阅读说明：本技术 超近射程的飞行器精确制导控制方法 (Precise guidance control method for aircraft with ultra-close range ) 是由 温求遒 刘拴照 李威 周建平 于 2020-01-16 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种超近射程的飞行器精确制导控制方法,该方法中解算飞行器的实际射程,根据实际射程确定初始射角,进而选择名义参考轨迹,通过名义参考轨迹调整惯性制导段的俯仰轨迹,以使得飞行器具备覆盖全部近射程的精确打击能力,再通过约束初始的名义倾角,对倾角修正初始幅值做限幅处理,对名义倾角指令进行平滑处理等一系列处理,最终能够使得飞行器准确命中超近射程内的目标。(The invention discloses an ultra-near range aircraft precise guidance control method, which comprises the steps of calculating the actual range of an aircraft, determining an initial firing angle according to the actual range, further selecting a nominal reference track, adjusting the pitching track of an inertial guidance section through the nominal reference track to enable the aircraft to have precise hitting capacity covering all the near range, limiting the initial amplitude of inclination correction through constraining the initial nominal inclination, and performing a series of processing such as smoothing and the like on a nominal inclination instruction to finally enable the aircraft to accurately hit a target in the ultra-near range.)

超近射程的飞行器精确制导控制方法

技术领域

本发明涉及一种低速旋转飞行器在超近射程下的精确制导与控制方法，属于低成本制导武器领域。

背景技术

人们对于飞行器控制精度等要求越来越高，对于飞行器其他性能要求也在日益提高，飞行器一般都具有一个比较明确适用的射程范围，对于如何对超近射程(大于最小射程)飞行器进行精确制导，目前相关资料极少。

射程是火箭弹一个很重要的指标，飞行器在出厂之前已经有了自己的射程范围，这个范围指的就是可以达到的最大射程和最小射程。这两个数据也是飞行器重要的战术指标，也就是有效使用范围。

对于飞行器超近射程条件下的制导控制系统而言，主要存在以下技术难点：

1)超近射程，飞行器若采用超低射角，飞行时间短，且弹道太低容易撞地；

2)采用大射角，发射装置限制，无法实现超大射角，且飞行高程和速度变化大，最高点速度近似为零，一方面控制很难保证指令响应精度，另一方面低速度下容易出现大舵偏，会导致舵效下降，控制失败问题；

3)超近射程下，初速弹道偏差对射程影响极大，待卫星工作正常时，飞行器已飞行一段时间，需快速修正初速发射偏差。

此外，由于发动机工作特性及风等外部干扰，飞行器在上升段会出现弹道倾角跳变现象；发动机工作结束后，弹体质量迅速缩减会影响到升阻比，引起攻角的剧烈变化。这些不确定因素也对火箭弹超近射程条件下的制导控制系统设计提出巨大的挑战。

由于上述原因，本发明人对现有的超近射程的飞行器精确制导控制做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的超近射程的飞行器精确制导控制方法。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种超近射程的飞行器精确制导控制方法，该方法中解算飞行器的实际射程，根据实际射程确定初始射角，进而选择名义参考轨迹，通过名义参考轨迹调整惯性制导段的俯仰轨迹，以使得飞行器具备覆盖全部近射程的精确打击能力，再通过约束初始的名义倾角，对倾角修正初始幅值做限幅处理，对名义倾角指令进行平滑处理等一系列处理，最终能够使得飞行器准确命中超近射程内的目标，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供以一种超近射程的飞行器精确制导控制方法，该方法中，解算飞行器的实际射程，当该实际射程在2.88km以上且在8km以下时，确定该飞行器的初始射角为70～80度；

在飞行器的初始射角确定后，向飞行器中灌装飞控参数、地磁参数和名义参考轨迹；

飞行器按照确定的初始射角发射起飞后，分别解算飞行器的纵向需用过载和侧向需用过载，再将需用过载传递给舵机，由舵机打舵工作完成制导控制作业。

根据本发明提供的超近射程的飞行器精确制导控制方法，能够在超近射程内控制飞行器以较大射角发射并最终命中目标。

附图说明

图1示出根据本发明仿真实验例中获得的滚转角速率变化曲线图；

图2示出根据本发明仿真实验例中获得的纵向弹道曲线图；

图3示出根据本发明仿真实验例中获得的侧向弹道曲线图；

图4示出根据本发明仿真实验例中获得的弹道倾角变化曲线图；

图5示出根据本发明仿真实验例中获得的俯仰角变化曲线图。

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。

根据本发明提供的超近射程的飞行器精确制导控制方法，该方法中仅采用地磁传感器、角速度陀螺和卫星导航，采取中高射角发射附加弹道快速机动的方法，以实现火箭弹近似超大射角发射，实现超近射程下的对目标的精确打击。具体来说，该方法中：

