CN111680426B - 一种变系数比例导引参数设计方法 - Google Patents
一种变系数比例导引参数设计方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN111680426B CN111680426B CN202010535993.8A CN202010535993A CN111680426B CN 111680426 B CN111680426 B CN 111680426B CN 202010535993 A CN202010535993 A CN 202010535993A CN 111680426 B CN111680426 B CN 111680426B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- coefficient
- guide
- proportional
- seeker
- angle
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 20
- 238000004088 simulation Methods 0.000 claims abstract description 15
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 claims abstract description 9
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims abstract description 4
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 5
- 239000002245 particle Substances 0.000 claims description 5
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims description 3
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims description 3
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims description 3
- 238000007620 mathematical function Methods 0.000 claims description 3
- 230000002596 correlated effect Effects 0.000 description 3
- 230000000875 corresponding effect Effects 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000011217 control strategy Methods 0.000 description 1
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
- F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
- G06F2111/10—Numerical modelling
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- Computer Hardware Design (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- Geometry (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
一种变系数比例导引参数设计方法,包括以下步骤:步骤1,建立比例导引头与导引头视线角之间的数学关系;步骤2,通过数学关系推导,求解比例导引系数k与导引头输出角度之间的对应关系;步骤3,通过数学仿真进行变比例导引系数k的仿真计算,并通过算法前后的仿真数据对比,验证本方法的有效性,为后续工程实践奠定理论基础;通过变系数比例导引可以比较好的解决上述固定系数比例导引的问题,充分利用导引头线性区及导弹飞行过载,实现捷联激光导引头对于运动目标的精确命中。
Description
技术领域
本发明属于导弹飞行控制技术领域,具体涉及一种变系数比例导引参数设计方法。
背景技术
在传统的比例导引算法中,主要是固定比例系数,对于固定目标而言固定比例系数在工程实践中简洁高效,但是对于动目标而言,固定比例系数对于导弹实际飞行过程中的过载使用不够充分,尤其对于捷联体制的激光制导导弹,过高的比例系数往往会使得飞行过程中导引头目标处于线性区边缘,在实际飞行中如果考虑噪声对控制冗余影响很大,比例系数过小会导致末端目标快速偏出视场不能命中该目标。
发明内容
为克服上述现有技术的不足,本发明的目的是提供一种变系数比例导引参数设计方法,通过算法改进,通过变系数比例导引可以比较好的解决上述固定系数比例导引的问题,充分利用导引头线性区及导弹飞行过载,实现捷联激光导引头对于运动目标的精确命中。
