针对高速机动目标的高动态补偿制导控制系统及方法
阅读说明：本技术 针对高速机动目标的高动态补偿制导控制系统及方法 (High-dynamic compensation guidance control system and method for high-speed maneuvering target ) 是由 王伟 赵健廷 南宇翔 曹先彬 杜文博 肖振宇 纪毅 王雨辰 师兴伟 于 2019-08-16 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种针对高速机动目标的高动态补偿制导控制系统及方法,该系统包括测量模块(1)、处理模块(2)和执行模块(3),所述测量模块(1)用于实时测量高动态飞行器与高速机动目标的相对位置信息以及高动态飞行器的姿态信息,所述处理模块(2)用于实时根据测量模块测得的信息获得舵偏指令信号,所述执行模块(3)用于接收处理模块获得的舵偏指令信号,并将信号转换成舵机所需的信号形式。本发明所提供的系统,通过主动式雷达获取飞行器与目标的实时相对位置信息,通过MEMS陀螺和地磁传感器获取飞行器的姿态信息,并经机载微处理器计算得到飞行器与目标的相对加速度,用以补偿高动态飞行器的制导控制指令,改善了飞行器的跟踪性能。(The invention discloses a high dynamic compensation guidance control system and method for a high speed maneuvering target, the system comprises a measuring module (1), a processing module (2) and an executing module (3), the measuring module (1) is used for measuring the relative position information of a high dynamic aircraft and the high speed maneuvering target and the attitude information of the high dynamic aircraft in real time, the processing module (2) is used for obtaining a rudder deflection instruction signal according to the information measured by the measuring module in real time, and the executing module (3) is used for receiving the rudder deflection instruction signal obtained by the processing module and converting the signal into a signal form required by a steering engine. According to the system provided by the invention, the real-time relative position information of the aircraft and the target is obtained through the active radar, the attitude information of the aircraft is obtained through the MEMS gyroscope and the geomagnetic sensor, and the relative acceleration of the aircraft and the target is obtained through calculation of the airborne microprocessor, so that the guidance control instruction of the high-dynamic aircraft is compensated, and the tracking performance of the aircraft is improved.)
技术领域
本发明属于自动控制领域，涉及一种高动态飞行器的补偿制导控制系统及方法，具体涉及一种针对高速机动目标的高动态补偿制导控制系统及控制方法。
