CN112445230A - 大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***及制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***及制导方法，该制导***应用在大跨域复杂环境下的高动态飞行器中，该飞行器中设置有卫星制导模块和激光导引头，为了确保进入末制导段时激光导引头能够捕获到目标的激光信号，通过设置虚拟目标位置的方式在中制导段控制飞行器的行进方向，使得飞行器能够经过该虚拟目标位置，从而确保目标能够进入到激光导引头的视场域中，另外由于设置有多种制导模块，通过设置特定的筛选判断条件来筛选出更为准确的参数信息，从而为后续解算提供更为精确的数据基础，再通过能够排出干扰因素的解算过程获得制导指令。

Description

大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***及制导方法

技术领域

本发明涉及一种制导方法，具体涉及一种大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导方法。

背景技术

高动态制导飞行器可在常规环境条件下稳定高效的完成制导任务，然而复杂的环境对制导飞行器提出了更严格的要求，面对恶劣环境，单一制导模式的飞行器可能因为制导信息误差大甚至无法获取制导信息，最终无法精确完成飞行任务，而多种制导模式融合的飞行器中，多种制导模式之间的协同作业及权重分配等方面都存在不足之处；尤其是复合有激光导引头的制导飞行器，在一些特殊状况下，进入末制导段时因为目标未出现在导引头的视场域内而无法执行激光制导；还有的飞行器中复合有卫星制导和激光制导两种制导模式，在实际制导处理过程中，抗干扰能力较弱，一种制导方式受到限制时，不能及时切换成另外一种制导方式，从而导致最终的制导控制精度降低；为了提高其应对复杂环境的能力，可以将激光导引头设置为捷联式的导引头，对于安装捷联激光导引头的制导飞行器来说，其计算需用过载时用到的飞行器与目标的视线角速度难以直接探测得到，飞行器与目标的视线角速度的解算精度也会影响最终的制导精度。

由于上述原因，本发明人对现有的高动态飞行器的制导方法做了深入研究，设计出一种能够解决上述问题的大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***及制导方法。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***及制导方法，该制导***应用在大跨域复杂环境下的高动态飞行器中，该飞行器中设置有卫星制导模块和激光导引头，为了确保进入末制导段时激光导引头能够捕获到目标的激光信号，通过设置虚拟目标位置的方式在中制导段控制飞行器的行进方向，使得飞行器能够经过该虚拟目标位置，从而确保目标能够进入到激光导引头的视场域中，另外由于设置有多种制导模块，通过设置特定的筛选判断条件来筛选出更为准确的参数信息，从而为后续解算提供更为精确的数据基础，再通过能够排出干扰因素的解算过程获得飞行器与目标的视线角速度，再进一步获得制导指令，从而完成本发明。

具体来说，本发明的一个目的在于提供一种大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***，该制导***包括卫星模块1、激光导引头2、姿态敏感模块3、虚拟目标模块4、修正模块(5)、视线角速度解算模块6和过载解算模块7；

所述卫星模块1用于接收卫星信号，并根据卫星信号实时解算出飞行器的位置信息、速度信息和飞行器与目标的视线角信息；

所述激光导引头2用于在末制导段探测飞行器与目标的视线角信息；

所述姿态敏感模块3用于实时敏感得到飞行器的飞行参数信息，

所述虚拟目标模块4用于为飞行器提供虚拟目标位置，以使得飞行器在中制导段飞向该虚拟目标位置，

所述修正模块5分别与卫星模块1和激光导引头2相连，并输出接近真实值的飞行器与目标的视线角信息；

所述视线角速度解算模块6用于根据修正模块5输出的接近真实值的飞行器与目标的视线角信息实时得到飞行器与目标的视线角速度；

所述过载解算模块7用于根据视线角速度解算模块6实时得到的飞行器与目标的视线角速度获得需用过载。

本发明的另一目的在于提供一种大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导方法，该方法包括如下步骤：

步骤1，通过卫星模块1接收卫星信号，并根据卫星信号实时解算出飞行器的位置信息、速度信息和飞行器与目标的视线角信息；

通过所述姿态敏感模块3实时敏感得到飞行器的飞行参数信息；

步骤2，在中制导段，通过虚拟目标模块4为飞行器提供虚拟目标位置，以使得飞行器在中制导段飞向该虚拟目标位置，

步骤3，在末制导段，通过激光导引头2用于在末制导段探测飞行器与目标的视线角信息；

步骤4，在末制导段，通过修正模块5输出接近真实值的飞行器与目标的视线角信息；

步骤5，在末制导段，通过视线角速度解算模块6根据修正模块5输出的接近真实值的飞行器与目标的视线角信息实时得到飞行器与目标的视线角速度；

步骤6，在末制导段，所述过载解算模块7根据视线角速度解算模块6实时得到的飞行器与目标的视线角速度获得需用过载。

本发明所具有的有益效果包括：

(1)根据本发明提供的大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***及制导方法能够适应复杂的飞行环境，通过设置虚拟目标位置来确保飞行器在进入末制导段时，激光导引头能够捕获到激光信息；

