一种方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法技术

本发明专利技术主要通过导引头测量飞行器与目标的相对距离、视线角、视线角速率，以及采用姿态与速率陀螺仪测量飞行器的偏航角与偏航角速率，然后根据飞行器偏航角与视线角之间的偏差来切换导引方法。在初始段，偏差较大时，采用以视线角非线性信号为主的非线性姿态方位导引方法；而在末段，偏差较小时，则采用非线性前置导引方法进行导引；在导引中断，则通过多次切换实现导引的同时实现机动。其中非线性前置导引与非线性方位姿态导引的方法均和传统前置导引与姿态导引方法有较大不同，两者的融合和切换，不仅保留了前置导引高精度的优点，而且也使得导引律在初始具有高效率，同时能通过切换产生机动，实现机动与导引的无缝连接。

An integrated maneuver guidance method of azimuth attitude and pre guidance switching

【技术实现步骤摘要】
一种方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法
本专利技术涉及飞行器导引领域，具体而言，涉及一种方位角姿态导引与前置比例导引切换的复合导引方法。
技术介绍
随着科技的发展，高精度的导引技术不仅在军用上有着重要的价值，而且在民用领域也有着越来越多的应用。如无人价值的飞行器的自动导航、无人飞行器的自动着陆、无人驾驶的汽车实现自动车道线保持等等。在上述过程中均可以采用自动导引与制导技术，尤其是空天飞行器的自动对接，轨道交会等，也广泛采用自动导引技术。传统的导引方法有追踪法、平行接近法、三点法、比例导引法、前置导引法等等。上述方法中比例导引法与前置导引法是目前应用较多的两类。当然，随着计算机的发展，目前很多通过计算机编程来实现复杂算法的新型导引方法，但其核心本质上，往往还是某一种传统方法的细化或者扩展。比例导引方法尽管有着算法简单的优点，但末段控制量比较大，容易出现末段转弯过快的问题。前置导引算法在叠加了前置角之后，使得飞行器提前开始超前置角方向进行飞行，一定程度上解决了末段转弯过于剧烈的问题，但在很多情况下，在初始段，导引信号比较平缓，因此导引初始段飞行器并没有快速转向预定的方向，而是随着离目标越来越近，导引信号越来越大。因此在传统设计中，存在初始段导引效率不高的问题。同时，有时飞行器在末段具有机动性要求，该要求和导引要求又有一定的矛盾性。基于上述原因，本专利技术提出一种采用方位角姿态导引与前置角导引相互切换的方式，不仅解决了导引初期导引效果不高的问题，而且该切换，在一定程度上实现了导引与机动的两方面要求。>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方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法，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飞行器导引初期导引效率不高的问题。根据本专利技术的一个方面，提供一种方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法，包括以下步骤：步骤S10，在飞行器上安装导引头设备，测量与目标之间的距离、视线角；以及在飞行器上安装测角陀螺仪，测量飞行器的偏航角；安装速率陀螺仪，测量飞行器的偏航角速率。步骤S20，根据偏航角与视线角的偏差与切换阈值的大小比较，进行判断，实施非线性方位姿态导引与非线性前置导引的切换步骤S30，对视线角进行非线性变换得到非线性变换信号，再对视线角进行非线性积分得到非线性积分信号，对视线角速率进行非线性变换得到视线角的非线性微分信号，最后对上述三类非线性信号进行叠加，计算非线性方位姿态导引信号。步骤S40，根据测量所得的视线角与偏航角，求解间接非线性方位偏差信号，并当该间接非线性偏差信号第一次接近于某小值时，记录该时刻飞行器的偏航角为前置角。再根据偏航角信息与前置角信息，求解偏航角相对前置角的非线性误差信号。根据视线角与偏航角的方位偏差量计算其非线性方位偏差信号。最后对上间接非线性方位偏差信号、偏航角相对前置角的非线性误差信号、视线角与偏航角的非线性方位偏差信号三者行综合，得到误差综合信号，然后求取误差综合信号的非线性积分信号，最后对误差综合信号与误差综合信号的非线性积分信号进行叠加，得到非线前置导引信号。步骤S50，根据切换判断原则进行非线性方位姿态与非线性前置导引两种规律的切换后，将最终的飞行器姿态稳定控制系统的输入信号输入给飞行器姿态控制系统，使得飞行器偏航角，也就是偏航角跟踪输入信号，最终将上述最后形成的姿态稳定控制信号输送给飞行器的航向控制的执行机构，如航向舵机，即可实现导引律的目标，导引飞行器飞向预定目标。在本专利技术的一种示例实施例中，根据视线角与偏航角进行非线性方位姿态导引与非线性前置导引的切换判断包括：e1＝qh-ψ其中ψr为最终使用的导引规律，ψ1为非线性方位姿态导引的导引信号，ψ2为非线性前置导引的导引信号。e1为视线角与偏航角的偏差，e1＝qh-ψ，qh为视线角，ψ为偏航角。ε为切换判断阀值。d为飞行器与目标的距离。|e1|≥ε，则进行非线性方位姿态导引；如果|e1|＜ε，则进行非线性前置导引。在本专利技术的一种示例实施例中，根据视线角进行非线性变换得到非线性变换信号包括：其中qh为视线角信号，q1为视线角非线性变换信号，k1、λ1为可以调整的正参数。在本专利技术的一种示例实施例中，根据视线角信号进行非线性积分得到非线性积分信号信号包括：其中qs为视线角非线性积分信号。在本专利技术的一种示例实施例中，根据视线角微分信号进行非线性变换得到视线角的非线性微分信号包括：其中qd为视线角非线性微分信号，λ2为可以调整的正参数。在本专利技术的一种示例实施例中，根据视线角非线性积分信号、视线角非线性积分信号、视线角微分信号三类非线性信号进行叠加，得到非线性方位姿态导引信号包括：ψ1＝k2qh+k3q1+k4qs+k5qd其中ψ1为非线性方位姿态导引信号，其中k2、k3、k4与k5为可以调整的参数。在本专利技术的一种示例实施例中，根据偏航角与前置角信息，解算其非线性误差信号包括：其中e2f为偏航角相对前置角的非线性误差信号，e2＝ψ-ψ0，ψ为偏航角，也，ψ0为前置角，k6、k7、k8与λ3为可以调整的参数。在本专利技术的一种示例实施例中，根据偏航角与视线角信息，解算非线性方位偏差信号包括：其中e1f为视线角与偏航角的非线性方位偏差信号，e1＝qh-ψ，qh为视线角，ψ为偏航角，k9、k10、k11与λ4为可以调整的参数。在本专利技术的一种示例实施例中，根据间接非线性方位偏差信号、偏航角相对前置角的非线性误差信号、视线角与偏航角的非线性方位偏差信号三者行综合，得到误差综合信号，然后求取误差综合信号的非线性积分信号，并进行叠加，得到非线前置导引信号包括：ez＝k12e3+k13e1f+k14e2fψ2＝k15ez+k16esz其中ψ2为非线前置导引信号，ez为误差综合信号，esz为误差综合信号的非线性积分信号，e3为间接非线性方位偏差信号，其计算为e3＝sin(qh)-sin(ψ)。e2f为偏航角相对前置角的非线性误差信号，e1f为视线角与偏航角的非线性方位偏差信号。其中k12、k13、k14、k15、k16与λ5为可以调整的参数。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其他的附图。图1是本专利技术提供的一种方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法流程图；图2本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法，其特征在于，包括以下步骤：/n步骤S10，在飞行器上安装导引头设备，测量与目标之间的距离、视线角；以及在飞行器上安装测角陀螺仪，测量飞行器的偏航角；安装速率陀螺仪，测量飞行器的偏航角速率。/n步骤S20，根据偏航角与视线角的偏差与切换阈值的大小比较，进行判断，实施非线性方位姿态导引与非线性前置导引的切换/n步骤S30，对视线角进行非线性变换分别得到三类非线性信号，再进行叠加，得到非线性方位姿态导引信号。/n步骤S40，根据测量所得的视线角与偏航角，获取前置角。再根据偏航角信息、前置角信息与视线角角信息，求解三类解误差信息，再分别进行非线性变换，信号积分与叠加，最终得到非线前置导引信号。/n

