CN112817335A - 激光驾束制导飞行器的制导控制方法 - Google Patents

激光驾束制导飞行器的制导控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112817335A
CN112817335A CN202110133310.0A CN202110133310A CN112817335A CN 112817335 A CN112817335 A CN 112817335A CN 202110133310 A CN202110133310 A CN 202110133310A CN 112817335 A CN112817335 A CN 112817335A
Authority
CN
China
Prior art keywords
aircraft
guidance
representing
derivative
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.)
Granted
Application number
CN202110133310.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112817335B (zh
Inventor
范军芳
陈仕伟
牟清东
赵春博
王海森
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Information Science and Technology University
Original Assignee
Beijing Information Science and Technology University
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Information Science and Technology University filed Critical Beijing Information Science and Technology University
Priority to CN202110133310.0A priority Critical patent/CN112817335B/zh
Publication of CN112817335A publication Critical patent/CN112817335A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112817335B publication Critical patent/CN112817335B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G05D1/107—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for missiles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明公开了一种激光驾束制导飞行器的制导控制方法，由于激光信息场有效半径限制，初始时刻以一定角度发射后并不能立即进入激光信息场，所以传统的基于波束体制下的三点法导引方式并不适用。该方法中，采用多次幂趋近律滑模控制的分段制导方式完成制导飞行器整个飞行过程的制导律设计，实时根据测量的信息解算出舵偏指令和制导指令，从而据此控制飞行器的舵机打舵工作，使得飞行器最终沿着激光方向命中目标。

Description

激光驾束制导飞行器的制导控制方法
技术领域
本发明涉及利用激光对飞行器进行制导的控制方法，具体涉及一种激光驾束制导小型飞行器的制导控制方法。
背景技术
近年来激光技术与制导技术相结合，产生了多种制导体制的激光制导飞行器。主要结合方式有激光半主动制导、激光指令制导、激光驾束制导等。对于激光技术与制导技术相结合的制导方式，无论是激光半主动制导、激光指令制导还是激光驾束制导，都是一种波束制导方式，其本质都是通过线偏差测量方式测量飞行器相对于激光信息场中心线的位置偏差，生成控制指令，控制飞行器沿着信息场中心线飞行，因此飞行器在整个飞行过程中为了保持一个平稳的高度，必须不断为其提供动力，显然这为制导律设计带来了挑战。
目前的激光驾束制导飞行器的射程较近，一般为1-2km，而对于2km以外的目标难以有效打击。
在飞行器的具体控制算法中，滑模控制因为具有快速响应、对应参数变化及扰动不灵敏、无需***在线辨识、物理实现简单等特点在飞行器制导律设计领域得到广泛运用。很早之前，滑模控制律就应用于描述空空飞行器目标拦截过程的非线性***，对比基于比例导航的简单切换表面，滑模控制器具有较好的鲁棒性。
本申请针对传统激光驾束制导飞行器射程过短的问题，设计出一种能够解决上述问题的，采用滑模控制的两级发射的制导方法。
发明内容
为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种激光驾束制导飞行器的制导控制方法，由于激光信息场有效半径限制，初始时刻以一定角度发射后并不能立即进入激光信息场，所以传统的基于波束体制下的三点法导引方式并不适用。该方法中，采用多次幂趋近律滑模控制的分段制导方式完成制导飞行器整个飞行过程的制导律设计，实时根据测量的信息解算出舵偏指令和制导指令，从而据此控制飞行器的舵机打舵工作，使得飞行器最终沿着激光方向命中目标，从而完成本发明。
具体来说，本发明的目的在于提供以一种激光驾束制导飞行器的制导控制方法，该方法包括：
通过激光发射装置发射激光照射目标，
通过发射装置发射飞行器，且所述飞行器的发射方向为目标的正上方；
飞行器在到达最高点时起控，并实时获得作用于升力系数的舵偏指令和作用于俯仰力矩系数的舵偏指令，
飞行器在进入末制导段时再额外实时获得控制飞行轨迹高度的制导指令；
所述飞行器在起控后实时根据所述舵偏指令和制导指令控制飞行器。
其中，通过所述飞行器上携带的激光接收机在起控后实时探测接收激光发射装置发出的激光信号；
在未接收到激光信号以前飞行器处于中制导段；
在接收收到激光信号以后飞行器处于末制导段。
其中，飞行器在中制导段根据舵偏指令的融合控制舵机打舵工作，
飞行器在末制导段根据舵偏指令和制导指令的融合打舵工作。