首先，解算飞行器的实际射程，当该实际射程在2.88km以上且在8km以下时，确定该飞行器的初始射角为70～80度。

其中，如果该实际射程小于2.88km，可以认为距离过近，飞行器无法命中，如果该实际射程大于8km，可以采用现有技术中已有的常规飞行器控制方法进行制导控制，本申请中对此不作特别说明。

所述实际射程是飞行器的发射点与目标点之间的相对距离，飞行器发射点的坐标位置已知，在确定目标点的经度坐标、纬度坐标和高程信息后即可确定该实际射程。优选地，由于飞行器的发射点与目标之间的距离较小，忽略二者位置的高程差，本申请中认为飞行器的发射点与目标都处于同一海拔高度位置。

所述初始射角是指飞行器发射时初速度方向与水平面之间的夹角，该初始射角优选为75～78度，更优选为78度。

该方法中，在飞行器的初始射角确定后，即可向飞行器中灌装飞控参数、地磁参数和名义参考轨迹；

所述飞控参数包括：发射点纬度、发射点经度、发射点高程、目标点纬度、目标点经度、目标点高程、初始射角、控制通道起控时间、控制指令限幅重补系数、俯仰制导指令限幅、偏航制导指令限幅。

所述地磁参数包括：飞行时间和弹道倾角，以满足弹载地磁装置的工作需求。其中，飞行时间即为飞行器从发射到落地的所需的时间，是根据目标位置预估的估计值，弹道倾角是飞行器速度矢量与水平面之间方位角，是根据模拟的飞行轨迹预估的估计值。

所述名义参考轨迹包括按照时间排序的多组数据，其中，在每组数据中都包括无控纵向位置、高度和弹道倾角信息。所述无控纵向位置是发射坐标系下X轴方向的位置，高度是发射坐标系下Y轴方向的位置，发射坐标系的原点是飞行器的发射点，由于将目标点的高程近似为与发射点的高程相等，发射坐标系下X轴指向目标位置，该X轴是水平的直线，Y轴是垂直于水平面的坐标轴。

所述名义参考轨迹从40～84度射角下的无控射表中根据实际射程选取，所述40～84度射角下的无控射表是本领域中已有的参考表格，本申请中对此不作特别限定，该40～84度射角下的无控射表中针对不同的射程给出了相应的名义参考轨迹。

在根据实际射程选择名义参考轨迹时，通过下述方法进行修正：

当实际射程在4.5km以下时，将实际射程值减去200米得到的数值作为射程选择名义参考轨迹；

当实际射程大于4.5km且在6km以下时，将实际射程值加上200米得到的数值作为射程选择名义参考轨迹；

当实际射程大于6km且在7.5km以下时，将实际射程值加上400米得到的数值作为射程选择名义参考轨迹；

当实际射程大于7.5km时，将实际射程值加上600米得到的数值作为射程选择名义参考轨迹。

本申请中查表所需的射程参数进行上述优化处理，优化射程的目的只是为了获得更优的名义参考轨迹，使获得的名义参考轨迹更加精确，但飞行器的真实射程不变，仍然为实际射程。经过发明人的多次仿真及工程实践，发现经过上述修正后的飞行器的飞行轨迹更合理，更为适合命中近距离的目标。

在一个优选的实施方式中，飞行器按照确定的初始射角发射起飞后，分别提供飞行器的纵向制导策略和侧向制导策略，即解算飞行器的纵向需用过载和侧向需用过载，再将需用过载传递给舵机，由舵机打舵工作完成制导控制作业。

