一种采用多前置角叠加与末端修正的新型前置导引方法技术

本发明专利技术是关于一种采用多前置角叠加与末端修正的新型前置导引方法，属于飞行器制导技术领域，其特点在于首先采用导引头与陀螺仪测量视线角与偏航信号，其次根据飞行器的飞行距离与视线角信号多次截取前置角信号，并将多个前置角与偏航角比较后得到的多个误差信号进行加权综合，然后对飞行器末段视线角过大的情况设计大视线角特殊处理环节，以避免末段导引信号过大，最后对上述信号进行比例加权综合并积分构成最终的导引信号输出给飞行器姿态稳定回路进行跟踪，导引飞行器精确飞向目标。该方法解决了现有技术中单前置角的设定难以保证导引末段形成尾追，进而导致脱靶量过大的问题。

A new leading method with multi leading angle superposition and terminal correction

【技术实现步骤摘要】
一种采用多前置角叠加与末端修正的新型前置导引方法
本专利技术属于飞行器制导与控制领域，具体而言涉及一种采用多前置角叠加的高精度前置导引控制方法。
技术介绍
计算机技术的飞速发展，使得目前在飞行器制导领域采用多前置角的方法完全可以实现。而传统单前置角的物理意义比较明确，因此在导引算法中广泛应用。但单前置角相对于本专利技术的多前置角导引来说，显然容错性差一些。而且多前置角导引的物理意义更加明确，尤其是在飞行过程中，根据目标运动态势的变化，可以不断地调制前置角的信息，使得打击精度更高，飞行弹道更合理，导引律的解算更加复合设计要求。同时传统导引律面临的一个普遍问题就是在末端视线角变化较大时，导引律的输出容易达到饱和，因此本专利技术针对末端的视线角过大问题，单独设计了大视线角处理环节，通过引入该环节，可以明显的改善导引末端弹道变得平缓而形成尾追态势，从而使得导引律的设计更合理，导引精度更高。因此基于以上两方面背景所提出的多前置角新型导引方法具有很高的工程应用价值与经济价值，能够广泛应用于军民两用的各种飞行器制导与导航领域。需要说明的是，在上述
技术介绍
部分专利技术的信息仅用于加强对本专利技术的背景的理解，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。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种采用多前置角叠加与末端修正的新型前置导引方法，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的单前置角设定难以保证导引末段形成尾追，进而导致脱靶量过大的问题。根据本专利技术的一个方面，提供一种采用多前置角叠加与末端修正的新型前置导引方法，包括以下步骤：步骤S10，采用陀螺仪测量飞行器的偏航角，采用导引头测量飞行器相对于机动目标运动的视线角信号与初始距离，并采用惯性导航设备测量飞行器的运动距离；步骤S20，根据所述的测量距离与运动距离以及视线角信号设置条件，多次截取前置角信号；步骤S30，讲所述的多个前置角截取信号与飞行器偏航角测量信号进行比较与修正，得到多个前置误差信号，并对多误差信号进行比例综合；步骤S40，将所述视线角测量信号与偏航角测量信号进行对比，得到视线角误差信号，并对视线角信号进行非线性处理，得到大视线角处理信号；步骤S50，将所述的多个误差信号与大视线角处理信号进行综合，得到综合信号，并进行积分运算，输出给飞行器作为姿态稳定回路，导引飞行器准确命中目标。在本专利技术的一个示例实施例中，对飞行器相对于机动目标运动的相关信息进行测量包括qu、υ、x、xt(0)。其中qu为飞行器与目标的视线角；υ为飞行器的偏航角，x为所述飞行器在x轴方向的坐标；xt(0)为初始目标位置在x轴方向的投影坐标。x轴方向为飞行器导引开始时刻的飞行方向在水平面的投影。在本专利技术的一个示例实施例中，根据前向飞行距离多次截取前置角信号包括：其中n为前置角的截取次数，xt(0)为初始时刻目标距离飞行器的距离在x轴方向的投影。选取满足飞行器飞行距离x＞xn的最小时刻，记作tn。然后采取tn时刻的视线角qu(tn)，作为第n次前置角的截取值。在本专利技术的一个示例实施例中，根据多前置误差信号进行比例综合得到比例综合信号包括：en＝qu(tn)-υ；其中qu(tn)为前置角信号，υ为飞行器偏航角信号，tn为前置角的截取时刻；en为前置误差信号，ena为前置误差修正信号，un为第n个比例综合信号。在本专利技术的一个示例实施例中，根据所述视线角信号构建大视线角处理信号包括：其中qu为视线角信号，kn+1、m与ε为常参数。在本专利技术的一个示例实施例中，根据所述的多个误差比例综合信号与大视线角处理信号进行综合，并进行积分运算得到最终的导引信号包括：un+2＝qu-υ；u＝∫uzdt；其中u为最终的导引信号，uz为综合信号，un+2为视线角误差信号，uj为比例综合信号，kj(j＝1,2,…,n+2)为常参数。本专利技术提供的一种采用多前置角叠加与末端修正的新型前置导引方法。一方面给出了根据飞行器的飞行距离与视线角信号多次截取前置角信号的方法，同时并将多个前置角与偏航角比较后得到的多个误差信号进行加权综合，另一方面对飞行器末段视线角过大的情况设计了大视线角特殊处理环节，避免了末段导引信号过大而导致脱靶量增大的问题。因此本专利技术不仅在理论上，多前置角的实施具有创新性，而且在工程上，由于导引精度高而使得具有很高的实用价值，将能够被广泛应用于军民各个领域的飞行器制导控制中。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，并不能限制本专利技术。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，示出了符合本专利技术的实施例，并与说明书一起用于解释本专利技术的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，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与本专利技术的附图类似的其他的附图。图1是本专利技术提供的采用多前置角叠加与末端修正的新型前置导引方法的流程图。图2是本专利技术例所提供方法的视线角信号(单位：度)。图3是本专利技术例所提供方法的偏航角信号(单位：度)。图4是本专利技术例所提供方法的多前置角信号(单位：度)。图5是本专利技术例所提供方法的视线角与偏航角的误差信号(单位：度)。图6是本专利技术例所提供方法的飞行器与目标在水平面的相对运动轨迹(单位：米)。图7是本专利技术例所提供方法的飞行器与目标距离曲线(单位：米)。图8是本专利技术例所提供方法的脱靶量末端放大曲线(单位：米)。图9是本专利技术例所提供方法的侧滑角曲线(单位：度)。图10是本专利技术例所提供方法的舵偏角曲线(单位：度)。图11是本专利技术例所提供方法的实际偏航角与期望偏航角的对比曲线(单位度)。具体实施方式现在将参考附图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专利技术将更加全面和完整，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专利技术的实施方式的充分理解。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专利技术的各方面变得模糊。本专利技术提供了一种采用多前置角叠加与末端修正的新型前置导引方法，采用导引头与陀螺仪测量视线角与偏航信号，其次根据飞行器的飞行距离与视线角信号多次截取前置角信号，并将多个前置角与偏航角比较后得到的多个误差信号进行加权综合，然后对飞行器末段视线角过大的情况设计大视线角特殊处理环节，以避免末段导引信号过大，最后对上述信号进行比例加权综合并积分构成最终的导引信号输出给飞行器姿态稳定回路进行跟踪，即可导引飞行器精确飞向目标。本专利技术采用多前置角叠加与末端修本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种采用多前置角叠加与末端修正的新型前置导引方法，其特征在于，包括以下步骤：/n步骤S10，采用陀螺仪测量飞行器的偏航角，采用导引头测量飞行器相对于机动目标运动的视线角信号与初始距离，并采用惯性导航设备测量飞行器的运动距离；/n步骤S20，根据所述的初始距离与运动距离以及视线角信号设置条件，多次截取前置角信号；/n步骤S30，讲所述的多个前置角截取信号与飞行器偏航角测量信号进行比较与修正，得到多个前置误差信号，并对多误差信号进行比例综合；/n步骤S40，将所述视线角测量信号与偏航角测量信号进行对比，得到视线角误差信号，并对视线角信号进行非线性处理，得到大视线角处理信号；/n步骤S50，将所述的多个误差信号与大视线角处理信号进行综合，得到综合信号，并进行积分运算，输出给飞行器姿态稳定回路，导引飞行器准确命中目标。/n