(2)根据本发明提供的大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***及制导方法能复合了卫星制导和激光制导两种制导手段，并且能够根据各个飞行阶段中制导手段的优劣自行切换更为适宜的制导手段进行制导；

(3)根据本发明提供的大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***及制导方法能够应用在捷联制导飞行器上，从而进一步提高其应对复杂环境的抗干扰能力，并且能够及时准确地估测出飞行器与目标的视线角速度进而获知需用过载，从而确保其制导精度。

附图说明

图1示出根据本发明一种优选实施方式的大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***整体结构框意图；

图2示出根据本发明一种优选实施方式的大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***中卫星模块的四片合成天线结构示意图；

图3示出实验例中不考虑内外部扰动对***影响的情况下，飞行器与目标的视线角速度的真实值和飞行器与目标的视线角速度的解算值的变化轨迹；

图4示出实验例中在考虑内外部扰动对***影响的情况下，飞行器与目标的视线角速度的真实值和飞行器与目标的视线角速度的解算值的变化轨迹；

附图标号说明：

1-卫星模块

11-四片合成天线

12-抗干扰模块

13-卫星解算子模块

14-容纳槽

15-防护挡板

2-激光导引头

3-姿态敏感模块

4-虚拟目标模块

5-修正模块

6-视线角速度解算模块

7-过载解算模块

具体实施方式

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。

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。

一方面，根据本发明提供的大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***，该***包括卫星模块1、激光导引头2、姿态敏感模块3、虚拟目标模块4、修正模块5、视线角速度解算模块6和过载解算模块7；

其中，虚拟目标模块4、修正模块5、视线角速度解算模块6和过载解算模块7可以集成在一块电路板中也可以分别设置安装在不同的电路板中。

在一个优选的实施方式中，所述卫星模块1用于接收卫星信号，并根据卫星信号实时解算出飞行器的位置信息和速度信息。

为了使得卫星模块1得到的位置和速度信息更为准确、信息来源更为可靠，降低丢星导致阶段性地缺失位置和速度信息的可能性，本申请中优选地，所述卫星模块包括四片合成天线11、抗干扰模块12和卫星解算子模块13，其中：

四片合成天线用于接收卫星信号，

抗干扰模块12与所述四片合成天线11相连，用以对所述卫星信号做滤波处理，消除卫星信号中的噪音干扰；

卫星解算子模块13接收经滤波处理的卫星信号，并将该卫星信号转换为导航电文，再根据导航电文解算出当前时刻的飞行器所在位置和速度信息；本发明中所述的导航电文是由导航卫星播发给用户的描述导航卫星运行状态参数的电文，包括***时间、星历、历书、卫星时钟的修正参数、导航卫星健康状况和电离层延时模型参数等内容；导航电文的参数给用户提供了时间信息，利用导航电文参数可以计算用户的位置坐标和速度；再根据飞行器的位置坐标和目标点的位置坐标即可实时获得飞行器与目标的视线角信息。

如图2中所示，四片合成天线11包括4片呈片材状的天线板，用以在高过载时接收卫星信号，该天线可以是矩形的平板状，也可以是带有弧度的弧形板状，可根据飞行器外形轮廓设置，本申请中优选为带有弧度的弧形板状，与飞行器的外形轮廓相配合，并且在飞行器滚转的过程中，带有弧度的弧形板状天线接收卫星信号的时间更长，信号强度更好。

优选地，所述四片合成天线11均布在飞行器周围，且沿着飞行器滚转的周向方向布置，以保证飞行器在高速滚转时卫星信号接收能力不会被削弱。

本申请中的四片合成天线11相比传统的锥形天线或环形天线，由于片状天线占用空间面积小，不易受外部噪音或干扰的影响，而且片状式天线集成度更高，其卫星信号接受能力更强。

优选地，所述四片合成天线11可与传统的环形天线或者锥形天线采用同种材料进行制备，该四片合成天线可以在保证稳定及物理强度的基础上尽量降低厚度，以降低成本。

优选地，四片合成天线11设置在飞行器外壁上，

更优选地，在所述飞行器的外壁上设置有内凹的容纳槽14，所述四片合成天线11安装在所述容纳槽14内，所述容纳槽14的深度尺寸大于所述四片合成天线11的厚度尺寸，且在四片合成天线11外部设置有防护挡板15。

所述防护挡板外部形状与飞行器的外形轮廓相适应，可以是弧形，也可以是平板形，所述防护挡板内侧与四片合成天线相抵接，用以固定四片合成天线，确保在加速过程中四片合成天线不会移动和破坏。

所述防护挡板15用于在飞行器加速阶段保护其内侧的四片合成天线，防止四片合成天线在加速过程中破损，当所述飞行器进入到制导阶段时，所述防护挡板15从飞行器上脱离，使得四片合成天线裸露在外，进而方便与四片合成天线接收卫星信号，避免防护挡板15屏蔽/干扰卫星信号。优选地，四片合成天线与飞行器上的舵机类似，都是在制导阶段才需要启动工作，所以所述防护挡板15与飞行器舵机外部的挡板可同步控制，同步脱离。