其中，在俯仰方向，即纵向，可以将飞行器的纵向飞行轨迹即弹道分为初始稳定段、爬升段与末制导段。

在初始稳定段基于测量的弹体角速度，通过控制阻尼回路，消除飞行过程中各种干扰，使得飞行器平稳飞行。

所述初始稳定段是指从飞行器发射离筒开始，直至飞行器上的地磁传感器和惯性测量元件都启动工作并输出信息，这一段时间内的飞行轨迹。

其中弹体角速度通过卫星导航系统测量得到，所述控制阻尼回路可以选用本领域飞行器中应用的控制阻尼回路，本申请中对此不作特别限定；所述地磁传感器和惯性测量元件都可以选用本领域中已有的器件，本申请中对此不作特别限定。

所述爬升段是指从卫星导航系统完成定位可准确输出飞行器当前位置及速度信息时开始，直至进入末制导段，这一段时间内的飞行轨迹，优选地，通过设定卫星导航系统的相关参数，控制飞行器在发射后第4秒时进入到爬升段。

在爬升段，飞行器根据灌装的名义参考轨迹修正飞行轨迹，使得飞行器进入末制导段时，具有较小的位置偏差。

具体来说，在爬升段飞行器通过下式(一)获得纵向需用过载，

a_yc＝k_c·θ_f+G_c (一)

其中，a_yc表示纵向需用过载，θ_f＝θ_c-θ，θ_c表示期望的弹道倾角，从名义参考轨迹中调取，θ表示飞行器测量得到的自身的弹道倾角，具体来说，是通过飞行器上的陀螺仪实时测量得到的，k_c表示制导增益系数，是飞行器上预装的固定参数，其取值一般为0～1之间的数，G_c表示重力过载补偿，优选地，G_c＝gcosθ，是根据弹道倾角实时变化的补偿值，θ_f表示名义参考轨迹的倾角修正初始幅值。本申请中通过选择合理的名义参考轨迹，能够使得爬升段的实际轨迹更为适合命中近距离的目标。

所述期望的弹道倾角θ_c每隔0.5秒调取一次，并根据每次调取的期望的弹道倾角解算纵向需用过载。

优选地，在惯性制导段中，在根据灌装的名义参考轨迹修正飞行轨迹时，为了防止飞行器在爬升段出现俯仰姿态角的奇异现象，还要做如下处理：

在从名义参考轨迹中调取期望的弹道倾角θ_c以后，首先判断θ_c的取值，若θ_c的值在76.8以上时，则θ_c取值调整为76.8，再利用取值为76.8的θ_c解算制导增益系数和纵向需用过载。

即当θ_c的值在76.8以上时，

θ_f＝76.8-θ，a_yc＝k_c(76.8-θ)+G_c；

若θ_c的值在76.8以下时，无需特别处理，直接利用该θ_c解算制导增益系数和纵向需用过载即可。

优选地，若解算得到的θ_f值在8以上时，则θ_f取值调整为8，再利用该取值为8的θ_f解算纵向需用过载；

若解算得到的θ_f值在-8以下时，则θ_f取值调整为-8，再利用该取值为-8的θ_f解算纵向需用过载；

若解算得到的θ_f值在-8到8之间，无需特别处理，直接利用该θ_f解算纵向需用过载即可。

即当θ_f的值在8以上时，a_yc＝k_c·8+G_c；

当θ_f的值在-8以上时，a_yc＝k_c·(-8)+G_c；

当θ_f的值在-8到8之间，a_yc＝k_c·θ_f+G_c。

更优选地，通过下述方法对纵向需用过载做平滑处理；

步骤1，通过下式(二)解算平滑系数，

若k₀＞0，则将k₀的值设定为0，并进行后续处理，即若k₀＞0，则将k₀的值设定为0进行下述的步骤2和步骤3；若k₀≤0，则不对k₀做特别处理，直接将k₀代入到下述步骤2和步骤3中进行处理；

步骤2，通过平滑系数解算平滑处理后的名义倾角修正值，

即θ_d＝θ_f·k₀，θ_f＝θ_c-θ；

步骤3，通过名义倾角修正值修正期望的弹道倾角θ_c，得到修正的弹道倾角θ_修，

即θ_修＝θ_c+θ_d；通过θ_修替换θ_c解算纵向需用过载；

也就是说当需要考虑对纵向需用过载做平滑处理时，纵向需用过载的解算式变为a_yc＝k_c·(θ_修-θ)+G_c，即a_yc＝k_c·(θ_c+θ_f·k₀-θ)+G_c。

其中，k₀表示平滑系数，θ_d表示平滑处理后的名义倾角修正值，式(二)中，t₁表示爬升段起控时刻，其取值为0，t表示飞行时间，dt表示爬升修正时长，即进入爬升段的时间。