为实现上述目的,本发明采用的技术方案是:一种变系数比例导引参数设计方法,包括以下步骤:
步骤1,建立比例导引头与导引头视线角之间的数学关系;
步骤2,通过数学关系推导,求解比例导引系数K与导引头输出角度之间的对应关系;
步骤3,通过数学仿真进行变比例导引系数K仿真计算,并通过算法前后的仿真数据对比,验证本方法的有效性,为后续工程实践奠定理论基础。
所述的步骤1的数学关系为:
其中,εβ导引头偏航角,β为导弹的侧滑角,为视线角速度,
k为比例导引系数;
由上述公式可以得出结论,为了保证导引头的偏航角度输出并最大限度靠近线性区中心,与飞行时间T,比例导引系数k,侧滑角β相关。一般而言飞行时间T对于特定的飞行弹道对相对固定,侧滑角β与比例系数也正相关,所以在制导控制中重点考虑比例导引系数k的设定。
所述的步骤2,根据实际弹体的气动力模型,利用质点运动与姿态运动之间的耦合关系,来寻求最优的比例系数K与导引头输出偏航角度之间的关系。比例系数K的设计是一个与发射距离、导引头输出角度相关的函数:
Kz=Ks/(1-(Px/K1)4)(1.0-K2|εβ|/10.0);
其中K1目标距发射点的x距离,Px为导弹x方向的位置,Ks为比例导引系数的基础值1.5,Kz为偏航比例导引系数,考虑到实际飞行控制中Kz会无限增大,所以对Kz的最大值进行了限定,限定值Kzmax=5.5,K2为导引头修正系数,|εβ|导引头偏航角度绝对值,10.0为导引头最大线性输出角度。
所述的步骤3,对步骤2数学函数中的基础值、Kzmax,K2导引头修正系数,Ks进行不同组合的仿真,获取最佳的Kz。
本发明的有益效果是:
与现有技术相比,本发明由于采用了变系数比例导引,所以具有过载利用率比较高的优点;由于很好的兼顾了过载与导引头数据角度偏差靠近视轴中心,所以对末端捷联体制激光导引头制导对动目标的打击精度大幅度提升,从而进一步提升了捷联体制激光导引头制导产品市场竞争力,使制导弹药的成本大幅度下降。提高了武器的费效比。
附图说明
图1为本发明2公里典型弹道的导引头偏航角度对比的仿真曲线图。
图2为本发明2公里典型弹道的导引头侧滑角对比的仿真曲线图。
图3为本发明2公里典型弹道的导引头偏航姿态对比的仿真曲线图。
图4为本发明2公里典型弹道的导引头偏航速度的仿真曲线图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步详细说明。
参见图1-4,在传统的控制方法中,比例导引控制的实质是通过控制导弹的法向和侧向过载实现对弹道作为质点的运动。形成控制指令过载如下式:
其中g为当地的重力加速度,ny为俯仰过载,nz为偏航过载,Ky为俯仰比例系数,Kz为偏航比例系数,V为导弹的飞行速度,为俯仰视线角速度,/>为偏航视线角速度;
从比例导引公式来看,描述的是导弹作为质点的运动,并没有考虑到实际导弹自身的转动。所以实际飞行过程中,必须考虑导弹的飞行姿态,尤其对于捷联激光导引控制的导弹,必须要求目标能够时刻在导引头的线性区内,才能进行导引控制。所以比例导引必须考虑目标在导引头线性区内才能进行有效控制。对于侧向运动目标而言,对于比例系数的设计必须考虑导引头角度的影响。
在实际飞行过程中,导引头输出的偏航角度,与目标的偏航视线角、弹体偏航姿态成如下关系。
εβ==q-(ψc-β)
其中:εβ导引头偏航角,q偏航视线角,ψc为弹道的偏角,β为导弹的侧滑角,
为偏航姿态角,/>为视线角速度,k为比例导引系数;
由上述公式可以得出结论,为了保证导引头的偏航角度输出并最大限度靠近线性区中心,与飞行时间T,比例导引系数k,侧滑角β相关。一般而言飞行时间T对于特定的飞行弹道对相对固定,侧滑角β与比例系数也正相关,所以在制导控制中重点考虑比例导引系数k的设定。
所以本算法的核心在于如何在调整K,满足导引头侧向角度输出在线性区内实现对侧向快速运动目标的精确命中。
在实际控制中,考虑k为变系数控制策略,即实现初始k较小,后期k值不断增大的策略,设定k是与飞行时间相关的函数,在实际飞行过程中,采用导弹位置与目标距离的比值来间接体现时间变化关系,建立如下关系基本关系式:
Kz=Ks/(1-(Px/K1)4)(1.0-K2|εβ|/10.0);
其中K1目标距发射点的x距离,Px为导弹x方向的位置,Ks为比例导引系数的基础值1.5,Kz为偏航比例导引系数,考虑到实际飞行控制中Kz会无限增大,所以对Kz的最大值进行了限定,限定值Kzmax=5.5,K2为导引头修正系数,|εβ|导引头偏航角度绝对值,10.0为导引头最大线性输出角度。
为了说明实际的效果,将采用固定系数与变系数算法的仿真结果进行比对,主要比对算法前后对于导引头偏航角度、侧滑角、偏航姿态、位置及速度的变化,下列图1-4为2公里典型弹道的仿真曲线;
通过对比,可以发现,变系数的比例系数K起初比较小,后面比较大,使得偏航角度输出更靠近线性区中心,末端过载也适当下降,有利于弹体姿态控制。
实施例1
一种变系数比例导引参数设计方法,包括以下步骤:
步骤1,建立比例导引头与导引头视线角之间的数学关系;
步骤2,通过数学关系推导,求解比例导引系数K与导引头输出角度之间的对应关系;