【技术特征摘要】
1.一种采用多前置角叠加与末端修正的新型前置导引方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S10，采用陀螺仪测量飞行器的偏航角，采用导引头测量飞行器相对于机动目标运动的视线角信号与初始距离，并采用惯性导航设备测量飞行器的运动距离；
步骤S20，根据所述的初始距离与运动距离以及视线角信号设置条件，多次截取前置角信号；
步骤S30，讲所述的多个前置角截取信号与飞行器偏航角测量信号进行比较与修正，得到多个前置误差信号，并对多误差信号进行比例综合；
步骤S40，将所述视线角测量信号与偏航角测量信号进行对比，得到视线角误差信号，并对视线角信号进行非线性处理，得到大视线角处理信号；
步骤S50，将所述的多个误差信号与大视线角处理信号进行综合，得到综合信号，并进行积分运算，输出给飞行器姿态稳定回路，导引飞行器准确命中目标。


2.根据权利要求1所述的采用多前置角叠加与末端修正的新型前置导引方法，其特征在于，根据前向飞行距离进行前置角信号的多次截取包括：
选取满足飞行器飞行距离x＞xn的最小时刻，记作tn。然后截取tn时刻的视线角qu(tn)，作为第n次前置角的值。其中而xt(0)为初始时刻目标距离飞行器的距离在x轴方...

【专利技术属性】
技术研发人员：范作娥，冯林平，潘爽，孙东平，聂永芳，
申请(专利权)人：中国人民解放军海军潜艇学院，
类型：发明
国别省市：山东;37