其中，飞行器在中制导段通过下式(一)获得作用于升力系数的舵偏指令：
Figure BDA0002924925460000031
其中，δzc表示中制导段获得的作用于升力系数的舵偏指令；
ac、bc和fc都表示过程参量；
所述过程参量ac、bc和fc通过下式获得：
Figure BDA0002924925460000032
Figure BDA0002924925460000033
Figure BDA0002924925460000034
c2、k1、k2、k3都表示大于零的比例系数；
α表示攻角，
Figure BDA0002924925460000037
表示攻角的导数，β表示侧滑角，γV表示速度倾斜角，θm表示弹道倾角，
Figure BDA0002924925460000035
表示速度倾斜角的导数，
Figure BDA0002924925460000036
表示弹道倾角的导数；
m表示飞行器质量，g表示比例系数，V表示飞行器的速度，
Figure BDA0002924925460000041
表示飞行器速度的导数；
P表示发动机推力，Y表示升力，Z表示侧向力；
δy表示作用于侧向通道的舵偏指令；
q表示来流动压；
Figure BDA0002924925460000042
分别表示升力系数对舵偏的导数、升力系数对攻角的导数、侧向力系数对侧滑角的导数；
kα、kβ都表示幂次系数；
S表示滑模面函数，|s|表示滑模面函数的绝对值；
S特表示飞行器特征面积。
其中，飞行器在中制导段通过下式(五)获得作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：
Figure BDA0002924925460000043
其中，δzm表示中制导段获得的作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：
am、bm和fm都表示过程参量；
所述过程参量am、bm和fm通过下式获得：
Figure BDA0002924925460000044
Figure BDA0002924925460000045
Figure BDA0002924925460000051
c1、k1、k2、k3都表示大于零的比例系数；
α表示攻角，
Figure BDA0002924925460000052
表示攻角的导数，β表示侧滑角，γ表示倾斜角，
Figure BDA0002924925460000053
表示倾斜角的导数；
ωx、ωy、ωz分别表示角速度在载体坐标系各轴上的投影，
Figure BDA0002924925460000054
表示量纲为1的偏航角速度，
Figure BDA0002924925460000055
表示量纲为1的俯仰角速度；
δy表示作用于侧向通道的舵偏指令；
q表示来流动压；
Figure BDA0002924925460000056
表示偏航静导数、
Figure BDA0002924925460000057
表示俯仰静导数、
Figure BDA0002924925460000058
表示航向静稳定力矩系数导数、
Figure BDA0002924925460000059
表示偏航阻尼旋转导数、
Figure BDA00029249254600000510
表示俯仰静稳定力矩系数导数、
Figure BDA00029249254600000511
表示俯仰阻尼旋转导数；
kα、kβ都表示幂次系数；
S表示滑模面函数，|s|表示滑模面函数的绝对值；
S特表示飞行器特征面积；
L表示飞行器长度；
Jz、Jy、Jz分别表示飞行器绕载体坐标系各轴的转动惯量。
其中，飞行器在末制导段通过下式(九)获得作用于升力系数的舵偏指令：
Figure BDA00029249254600000512
Figure BDA0002924925460000061
其中，δzc1表示末制导段获得的作用于升力系数的舵偏指令；
θn1表示末制导段期望的轨迹倾角，
Figure BDA0002924925460000062
表示末制导段期望的轨迹倾角导数，
Figure BDA0002924925460000063
表示末制导段期望的轨迹倾角二阶导数；
优选地，末制导段轨迹倾角通过下式获得：
Figure BDA0002924925460000064
yn＝y0+kn1arctan(kn2xn)表示理想飞行轨迹，
其中，y0表示进入末制导段时的飞行器高度；
kn1表示最终需要下降的高度；
kn2表示初始弹道倾角；
xn表示理想飞行轨迹中的横坐标。
其中，飞行器在末制导段通过下式(十一)获得作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：
Figure BDA0002924925460000065
其中，δzm1表示末制导段获得的作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：
Figure BDA0002924925460000066
表示末制导段期望的俯仰角，
Figure BDA0002924925460000067
表示末制导段期望的俯仰角导数，
Figure BDA0002924925460000068
表示末制导段期望的俯仰角二阶导数；
优选地，所述末制导段期望的俯仰角
Figure BDA0002924925460000069
与末制导段期望的轨迹倾角θn1相等；即
Figure BDA0002924925460000071
其中，飞行器在末制导段通过下式(十二)获得控制飞行轨迹高度的制导指令：
Figure BDA0002924925460000072
其中，an表示末制导段获得的控制飞行轨迹高度的制导指令；
c3、k1、k2、k3都表示大于零的比例系数；
Figure BDA0002924925460000073
表示俯仰角，
Figure BDA0002924925460000074
表示俯仰角的导数；
xn表示理想飞行轨迹中的横坐标，其取值横坐标实时位置；
Figure BDA0002924925460000075
表示理想飞行轨迹中的横坐标的导数，即在横坐标上的速度。
其中，飞行器在中制导段中通过下述方法融合作用于升力系数的舵偏指令δzc和作用于俯仰力矩系数的舵偏指令δzm：