背景技术
高动态飞行器是各国军队的骨干力量，具有精确打击、高效毁伤、战场生存等能力。高动态飞行器的追踪目标多为高速机动目标，由于机动目标与飞行器之间具有很高的相对运动速度和机动性，给飞行器的制导系统带来了严峻的挑战。
现有技术中高动态飞行器的制导系统多采用比例导引制导律或过重补偿比例导引制导律，对高动态飞行器的制导控制指令不进行补偿或者进行固定补偿，难以达到对高速机动目标运动信息的实时预测，导致飞行器的跟踪性能、适应目标机动的能力以及跟踪精度均较差，严重制约了高动态飞行器的发展。
因此，设计一种针对高速机动目标的高动态补偿制导控制系统及方法，使高动态飞行器具有适应目标机动的能力和高的跟踪精度，是目前亟需解决的技术问题。
发明内容
为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种针对高速机动目标的高动态补偿制导控制系统及方法，该系统包括用以实时测量高动态飞行器与高速机动目标的相对位置信息以及高动态飞行器的姿态信息的测量模块，用于实时根据测量模块测得的信息获得舵偏指令信号的处理模块，以及用于接收处理模块获得的舵偏指令信号，并将信号转换成舵机所需的信号形式的执行模块。通过主动式雷达获取飞行器与目标的实时相对位置信息，通过MEMS陀螺和地磁传感器获取飞行器的姿态信息，并经机载微处理器计算得到飞行器与目标的相对加速度，用以补偿高动态飞行器的制导控制指令，改善了飞行器的跟踪性能，从而完成了本发明。
具体来说，本发明的目的在于提供一种针对高速机动目标的高动态补偿制导控制系统，其中，所述系统包括测量模块1、处理模块2和执行模块3，其中，
所述测量模块1用于实时测量高动态飞行器与高速机动目标的相对位置信息以及高动态飞行器的姿态信息，
所述处理模块2用于实时根据测量模块测得的信息获得舵偏指令信号，
所述执行模块3用于接收处理模块获得的舵偏指令信号，并将信号转换成舵机所需的信号形式。
其中，所述测量模块1包括相对位置信息测量子模块11和飞行器姿态信息测量子模块12，其中，
所述相对位置信息测量子模块11用于实时测量高动态飞行器相对高速机动目标的位置信息，
所述飞行器姿态信息测量子模块12用于实时获得高动态飞行器的姿态信息。
其中，所述相对位置信息测量子模块11为雷达测量元件，包括雷达发射机111、雷达接收机112和信息处理机113；
其中，所述雷达发射机111用于向高速机动目标发射微波或毫米波，
所述雷达接收机112用于接收高速机动目标的回波信息，
所述信息处理机113用于对接收到的回波信息进行处理，以获取高动态飞行器相对高速机动目标的位置信息。
其中，所述飞行器姿态信息测量子模块12包括MEMS陀螺121和地磁传感器122，其中，
所述MEMS陀螺121用于测量高动态飞行器的俯仰角
所述地磁传感器122用于测量高动态飞行器的滚转角γ。
其中，所述处理模块2包括相对位置解算子模块21、相对速度解算子模块22、相对加速度解算子模块23、补偿制导指令解算子模块24和舵偏指令解算子模块25，其中，
所述相对位置解算子模块21用于实时根据测量的高动态飞行器相对高速机动目标的距离、视线偏角和视线倾角，获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对位置；
所述相对速度解算子模块22用于实时根据地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对位置，获得高动态飞行器与高速机动目标的相对速度；
所述相对加速度解算子模块23用于实时根据地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对速度，获得高动态飞行器与高速机动目标的相对加速度；
所述补偿制导指令解算子模块24用于实时根据地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对加速度，获得弹体坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对加速度，即为补偿飞行器制导控制指令的信息；
所述舵偏指令解算子模块25用于实时根据弹体坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对加速度，获得舵偏指令信号。
其中，所述相对位置解算子模块21通过下式(一)实时获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对位置，