本申请中在飞行器发射后第4秒时进入爬升段，随着时间的推移，k₀的取值会越来越趋近于0，当飞行器飞行10秒时，t取值为10，dt取值为6，则k₀的值为-0.6667，当飞行器飞行20秒时，t取值为20，dt取值为16，则k₀的值为-0.25。

在一个优选的实施方式中，当飞行器达到最高点位置时，转入末制导段，通过飞行器当前位置与灌装的目标位置，得到弹目视线角速度，采用比例导引律形成俯仰制导指令，控制飞行器飞向目标。其中，所述飞行器当前位置信息通过飞行器上卫星导航系统接收卫星信号获得。当飞行器达到最高点时，飞行器的弹道倾角为零，飞行器通过监测弹道倾角的数值变化来判断其自身是否应该进入到末制导段。

在末制导段，所述飞行器通过下式(三)获得纵向需用过载，

a_yc表示纵向需用过载，

为纵向弹目视线角速度，G_c表示重力过载补偿，优选地，G_c＝gcosθ，是根据弹道倾角实时变化的补偿值，V_m为飞行器的飞行速度，由卫星导航系统获得，N_y为纵向制导系数，其取值为2-4，本申请中优选地取值为4。

优选地，在上述过程中全程采用飞行器的最大可用过载对加速度指令进行限幅处理，即当解算出的需用过载大于最大可用过载时，仅通过最大可用过载进行舵机控制。

所述最大可用过载通过下式解算：

其中，ac_M表示最大可用过载，cn表示法向力系数，s表示飞行器表面积，是预装在飞行器上的已知量，m表示飞行器总质量，是预装在飞行器上的已知量，q表示动压。

所述法向力系数预先设定飞行器中，可从飞行器中读取。

所述动压通过下式获得，

q＝0.5ρv²

ρ表示飞行器所处位置的大气密度，其值是预装在飞行器中的固定值，v表示飞行器的速度，由卫星导航系统解算提供。

在一个优选的实施方式中，在偏航方向，即侧向，可以将飞行器的侧向飞行轨迹/弹道分为初始稳定段和末制导段。

在初始稳定段，与纵向制导方案相同，基于测量的弹体角速度，通过控制阻尼回路，消除飞行过程中各种干扰，使得飞行器平稳飞行；

在飞行器达到最高点位置时，侧向制导直接转入末制导段，即进入侧向末制导段。飞行进入侧向末制导段，并且起控后，采用比例导引律形成制导指令，控制飞行器飞向目标，具体来说，在侧向末制导段，通过下式(四)获得侧向需用过载：

a_zc表示侧向需用过载，

为侧向弹目视线角速度，V_m为飞行器的飞行速度，由卫星导航系统获得，N_z为侧向制导系数，其取值为2-4，本申请中优选地取值为4。

在一个优选的实施方式中，在侧向方向，在进入侧向末制导段时，对侧偏角的大小进行解算比较，

当侧偏角在10°以下时，侧向通道起控时间延迟3s，即俯仰方向进入末制导段并输出俯仰过载3s后，侧向通道起控；

当侧偏角大于10°且小于20°时，侧向通道起控时间延迟1.5s；即俯仰方向进入末制导段并输出俯仰过载1.5s后，侧向通道起控；

当侧偏角在20°以上时，侧向通道与纵向通道同步起控。

所述起控是指开始输入控制指令的时刻；

所述侧偏角是指飞行器速度矢量与飞行器纵向对称面之间夹角，该值由卫星导航系统解算提供。

设置上述侧向起控时间延迟的控制方法，能够使得飞行器的侧向方更为稳定，整体的控制轨迹更为平稳，最终的命中率更高。

在一个优选的实施方式中，在初始稳定段，俯仰方向和侧向方向都仅为阻尼回路控制时，两个控制通道仅引入飞行器的角速度实现阻尼增稳，通过角速度反馈，加快消除弹体摆动，保持飞行器飞行稳定。