所述激光导引头2为捷联激光导引头，能够用于实时探测得到飞行器与目标的视线角，捷联导引头固联在弹体上节省了机械框架结构，所以弹体的姿态运动全部耦合进了导引头测得的信息中，难以通过该激光导引头直接获得飞行器与目标的视线角速度信息。

在一个优选的实施方式中，如图1中所示，姿态敏感模块3用于实时敏感得到飞行器的飞行参数信息。具体来说，所述姿态敏感模块3包括惯性陀螺和地磁传感器，通过所述惯性陀螺实时敏感得到飞行器的俯仰角信息和偏航角信息，通过所述地磁传感器实时敏感得到飞行器的滚转角信息。所述飞行参数信息包括飞行器的俯仰角信息、偏航角信息和滚转角信息，在获知所述俯仰角信息和偏航角信息以后，能够通过坐标转换得到其他坐标系下的角度值。

本申请中所述飞行器适用于大跨越复杂环境下的高动态飞行器，其中所述大跨域是指飞行器对于海拔变化的适应性强，飞行器即能够在海拔1000m的工作条件下飞行，也能够在海拔3000m及以上的工作条件下飞行；所述高动态是指飞行器的转速高，一般来说要飞行器自身转速在10转每秒以上才会被称之为高动态；所述飞行器在飞向目标的过程中，飞行器上的敏感元件及舵机等器件开始上电工作时称之为起控，在起控后的飞行阶段称之为制导段，所述制导段包括中制导段和末制导段，一般来说，带有激光导引头的制导飞行器在距离目标3km，并且激光导引头开始捕获目标时，飞行器进入末制导段，在起控后，在进入末制导段以前的飞行阶段为中制导段。

在飞行器飞向目标方向的过程中，在中制导过程中，现有技术中飞行器都是以目标所在位置作为期望终点来控制飞行的，在进入到末制导段以前，由于受到扰动、风阻等外界因素的干扰，飞行器的飞行轨迹会发生变化，因外界干扰情况的不同而具有不同的飞行轨迹，从而使得进入末制导段时，即飞行器距离目标3km并且激光导引头开始捕获目标时，飞行器可能已经偏离了最佳飞行轨迹，目标所在位置不一定处于激光导引头的视场域内，激光导引头无法捕获到目标处反射的激光信号，因而无法进行激光制导，导致命中精度下降。

针对这些问题，在本发明优选的实施方式中，通过设置虚拟目标位置的方式提前调整飞行器的飞行轨迹，使得飞行器都经过所述虚拟目标位置所在的区域附近，再通过设置虚拟目标点的具***置来确保飞行器在虚拟目标位置附近时能够捕获到激光信号，从而使得飞行器在进入末制导段时能够技术捕获到目标反射的激光信号。

进一步优选地，该多模制导***中设置有虚拟目标模块4，其中存储有虚拟目标位置，在中制导段，该虚拟目标模块4实时将该虚拟目标位置传递给过载解算模块7，过载解算模块7将该虚拟目标位置作为目标位置，并控制飞行器飞向该虚拟目标位置。

所述目标位置为一组三维空间坐标数据信息，具体来说包括一个目标点所在的经度坐标、纬度坐标和海拔高度值。

特别地，所述虚拟目标模块4通过下式获得虚拟目标位置：

其中，x_F表示虚拟目标位置所在的铅锤平面内x轴坐标，y_F表示虚拟目标位置所在的铅锤平面内y轴坐标，

c_t和c_g为设计增益，c_t＝3，c_g＝4，v_g表示飞行器速度，θ为弹道倾角，

为弹道偏角，α为飞行器攻角，β为飞行器侧滑角，OT表示发射原点和目标间的横向距离，L_c表示飞行器滑翔的距离，T_s为预设的姿态调整时间。

其中，θ,

为预先设计好的期望值，α和β是根据期望的θ和

值通过坐标转换得到的，其坐标转换过程参见《导弹力学》钱杏芳等编著，北京理工大学出版社；

飞行器在发射前会根据其自身的已知参数及发射点和目标点信息进行飞行轨迹模拟，在飞行轨迹模拟的过程中，在进入末制导段时飞行器的速度值即为所述v_g，所述飞行器滑翔的距离L_c是飞行轨迹模拟时从起控点到末制导段前的滑翔距离。

所述飞行轨迹模拟的模拟过程参见《弹箭外弹道学》韩子鹏等编著，北京理工大学出版社。

设置该虚拟目标位置能够确保飞行器在进入末制导段时，目标能够处于激光导引头的视场域内，防止激光导引头无法捕获到激光信号的问题出现。

在中制导段控制飞行器朝向该虚拟目标位置飞行能够确保该飞行器最终达到该虚拟目标位置或者虚拟目标位置附近，而该虚拟目标位置是经过合理计算得到的，当飞行器达到该虚拟目标位置时，即可进入到末制导段，并且能够确保飞行器上的激光导引头能够在该位置捕获到激光信号，即能够确保目标在激光导引头的视场域内。