δ实际1＝kzcδzc+(1-kzc)δzm (十三)
其中，δ实际1表示中制导段的融合制导指令；kzc表示加权系数，通过下式得到：
Figure BDA0002924925460000076
其中，kzb表示拟合系数。
其中，飞行器在末制导段中通过下述方法融合作用于升力系数的舵偏指令δzc1、作用于俯仰力矩系数的舵偏指令δzm1和控制飞行轨迹高度的制导指令an：
δ实际2＝kanan+kzc1δzc1+(1-kzc1)δzm1 (十五)
其中，δ实际2表示中制导段的融合制导指令；
kzc1表示加权系数，通过下式得到：
Figure BDA0002924925460000081
其中，kan和kzb1都表示拟合系数。
根据本发明提供的激光驾束制导飞行器的制导控制方法通过以一定的倾角来发射飞行器，并且在飞行器下落的滑翔段调整其飞行姿态，最终以较小的倾角进入到激光照射区域，接收激光信号，开始激光驾束制导的近似于水平的飞行阶段，从而在保证命中精度的情况下提高飞行器射程。
附图说明
图1示出根据本发明一种优选实施方式的激光驾束制导飞行器的制导控制方法整体逻辑图；
图2示出本发明实施例中XOY平面的飞行轨迹曲线；
图3示出本发明实施例中速度随时间变化的曲线；
图4示出本发明实施例中轨迹倾角随时间变化的曲线；
图5示出本发明实施例中法向过载随时间变化的曲线；
图6示出本发明实施例中攻角随时间变化的曲线；
图7示出本发明实施例中俯仰角随时间变化的曲线；
图8示出本发明实施例中俯仰角速度随时间变化的曲线；
图9示出本发明实施例中俯仰角偏差随时间变化的曲线；
图10示出本发明实施例中轨迹倾角偏差随时间变化的曲线；
图11示出本发明实施例中俯仰角偏差随时间变化的曲线；
图12示出本发明实施例中轨迹倾角偏差随时间变化的曲线；
图13示出本发明实施例中设定轨迹与真实轨迹对比曲线；
图14示出本发明实施例中真实飞行轨迹与设定轨迹偏差随时间变化的曲线；
图15示出本发明实施例中轨迹偏差变化率随时间变化的曲线。
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。
根据本发明提供的激光驾束制导飞行器的制导控制方法，如图1中所示，该方法包括：
通过激光发射装置发射激光照射目标，
通过发射装置发射飞行器，且所述飞行器的发射方向为目标的正上方；优选地，所述飞行器的发射角度可以为5°～20°，
飞行器在到达最高点时起控，并实时获得作用于升力系数的舵偏指令和作用于俯仰力矩系数的舵偏指令，
飞行器在进入末制导段时再额外实时获得控制飞行轨迹高度的制导指令；
所述飞行器在起控后实时根据所述舵偏指令和制导指令控制飞行器。
优选地，在所述飞行器发射后，实时解算飞行器在竖直方向上的速度，当竖直方向上的速度为零时，即认为飞行器到达最高点，并控制飞行器中其他传感器件启动工作。其中，通过加速度计实时测量飞行器的加速度，并分解得到竖直方向上的加速度，再对竖直方向上的加速度做积分，得到竖直方向上的速度。
在一个优选的实施方式中，通过所述飞行器上携带的激光接收机在起控后实时探测接收激光发射装置发出的激光信号；
在未接收到激光信号以前飞行器处于中制导段；
在接收收到激光信号以后飞行器处于末制导段。
优选地，所述激光发射装置发出的激光信号具有激光信息场的半径Δrm，即所述激光束是以Δrm为半径的圆柱形，当飞行器进入到该圆柱形区域内时即可以探测接收到激光信号。
优选地，所述激光发射装置用于提供激光空间编码信号，主要包括激光发射部件、激光扫描编码部件、坐标变换部件和变焦部件；所述飞行器上携带的激光接收机将激光编码空间信号转换为电信号，放大整形后，以TTL电平输出信息场的各调制频率，供飞行器上检波器计算出飞行器在空间信息场中的位置调制度，进而控制飞行器飞行。所述激光接收机主要由接收物镜、光电传感器、前置放大电路、整形放大电路、鉴频解码电路、接口转换电路和壳体组成。
在一个优选的实施方式中，飞行器在中制导段根据舵偏指令的融合控制舵机打舵工作，
飞行器在末制导段根据舵偏指令和制导指令的融合打舵工作。
在一个优选的实施方式中，飞行器在中制导段通过下式(一)获得作用于升力系数的舵偏指令：
Figure BDA0002924925460000111
其中，δzc表示中制导段获得的作用于升力系数的舵偏指令；
ac、bc和fc都表示过程参量；
所述过程参量ac、bc和fc通过下式获得：
Figure BDA0002924925460000112
Figure BDA0002924925460000113
Figure BDA0002924925460000114
c2、k1、k2、k3都表示大于零的比例系数；本申请中优选地，c2取值为0.5，k1取值为5，k2取值为3，k3取值为5；
α表示攻角，通过飞行器上的IMU解算出的俯仰角与加速度解算得到的弹道倾角做差得到，
Figure BDA0002924925460000115
表示攻角的导数，β表示侧滑角，通过飞行器上的IMU解算出的偏航角与加速度计解算到的弹道倾角做差得到，γV表示速度倾斜角，通过飞行器上的加速度计采集到的加速度积分得到的速度正切得到，θm表示弹道倾角，通过飞行器上IMU中加速度计测得加速度，进而解算出速度，再进一步解算得到，
Figure BDA0002924925460000121
表示速度倾斜角的导数，
Figure BDA0002924925460000122
表示弹道倾角的导数；
m表示飞行器质量，g表示比例系数，V表示飞行器的速度，通过对飞行器上的加速度计探测到的加速度做积分得到，
Figure BDA0002924925460000129
表示飞行器速度的导数；
P表示发动机推力，
Figure BDA0002924925460000123
表示升力，
Figure BDA0002924925460000124
表示侧向力；cy表示升力系数，cz表示侧向力系数；
δy表示作用于侧向通道的舵偏指令；
q表示来流动压，可通过气动仿真软件得到；
Figure BDA0002924925460000125
分别表示升力系数对舵偏的导数、升力系数对攻角的导数、侧向力系数对侧滑角的导数，可通过气动仿真软件得到；
kα、kβ都表示幂次系数；优选地，kα取值为0.5，kβ取值为1.5。
S表示滑模面函数，|s|表示滑模面函数的绝对值；
S特表示飞行器特征面积。
本申请中，通过设置上述趋近律，能够确保当|s|较大时，
