线性方位姿态导引信号，其中k₂、k₃、k₄与k₅为可以调整的参数。

在本发明的一种示例实施例中，根据偏航角与前置角信息，解算其非线性误差信号包括：

其中e_2f为偏航角相对前置角的非线性误差信号，e₂＝ψ-ψ₀，ψ为偏航角，也，ψ₀为前置角，k₆、k₇、k₈与λ₃为可以调整的参数。

在本发明的一种示例实施例中，根据偏航角与视线角信息，解算非线性方位偏差信号包括：

其中e_1f为视线角与偏航角的非线性方位偏差信号，e₁＝q_h-ψ，q_h为视线角，ψ为偏航角，k₉、k₁₀、k₁₁与λ₄为可以调整的参数。

在本发明的一种示例实施例中，根据间接非线性方位偏差信号、偏航角相对前置角的非线性误差信号、视线角与偏航角的非线性方位偏差信号三者行综合，得到误差综合信号，然后求取误差综合信号的非线性积分信号，并进行叠加，得到非线前置导引信号包括：

e_z＝k₁₂e₃+k₁₃e_1f+k₁₄e_2f

ψ₂＝k₁₅e_z+k₁₆e_sz

其中ψ₂为非线前置导引信号，e_z为误差综合信号，e_sz为误差综合信号的非线性积分信号，e₃为间接非线性方位偏差信号，其计算为e₃＝sin(q_h)-sin(ψ)。e_2f为偏航角相对前置角的非线性误差信号，e_1f为视线角与偏航角的非线性方位偏差信号。其中k₁₂、k₁₃、k₁₄、k₁₅、k₁₆与λ₅为可以调整的参数。

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方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法流程图；

图2是本发明实施例所提供方法的飞行器与目标相对运动轨迹；

图3是本发明实施例所提供方法的飞行器与目标相对距离变化曲线；

图4是本发明实施例所提供方法的飞行器与目标相对距离变化放大曲线

图5是本发明实施例所提供方法的飞行器视线角曲线；

图6是本发明实施例所提供方法的飞行器偏航角曲线；

图7是本发明实施例所提供方法的飞行器视线角与偏航角对比曲线；

图8是本发明实施例所提供方法的切换时机信号曲线；

图9是本发明实施例所提供方法的导引信号曲线；

图10是本发明实施例所提供方法的飞行器偏航角误差曲线；

图11是本发明实施例所提供方法的飞行器舵偏角曲线。

具体实施方式

现在将参考附图基础上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。

本发明提供了一种采用导引头与陀螺仪设备测量飞行器与目标的相对位置、角度信息，通过非线性方位角姿态导引与非线性前置导引相互切换的方式，实现飞行器机动与导引的一体化设计。该方法一方面是较传统的方法在导引初期具有更高的效率与更明确的指向性，同时又通过切换实现导引过程中的局部机动，从而具有很高的工程应用价值。

下面，将结合附图对本发明的一种方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法，进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该一种方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法，可以包括以下步骤：

步骤S10，测量设备安装与角度、距离测量

首先在飞行器上安装导引头设备，实时测量飞行器与目标之间的距离，记作d，以及测量航向平面内飞行器与目标之间的视线角，记作q_h，测量航向平面内飞行器与目标之间的视线角的角速率，记作

。

其次在飞行器上安装测角陀螺仪，测量飞行器的偏航角，记作ψ。

最后，在飞行器上安装速率陀螺仪，测量飞行器的偏航角速率ω_y。

步骤S20，方位姿态导引与前置导引的判断与切换

通过步骤S10的测量，首先求解方位偏差量，记作e₁，其计算方式为e₁＝q_h-ψ。

其次，设置切换阈值，记为ε。该切换ε可以按照距离来设置，随飞行器与目标的距离d变化而变化。其设置如下：

最后，进行导引切换判断，其判断逻辑如下：

如果|e₁|≥ε，则进行非线性方位姿态导引；如果|e₁|＜ε，则进行非线性前置导引。假设非线性方位姿态导引的导引信号记为ψ₁，非线性前置导引的导引信号记ψ₂，而飞行器姿态稳定控制***的输入信号记作ψ_r，则有