所述多模制导***是指具有多种制导模式的复合飞行器，如具有卫星制导模式和激光制导模式的飞行器，在多模制导***中，多个模式都能够重复探测获得一些共同的参数，如飞行器与目标的视线角信息，然而该信息是否准确还需要经过判断比较才能获知，然而如何及时准确地从不同模式提供的同种参数中选择出更为接近真实值的参数，能够直接影响到后续的制导控制精度。

针对上述问题，在一个优选的实施方式中，通过设置判断模块，设定相应合理的判断参数来快速高效解决同种参数的选择问题，具体来说是快速高效地选出更为接近真实值的飞行器与目标的视线角信息。

具体来说，在所述多模制导***中设置修正模块5，所述修正模块5分别与卫星模块1和激光导引头2相连，并输出接近真实值的飞行器与目标的视线角信息。

所述修正模块5实时接收卫星模块1和激光导引头2传递出的飞行器与目标的视线角信息；其中根据卫星模块1获得的飞行器与目标的视线角信息称之为卫星飞行器与目标的视线角q_G，根据激光导引头2获得的飞行器与目标的视线角信息称之为激光飞行器与目标的视线角q_激光。

在末制导段，修正模块5实时接收卫星飞行器与目标的视线角q_G和激光飞行器与目标的视线角q_激光，并比较二者之间的差值，在该差值大于等于预定值时，认为激光飞行器与目标的视线角q_激光尚未进入工作状态，认为卫星飞行器与目标的视线角q_G更为接近真实值，并将卫星飞行器与目标的视线角q_G传递给视线角速度解算模块6进行飞行器与目标的视线角速度的解算工作；当该差值小于预定值时，认为激光飞行器与目标的视线角q_激光尚已经进入工作状态，并且能够获得准确的飞行器与目标的视线角信息，并将激光飞行器与目标的视线角q_激光传递给视线角速度解算模块6进行飞行器与目标的视线角速度的解算工作。

优选地，所述预定值为0.2°～1°，更优选为0.5°，经过本发明人研究发现，当卫星飞行器与目标的视线角和激光飞行器与目标的视线角之间的差值在0.5°以下时，激光导引头探测得到的飞行器与目标的视线角速度更为接近真实值，所以通过激光飞行器与目标的视线角解算得到的飞行器与目标的视线角速度也会更为接近真实值，从而提高制导精度。

优选地，在中制导过程中，为了确保飞行器在朝向虚拟目标位置飞行时，在受到外界的大跨越复杂环境干扰的情况下，仍然能够经过虚拟目标位置，在中制导段中采用的制导率为补偿制导律，即

其中导航比N取值为2～4，优选为4，a_M为飞行器的需用过载，V为飞行器的速度，θ为滚转角，由惯性陀螺直接测量得到；

为飞行器与目标的视线角速度，此时的飞行器与目标的视线角速度由下式得到：

γ为弹道倾角，其数值等效为飞行器俯仰角，可以由姿态陀螺直接测得；q为飞行器与目标的视线角，

为飞行器与目标的视线角速度；x_F表示虚拟目标位置所在的铅锤平面内x轴坐标，y_F表示虚拟目标位置所在的铅锤平面内y轴坐标，x_t表示卫星模块实时探测得到的飞行器自身当前位置的铅锤平面内x轴坐标，y_t表示卫星模块实时探测得到的飞行器自身当前位置的铅锤平面内y坐标。

为了提高飞行器对于大跨域飞行的适应性，将激光导引头设置为捷联导引头，但同时也使得该激光导引头难以直接探测得到飞行器与目标的视线角速度信息，而且在末制导过程中，卫星制导的精确度不够高，还容易因为信号屏蔽等问题而失效，所以需要根据能够获知的参数信息实时解析给出飞行器与目标的视线角速度信息；

针对这上述问题，在一个优选的实施方式中，如图1中所示，视线角速度解算模块6用于在末制导段，根据接收到的飞行器与目标的视线角信息实时解算出飞行器与目标的视线角速度，并将该飞行器与目标的视线角速度传递给解算模块进行末制导段的制导控制，即解算需用过载。

其中，视线角速度解算模块6与修正模块5相连，在末制导段时，视线角速度解算模块6仅接收经过修正模块5传递出的更为接近真实值的飞行器与目标的视线角信息，

视线角速度解算模块6中通过下式(一)、式(二)和式(三)实时解算飞行器与目标的视线角速度信息，

其中，q_g表示由修正模块5传递出飞行器与目标的视线角，q₀表示飞行器与目标的视线角的估测值，即在解算过程中通过上述式(一)、(二)、(三)估算出来的飞行器与目标的视线角的估测值，q₁表示飞行器与目标的视线角速度估测值，即在解算过程中通过上述式(一)、(二)、(三)估算出来的飞行器与目标的视线角速度的估测值；