Figure BDA0002924925460000126
起主要作用，可以有效降低收敛速度，降低加速度极值；当|s|较小时
Figure BDA0002924925460000127
起主要作用，保证了制导律的快速响应；当|s|很小时，-k3S起主要作用，从而降低抖振。
本申请中，在中制导段，选取滑膜面S＝[s1，s2]，具体为：
Figure BDA0002924925460000128
此阶段主要目的是对飞行轨迹倾角θ的约束，并且为了保证攻角α较小，也对俯仰角
Figure BDA0002924925460000131
进行了约束。设定俯仰角
Figure BDA0002924925460000132
轨迹倾角θn为约束的目标值，通常将其设置为常值。
优选地，具体设置为
Figure BDA0002924925460000133
θn＝2°，
Figure BDA0002924925460000134
c1＞0，c2＞0值的大小根据极点配置，使其动态特性远小于控制回路的动态特性。
在一个优选的实施方式中，飞行器在中制导段通过下式(五)获得作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：
Figure BDA0002924925460000135
其中，δzm表示中制导段获得的作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：
am、bm和fm都表示过程参量；
所述过程参量am、bm和fm通过下式获得：
Figure BDA0002924925460000136
Figure BDA0002924925460000137
Figure BDA0002924925460000138
c1、k1、k2、k3都表示大于零的比例系数；
α表示攻角，
Figure BDA0002924925460000139
表示攻角的导数，β表示侧滑角，γ表示倾斜角，通过飞行器上的IMU实时探测得到，
Figure BDA00029249254600001310
表示倾斜角的导数；
ωx、ωy、ωz分别表示角速度在载体坐标系各轴上的投影，
Figure BDA0002924925460000141
表示量纲为1的偏航角速度，
Figure BDA0002924925460000142
表示量纲为1的俯仰角速度；所述角速度通过IMU实时测量得到。
δy表示作用于侧向通道的舵偏指令；
q表示来流动压，可通过气动仿真软件得到；
Figure BDA0002924925460000143
表示偏航静导数，
Figure BDA0002924925460000144
表示俯仰静导数，
Figure BDA0002924925460000145
表示航向静稳定力矩系数导数，
Figure BDA0002924925460000146
表示偏航阻尼旋转导数，
Figure BDA0002924925460000147
表示俯仰静稳定力矩系数导数，
Figure BDA0002924925460000148
表示俯仰阻尼旋转导数，都可通过气动仿真软件得到；
kα、kβ都表示幂次系数；
S表示滑模面函数，|s|表示滑模面函数的绝对值；
S特表示飞行器特征面积；
L表示飞行器长度；
Jz、Jy、Jz分别表示飞行器绕载体坐标系各轴的转动惯量。
本申请中所述的载体坐标为原点在飞行器质心上，X轴指向飞行器轴向，Y轴指向飞行器纵向，Z轴指向飞行器横向的坐标系。
在一个优选的实施方式中，飞行器在末制导段通过下式(九)获得作用于升力系数的舵偏指令：
Figure BDA0002924925460000149
其中，δzc1表示末制导段获得的作用于升力系数的舵偏指令；
θn1表示末制导段期望的轨迹倾角，
Figure BDA0002924925460000151
表示末制导段期望的轨迹倾角导数，
Figure BDA0002924925460000152
表示末制导段期望的轨迹倾角二阶导数；
优选地，末制导段轨迹倾角通过下式获得：
Figure BDA0002924925460000153
yn＝y0+kn1arctan(kn2xn)表示理想飞行轨迹，
其中，y0表示进入末制导段时的飞行器高度；
kn1表示最终需要下降的高度，其取值为5-10米，优选为6米；
kn2表示初始弹道倾角；取值与轨迹倾角θn一致，优选为2°；
xn表示理想飞行轨迹中的横坐标，通过实时对加速度积分得到。
本申请中，在末制导段，
Figure BDA0002924925460000154
其中，ym表示飞行器实时高度，
yn表示飞行器期望高度，
Figure BDA0002924925460000155
表示飞行器实时高度导数，
Figure BDA0002924925460000156
表示飞行器期望高度导数。
在一个优选的实施方式中，飞行器在末制导段通过下式(十一)获得作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：
Figure BDA0002924925460000157
其中，δzm1表示末制导段获得的作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：
Figure BDA0002924925460000161
表示末制导段期望的俯仰角，
Figure BDA0002924925460000162
表示末制导段期望的俯仰角导数，
Figure BDA0002924925460000163
表示末制导段期望的俯仰角二阶导数；
优选地，所述末制导段期望的俯仰角
Figure BDA0002924925460000164
与末制导段期望的轨迹倾角θn1相等；即
Figure BDA0002924925460000165
在一个优选的实施方式中，飞行器在末制导段通过下式(十二)获得控制飞行轨迹高度的制导指令：
Figure BDA0002924925460000166
其中，an表示末制导段获得的控制飞行轨迹高度的制导指令；
c3、k1、k2、k3都表示大于零的比例系数；
Figure BDA0002924925460000167
表示俯仰角，通过飞行器上IMU中的陀螺仪测实时探测得到，
Figure BDA0002924925460000168
表示俯仰角的导数；