其中具体非线性方位姿态导引与非线性前置导引的设计方法见后文。

步骤S30，非线性方位姿态导引的实施

首先，通过步骤S10的测量所得的视线角q_h进行如下的非线性变换，计算非线性变换后的q₁：

其中k₁、λ₁为可以调整的正参数，其具体设计根据案例实际情况来调整合适值选取。

其次，计算q_h的非线性积分信号q_s如下：

再次，根据步骤S10测量的视线角的角速率

计算q_h的非线性微分信号q_d如下：

其中λ₂为可以调整的正参数，其具体设计根据案例实际情况来调整合适值选取。

最后，对上述三类信号进行叠加，得到如下的方位姿态导引信号，记作ψ₁，其叠加方式如下：

ψ₁＝k₂q_h+k₃q₁+k₄q_s+k₅q_d

其中k₂、k₃、k₄与k₅为可以调整的参数，其具体设计根据案例实际情况来调整合适值选取。

步骤S40，非线性前置导引的实施

首先，通过步骤S10的测量所得的视线角q_h与偏航角ψ，求解非线性方位偏差量，记作e₃，其计算方式为e₃＝sin(q_h)-sin(ψ)。当第一次满足|e₃|≤0.1时，记录该时刻为t₁，并记录该时刻飞行器的偏航角ψ为ψ₀，并将该角度设置为前置角。

其次，求解偏航角相对前置角的误差量，记作e₂，其计算方式为e₂＝ψ-ψ₀。在此基础上，求解其非线性误差量，记作e_2f，其解算方式为：

其中k₆、k₇、k₈与λ₃为可以调整的参数，其具体设计根据案例实际情况来调整合适值选取。

再次，根据步骤S20得到的方位偏差量e₁，其计算方式为e₁＝q_h-ψ,求解其非线性方位偏差量，记作e_1f，其解算方式为：

其中k₉、k₁₀、k₁₁与λ₄为可以调整的参数，其具体设计根据案例实际情况来调整合适值选取。

然后，对上述误差信号进行综合，得到误差综合信号，记作e_z，其计算方式为：e_z＝k₁₂e₃+k₁₃e_1f+k₁₄e_2f，然后求取其非线性积分信号，记作e_sz，其计算方式如下：

其中k₁₂、k₁₃、k₁₄与λ₅为可以调整的参数，其具体设计根据案例实际情况来调整合适值选取。

最后，得到最终的非线性前置导引信号ψ₂，其计算方式如下：

ψ₂＝k₁₅e_z+k₁₆e_sz

其中k₁₅与k₁₆为可以调整的参数，其具体设计根据案例实际情况来调整合适值选取。

步骤S50，导引律的实施

根据上述步骤S20，进行非线性方位姿态与非线性前置导引两种规律的切换后，将最终的飞行器姿态稳定控制***的输入信号ψ_r输入给飞行器姿态控制***，使得飞行器偏航角，也就是偏航角ψ跟踪输入信号ψ_r，即可实现上述导引律。由于姿态控制***的设计方法很多，也并非本发明重点讨论与保护的内容，因此仅以一般广泛采用的PID控制为例示范说明其过程如下。

首先通过步骤S10测量得到的飞行器偏航角ψ，与输入信号ψ_r进行比较，求取偏航角误差信号，记作e_ψ，其比较方式为：e_ψ＝ψ_r-ψ。

其次通过求解偏航角误差信号的积分，记作e_s＝∫e_ψdt。

最后通过叠加步骤S10测量得到的偏航角速率ω_y，形成最终的姿态稳定控制信号，记作δ_y，其计算方式如下：

δ_y＝k_pe_ψ+k_ie_s+k_dω_y

其中k_p、k_i与k_d为可以姿态稳定控制回路可调整的参数，其具体设计根据案例实际情况来调整合适值选取。

最终将上述最后形成的姿态稳定控制信号δ_y输送给飞行器的航向控制的执行机构，如航向舵机，即可实现导引律的目标，导引飞行器飞向预定目标。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

在步骤S10，首先设定目标位置距离导引起始点的纵向距离为9700米，而侧向距离为-550米，设置目标的运动速度为22米/秒，其运动方向为-22度方向，如下图2所示。在步骤S20中设置ε＝4。在步骤S30中设置k₁＝8、λ₁＝2、λ₂＝2，k₂＝2、k₃＝1、k₄＝0.2与k₅＝1.5。在步骤S40中设置k₆＝3、k₇＝3、k₈＝0.5与λ₃＝1，k₉＝2、k₁₀＝2、k₁₁＝1与λ₄＝1，k₁₂＝1.2、k₁₃＝0.2、k₁₄＝0.2、k₁₇＝3、k₁₈＝1.5、k₁₉＝1.5与λ₅＝2、k₁₅＝1与k₁₆＝3。在步骤S50中选取k_p＝2、k_i＝1.3与k_d＝0.8。最终飞行器与目标的相对运动曲线，如下图2所示，可见飞行器最终能够命中目标。