表示x₂的导数，

表示x₁的导数，

表示x₀的导数，上一时刻得到的数值作为下一时刻迭代的初始值。

初始时刻x₀＝0，x₁＝0，x₂＝0，每隔0.001s作为积分步长，进行迭代，并且得到x₀、x₁和x₂在下一时刻的数值。

具体来说，第一个迭代时刻中，将初始时刻x₀＝0，x₁＝0，x₂＝0和接收到的q_g值代入到式(一)、式(二)和式(三)中，从而解算出

进而得到下一时刻的初始值x₀、x₁和x₂；再将得到的x₀、x₁、x₂和接收到的q_g值代入到式(一)、式(二)和式(三)中，从而得到再下一时刻对应的

如此持续循环迭代即可持续得到每次积分得到的对应x₀、x₁、x₂。

其中，

表示飞行器与目标的视线角速度，实时输出该飞行器与目标的视线角速度给过载解算模块7即可用于解算需用过载。

其中，所述a₀、a₁、a₂、δ、k₁和k₂均为设计参数，本申请中优选地，a₀＝1～1.5、a₁＝7～10、a₂＝10～15、δ＝1～2、k₁＝0.1～0.4和k₂＝0.2～0.4；

更优选地，所述a₀＝1.1、a₁＝8.5、a₂＝11.5、δ＝1.5、k₁＝0.3、k₂＝0.3。

在一个优选的实施方式中，如图1中所示，过载解算模块7中采用比例导引制导律进行制导控制，即

导航比N取值为4，a_M为飞行器的需用过载，V为飞行器的速度，

为飞行器与目标的视线角速度，即为视线角速度解算模块6实时给出的飞行器与目标的视线角速度。

另一方面，本发明还提供一种大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导方法，该方法是基于上文所述大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***实现的，该方法包括如下步骤：

步骤1，通过卫星模块1接收卫星信号，并根据卫星信号实时解算出飞行器的位置信息、速度信息和飞行器与目标的视线角信息；

通过所述姿态敏感模块3实时敏感得到飞行器的飞行参数信息；

步骤2，在中制导段，通过虚拟目标模块4为飞行器提供虚拟目标位置，以使得飞行器在中制导段飞向该虚拟目标位置，

步骤3，在末制导段，通过激光导引头2用于在末制导段探测飞行器与目标的视线角信息；

步骤4，在末制导段，通过修正模块5输出接近真实值的飞行器与目标的视线角信息；

步骤5，在末制导段，通过视线角速度解算模块6根据修正模块5输出的接近真实值的飞行器与目标的视线角信息实时得到飞行器与目标的视线角速度；

步骤6，在末制导段，所述过载解算模块7根据视线角速度解算模块6实时得到的飞行器与目标的视线角速度获得需用过载。

在一个优选的实施方式中，步骤1中所述的卫星模块包括四片合成天线11、抗干扰模块12和卫星解算子模块13；

如图2中所示，四片合成天线11用于接收卫星信号，四片合成天线11包括4片呈片材状的天线板，用以在高过载时接收卫星信号，该天线可以是矩形的平板状，也可以是带有弧度的弧形板状，可根据飞行器外形轮廓设置，本申请中优选为带有弧度的弧形板状，与飞行器的外形轮廓相配合，并且在飞行器滚转的过程中，带有弧度的弧形板状天线接收卫星信号的时间更长，信号强度更好，

优选地，所述四片合成天线11均布在飞行器周围，且沿着飞行器滚转的周向方向布置，以保证飞行器在高速滚转时卫星信号接收能力不会被削弱。

抗干扰模块12与所述四片合成天线11相连，用以对所述卫星信号做滤波处理，消除卫星信号中的噪音干扰；

卫星解算子模块13接收经滤波处理的卫星信号，并将该卫星信号转换为导航电文，再根据导航电文解算出当前时刻的飞行器所在位置和速度信息；导航电文的参数给用户提供了时间信息，利用导航电文参数可以计算用户的位置坐标和速度；再根据飞行器的位置坐标和目标点的位置坐标即可实时获得飞行器与目标的视线角信息。