xn表示理想飞行轨迹中的横坐标，
Figure BDA0002924925460000169
表示理想飞行轨迹中的横坐标的导数，即在横坐标上的速度。
在一个优选的实施方式中，飞行器在中制导段中通过下述方法融合作用于升力系数的舵偏指令δzc和作用于俯仰力矩系数的舵偏指令δzm：
δ实际1＝kzcδzc+(1-kzc)δzm (十三)
其中，δ实际1表示中制导段的融合制导指令；
kzc表示加权系数，通过下式得到：
Figure BDA0002924925460000171
其中，kzb表示拟合系数，通过在攻角最小原则下经过仿真实验得到，其取值为-1.5～-0.5。
在一个优选的实施方式中，飞行器在末制导段中通过下述方法融合作用于升力系数的舵偏指令δzc1、作用于俯仰力矩系数的舵偏指令δzm1和控制飞行轨迹高度的制导指令an：
δ实际2＝kanan+kzc1δzc1+(1-kzc1)δzm1 (十五)
其中，δ实际2表示中制导段的融合制导指令；
kzc1表示加权系数，通过下式得到：
Figure BDA0002924925460000172
其中，kan和kzb1都表示拟合系数，kzb1为在攻角最小原则下经过仿真实验得到的拟合系数；为了实现快速收敛，kan取值大于kzc1和1-kzc1，优选地，kan的取值为0-1；kzb1取值为-1.5～-0.5。
实验例
设置发射装置即飞行器初始位置为(0，1)，发射角
Figure BDA0002924925460000173
初始速度V0＝30(m/s，激光信息场的半径Δrm＝8(m)，激光信息场中心线离地面高度Δym＝1(m)，约束的俯仰角
Figure BDA0002924925460000174
弹道倾角θn＝-2(°)；
具体系数设置为k1＝5，k2＝3，k3＝5，kα＝0.5，kβ＝1.5。
飞行器在达到最高点时起控，通过下式(一)获得中制导段获得的作用于升力系数的舵偏指令：
Figure BDA0002924925460000181
通过下式(五)获得中制导段获得的作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：
Figure BDA0002924925460000182
并且通过下述方法对两个舵偏指令进行融合：
δ实际1＝kzcδzc+(1-kzc)δzm (十三)
其中，kzc由下式得到：
Figure BDA0002924925460000183
kzb取值为-1；
根据融合结果控制飞行器的舵机在中制导段打舵工作；
飞行器到达末制导段时，通过下式(九)获得末制导段获得的作用于升力系数的舵偏指令：
Figure BDA0002924925460000184
通过下式(十一)获得末制导段获得的作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：
Figure BDA0002924925460000191
通过下式(十二)获得控制飞行轨迹高度的制导指令
Figure BDA0002924925460000192
再通过下述方法对作用于升力系数的舵偏指令δzc1、作用于俯仰力矩系数的舵偏指令δzm1和控制飞行轨迹高度的制导指令an进行融合：
δ实际2＝kanan+kzc1δzc1+(1-kzc1)δzm1 (十五)
其中，kzc1由下式得到：
Figure BDA0002924925460000193
其中，kzb1取值为-1；kan取值大于kzc1和1-kzc1的0-1中的最小值，精确到小数点后两位。
根据融合结果控制飞行器的舵机在末制导段打舵工作。
基于上述方法和参数取值，仿真得到如图2中所示的XOY平面的飞行轨迹曲线；
飞行器的速度、轨迹倾角和法向过载随时间变化的曲线如图3、图4和图5所示；可以看出轨迹倾角经过最高点后快速趋于设定值，并且最后趋于0；法向过载经过短时间震荡后快速收敛于0。
攻角、俯仰角及俯仰角速度随时间变化的曲线如图6、图7和图8中所示，可以看出在无控阶段，制导小型飞行器以较小攻角飞到最高点，然后经过对俯仰角与轨迹倾角的约束，俯仰角约束到设定值且俯仰角速度快速收敛至0，同时攻角快速收敛至0，从而证明本申请中的多次幂滑模制导律设计的有效性，达到平行攻击目标的目的；
俯仰角偏差
Figure BDA0002924925460000201
以及轨迹倾角偏差Δθ＝θm-θn随时间变化的曲线如图9和图10所示，可以看出俯仰角、轨迹倾角偏差快速收敛并趋于0，表明制导小型飞行器能够快速进入稳定飞行状态。
俯仰角偏差变化率
Figure BDA0002924925460000202
轨迹倾角偏差变化率
Figure BDA0002924925460000203
随时间变化的曲线如图11和图12中所示，可以看出偏差变化率快速收敛到0。
制导飞行器进入激光信息场后的设定轨迹yn与真实轨迹ym对比曲线如图13所示，可看出飞行轨迹最后与激光信息场中心线相切。
真实飞行轨迹与设定轨迹偏差Δy＝ym-yn及轨迹偏差变化率
Figure BDA0002924925460000204
随时间变化的曲线如图14和15中所示，可以看出飞行轨迹偏差最大值Δymax＝1.3de，并且在最后收敛至0，飞行轨迹偏差变化率较为平稳。
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 (10)

1.一种激光驾束制导飞行器的制导控制方法，其特征在于，该方法包括：
通过激光发射装置发射激光照射目标，
通过发射装置发射飞行器，且所述飞行器的发射方向为目标的正上方，
飞行器在到达最高点时起控，并实时获得作用于升力系数的舵偏指令和作用于俯仰力矩系数的舵偏指令，
飞行器在进入末制导段时再额外实时获得控制飞行轨迹高度的制导指令，
所述飞行器在起控后实时根据所述舵偏指令和制导指令控制飞行器。
2.根据权利要求1所述的激光驾束制导飞行器的制导控制方法，其特征在于，
通过所述飞行器上携带的激光接收机在起控后实时探测接收激光发射装置发出的激光信号；
在未接收到激光信号以前飞行器处于中制导段；
在接收收到激光信号以后飞行器处于末制导段。
3.根据权利要求1所述的激光驾束制导飞行器的制导控制方法，其特征在于，
飞行器在中制导段根据舵偏指令的融合控制舵机打舵工作，
飞行器在末制导段根据舵偏指令和制导指令的融合打舵工作。
4.根据权利要求2所述的激光驾束制导飞行器的制导控制方法，其特征在于，