而飞行器与目标的相对距离变化曲线如下图3所示，其放大图如图4所示。可见在43.0758秒，飞行器与目标的相对距离为0.68米，即最终脱靶量小于0.7米，可见本发明所提供方法精度较高。

而在整个过程中，飞行器的视线角如下图5所示，偏航角如下图6所示，而其在同一张图中如图7所示，可见偏航角能够围绕视线角方向变化而实现大体追踪。而非线性方位姿态导引与非线性前置导引的切换曲线如图8所示，可见在导引前期实现了多次切换，从而使得导引中具有一定的机动性。最终的导引信号曲线如图9所示，其作为输出给姿态稳定***作为输入量，而姿态稳定***的跟踪误差如图10所示。可见最终在导引大部分时间内实现了偏航角跟踪期望的输入信号。而飞行器的舵偏角曲线如图11所示，可见在导引过程中，飞行器的舵偏角没有超出可用范围。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这类的发明后，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指明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。

Claims (4)

1.一种方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10，在飞行器上安装导引头设备，测量与目标之间的距离、视线角；以及在飞行器上安装测角陀螺仪，测量飞行器的偏航角；安装速率陀螺仪，测量飞行器的偏航角速率。

步骤S20，根据偏航角与视线角的偏差与切换阈值的大小比较，进行判断，实施非线性方位姿态导引与非线性前置导引的切换

步骤S30，对视线角进行非线性变换分别得到三类非线性信号，再进行叠加，得到非线性方位姿态导引信号。

步骤S40，根据测量所得的视线角与偏航角，获取前置角。再根据偏航角信息、前置角信息与视线角角信息，求解三类解误差信息，再分别进行非线性变换，信号积分与叠加，最终得到非线前置导引信号。

2.根据权利要求1所述的一种方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法，其特征在于，根据偏航角与视线角的偏差进行判断实施导引方法的切换，其包含

e₁＝q_h-ψ

其中ψ_r为最终使用的导引规律，ψ₁为非线性方位姿态导引的导引信号，ψ₂为非线性前置导引的导引信号。e₁为视线角与偏航角的偏差，e₁＝q_h-ψ，q_h为视线角，ψ为偏航角。ε为切换判断阀值。d为飞行器与目标的距离。|e₁|≥ε，则进行非线性方位姿态导引；如果|e₁|＜ε，则进行非线性前置导引。

3.根据权利要求2所述的一种方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法，其特征在于，对视线角进行非线性变换分别得到三类非线性信号，从而叠加成非线性方位姿态导引信号包括

ψ₁＝k₂q_h+k₃q₁+k₄q_s+k₅q_d

其中ψ₁为非线性方位姿态导引信号，其中qh为视线角信号，

为视线角速率信号，q₁为视线角非线性变换信号，q_d为视线角非线性微分信号，k₁、k₂、k₃、k₄、k₅、λ₁与λ₂为可以调整的正参数。

4.根据权利要求2所述的一种方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法，其特征在于，根据偏航角信息、前置角信息与视线角角信息，求三类解误差信息，再分别进行非线性变换，信号积分与叠加，最终得到非线前置导引信号包括

e₂＝ψ-ψ₀

e₁＝q_h-ψ

e₃＝sin(q_h)-sin(ψ)

e_z＝k₁₂e₃+k₁₃e_1f+k₁₄e_2f

ψ₂＝k₁₅e_z+k₁₆e_sz

其中ψ为偏航角，ψ₀为前置角，q_h为视线角，e₁为视线角与偏航角的偏差，e₂为偏航角与前置角的偏差，e₃为间接非线性方位偏差信号，e_1f为视线角与偏航角的非线性方位偏差信号，e_2f为偏航角相对前置角的非线性误差信号，e_z为误差综合信号，e_sz为误差综合信号的非线性积分信号，ψ₂为最终的非线前置导引信号。其中k₆、k₇、k₈、k₉、k₁₀、k₁₁、k₁₂、k₁₃、k₁₄、k₁₅、k₁₆与λ₃、λ₄、λ₅为可以调整的参数。

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