优选地，步骤1中所述的飞行参数信息包括飞行器的俯仰角信息、偏航角信息和滚转角信息。

在一个优选的实施方式中，在步骤2中，在中制导段，所述虚拟目标模块4中通过下式解算出虚拟目标位置信息；

其中，x_F表示虚拟目标位置所在的铅锤平面内x轴坐标，y_F表示虚拟目标位置所在的铅锤平面内y轴坐标，

c_t和c_g为设计增益，c_t＝3，c_g＝4，v_g表示飞行器速度，θ为弹道倾角，

为弹道偏角，α为飞行器攻角，β为飞行器侧滑角，OT表示发射原点和目标间的横向距离，L_c表示飞行器滑翔的距离，T_s为预设的姿态调整时间。

其中，θ,

为预先设计好的期望值，α和β是根据期望的θ和

值通过坐标转换得到，其坐标转换过程参见《导弹力学》钱杏芳等编著，北京理工大学出版社；

在飞行轨迹模拟的过程中，在进入末制导段时飞行器的速度值即为所述v_g，所述飞行器滑翔的距离L_c是飞行轨迹模拟时从起控点到末制导段前的滑翔距离。

该虚拟目标模块4实时将该虚拟目标位置传递给过载解算模块7，过载解算模块7将该虚拟目标位置作为目标位置，并控制飞行器飞向该虚拟目标位置；

现有的制导飞行器都是以目标所在位置作为期望终点来控制飞行的，在进入到末制导段以前，由于受到扰动、风阻等外界因素的干扰，飞行器的飞行轨迹会发生变化，因外界干扰情况的不同而具有不同的飞行轨迹，从而使得进入末制导段时，即飞行器距离目标3km并且激光导引头开始捕获目标时，飞行器可能已经偏离了最佳飞行轨迹，目标所在位置不一定处于激光导引头的视场域内，激光导引头无法捕获到目标处反射的激光信号，因而无法进行激光制导，导致命中精度下降。

通过该虚拟目标位置能够确保飞行器在进入末制导段时，目标能够处于激光导引头的视场域内，防止激光导引头无法捕获到激光信号的问题出现。

在步骤2中，在载解算模块7中通过下式

控制飞行器飞向虚拟目标位置，

其中，其中导航比N取值为2～4，优选为4，a_M为飞行器的需用过载，V为飞行器的速度，θ为滚转角，由惯性陀螺直接测量得到，

为飞行器与目标的视线角速度，此时的飞行器与目标的视线角速度由下式得到：

γ为弹道倾角，其数值等效为飞行器俯仰角，可以由姿态陀螺直接测得；q为飞行器与目标的视线角，

为飞行器与目标的视线角速度；x_F表示虚拟目标位置对应的经度坐标，y_F表示虚拟目标位置对应的纬度坐标，x_t表示卫星模块实时探测得到的飞行器自身当前位置的经度坐标，y_t表示卫星模块实时探测得到的飞行器自身当前位置的纬度坐标。

在一个优选的实施方式中，在步骤3中，在末制导段，所述激光导引头为捷联在飞行器上的导引头，能够用于实时探测得到飞行器与目标的视线角，但难以通过该激光导引头直接获得飞行器与目标的视线角速度信息。

在一个优选的实施方式中，在步骤4中，在末制导段，所述修正模块5实时接收卫星飞行器与目标的视线角q_G和激光飞行器与目标的视线角q_激光，并比较收卫星飞行器与目标的视线角q_G和激光飞行器与目标的视线角q_激光之间的差值，在该差值大于等于预定值时，输出卫星飞行器与目标的视线角q_G；在该差值小于预定值时，输出激光飞行器与目标的视线角q_激光；所述预定值为0.2°～1°，优选为0.5°。

通过上述方法，通过在修正模块5中设值特定的判断临界值，即可及时准确地从不同模块提供的同种参数中选择出更为接近真实值的参数，能够快速高效地选出更为接近真实值的飞行器与目标的视线角信息。

在一个优选的实施方式中，在步骤5中，在末制导段，视线角速度解算模块6通过下式(一)、式(二)和式(三)实时解算飞行器与目标的视线角速度信息，

其中，q_g表示由修正模块5传递出飞行器与目标的视线角，q₀表示飞行器与目标的视线角的估测值，即在解算过程中通过上述式(一)、(二)、(三)估算出来的飞行器与目标的视线角的估测值，q₁表示飞行器与目标的视线角速度估测值，即在解算过程中通过上述式(一)、(二)、(三)估算出来的飞行器与目标的视线角速度的估测值；

表示x₂的导数，

表示x₁的导数，

表示x₀的导数，上一时刻得到的数值作为下一时刻迭代的初始值；

初始时刻x₀＝0，x₁＝0，x₂＝0，每隔0.001s作为积分步长，进行迭代，并且得到x₀、x₁和x₂在下一时刻的数值；

具体来说，第一个迭代时刻中，将初始时刻x₀＝0，x₁＝0，x₂＝0和接收到的q_g值代入到式(一)、式(二)和式(三)中，从而解算出

进而得到下一时刻的初始值x₀、x₁和x₂；再将得到的x₀、x₁、x₂和接收到的q_g值代入到式(一)、式(二)和式(三)中，从而得到再下一时刻对应的

如此持续循环迭代即可持续得到每次积分得到的对应x₀、x₁、x₂。

其中，

表示飞行器与目标的视线角速度，实时输出该飞行器与目标的视线角速度给过载解算模块7即可用于解算需用过载。

其中，所述a₀、a₁、a₂、δ、k₁和k₂均为设计参数，本申请中优选地，a₀＝1～1.5、a₁＝7～10、a₂＝10～15、δ＝1～2、k₁＝0.1～0.4和k₂＝0.2～0.4；