飞行器在中制导段通过下式(一)获得作用于升力系数的舵偏指令：
Figure FDA0002924925450000021
其中，δzc表示中制导段获得的作用于升力系数的舵偏指令；
ac、bc和fc都表示过程参量；
所述过程参量ac、bc和fc通过下式获得：
Figure FDA0002924925450000022
Figure FDA0002924925450000023
Figure FDA0002924925450000024
c2、k1、k2、k3都表示大于零的比例系数；
α表示攻角，
Figure FDA0002924925450000025
表示攻角的导数，β表示侧滑角，γV表示速度倾斜角，θm表示弹道倾角，
Figure FDA0002924925450000026
表示速度倾斜角的导数，
Figure FDA0002924925450000027
表示弹道倾角的导数；
m表示飞行器质量，g表示重力加速度，V表示飞行器的速度，
Figure FDA0002924925450000028
表示飞行器速度的导数；
P表示发动机推力，Y表示升力，Z表示侧向力；
δy表示作用于侧向通道的舵偏指令；
q表示来流动压；
Figure FDA0002924925450000031
分别表示升力系数对舵偏的导数、升力系数对攻角的导数、侧向力系数对侧滑角的导数；
kα、kβ都表示幂次系数；
S表示滑模面函数，|s|表示滑模面函数的绝对值；
S特表示飞行器特征面积。
5.根据权利要求2所述的激光驾束制导飞行器的制导控制方法，其特征在于，
飞行器在中制导段通过下式(五)获得作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：
Figure FDA0002924925450000032
其中，δzm表示中制导段获得的作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：
am、bm和fm都表示过程参量；
所述过程参量am、bm和fm通过下式获得：
Figure FDA0002924925450000033
Figure FDA0002924925450000034
Figure FDA0002924925450000041
c1、k1、k2、k3都表示大于零的比例系数；
α表示攻角，
Figure FDA0002924925450000042
表示攻角的导数，β表示侧滑角，γ表示倾斜角，
Figure FDA0002924925450000043
表示倾斜角的导数；
ωx、ωy、ωz分别表示角速度在载体坐标系各轴上的投影，
Figure FDA0002924925450000044
表示量纲为1的偏航角速度，
Figure FDA0002924925450000045
表示量纲为1的俯仰角速度；
δy表示作用于侧向通道的舵偏指令；
q表示来流动压；
Figure FDA0002924925450000046
表示偏航静导数，
Figure FDA0002924925450000047
表示俯仰静导数，
Figure FDA0002924925450000048
表示航向静稳定力矩系数导数，
Figure FDA0002924925450000049
表示偏航阻尼旋转导数，
Figure FDA00029249254500000410
表示俯仰静稳定力矩系数导数，
Figure FDA00029249254500000411
表示俯仰阻尼旋转导数；
kα、kβ都表示幂次系数；
S表示滑模面函数，|s|表示滑模面函数的绝对值；
S特表示飞行器特征面积；
L表示飞行器长度；
Jz、Jy、Jz分别表示飞行器绕载体坐标系各轴的转动惯量。
6.根据权利要求2所述的激光驾束制导飞行器的制导控制方法，其特征在于，
飞行器在末制导段通过下式(九)获得作用于升力系数的舵偏指令：
Figure FDA0002924925450000051
其中，δzc1表示末制导段获得的作用于升力系数的舵偏指令；
θn1表示末制导段期望的轨迹倾角，
Figure FDA0002924925450000052
表示末制导段期望的轨迹倾角导数，
Figure FDA0002924925450000053
表示末制导段期望的轨迹倾角二阶导数；
优选地，末制导段轨迹倾角通过下式获得：
Figure FDA0002924925450000054
yn＝y0+kn1arctan(kn2xn)表示理想飞行轨迹，
其中，y0表示进入末制导段时的飞行器高度；
kn1表示最终需要下降的高度；
kn2表示初始弹道倾角；
xn表示理想飞行轨迹中的横坐标。
7.根据权利要求2所述的激光驾束制导飞行器的制导控制方法，其特征在于，
飞行器在末制导段通过下式(十一)获得作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：
Figure FDA0002924925450000055
其中，δzm1表示末制导段获得的作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：
Figure FDA0002924925450000061
表示末制导段期望的俯仰角，
Figure FDA0002924925450000062
表示末制导段期望的俯仰角导数，
Figure FDA0002924925450000063
表示末制导段期望的俯仰角二阶导数；
优选地，所述末制导段期望的俯仰角
Figure FDA0002924925450000064
与末制导段期望的轨迹倾角θn1相等；即
Figure FDA0002924925450000065
8.根据权利要求2所述的激光驾束制导飞行器的制导控制方法，其特征在于，
飞行器在末制导段通过下式(十二)获得控制飞行轨迹高度的制导指令：
Figure FDA0002924925450000066
其中，an表示末制导段获得的控制飞行轨迹高度的制导指令；
c3、k1、k2、k3都表示大于零的比例系数；
Figure FDA0002924925450000067
表示俯仰角，
Figure FDA0002924925450000068
表示俯仰角的导数；
xn表示理想飞行轨迹中的横坐标；
Figure FDA0002924925450000069
