專利名稱:基于Bezier曲線的多約束飛行器導引方法
技術領域：
本發明屬于飛行器動力學與制導技術領域：
，涉及一種飛行器末段制導方法，具體涉及一種飛行器自主攻擊地面固定目標時使用的一種導引方法。
背景技術：
導彈制導規律即導引律是空戰中實現戰機追蹤/攔截導引的火控系統關鍵技術之一。導引律的選擇對導彈始發歐精確打擊目標至關重要。經典的導引律主要考慮的因素是脫靶量。隨著技術的發展，無論反艦導彈還是地對地導彈，在保證脫靶量的同時，按照期望的碰撞角交會目標，并且交會時能保持期望的姿態和速度是設計制導律的目標。導引律主要有基于解析形式的顯式導引律和基于數值優化的導引律。
參考文獻[I] [10]用不同的表達形式實現了不同約束的顯式導引律。Lu設計了一種基于比例導引的自適應閉環導引律，可以按照期望的方向高精度的命中目標(參考文獻[I]:P.Lu, D.B.Doman, and J.D.Schierman, “Adaptive Terminal Guidance forHypervelocity Impact in Specified Direction,，，Journal of Guidance Control andDynamics, Vol.29, N0.2，2006, pp.269-278) ；A.Ratnoo 提出了一種基于比例導引的制導律，可以實現在平面內按照所有可能的碰撞角命中固定目標(參考文獻[2]:A.Ratnoo, andD.Ghose, “Impact Angle Constrained Interception of Stationary Targets,’’Journalof Guidance Control and Dynamics,Vol.31,N0.6,2008,pp.1816-1821) ；C.Ryoo設計了一種滿足終端碰撞角的能量最優導引律(參考文獻[3]:C.Ryoo,H.Cho, andM.Tahk,“Optimal Guidance Laws with Impact Angle Constraint,’’Journal of GuidanceControl and Dynamics, Vol.28, N0.4, 2005, pp.724-732) ;Y.Lee 設計了一種最優導引律(參考文獻[4]:Y.Lee, C.Ryoo, and E.Kim, “Optimal Guidance with Constraints onImpact Angle and Terminal Acceleration,，，AIAA Guidance, Navigation, and ControlConference and Exhibit, 2003, Austin, Texas, pp.1-7),在滿足脫祀量和終端碰撞角要求的同時可以調整終端加速度；R.York則設計了一種可同時滿足碰撞角和終端攻角要求的最優導引律(參考文獻[5]:R.J.York, and H.L.Pastrick, “Optimal Terminal Guidancewith Constraints at Final Time,，，Journal of Spacecraft, Vol.14, N0.6, 1977, pp.381-383) ；1.R.Manchester設計了一種有碰撞角約束的平面交會導引律,這種導引律是采用了跟蹤一個圓弧至目標的思路，不需要剩余航程的信息(參考文獻[6]: 1.R.Manchester, andA.V.Savkin, iiCircular-Navigation-GuidanceLawfor Precision Missile/TargetEngagements,，，Journal of Guidance Control and Dynamics, Vol.29, N0.2, 2006, pp.314-320)。B.S.Kim設計了一種偏置的比例導引律，此導引律是在傳統的比例導引的基礎上增加一時變的偏置項，可實現以期望的姿態命中目標(參考文獻[7]:B.S.Kim, J.G.Lee, and H.S.Han, “Biased PNG Law for impact with Angular Constraint, ” IEEETransactions on Aerospace and Electronics Systems, Vol.34, N0.1, 1998, pp.277-288)。R.W.Morgan設計了一種法向加速度約束的的能量最優的導引律(參考文獻[8]:R.ff.Morgan, H.Tharp, and T.L.Vincent, “Minimum Energy Guidance for AerodynamicallyControlled Missiles,，，IEEE Transactions on Automatic Control, Vol.56, N0.9, 2011,PP.2026-2037) 0D.Sang設計了一種考慮導引頭視場角限制的導引律，通過轉換邏輯可保證目標始終在導引頭鎖定視場內(參考文獻[9]:D.Sang, C.Ryoo, and M.Tahk, “A GuidanceLaw with a Switching Logic for Maintaining Seeker’ s Lock-on for StationaryTargets,，，KSAS International Journal, Vol.9, N0.2, 2008, pp.87-97) A.Naghash 基于逆動力學方法設計了一種次優顯式導引律。