其中，r表示高动态飞行器与高速机动目标的距离，
其中，所述相对速度解算子模块22通过下式(二)实时获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对速度，
其中，r表示高动态飞行器与高速机动目标的距离，
θ表示视线偏角，
其中，所述相对加速度解算子模块23通过下式(三)实时获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对加速度，
其中，r表示高动态飞行器与高速机动目标的距离，
θ表示视线偏角，
本发明还提供了一种针对高速机动目标的高动态补偿制导控制方法，所述方法优选通过第一方面所述系统实现，其中，所述方法包括以下步骤：
步骤1，通过测量模块1实时获得高动态飞行器与高速机动目标的相对位置信息以及高动态飞行器的姿态信息；
步骤2，通过处理模块2实时获得高动态飞行器的舵偏指令信号；
步骤3，通过执行模块3实时将舵偏指令信号进行转换，以控制舵机运动。
其中，步骤2包括以下子步骤：
步骤2-1，通过相对位置解算子模块21实时获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对位置；
步骤2-2，通过相对速度解算子模块22实时获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对速度；
步骤2-3，通过相对加速度解算子模块23实时获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对加速度；
步骤2-4，通过补偿制导指令解算子模块24实时获得弹体坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对加速度；
步骤2-5，通过舵偏指令解算子模块25实时获得高动态飞行器的舵偏指令信号。
本发明所具有的有益效果包括：
(1)本发明提供的针对高速机动目标的高动态补偿制导控制系统，通过主动式雷达获取飞行器与目标的实时相对位置信息，通过MEMS陀螺和地磁传感器获取飞行器的姿态信息，并经机载微处理器计算得到飞行器与目标的相对加速度，用以补偿高动态飞行器的制导控制指令，改善了飞行器的跟踪性能；
(2)本发明提供的针对高速机动目标的高动态补偿制导控制方法，将高动态飞行器与高速机动目标之间的相对运动信息作为反馈，作为比例导引律的动态补偿项，使得高动态飞行器具有适应目标机动的能力，跟踪精度高。
附图说明
图1示出本发明一种优选实施方式的针对高速机动目标的高动态补偿制导控制系统整体逻辑图；
图2示出本发明一种优选实施方式的高动态飞行器与高速机动目标的相对位置信息图；
图3示出仿真实验中追踪静止目标的轨迹曲线；
图4示出仿真实验中追踪匀速运动目标的轨迹曲线；
图5示出仿真实验中追踪高速机动目标的轨迹曲线；
图6示出本发明一种优选实施方式的针对高速机动目标的高动态补偿制导控制方法的步骤流程图。
附图标号说明：
1-测量模块；
11-相对位置信息测量子模块；
111-雷达发射机；
112-雷达接收机；
113-信息处理机；
12-飞行器姿态信息测量子模块；
121-MEMS陀螺；
122-地磁传感器；
2-处理模块；
21-相对位置解算子模块；
22-相对速度解算子模块；
23-相对加速度解算子模块；
24-补偿制导指令解算子模块；
25-舵偏指令解算子模块；
3-执行模块；
31-放大变换器；
32-舵机；
4-供电模块；
M-高动态飞行器；
T-高速机动目标。
具体实施方式
下面通过附图和实施方式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。其中，尽管在附图中示出了实施方式的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
本发明提供了一种针对高速机动目标的高动态补偿制导控制系统，如图1所示，所述系统设置在高动态飞行器上，以实时预测并补偿制导控制指令信号，
所述系统包括测量模块1、处理模块2和执行模块3，其中，
所述测量模块1用于实时测量高动态飞行器与高速机动目标的相对位置信息以及高动态飞行器的姿态信息，
所述处理模块2用于实时根据测量模块测得的信息获得舵偏指令信号，
所述执行模块3用于接收处理模块获得的舵偏指令信号，并将信号转换成舵机所需的信号形式。
其中，高动态是指飞行器可进行大机动飞行，具有较大的法向加速度(一般将法向加速度在10g以上的飞行情况称之为大机动飞行，g表示重力加速度)。
在本发明中，所述高动态飞行器指的是速度在800m/s以上、转速在15r/s以上的旋转飞行器。