步骤3,通过数学仿真进行变比例导引系数K仿真计算,并通过算法前后的仿真数据对比,验证本方法的有效性,为后续工程实践奠定理论基础。
步骤1的数学关系为:
其中,
εβ导引头偏航角,β为导弹的侧滑角,为视线角速度,k为比例导引系数;
由上述公式可以得出结论,为了保证导引头的偏航角度输出并最大限度靠近线性区中心,与飞行时间T,比例导引系数k,侧滑角β相关。一般而言飞行时间T对于特定的飞行弹道对相对固定,侧滑角β与比例系数也正相关,所以在制导控制中重点考虑比例导引系数k的设定。
所述的步骤2,根据实际弹体的气动力模型,利用质点运动与姿态运动之间的耦合关系,来寻求最优的比例系数K与导引头输出偏航角度之间的关系,比例系数K的设计是一个与发射距离、导引头输出角度相关的函数:
Kz=Ks/(1-(Px/K1)4)(1.0-K2|εβ|/10.0);
其中K1目标距发射点的x距离,Px为导弹x方向的位置,Ks为比例导引系数的基础值1.5,Kz为偏航比例导引系数,考虑到实际飞行控制中Kz会无限增大,所以对Kz的最大值进行了限定,限定值Kzmax=5.5,K2为导引头修正系数,|εβ|导引头偏航角度绝对值,10.0为导引头最大线性输出角度。
所述的步骤3,对步骤2数学函数中的基础值、Kzmax,K2导引头修正系数,Ks进行不同组合的仿真,获取最佳的Kz。
Claims (3)
1.一种变系数比例导引参数设计方法,其特征在于,包括以下步骤:
步骤1,建立比例导引头与导引头视线角之间的数学关系;
步骤2,通过数学关系推导,求解比例导引系数k与导引头输出角度之间的对应关系;
所述的步骤2,根据实际弹体的气动力模型,利用质点运动与姿态运动之间的耦合关系,寻求最优的比例系数K与导引头输出偏航角度之间的关系,比例系数K的设计是一个与发射距离、导引头输出角度相关的函数:
Kz=Ks/(1-(Px/K1)4)(1.0-K2|εβ|/10.0);
其中K1目标距发射点的x距离,Px为导弹x方向的位置,Ks为比例导引系数的基础值1.5,Kz为偏航比例导引系数,考虑到实际飞行控制中Kz会无限增大,所以对Kz的最大值进行了限定,限定值Kzmax=5.5,K2为导引头修正系数,|εβ|导引头偏航角度绝对值,10.0为导引头最大线性输出角度;
步骤3,通过数学仿真进行变比例导引系数k的仿真计算,并通过算法前后的仿真数据对比,验证本方法的有效性,为后续工程实践奠定理论基础。
2.根据权利要求1所述的一种变系数比例导引参数设计方法,其特征在于,所述的步骤1的数学关系为:
其中,εβ导引头偏航角,β为导弹的侧滑角,为视线角速度,
k为比例导引系数;
由上述公式可以得出结论,为了保证导引头的偏航角度输出并最大限度靠近线性区中心,导引头的偏航角度与飞行时间T,比例导引系数k,侧滑角β相关,飞行时间T对于特定的飞行弹道相对固定,侧滑角β与比例系数也正相关,所以在制导控制中重点考虑比例导引系数k的设定。
3.根据权利要求1所述的一种变系数比例导引参数设计方法,其特征在于,步骤3中对步骤2数学函数中的基础值、Kzmax,K2导引头修正系数,Ks进行不同组合的仿真,获取最佳的Kz。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202010535993.8A CN111680426B (zh) | 2020-06-12 | 2020-06-12 | 一种变系数比例导引参数设计方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202010535993.8A CN111680426B (zh) | 2020-06-12 | 2020-06-12 | 一种变系数比例导引参数设计方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN111680426A CN111680426A (zh) | 2020-09-18 |
CN111680426B true CN111680426B (zh) | 2024-02-23 |
Family
ID=72435478
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN202010535993.8A Active CN111680426B (zh) | 2020-06-12 | 2020-06-12 | 一种变系数比例导引参数设计方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN111680426B (zh) |
Families Citing this family (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN113587727B (zh) * | 2021-06-22 | 2023-04-14 | 北京航天飞腾装备技术有限责任公司 | 一种基于弹目视线变系数的比例导引方法、***及介质 |
CN113587740B (zh) * | 2021-07-22 | 2023-06-30 | 北京航天飞腾装备技术有限责任公司 | 一种基于弹目视线角的被动反辐射导引方法及*** |