通過離線優化描述彈道的三階Bezier曲線的相關參數，獲得末速最大的彈道，然后將此參數用于導引律，但是此方法沒有考慮碰撞角約束以及末端攻角等約束(參考文獻[10]: A.Naghash, R.Esmaelzadeh, M.Mortazavi, andR.Jamilnia, “Near Optimal Guidance Law for Decent to a Point Using InverseProblem Approach,，，Aerospace Science and Technology, N0.12，2008，pp.241-247)。
參考文獻[11] [13]基于在線數值優化的導引律實現對固定目標以期望的角度精確碰撞。K.P.Bollino設計了一種基于偽譜方法在線優化的導引律，通過在線優化來不斷修正擾動和不確定性帶來的偏差，此方法對彈載計算機的計算能力有較高的要求(參考文獻[11]:K.P.Bollino, 1.Μ.Ross, and D.D.Doman, “Optimal NonlinearFeedback Guidance for Reentry Vehicles,，，AIAA Guidance, Navigation, and ControlConference and Exhibit, 2006, Keystone, Colorado, pp.1-20) Η.B.0za 成功應用非線性模型預測靜態規劃方法于空對地導彈的制導上，此方法在保證脫靶量的同時，可以保證碰撞角的約束，以法向過載最小作為規劃的目標(參考文獻[12]:H.B.0za，and R.Padhi, “Impact-Angle-Constrained Suboptimal Model Predictive StaticProgrammingGuidance of Air-to-Ground Missiles,，，Journal of Guidance Control and Dynamics, Vol.35, N0.1, 2012, pp.153-164)。A.Ratnoo 將二維平面內碰撞角約束的導引問題描述成非線性規劃問題，然后利用SDRE技術進行了求解(參考文獻[13]:A.Ratnoo, and D.Ghose, “State-Dependent Riccat1-Equation-Based Guidance Law forImpact-Angle-Constrained Trajectories,，，Journal of Guidance Control and Dynamics, Vol.32, N0.1, 2009, pp.320-325)。
但上述現有技術中都·還沒有記載能夠很好地同時保證碰撞角、末端攻角以及調節末端碰撞速度的導引方法。
發明內容
本發明的目的是為了解決上述問題，提出一種基于逆動力學方法的考慮末端碰撞角、攻角和速度約束的導引方法，即基于Bezier曲線的多約束飛行器導引方法，本發明方法能夠同時保證碰撞角、末端攻角以及調節末端碰撞速度。
本發明提出的基于Bezier曲線的多約束飛行器導引方法，包括以下幾個步驟:
第一步、根據具體的飛行器運動模型和三階Bezier曲線方程，確定導引控制指令，導引控制指令采用飛行器的攻角α和傾側角σ作為控制變量；
第二步、通過優化計算，獲得滿足脫靶量、碰撞角和末端攻角要求的Ic1和k2的范圍；
第三步、在第二步得到的范圍內，找到末端速度最大和末端速度最小所對應的ki和k2值,根據給定的末端速度,確定參數Ic1和k2。
所述的第一步確定飛行器的攻角α和傾側角O的方法是:
首先，采用三階Bezier曲線來擬合鉛垂面和水平面的彈道，具體公式如下:
權利要求
1.一種基于Bezier曲線的多約束飛行器導引方法，其特征在于，包括如下步驟:第一步、根據飛行器運動模型和三階Bezier曲線方程，確定導引控制指令，導引控制指令采用飛行器的攻角α和傾側角σ作為控制變量，具體確定方法是: 首先，采用三階Bezier曲線來擬合鉛垂面和水平面的彈道，具體公式如下:
2.根據權利要求
1所述的飛行器導引方法，其特征在于，所述的第三步中，在標稱條件下，要實現期望的末速，首先固定參數&的值，然后采用Secant法根據下式來實時修正匕的值:
專利摘要
本發明提供了一種基于Bezier曲線的多約束飛行器導引方法，屬于飛行器動力學與制導技術領域：
。本發明方法根據具體的飛行器運動模型，三階Bezier曲線方程模擬彈道，用到四個控制點，中間兩個控制點用參數k1和k2描述，確定飛行器的攻角和傾側角；通過優化計算，獲得滿足脫靶量、碰撞角和末端攻角要求的參數k1和k2的范圍；找到末端速度最大和末端速度最小所對應的k1和k2值，根據給定的末端速度，確定參數k1和k2。本發明方法基于逆動力學，同時考慮了末端碰撞角、攻角和速度約束，能夠同時保證碰撞角、末端攻角和末端碰撞速度的要求，可實現對固定目標的精確打擊。
文檔編號F41G3/22GKCN103245257SQ201310125205
公開日2013年8月14日 申請日期2013年4月11日
發明者周浩, 陳萬春, 楊良, 趙洪 申請人:北京航空航天大學導出引文BiBTeX, EndNote, RefMan