一種大落地傾角條件下應用的側向導引方法與流程

本發明涉及一種導引方法，特別是一種大落地傾角條件下應用的側向導引方法，屬于飛行器制導控制領域。
背景技術：
：無控、簡控飛行器在實際飛行過程中由于受到各項偏差以及各種飛行干擾的影響，而其本身抗干擾和偏差的能力較弱，因此飛行器的射程和精度均受到相應限制。全程制導技術的應用成為當前飛行器的一個新的發展方向。從系統性能指標要求的角度出發，還需要對飛行器的最終落地姿態有不同的要求，一般來講落地時彈道傾角越接近于垂直越有利于飛行任務的實現。在縱向平面內滿足大傾角的條件下，側向運動不可避免的受到一定影響，因此設計簡單有效地的側向制導工程方法是全程制導飛行器的一項關鍵技術。并且為了保證縱向的機動能力與傾角要求，在飛行末端側向的控制能力一般都存在較大限制，因此需要沿彈道合理分配側向制導的需用過載，協調與縱向指令的關系，避免同時出現較大需用過載的情況。2006年西北工業大學出版社出版的，由劉興堂編著的《導彈制導控制系統分析、設計與仿真分析》一書的318頁給出了典型比例導引規律產生的指令加速度如公式(1)所示。aM=-ky·q·y·v---(1)]]>其中，aM為指令加速度，ky為制導參數，為視線角速率，v為火箭彈的速度。將加速度指令寫成導引指令的形式，如公式(2)所示。Nz=-ky*q·y*v/G0---(2)]]>其中，Nz為側向導引指令，G0為重力加速度。采用該導引方法，在起始段的導引指令小，導致機動速度慢，容易引起后段制導過程中，殘留較大的導引量，影響打擊精度。并且在縱向大傾角的條件下視線角速率的工程計算方法也需要進行研究與設計，以保證側向制導精度的同時，不影響縱向的制導效果。技術實現要素：本發明的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提供了一種大落地傾角條件下應用的側向導引方法，在有限的控制能力條件下合理分配與規劃導引指令，避免末段導引量較大，有效提高了打擊精度。本發明的技術解決方案是：一種大落地傾角條件下應用的側向導引方法，步驟如下：(1)在飛行器飛行時間T小于側向制導時間tgc時,側向導引指令為零；(2)當飛行器飛行時間T>tgc時，計算側向視線角速率和縱向視線角qy，當tgc<T<tgb時進入步驟(3)，當T>tgb時進入步驟(5)，其中tgb為比例導引時間，且tgb>tgc；(3)利用公式計算預先導引指令PreNz，其中dist為彈目距離，G0為重力加速度，pre_const為預先設定的常值，根據實際彈道情況確定，進入步驟(4)；(4)利用公式計算實際的側向導引指令Nz，其中kz1為導引參數，一般取2～4，vv為飛行速度，kNz_t為預先導引指令與比例導引的過渡參數，當視線角速率由正值變為負值或由負值變為正值時，kNz_t由1.0逐漸過渡為0.0；(5)利用公式計算側向導引指令Nz，其中kz2為導引參數，一般取2～4，完成大落地傾角條件下應用的側向導引指令計算。所述步驟(2)中計算側向視線角速率的公式如下：q·z=-(zr·vxr-xr·vzr)/(xr2+zr2)(xr2+zr2)>λ-(zr·vxr-xr·vzr)/λ2(xr2+zr2)≤λ]]>計算縱向視線角qy的公式如下：qy=sin-1(yr/xr2+yr2+zr2)(xr2+yr2+zr2)>λsin-1(yr/λ)(xr2+yr2+zr2)≤λ]]>其中xr、yr與zr為彈目相對距離，vxr、vyr與vzr為彈目相對速度，λ為根據彈道特性設置的閾值變量。對側向導引指令Nz進行濾波、限幅以及平滑處理，完成側向導引控制。本發明與現有技術相比的有益效果是：(1)本發明在有限的控制能力條件下通過合理分配規劃側向導引指令，根據彈目位置等關系預先機動導引，與縱向導引指令較大情況錯開時間，保證飛行器末段縱向機動能力，在飛行器縱向大傾角的飛行狀態下，有效提高了側向制導精度，滿足系統對飛行器的性能指標要求。(2)本發明側向導引方法的制導形式采用基于比例導引的側向自適應制導方法，在工程實現時考慮實際能力與物理過程，增加限幅、濾波和平滑等處理方法，方便控制回路的實現，保證了控制品質和制導精度。