本申请中飞行器仅对俯仰通道和偏航通道进行控制，滚转通道不进行控制，本申请中的执行控制指令的舵机为本领域中已有的舵机，本申请对此不作特别限定。

实验例：

通过计算机仿真模拟，设定与飞行器发射点之间的相对距离为2.88km的点为目标，通过本发明提供的超近射程的飞行器精确制导控制方法进行制导控制，

具体控制过程包括：根据发射点位置和目标点位置信息，解算飞行器的实际射程为2.88km，确定该飞行器的初始射角为78度，向飞行器中灌装飞控参数、地磁参数和名义参考轨迹。其中，将实际射程值减去200米得到的数值作为射程选择名义参考轨迹。

飞控参数包括：发射点纬度为38.75734°、发射点经度为105.60569°、发射点高程为1380m、目标点纬度为38.971994°、目标点经度为105.30979°、目标点高程为1239m、初始射角为78度、控制通道起控时间为20.1s、控制指令限幅俯仰制导指令限幅为80、偏航制导指令限幅为80、重补系数为0.2、俯仰制导指令限幅为0.2、偏航制导指令限幅为0.2。

将实际射程值2.88km减去200米得到的2.68km作为射程选择名义参考轨迹，得到2.68km射程对应的名义参考轨迹如下表一所示：

表一

在俯仰方向的爬升段，飞行器通过下式(五)获得纵向需用过载，a_yc＝k_c·(θ_c+θ_f·k₀-θ)+G_c (五)

其中，θ_c表示期望的弹道倾角，从表一中调取，θ表示飞行器测量得到的自身的弹道倾角，k_c表示制导增益系数，取值为0.8，G_c表示重力过载补偿，G_c＝gcosθ；

在飞行器发射后第4秒起控，进入爬升段：

从表一中调取θ_c的值为82.3°，由于其大于76.8°，将其调整为76.8°，此时测量得到的飞行器自身的弹道倾角θ为78°，则θ_f＝76.8-78＝-1.2，介于-8到8之间，无需额外调整，

t取值为4，t₁取值为0，dt取值为0，k₀无法解算，故该点不进行平滑处理，

从而得到该时刻的纵向需用过载为：

a_yc＝1.058；

在飞行器发射后第4.5秒，从表一中调取θ_c的值为82.2°，由于其大于76.8°，将其调整为76.8°，此时测量得到的飞行器自身的弹道倾角θ为78°，则θ_f＝76.8-78＝-1.2，介于-8到8之间，无需额外调整，

t取值为：4.5，t₁取值为0，dt取值为0.5，得到k₀的取值为-8，

从而得到该时刻的纵向需用过载为：

a_yc＝8.757；

以此类推，每隔0.5秒调取一个θ_c，结合当前探测得到的θ得到纵向需用过载；

该飞行器在第34秒时进入到末制导段，

在俯仰方向的末制导段，所述飞行器通过下式(三)获得纵向需用过载，

G_c取值为G_c＝gcosθ，纵向制导系数N_y的取值为4；

在进入侧向末制导段时，通过下式(四)获得侧向需用过载：

侧向制导系数N_z的取值为4；

在仿真过程中，弹道仿真周期为5ms，生成舵控指令，并将该指令通过仿真注入串口传给仿真机开始进行弹道仿真，然后，将仿真机输出的弹体姿态角和角速度信息、位置信息以及滚转角及角速度信息反馈给弹载计算机，以便解算下一步仿真周期的舵控指令。按照上述步骤，循环迭代，直至飞行器落地，仿真结束。

最终获得2.88km距离飞行器超近射程的仿真曲线如图1到图5所示。

从图1中示出飞行器的滚转角速率曲线，最后飞行器转速稳定，说明飞行器飞行平稳。

从2图中可以看出，目标和发射点都位于高度为零的点上，即位于图2的横坐标轴上，飞行器从最右侧横坐标为0的位置起飞，在沿着横坐标轴方向飞行2.88km后在目标点位置处着陆，所以从俯仰方向看，飞行器准确命中目标。

从图3可以看出，飞行器从横纵坐标均为0的发射点起飞，在飞行过程中存在一定的侧向偏差，在飞行2.88km后着陆时，横向侧偏基本修正为0，所以从侧偏方向看，飞行器在着陆时的侧向偏差极小，准确命中目标。

图4可以看出，飞行器发射时的初始射角为78度，该角度逐渐减小，在最终着陆时，终端落角达到-80度左右，属于大落角着陆。

图5可以看出，飞行器着陆前，即第60～第75秒时的俯仰角角度稳定，飞行器末端飞行平稳。

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。