根据本发明一种优选的实施方式，所述测量模块1包括相对位置信息测量子模块11和飞行器姿态信息测量子模块12，其中，
所述相对位置信息测量子模块11用于实时测量高动态飞行器相对高速机动目标的位置信息，
所述飞行器姿态信息测量子模块12用于实时获得高动态飞行器的姿态信息。
在进一步优选的实施方式中，所述相对位置信息测量子模块11测量的相对位置信息包括高动态飞行器相对高速机动目标的距离、视线偏角和视线倾角；
所述高动态飞行器的姿态信息包括俯仰角、偏航角和滚转角。
在本发明中，所述高动态飞行器相对高速机动目标的位置信息如图2中所示，图中动坐标系以飞行器M的质心为原点，x、y、z轴分别平行于地面坐标系的x、y、z轴。其中，飞行器M的质心与高速机动目标T质心之间的距离即为高动态飞行器相对高速机动目标的距离r；距离r与其在水平面上的投影之间的夹角即为视线倾角
根据本发明一种优选的实施方式，所述相对位置信息测量子模块11为雷达测量元件，包括雷达发射机111、雷达接收机112和信息处理机113；
其中，所述雷达发射机111用于向高速机动目标发射微波或毫米波，
所述雷达接收机112用于接收高速机动目标的回波信息，
所述信息处理机113用于对接收到的回波信息进行处理，以获取高动态飞行器相对高速机动目标的位置信息。
在发明中，所述雷达测量元件为主动式雷达测量元件，采用主动式雷达测量方法能够有效测得高动态飞行器与高速机动目标的相对位置信息(距离和角度)。其中，主动式雷达测量方法采用的是雷达自寻的制导系统，包括微波雷达自寻的制导和毫米波雷达自寻的制导。
微波主动式寻的制导可以独立地捕获和跟踪目标，愈接近目标，对目标的角位置分辨能力愈强，具有较高的制导准确度。
毫米波制导多用于精确制导，毫米波通常是指波长为1～10mm的电磁波，其对应的频率为30～300GHZ，毫米波的波长和频率介于微波与红外波段之间，兼有这两个波段固有的特性，是高性能制导系统比较理想的选择波段。毫米波制导系统具有穿透大气的损失较小；制导设备体积小、质量轻；测量精度高、分辨能力强；抗干扰能力强；鉴别金属目标能力强等优点。
在本发明中，所述信号处理机对接收到的回波信息进行处理，得到目标和电磁环境的有关信息，进而将这些信息进行分析和逻辑运算，形成控制指令。
在进一步优选的实施方式中，所述飞行器姿态信息测量子模块12包括MEMS陀螺121和地磁传感器122，其中，
所述MEMS陀螺121用于测量高动态飞行器的俯仰角
所述地磁传感器122用于测量高动态飞行器的滚转角γ。
根据本发明一种优选的实施方式，所述处理模块2包括相对位置解算子模块21、相对速度解算子模块22、相对加速度解算子模块23、补偿制导指令解算子模块24和舵偏指令解算子模块25，其中，
所述相对位置解算子模块21用于实时根据测量的高动态飞行器相对高速机动目标的距离、视线偏角和视线倾角，获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对位置；
所述相对速度解算子模块22用于实时根据地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对位置，获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对速度；
所述相对加速度解算子模块23用于实时根据地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对速度，获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对加速度；
所述补偿制导指令解算子模块24用于实时根据地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对加速度，获得弹体坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对加速度，即为补偿飞行器制导控制指令的信息；
所述舵偏指令解算子模块25用于实时根据弹体坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对加速度，获得舵偏指令信号。
在进一步优选的实施方式中，所述相对位置解算子模块21通过下式(一)实时获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对位置，
其中，r表示高动态飞行器与高速机动目标的距离，