Citations (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4198015A (en) * | 1978-05-30 | 1980-04-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Ideal trajectory shaping for anti-armor missiles via time optimal controller autopilot |
SE8405932D0 (sv) * | 1983-11-25 | 1984-11-23 | British Aerospace Plc | Manovreringssystem |
CN102353301A (zh) * | 2011-09-15 | 2012-02-15 | 北京理工大学 | 基于虚拟目标点的带有终端约束的导引方法 |
CN103954179A (zh) * | 2014-04-30 | 2014-07-30 | 北京理工大学 | 捷联红外导引头隔离度寄生回路评估*** |
CN105043171A (zh) * | 2015-06-30 | 2015-11-11 | 北京航天长征飞行器研究所 | 一种带倾角约束的火箭弹纵向导引方法 |
CN105539884A (zh) * | 2016-02-05 | 2016-05-04 | 上海微小卫星工程中心 | 一种卫星偏航控制导引方法 |
CN105807781A (zh) * | 2014-12-31 | 2016-07-27 | 上海新跃仪表厂 | 一种基于比例导引的空间近距飞越末制导方法 |
CN106681348A (zh) * | 2017-01-13 | 2017-05-17 | 西北工业大学 | 考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化设计方法 |
CN108447337A (zh) * | 2018-03-29 | 2018-08-24 | 深圳视觉航空科技有限公司 | 基于虚拟现实的仿真飞行实现方法 |
CN109669480A (zh) * | 2019-01-03 | 2019-04-23 | 西安航天动力技术研究所 | 一种预测目标位置的导引头控制方法 |
CN110008502A (zh) * | 2019-01-29 | 2019-07-12 | 西北工业大学 | 考虑全捷联导引头视场约束的三维制导控制一体化设计方法 |
-
2020
- 2020-06-12 CN CN202010535993.8A patent/CN111680426B/zh active Active
Patent Citations (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4198015A (en) * | 1978-05-30 | 1980-04-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Ideal trajectory shaping for anti-armor missiles via time optimal controller autopilot |
SE8405932D0 (sv) * | 1983-11-25 | 1984-11-23 | British Aerospace Plc | Manovreringssystem |
CN102353301A (zh) * | 2011-09-15 | 2012-02-15 | 北京理工大学 | 基于虚拟目标点的带有终端约束的导引方法 |
CN103954179A (zh) * | 2014-04-30 | 2014-07-30 | 北京理工大学 | 捷联红外导引头隔离度寄生回路评估*** |
CN105807781A (zh) * | 2014-12-31 | 2016-07-27 | 上海新跃仪表厂 | 一种基于比例导引的空间近距飞越末制导方法 |
CN105043171A (zh) * | 2015-06-30 | 2015-11-11 | 北京航天长征飞行器研究所 | 一种带倾角约束的火箭弹纵向导引方法 |
CN105539884A (zh) * | 2016-02-05 | 2016-05-04 | 上海微小卫星工程中心 | 一种卫星偏航控制导引方法 |
CN106681348A (zh) * | 2017-01-13 | 2017-05-17 | 西北工业大学 | 考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化设计方法 |
CN108447337A (zh) * | 2018-03-29 | 2018-08-24 | 深圳视觉航空科技有限公司 | 基于虚拟现实的仿真飞行实现方法 |
CN109669480A (zh) * | 2019-01-03 | 2019-04-23 | 西安航天动力技术研究所 | 一种预测目标位置的导引头控制方法 |
CN110008502A (zh) * | 2019-01-29 | 2019-07-12 | 西北工业大学 | 考虑全捷联导引头视场约束的三维制导控制一体化设计方法 |