更优选地，所述a₀＝1.1、a₁＝8.5、a₂＝11.5、δ＝1.5、k₁＝0.3、k₂＝0.3。

在一个优选的实施方式中，在步骤6中，在末制导段，所述过载解算模块7中采用比例导引制导律进行制导控制，即

导航比N取值为4，a_M为飞行器的需用过载，V为飞行器的速度，

为飞行器与目标的视线角速度，即为视线角速度解算模块6实时给出的飞行器与目标的视线角速度。

根据本发明提供的上述大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导方法采用捷联导引头和卫星制导复合的制导控制方法，通过设置虚拟目标位置来控制飞行器在中制导段内的飞行轨迹，从而使得进入末制导段时激光导引头能够快速捕获目标，快速进入工作状态；通过修正模块5从卫星模块和激光导引头获得的飞行器与目标的视线角信息中筛选出更接近真实值的信息，再通过视线角速度解算模块6实时解算出强精确性和鲁棒性的飞行器与目标的视线角速度，再据此解算需用过载，提高制导精度。

实验例

通过计算机进行飞行器的模拟仿真实验，旋转飞行器的模拟条件：旋转飞行器的飞行速度为580m/s，转速为11.6r/s；

通过计算机能够直接模拟该旋转飞行器，并且可以实时给出该旋转飞行器对应的飞行器与目标的视线角和飞行器与目标的视线角速度，其中，飞行器与目标的视线角速度为该飞行器上的真实值，把飞行器与目标的视线角作为输入值实时输送至该旋转飞行器；

在该旋转飞行器中设置有视线角速度解算模块，该视线角速度解算模块能够实时接收所述飞行器与目标的视线角信息，通过下式(一)、式(二)和式(三)实时解算飞行器与目标的视线角速度信息，得到飞行器与目标的视线角速度的解算值；

其中，所述a₀＝1.1、a₁＝8.5、a₂＝11.5、δ＝1.5、k₁＝0.3、k₂＝0.3。

q_g表示实时接收到的飞行器与目标的视线角信息，q₀表示飞行器与目标的视线角的估测值，即在解算过程中通过上述式(一)、(二)、(三)估算出来的飞行器与目标的视线角的估测值，q₁表示飞行器与目标的视线角速度估测值，即在解算过程中通过上述式(一)、(二)、(三)估算出来的飞行器与目标的视线角速度的估测值；

表示x₂的导数，

表示x₁的导数，

表示x₀的导数，上一时刻得到的数值作为下一时刻迭代的初始值；

初始时刻x₀＝0，x₁＝0，x₂＝0，每隔0.001s作为积分步长，进行迭代，并且得到x₀、x₁和x₂在下一时刻的数值；

具体来说，第一个迭代时刻中，将初始时刻x₀＝0，x₁＝0，x₂＝0和接收到的q_g值代入到式(一)、式(二)和式(三)中，从而解算出

进而得到下一时刻的初始值x₀、x₁和x₂；再将得到的x₀、x₁、x₂和接收到的q_g值代入到式(一)、式(二)和式(三)中，从而得到再下一时刻对应的

如此持续循环迭代即可持续得到每次积分得到的对应x₀、x₁、x₂。

其中，

表示飞行器与目标的视线角速度，即为所述飞行器与目标的视线角速度的解算值。

实验例1不考虑内外部扰动对***影响的情况

计算机实时给出的飞行器与目标的视线角速度如图3中的虚线“飞行器与目标的视线角速度的真实值”所示，该飞行器与目标的视线角速度在两秒内保持不变，把计算机实时给出的飞行器与目标的视线角传递给灌装有视线角速度解算模块的飞行器中，最终得到的飞行器与目标的视线角速度的解算值如图3中的细实线“飞行器与目标的视线角速度的解算值”所示，

由图3可知，本申请提供的视线角速度解算模块解算出的飞行器与目标的视线角速度的解算值能快速地逼近真实视线角速度，所需时间少于0.4秒，且在追踪上真实视线角速度之后能随真实视线角速度变化而变化，能够证明所述视线角速度解算模块具有强精确性。

实验例2考虑内外部扰动对***影响的情况

计算机实时给出的飞行器与目标的视线角速度如图4中的细实线“飞行器与目标的视线角速度的真实值”所示，该飞行器与目标的视线角速度正弦扰动，把计算机实时给出的飞行器与目标的视线角传递给灌装有视线角速度解算模块的飞行器中，最终得到的飞行器与目标的视线角速度的解算值如图4中的虚线“飞行器与目标的视线角速度的解算值”所示，

由图4可知，本申请提供的视线角速度解算模块解算出的飞行器与目标的视线角速度的解算值能快速地逼近真实视线角速度，所需时间不到0.4秒，且在追踪上真实视线角速度之后能随真实视线角速度变化而变化，能够证明所述视线角速度解算模块具有强鲁棒性和精确性。

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。

Claims (9)

1.一种大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***，其特征在于，该制导***包括卫星模块(1)、激光导引头(2)、姿态敏感模块(3)、虚拟目标模块(4)、修正模块(5)、视线角速度解算模块(6)和过载解算模块(7)；