表示理想飞行轨迹中的横坐标的导数，即在横坐标上的速度。
9.根据权利要求3所述的激光驾束制导飞行器的制导控制方法，其特征在于，
飞行器在中制导段中通过下述方法融合作用于升力系数的舵偏指令δzc和作用于俯仰力矩系数的舵偏指令δzm：
δ实际1＝kzcδzc+(1-kzc)δzm (十三)
其中，δ实际1表示中制导段的融合制导指令；
kzc表示加权系数，通过下式得到：
Figure FDA0002924925450000071
其中，kzb表示拟合系数。
10.根据权利要求3所述的激光驾束制导飞行器的制导控制方法，其特征在于，
飞行器在末制导段中通过下述方法融合作用于升力系数的舵偏指令δzc1、作用于俯仰力矩系数的舵偏指令δzm1和控制飞行轨迹高度的制导指令an：
δ实际2＝kanan+kzc1δzc1+(1-kzc1)δzm1 (十五)
其中，δ实际2表示中制导段的融合制导指令；
kzc1表示加权系数，通过下式得到：
Figure FDA0002924925450000072
其中，kan和kzb1都表示拟合系数。
CN202110133310.0A 2021-01-29 2021-01-29 激光驾束制导飞行器的制导控制方法 Active CN112817335B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110133310.0A CN112817335B (zh) 2021-01-29 2021-01-29 激光驾束制导飞行器的制导控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110133310.0A CN112817335B (zh) 2021-01-29 2021-01-29 激光驾束制导飞行器的制导控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112817335A true CN112817335A (zh) 2021-05-18
CN112817335B CN112817335B (zh) 2021-10-01

Family

ID=75860702

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110133310.0A Active CN112817335B (zh) 2021-01-29 2021-01-29 激光驾束制导飞行器的制导控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112817335B (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113238582A (zh) * 2021-07-09 2021-08-10 北京信息科技大学 飞行器的飞行轨迹的规划方法、装置及***
CN113467245A (zh) * 2021-07-15 2021-10-01 北京信息科技大学 飞行器的分数阶滑模控制方法、装置及***
CN116126033A (zh) * 2023-04-19 2023-05-16 北京理工大学 一种图像复合飞行器制导控制方法
CN116661495A (zh) * 2023-05-30 2023-08-29 北京理工大学 一种飞行器近射程减速控制方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2235277A1 (en) * 1995-08-11 1997-02-27 David M. Shemwell Improved laser based visual landing aids and method for implementing same
JP2000074793A (ja) * 1998-08-31 2000-03-14 Ford Global Technol Inc タイヤの接触逸失補償を持つ有効道路輪郭シミュレ―ション方法及びシステム
CN102012192A (zh) * 2010-09-15 2011-04-13 北京理工大学 一种确定激光驾束制导信息场初始定焦参数的方法
CN107179021A (zh) * 2017-06-14 2017-09-19 北京理工大学 一种驾束制导体制下多弹协同高精度制导控制方法
CN108387151A (zh) * 2018-01-30 2018-08-10 北京理工大学 一种测量导弹相对姿态角的偏置跟随激光测量***
CN111221348A (zh) * 2018-11-26 2020-06-02 北京理工大学 应用于远程制导飞行器的侧偏修正方法
CN112180971A (zh) * 2020-08-26 2021-01-05 北京理工大学 多旋翼飞行器多模制导方法及***

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2235277A1 (en) * 1995-08-11 1997-02-27 David M. Shemwell Improved laser based visual landing aids and method for implementing same
JP2000074793A (ja) * 1998-08-31 2000-03-14 Ford Global Technol Inc タイヤの接触逸失補償を持つ有効道路輪郭シミュレ―ション方法及びシステム
CN102012192A (zh) * 2010-09-15 2011-04-13 北京理工大学 一种确定激光驾束制导信息场初始定焦参数的方法
CN107179021A (zh) * 2017-06-14 2017-09-19 北京理工大学 一种驾束制导体制下多弹协同高精度制导控制方法
CN108387151A (zh) * 2018-01-30 2018-08-10 北京理工大学 一种测量导弹相对姿态角的偏置跟随激光测量***
CN111221348A (zh) * 2018-11-26 2020-06-02 北京理工大学 应用于远程制导飞行器的侧偏修正方法
CN112180971A (zh) * 2020-08-26 2021-01-05 北京理工大学 多旋翼飞行器多模制导方法及***