【技术特征摘要】
1.一种方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S10，在飞行器上安装导引头设备，测量与目标之间的距离、视线角；以及在飞行器上安装测角陀螺仪，测量飞行器的偏航角；安装速率陀螺仪，测量飞行器的偏航角速率。
步骤S20，根据偏航角与视线角的偏差与切换阈值的大小比较，进行判断，实施非线性方位姿态导引与非线性前置导引的切换
步骤S30，对视线角进行非线性变换分别得到三类非线性信号，再进行叠加，得到非线性方位姿态导引信号。
步骤S40，根据测量所得的视线角与偏航角，获取前置角。再根据偏航角信息、前置角信息与视线角角信息，求解三类解误差信息，再分别进行非线性变换，信号积分与叠加，最终得到非线前置导引信号。


2.根据权利要求1所述的一种方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法，其特征在于，根据偏航角与视线角的偏差进行判断实施导引方法的切换，其包含






e1＝qh-ψ
其中ψr为最终使用的导引规律，ψ1为非线性方位姿态导引的导引信号，ψ2为非线性前置导引的导引信号。e1为视线角与偏航角的偏差，e1＝qh-ψ，qh为视线角，ψ为偏航角。ε为切换判断阀值。d为飞行器与目标的距离。|e1|≥ε，则进行非线性方位姿态导引；如果|e1|＜ε，则进行非线性前置导引。


3.根据权利要求2所述的一种方位角姿态与前置导引切换的一体化机动导引方法，其特征在于，对视...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈育良，肖之才，王朕，顾钧元，秦亮，丛林虎，
申请(专利权)人：中国人民解放军海军航空大学，
类型：发明
国别省市：山东;37