优选地，所述相对速度解算子模块22通过下式(二)实时获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对速度，
其中，r表示高动态飞行器与高速机动目标的距离，
θ表示视线偏角，
其中，
更优选地，所述相对加速度解算子模块23通过下式(三)实时获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对加速度，
其中，r表示高动态飞行器与高速机动目标的距离，
θ表示视线偏角，
其中，
根据本发明一种优选的实施方式，所述补偿制导指令解算子模块24通过下式(四)和(五)实时获得弹体坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对加速度，
其中，γ表示高动态飞行器的滚转角，表示高动态飞行器的俯仰角，ψ表示高动态飞行器的偏航角；
表示x的二次微分，
ax1表示弹体坐标系下高动态飞行器与高速机动目标在飞行器体轴方向上的相对加速度，ay1表示弹体坐标系下高动态飞行器与高速机动目标在飞行器纵向对称面内与体轴垂直方向上的相对加速度，az1表示弹体坐标系下高动态飞行器与高速机动目标在与上述两个方向互相垂直的方向上的相对加速度。
在进一步优选的实施方式中，所述舵偏指令解算子模块25通过下式(六)获得舵偏指令信号，
其中，aMθ表示高动态飞行器在视线偏角方向上的加速度，aMφ表示高动态飞行器在视线倾角方向上的加速度，N表示导引系数，一般取N＝4，
由于沿着飞行器速度方向的加速度不可控，且工程上通常采用比例导引制导律设计aMθ和aMφ，使得
在本发明中，所述处理模块通过机载微处理器实现实时补偿高动态飞行器制导控制指令的功能，所述微处理器为现有技术中常用器件，不作特别限定。具体地，微处理器上的主芯片可解算在地面坐标系下飞行器与目标之间的相对位置信息、相对速度信息和相对加速度信息。经坐标系转换后，利用弹体坐标系下相对加速度信息可补偿高动态飞行器的制导控制指令，使得飞行器具有适应目标机动的能力，显著提高了跟踪精度。
根据本发明一种优选的实施方式，所述执行模块3包括放大变换器31和舵机32，其中，
所述放大变换器31用于将处理模块输出的舵偏指令信号放大，转化成舵机所需的信号形式；
所述舵机32根据放大变换器输出的信号进行运动。
在本发明中，执行模块接收处理模块输出的舵偏指令信号，先通过放大变换器进行信号放大，并根据舵机的类型，将信号转换成舵机所需的信号形式。舵机在放大变化器的输出信号作用下，能够产生足够的转动力矩，克服舵面的反作用力矩，使舵面迅速偏转，或者将舵面固定在所需的角度上。
在进一步优选的实施方式中，所述舵机32采用冷气式舵机。
其中，所述冷气式舵机根据舵偏指令信号控制高压气体阀门，使高压气体(高压空气或氦气)推动作动装置，从而操纵舵面的运动。
根据本发明一种优选的实施方式，所述针对高速机动目标的高动态补偿制导控制系统还包括供电模块4，以向测量模块1和处理模块2提供所需的额定电压，保证系统整体持续稳定的工作。
在本发明中，供电模块还可以根据测量模块中雷达部分器件、MEMS陀螺、地磁传感器的用电需求和处理模块中微处理的额定电压来提供稳定的工作环境。
同时，供电模块接入飞行器上热电源，并对整个电路进行检查，防止出现局部短路等问题而烧坏元器件。
本发明还提供了一种针对高速机动目标的高动态补偿制导控制方法，所述方法优选通过上述系统实现，如图6所示，包括以下步骤：
步骤1，通过测量模块1实时获得高动态飞行器与高速机动目标的相对位置信息以及高动态飞行器的姿态信息。
其中，步骤1包括以下子步骤：
步骤1-1，通过相对位置信息测量子模块11实时测量高动态飞行器相对高速机动目标的位置信息。
其中，所述相对位置信息测量子模块11为雷达测量元件，包括雷达发射机111、雷达接收机112和信息处理机113；
所述雷达发射机111用于向高速机动目标发射微波或毫米波，
所述雷达接收机112用于接收高速机动目标的回波信息，
所述信息处理机113用于对接收到的回波信息进行处理，以获取高动态飞行器相对高速机动目标的位置信息。
步骤1-2，通过飞行器姿态信息测量子模块12实时测量高动态飞行器的姿态信息。
所述飞行器姿态信息测量子模块12包括MEMS陀螺121和地磁传感器122，
所述MEMS陀螺121用于测量高动态飞行器的俯仰角和偏航角ψ，
所述地磁传感器122用于测量高动态飞行器的滚转角γ。
步骤2，通过处理模块2实时获得高动态飞行器的舵偏指令信号。
其中，所述步骤2包括以下子步骤：
步骤2-1，通过相对位置解算子模块21实时获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对位置；