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
FAN JUNFANG 等: "Angle of Attack Identification of a Miniature Guided Munition", 《2019 CHINESE CONTROL AND DECISION CONFERENCE (CCDC)》 *
张云昆: "xx型火箭激光驾束制导中变焦投射***研究与设计", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库工程科技Ⅱ辑》 *
张博 等: "基于双幂次滑模趋近律方法的PMLSM精密位置控制", 《微电机》 *
林鹏 等: "全捷联制导弹药制导律设计", 《弹箭统一制导学报》 *
穆忠伟 等: "基于双幂次趋近律的导弹终端滑模制导方法", 《火力与指挥控制》 *

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113238582A (zh) * 2021-07-09 2021-08-10 北京信息科技大学 飞行器的飞行轨迹的规划方法、装置及***
CN113467245A (zh) * 2021-07-15 2021-10-01 北京信息科技大学 飞行器的分数阶滑模控制方法、装置及***
CN113467245B (zh) * 2021-07-15 2023-06-02 北京信息科技大学 飞行器的分数阶滑模控制方法、装置及***
CN116126033A (zh) * 2023-04-19 2023-05-16 北京理工大学 一种图像复合飞行器制导控制方法
CN116126033B (zh) * 2023-04-19 2023-07-21 北京理工大学 一种图像复合飞行器制导控制方法
CN116661495A (zh) * 2023-05-30 2023-08-29 北京理工大学 一种飞行器近射程减速控制方法
CN116661495B (zh) * 2023-05-30 2024-02-20 北京理工大学 一种飞行器近射程减速控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN112817335B (zh) 2021-10-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112817335B (zh) 激光驾束制导飞行器的制导控制方法
US5425514A (en) Modular aerodynamic gyrodynamic intelligent controlled projectile and method of operating same
US5379968A (en) Modular aerodynamic gyrodynamic intelligent controlled projectile and method of operating same
US5788178A (en) Guided bullet
CA2568423C (en) System for anticipated measurement of turbulence upstream of an aircraft
US4277038A (en) Trajectory shaping of anti-armor missiles via tri-mode guidance
CN111692919A (zh) 超近射程的飞行器精确制导控制方法
WO2006086528A2 (en) Ballistic guidance control for munitions
JP5307297B2 (ja) 姿勢制御スラスタを使用してミサイルの飛行を制御する方法
US5451014A (en) Self-initializing internal guidance system and method for a missile
CN111595210A (zh) 一种大空域高动态火箭子级落区精确垂直回收控制方法
EP0636862B1 (en) Inertial measurement unit and method for improving its measurement accuracy
CN111813137B (zh) 一种靶机人在环控制方法
CN110209192A (zh) 战斗机航向增稳控制***设计方法
US6138944A (en) Scatterider guidance system for a flying object based on maintenance of minimum distance between the designating laser beam and the longitudinal axis of the flying object
CN110658854A (zh) 一种基于组合惯导信息应用的光电转塔视频跟踪前馈补偿方法
US4123019A (en) Method and system for gravity compensation of guided missiles or projectiles
CN110895418A (zh) 补偿舵机动力学滞后的低速旋转飞行器控制方法及***
US4023749A (en) Directional control system for artillery missiles
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
CN115993769A (zh) 一种用于高动态飞行器的一体化制导控制方法
CN115574666B (zh) 一种掠地巡航靶标定高方法
RU2021577C1 (ru) Способ управления снарядом
US6886774B2 (en) Method for piloting a spinning projectile
US4662580A (en) Simple diver reentry method

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