(3)本發明在計算視線角速率時，主要通過彈目相對位置關系與彈目相對速度關系得到，確保準確的同時保證了簡單直觀，易于工程應用。附圖說明圖1為本發明方法流程圖；圖2為側向導引指令對比曲線；圖3中(a)為側向位置對比曲線，(b)為(a)的飛行末端的局部放大圖像；圖4為彈道傾角對比曲線。具體實施方式下面結合附圖對本發明的具體實施方式進行進一步的詳細描述。如圖1所示，本發明提出一種大落地傾角條件下應用的側向導引方法，具體內容如下：在飛行器飛行時間T小于側向制導時間tgc時,側向導引指令為零。當T>tgc時，按公式1形式計算側向視線角速率。q·z=-(zr·vxr-xr·vzr)/(xr2+zr2)(xr2+zr2)>λ-(zr·vxr-xr·vzr)/λ2(xr2+zr2)≤λ---(1)]]>其中xr、yr與zr為彈目相對距離，vxr、vyr與vzr為彈目相對速度，λ為根據彈道特性設置的閾值變量，意義在于當飛行器與目標點距離較近時，對時間角速率進行限幅計算，防止其變得過大。按公式2形式計算縱向視線角。qy=sin-1(yr/xr2+yr2+zr2)(xr2+yr2+zr2)>λsin-1(yr/λ)(xr2+yr2+zr2)≤λ---(2)]]>公式中各變量定義與前一致。當T<tgb(tgb為比例導引時間)時，首先按公式3形式計算預先導引指令PreNz，具體形式如下：PreNz=-dist×q·z/G0/pre_const---(3)]]>其中dist為彈目距離，為側向視線角速率，G0為重力加速度，pre_const為預先設定的常值，可根據實際彈道情況進行確定，此參量主要影響PreNz的持續時間。之后按公式4計算實際的側向導引指令Nz，形式如下：Nz=-kz1*q·z*vv/G0*(1.0-kNz_t)*cos(qy)+PreNz*kNz_t---(4)]]>其中kz1為導引參數，一般取2-4，為側向視線角速率，vv為飛行速度，G0為重力加速度，qy為縱向視線角速率，PreNz為預先導引指令，kNz_t為預先導引指令與比例導引的過渡參數，當視線角速率由正值變為負值或由負值變為正值時，即認為視線角速率較小且近似為零，此時刻開始kNz_t由1.0逐漸過渡為0.0，具體過渡時間由實際彈道特性與仿真結果確定。當T>tgb時，按公式5形式計算Nz。Nz=-Kz2·q·z·vv/G0*cos(qy)---(5)]]>其中Kz2為導引參數，一般取2-4，其他變量與前一致。在計算完Nz后需要進行一定的工程化處理，避免在計算導引指令時出現階躍跳變影響控制系統穩定，避免輸出過大造成結構強度要求過大或超出設備量程，避免由于計算原因造成的高頻毛刺小幅抖動等，因此需要加入每步之間的增量限制，計算輸出限幅、濾波、平滑等處理，最后計算得到側向導引指令Nzc。本發明設計的基于比例導引的側向自適應導引方法，保證縱向飛行末段導引能力的前提下，合理分配與規劃側向導引指令的計算方法，使得在有限的控制能力條件下，能夠適應縱向大傾角的飛行狀態，保證側向導引精度，并且易于工程實現和調試。實施例：采用本發明側向導引方法和經典比例導引律的方法對某飛行器進行制導控制。在射程200km下進行六自由度數學仿真，側向目標距離設定為25km，對應的期望速度傾角為80°±5°，獲得飛行器在比例導引段的側向導引指令曲線以及側向位置偏差結果，分別采用本發明中側向導引方法和經典比例導引律的方法進行制導控制，得到側向導引曲線如圖2所示，側向位置結果對比曲線如圖3中(a)所示，圖4為彈道傾角對比曲線，圖2-圖4中虛線為采用經典比例導引得到的結果曲線，實線為采用本發明方法得到的結果曲線，圖3中(b)為(a)飛行末端的局部放大圖像。數學仿真結果表明本發明能夠在保證縱向機動與控制能力的前提下，充分利用飛行器有限的側向機動能力，合理分配導引指令，保證側向導引精度，滿足性能指標要求。由圖2中曲線可以看到，由本發明方法得到的導引指令與經典的比例導引存在較大不同，在飛行過程中導引指令得到了更好的規劃分配，并且在飛行末端未出現較大導引指令變化情況。由圖3中曲線可以看到，本發明方法的在大落地傾角條件下能夠保證側向導引精度。本發明說明書中未作詳細描述的內容屬于本領域專業技術人員的公知技術。當前第1頁1 2 3