步骤2-2，通过相对速度解算子模块22实时获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对速度；
步骤2-3，通过相对加速度解算子模块23实时获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对加速度；
步骤2-4，通过补偿制导指令解算子模块24实时获得弹体坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对加速度；
步骤2-5，通过舵偏指令解算子模块25实时获得高动态飞行器的舵偏指令信号。
步骤3，通过执行模块3实时将舵偏指令信号进行转换，以控制舵机运动。
在本发明中，采用主动式雷达测量方法能够有效测得高动态飞行器与高速机动目标的相对位置信息，进一步获得飞行器与目标间的相对加速度信息，并将此运动信息作为反馈，实时补偿飞行器的制导控制指令，使得飞行器具有适应目标机动的能力，显著提高跟踪精度。
实验例：
实验例1
通过计算机进行高动态飞行器追踪静止目标的模拟仿真实验，模拟条件为：高动态飞行器的飞行速度为800m/s，转速为15r/s。
分别仿真高动态补偿制导控制指令方法、不加补偿项的比例导引法和加固定补偿的比例导引法在追踪静止目标时的情况，结果如图3所示。
其中，
(I)高动态补偿制导控制指令方法，指的是采用本发明所述的针对高速机动目标的高动态补偿制导控制方法，具体步骤为：
(1)高动态飞行器通过雷达发射机向静止目标发射微波，然后由雷达接收机接收回波信息，并传递至信息处理机进行处理，获得高动态飞行器相对静止目标的距离r、视线偏角θ和视线倾角并传输至处理模块；
(2)通过MEMS陀螺测得高动态飞行器的俯仰角
(3)处理模块根据(1)和(2)中测得的信息，依次获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对位置、地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对速度、地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对加速度、弹体坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对加速度以及舵偏指令信号；
其中，通过下式(一)实时获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对位置，
其中，r表示高动态飞行器与高速机动目标的距离，
通过下式(二)实时获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对速度，
其中，r表示高动态飞行器与高速机动目标的距离，
表示视线倾角，
θ表示视线偏角，
其中，
通过下式(三)实时获得地面坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对加速度，
其中，r表示高动态飞行器与高速机动目标的距离，
θ表示视线偏角，
其中，
通过下式(四)和(五)实时获得弹体坐标系下高动态飞行器与高速机动目标的相对加速度，
其中，γ表示高动态飞行器的滚转角，表示高动态飞行器的俯仰角，ψ表示高动态飞行器的偏航角；
ax1表示弹体坐标系下高动态飞行器与高速机动目标在飞行器体轴方向上的相对加速度，ay1表示弹体坐标系下高动态飞行器与高速机动目标在飞行器纵向对称面内与体轴垂直方向上的相对加速度，az1表示弹体坐标系下高动态飞行器与高速机动目标在与上述两个方向互相垂直的方向上的相对加速度；
通过下式(六)获得舵偏指令信号，
其中，aMθ表示高动态飞行器在视线偏角方向上的加速度，aMφ表示高动态飞行器在视线倾角方向上的加速度，N表示导引系数，一般取N＝4，
(4)将舵偏指令信号经放大变换器放大，并转换成舵机所需的信号形式，舵机采用冷气式舵机，根据舵偏指令先后控制高压气体阀门，使高压提提推动作动装置，从而操纵舵面运动。
其轨迹如图3中的“高动态补偿比例导引律”所示；
(II)不加补偿项的比例导引法，指的是在制导过程中，采用现有技术中传统的比例导引制导律进行制导控制，其具体步骤为：
(1)高动态飞行器通过雷达发射机向静止目标发射微波，然后由雷达接收机接收回波信息，并传递至信息处理机进行处理，获得高动态飞行器相对静止目标的距离r、视线偏角θ和视线倾角
(2)处理模块根据(1)中测得的信息，通过下式(七)获得舵偏指令信号，