所述卫星模块(1)用于接收卫星信号，并根据卫星信号实时解算出飞行器的位置信息、速度信息和飞行器与目标的视线角信息；

所述激光导引头(2)用于在末制导段探测飞行器与目标的视线角信息；

所述姿态敏感模块(3)用于实时敏感得到飞行器的飞行参数信息，

所述虚拟目标模块(4)用于为飞行器提供虚拟目标位置，以使得飞行器在中制导段飞向该虚拟目标位置，

所述修正模块(5)分别与卫星模块(1)和激光导引头(2)相连，并输出接近真实值的飞行器与目标的视线角信息；

所述视线角速度解算模块(6)用于根据修正模块(5)输出的接近真实值的飞行器与目标的视线角信息实时得到飞行器与目标的视线角速度；

所述过载解算模块(7)用于根据视线角速度解算模块(6)实时得到的飞行器与目标的视线角速度获得需用过载。

2.根据权利要求1所述的大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***，其特征在于，

所述卫星模块(1)包括四片合成天线(11)、抗干扰模块(12)和卫星解算子模块(13)，

其中，四片合成天线(11)包括4片呈片材状的天线板，用以接收卫星信号；

优选地，所述四片合成天线(11)均布在飞行器周围，且沿着飞行器滚转的周向方向布置；

抗干扰模块(12)与所述四片合成天线(11)相连，用以对所述卫星信号做滤波处理，消除卫星信号中的噪音干扰；

卫星解算子模块13接收经滤波处理的卫星信号，并将该卫星信号转换为导航电文，再根据导航电文解算出当前时刻的飞行器所在位置信息、速度信息和飞行器与目标的视线角信息。

3.根据权利要求1所述的大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***，其特征在于，

所述姿态敏感模块(3)包括惯性陀螺和地磁传感器，

通过所述惯性陀螺实时敏感得到飞行器的俯仰角信息和偏航角信息，

通过所述地磁传感器实时敏感得到飞行器的滚转角信息。

4.根据权利要求1所述的大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***，其特征在于，

所述虚拟目标模块4中存储有虚拟目标位置，

所述虚拟目标模块4通过下式获得虚拟目标位置：

其中，x_F表示虚拟目标位置所在的铅锤平面内x轴坐标，y_F表示虚拟目标位置所在的铅锤平面内y轴坐标，

c_t和c_g为设计增益，v_g表示飞行器速度，θ为弹道倾角，

为弹道偏角，α为飞行器攻角，β为飞行器侧滑角，OT表示发射原点和目标间的横向距离，L_c表示飞行器滑翔的距离，T_s为预设的姿态调整时间。

5.根据权利要求1所述的大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***，其特征在于，

所述修正模块(5)在末制导段实时接收卫星飞行器与目标的视线角q_G和激光飞行器与目标的视线角q_激光，

在二者之间的差值大于等于预定值时，输出卫星飞行器与目标的视线角q_G；

在二者之间的差值小于预定值时，输出激光飞行器与目标的视线角q_激光。

6.根据权利要求5所述的大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***，其特征在于，

所述预定值为0.2°～1°，优选为0.5°。

7.根据权利要求1所述的大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***，其特征在于，

视线角速度解算模块(6)中通过下式(一)、式(二)和式(三)实时解算飞行器与目标的视线角速度信息，

其中，q_g表示由修正模块(5)传递出的飞行器与目标的视线角，q₀表示飞行器与目标的视线角的估测值，q₁表示飞行器与目标的视线角速度估测值，

表示x₂的导数，

表示x₁的导数，

表示x₀的导数；

初始时刻x₀＝0，x₁＝0，x₂＝0，对于任意时刻，每隔0.001s作为积分步长，进行迭代，并且得到x₀、x₁和x₂在下一时刻的数值；

其中，

表示实时解算得到的飞行器与目标的视线角速度信息并传递给过载解算模块(7)；

其中，所述a₀、a₁、a₂、δ、k₁和k₂均为设计参数。

8.根据权利要求1所述的大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导***，其特征在于，

所述过载解算模块(7)中采用比例导引制导律进行制导控制，即

导航比N取值为4，a_M为飞行器的需用过载，V为飞行器的速度，

为飞行器与目标的视线角速度，即为视线角速度解算模块(6)实时给出的飞行器与目标的视线角速度。

9.一种大跨域复杂环境下高动态飞行器多模制导方法，该方法包括如下步骤：

步骤1，通过卫星模块(1)接收卫星信号，并根据卫星信号实时解算出飞行器的位置信息、速度信息和飞行器与目标的视线角信息；

通过所述姿态敏感模块(3)实时敏感得到飞行器的飞行参数信息；

步骤2，在中制导段，通过虚拟目标模块(4)为飞行器提供虚拟目标位置，以使得飞行器在中制导段飞向该虚拟目标位置，

步骤3，在末制导段，通过激光导引头(2)用于在末制导段探测飞行器与目标的视线角信息；

步骤4，在末制导段，通过修正模块(5)输出接近真实值的飞行器与目标的视线角信息；

步骤5，在末制导段，通过视线角速度解算模块(6)根据修正模块(5)输出的接近真实值的飞行器与目标的视线角信息实时得到飞行器与目标的视线角速度；

步骤6，在末制导段，所述过载解算模块(7)根据视线角速度解算模块(6)实时得到的飞行器与目标的视线角速度获得需用过载。

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