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
Guidance law of multiple missiles for cooperative simultaneous attack against maneuvering target;Tingting Zhang等;IEEE;全文 * |
基于舰艇摇摆的垂发型舰空导弹三维弹道仿真;王光源;毛世超;孙涛;蔡蕾;;火力与指挥控制(03期);全文 * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN111680426A (zh) | 2020-09-18 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN111680426B (zh) | 一种变系数比例导引参数设计方法 | |
CN111473696B (zh) | 一种基于落点估计的制导火箭垂直攻击制导方法 | |
CN103090728B (zh) | 一种基于滑模控制的带末角约束制导方法 | |
CN109737812B (zh) | 空对地制导武器侧向攻击方法和装置 | |
CN107132765B (zh) | 一种基于轨迹规划的攻击角度与攻击时间控制方法 | |
CN111306998B (zh) | 一种参数摄动自适应的制导火箭弹垂直攻击制导方法 | |
CN108168381A (zh) | 一种多枚导弹协同作战的控制方法 | |
CN111442697A (zh) | 一种基于伪谱法修正的过重补制导方法和弹道整形制导方法 | |
CN111580547B (zh) | 一种高超声速飞行器编队控制方法 | |
CN111336871B (zh) | 一种基于迂回式飞行的垂直攻击制导方法 | |
US10480904B2 (en) | Gbias for rate based autopilot | |
CN114153143B (zh) | 一种导弹非奇异固定时间滑模制导律的设计方法 | |
CN116592708A (zh) | 适用于多种时空约束耦合下的飞行器弹道成型制导方法 | |
US20020190156A1 (en) | Controlled spin projectile | |
CN113587740B (zh) | 一种基于弹目视线角的被动反辐射导引方法及*** | |
CN112050693B (zh) | 考虑攻击角和视场约束的半捷联制导控制一体化设计方法 | |
CN111679687B (zh) | 一种带有落角约束的导引控制一体化方法 | |
Özkan et al. | Performance comparison of the notable acceleration-and angle-based guidance laws for a short-range air-to-surface missile | |
CN116301028B (zh) | 基于吸气式高超声速平台的多约束在线飞行轨迹规划中段导引方法 | |
CN116107345A (zh) | 一种多飞行器的协同制导方法 | |
CN116576736A (zh) | 一种飞行器速度限制条件下时间和角度约束三维制导方法 | |
CN116466744A (zh) | 一种适用于变速飞行器的带视场角和落角约束的制导方法 | |
CN118012079B (zh) | 一种基于过载能力的多角度攻击侧向标称轨迹生成方法 | |
CN115342683B (zh) | 一种具有自动避障功能的调炮方法 | |
CN113587727B (zh) | 一种基于弹目视线变系数的比例导引方法、***及介质 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant | ||
TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20240401 Address after: 710000, 7th Floor, Satellite Building, Park, No. 70 Jinye Road, High tech Zone, Xi'an City, Shaanxi Province Patentee after: Xi'an Raytheon Defense Technology Co.,Ltd. Country or region after: China Address before: 710000, 9th Floor, Satellite Building, No. 70 Jinye Road, Zhangba Street Office, High tech Zone, Xi'an City, Shaanxi Province Patentee before: Sun Hongyu Country or region before: China |
|
TR01 | Transfer of patent right |