其中，aMθ表示高动态飞行器在视线偏角方向上的加速度，aMφ表示高动态飞行器在视线倾角方向上的加速度，N表示导引系数，一般取N＝4，
(3)将舵偏指令信号经放大变换器放大，并转换成舵机所需的信号形式，舵机采用冷气式舵机，根据舵偏指令先后控制高压气体阀门，使高压提提推动作动装置，从而操纵舵面运动。
其轨迹如图3中“比例导引律”所示；
(III)加固定项补偿的比例导引法，指的是在制导过程中，采用已有的加固定项补偿的比例导引制导律(过重补偿比例导引制导律)进行制导控制，其具体步骤为：
(1)高动态飞行器通过雷达发射机向静止目标发射微波，然后由雷达接收机接收回波信息，并传递至信息处理机进行处理，获得高动态飞行器相对静止目标的距离r、视线偏角θ和视线倾角
(2)处理模块根据(1)中测得的信息，通过下式(八)获得舵偏指令信号，
其中，aMθ表示高动态飞行器在视线偏角方向上的加速度，aMφ表示高动态飞行器在视线倾角方向上的加速度，N表示导引系数，一般取N＝4，
其中，
(3)将舵偏指令信号经放大变换器放大，并转换成舵机所需的信号形式，舵机采用冷气式舵机，根据舵偏指令先后控制高压气体阀门，使高压提提推动作动装置，从而操纵舵面运动。
其轨迹如图3中“过重补偿比例导引律”所示。
图3中还示出了A点附近的局部放大图。
由图3可知，“高动态补偿比例导引律”、“比例导引律”、“过重补偿比例导引律”与“目标运动轨迹”所示曲线均重合，说明采用不同制导律的制导方法均能使高动态飞行器追踪至静止目标的位置。
实验例2
通过计算机进行高动态飞行器追踪匀速运动目标的模拟仿真实验，模拟条件为：高动态飞行器的飞行速度为800m/s，转速为15r/s。
分别仿真高动态补偿制导控制指令方法、不加补偿项的比例导引法和加固定补偿的比例导引法在追踪匀速运动目标时的情况，结果如图4所示。
其中，
(I)高动态补偿制导控制指令方法，指的是采用本发明所述的针对高速机动目标的高动态补偿制导控制方法，具体步骤与实验例1中所述步骤相似，区别在于：雷达发射机向匀速运动目标发射微波；
其轨迹如图4中的“高动态补偿比例导引律”所示；
(II)不加补偿项的比例导引法，指的是在制导过程中，采用现有技术中传统的比例导引制导律进行制导控制，具体步骤与实验例1中所述步骤相似，区别在于：雷达发射机向匀速运动目标发射微波；
其轨迹如图4中“比例导引律”所示；
(III)加固定补偿的比例导引法，指的是在制导过程中，采用已有的加固定项补偿的比例导引制导律(过重补偿比例导引制导律)进行制导控制，具体步骤与实验例1中所述步骤相似，区别在于：雷达发射机向匀速运动目标发射微波；
其轨迹如图4中“过重补偿比例导引律”所示。
图4中还示出了B点附近的局部放大图。
由图4可知，三种不同制导律的制导方法均能使高动态飞行器追踪至匀速运动目标的位置。
实验例3
通过计算机进行高动态飞行器追踪高速机动目标的模拟仿真实验，模拟条件为：高动态飞行器的飞行速度为800m/s，转速为15r/s。
分别仿真高动态补偿制导控制指令方法、不加补偿项的比例导引法和加固定补偿的比例导引法在追踪高速机动目标时的情况，结果如图5所示。
其中，
(I)高动态补偿制导控制指令方法，指的是采用本发明所述的针对高速机动目标的高动态补偿制导控制方法，具体步骤与实验例1中所述步骤相似，区别在于：雷达发射机向高速机动目标发射微波；
其轨迹如图5中的“高动态补偿比例导引律”所示；
(II)不加补偿项的比例导引法，指的是在制导过程中，采用现有技术中传统的比例导引制导律进行制导控制，具体步骤与实验例1中所述步骤相似，区别在于：雷达发射机向高速机动目标发射微波；
其轨迹如图5中“比例导引律”所示；
(III)加固定补偿的比例导引法，指的是在制导过程中，采用已有的加固定项补偿的比例导引制导律(过重补偿比例导引制导律)进行制导控制，具体步骤与实验例1中所述步骤相似，区别在于：雷达发射机向高速机动目标发射微波；
其轨迹如图5中“过重补偿比例导引律”所示。
图5中还示出了C点附近的局部放大图。
由图5可知，在追踪高速机动目标的运动过程中，采用本发明所述的高动态补偿制导控制指令方法能够准确追踪到高速机动目标，而不加补偿项的比例导引法和加固定补偿的比例导引法均不能准确追踪高速机动目标。
此外，本发明所述的针对高速机动目标的高动态飞行器还可以实时补偿制导控制指令，不断改变飞行轨迹，从而实现准确追踪目标的目的。
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。
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