基于测量信息的带大落角约束变参数制导方法技术

本发明专利技术涉及制导飞行器技术领域，具体涉及一种基于测量信息的带落角约束变参数制导方法。本发明专利技术的目的是提出一种基于测量信息的带落角约束自适应变结构末制导方法,该方法根据导引头测量的弹目相对视线角速度信息和惯导测量的导弹位置、速度和姿态信息，结合预先设定、实时调节参数，计算得到同时保证制导精度和落角约束的法向过载指令，实现制导飞行器的高效毁伤与定向制导。高效毁伤与定向制导。高效毁伤与定向制导。

【技术实现步骤摘要】
基于测量信息的带大落角约束变参数制导方法


[0001]本专利技术涉及制导飞行器
，具体涉及一种基于测量信息的带落角约束变参数制导方法。

技术介绍

[0002]随着空地打击能力的不断提高，世界各国和地区为进一步提高高价值军事目标的防御能力，普遍采用了深埋加固的防御措施，目标抗毁伤能力显著增强，普通常规弹药对此类目标的打击能力明显不足。例如，美军在海湾战争期间，不得不解决打击防御在6米以上钢筋混凝土或30米以上粘土下的军事目标的问题。攻防能力的对抗与消长，迫切要求我军不断丰富打击手段，增强打击能力，特别是发展精确打击敌坚固、深层目标的能力。
[0003]反硬目标制导炸弹已成为国外制导炸弹发展重点，且形成了激光制导、电视制导、红外制导、卫星制导和复合制导等系列装备。如美军“宝石路”系列激光制导炸弹陆续发展了三代，是制导炸弹系列化发展的成功典范。为解决投放后不管和低成本等问题，美军十分重视制导炸弹的系列化发展，如大力发展电视/红外成像制导炸弹和复合制导炸弹。如AGM
‑
62“白星眼”电视制导炸弹和GBU
‑
15模块化成像制导炸弹。
[0004]为了改善和提高对多地区各类硬目标的有效打击能力，必须发展我国的深层侵彻航空制导飞行器系列，研发大落角约束制导控制系统。其中需要解决的关键问题是带大落角约束制导律算法的多弹道条件和扰动环境适应性以及制导信息的依赖性等问题。针对末端约束制导方法，各国学者展开了深入研究。其中研究比较广泛的一类方法是以比例制导为基础的。Kim等人在比例导引的基础上增加时变偏置项来满足落角约束。Lu等人提出了一种通过在线调整比例系数以实现末角约束的制导律。还有一些方法是基于最优控制理论和滑模控制理论的方法。Ratnoo等人提出了一种基于状态相关Raccati方程的带末角约束制导律。Oza等人提出了基于模型预测静态规划的末角约束制导律。Byung等基于滑模控制理论推导了带末角约束的制导律。刘永善等进一步针对被动式制导方法，提出了带落角约束制导方法与工程实现方法。盛永智等基于反步法和利亚普诺夫函数设计了一种基于滑模控制的带末角约束制导方法。但是，已有的制导律设计方法通常需要剩余时间信息等额外信息，工程上无法实现，并且没有考虑飞行高度变化情况下的制导律参数适应性变化问题。本专利设计的制导律综合了比例导引和滑模控制的优势，所需的测量信息少，而且抗扰动能力强。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的是提出一种基于测量信息的带落角约束自适应变结构末制导方法,该方法根据导引头测量的弹目相对视线角速度信息和惯导测量的导弹位置、速度和姿态信息，结合预先设定、实时调节参数，计算得到同时保证制导精度和落角约束的法向过载指令，实现制导飞行器的高效毁伤与定向制导。
[0006]本专利技术的目的是通过下述技术方案实现的。
[0007]一种基于测量信息的带落角约束自适应变结构末制导方法，其具体实现步骤如下：
[0008]步骤一、利用组合导航系统实时测量得到导弹在导航坐标系下的三个方向的速度V
e
,V
n
,V
s
，位置x
n
,y
n
,z
n
，偏航角俯仰角和滚转角γ。
[0009]所述的导航坐标系为常用的东北天坐标系。
[0010]所述的位置x
n
,y
n
,z
n
是以发射点为参考原点。
[0011]所述组合导航系统为惯性导航与卫星导航组合导航系统。
[0012]步骤二、利用组合导航系统实时测量的导弹位置、速度和姿态信息，解算得到过载指令计算所需的视线角速度、角偏差、弹道倾角、速度信息。具体为：
[0013]步骤2.1：计算得到导航坐标系到地面坐标系转换矩阵M。
[0014][0015]其中导航坐标系与地面坐标系间的偏航旋转角度ψ＝atan(
‑
x
n
/
‑
y
n
)。
[0016]所述的地面坐标系为以发射点为坐标原点，以发射点在水平面上的投影与目标点的连线为X轴，朝向目标点为正方向；以垂直于水平面的方向为Y轴，朝向天空为正方向；坐标轴Z与X和Y轴成右手坐标系。
[0017]步骤2.2：利用地面坐标系下目标位置X
t
,Y
t
,Z
t
,以及步骤一组合导航系统实时测量得到的信息，通过导航坐标系与地面坐标系间转换关系，计算得到地面系下弹目相对运动的速度V
x
,V
y
,V
z
和弹目相对位置信息X
g
,Y
g
,Z
g
。
[0018]X
g
＝X
t
‑
X
m
,Y
g
＝Y
t
‑
Y
m
,Z
g
＝Z
t
‑
Z
m
ꢀꢀꢀ
(2)
[0019][V
x V
y V
z
]T
＝M[V
e V
n V
s
]T
ꢀꢀꢀ
(3)
[0020][X
g Y
g Z
g
]T
＝M[x
n y
n z
n
]T
ꢀꢀꢀ
(4)
[0021]其中X
m
,Y
m
,Z
m
为中间变量，M为步骤2.1中定义的坐标转换矩阵。
[0022]步骤2.3：利用步骤2.2获得的弹目相对位置信息X
g
,Y
g
,Z
g
，速度信息V
x
,V
y
,V
z
，计算得到地面坐标系下的高低视线角q
es
，方位视线角q
bs
以及高低视线角速度和方位视线角速度
[0023][0024][0025]其中，atan为反正切函数，为弹目水平距离，Tanx＝(Y
g
/Sqrtx)为中间变量。
[0026]步骤2.4、利用组合导航系统实时测量的导弹速度，结合步骤2.3和步骤2.4处理得到的信息，计算弹目相对距离R
g
、合成弹目相对速度V
c
、弹道偏角ψ
V
和弹道倾角θ
d
信息。
[0027][0028][0029]θ
d
＝atan(V
y
/V
x
)
ꢀꢀꢀ
(9)
[0030]ψ
V
＝atan(
‑
...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于测量信息的带落角约束自适应变结构末制导方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤一、利用组合导航系统实时测量得到导弹在导航坐标系下的位置x
n
,y
n
,z
n
，偏航角俯仰角滚转角γ以及三个方向的速度V
e
,V
n
,V
s
；步骤二、利用组合导航系统实时测量的导弹位置、速度和姿态信息，解算得到过载指令所需的视线角速度、角偏差和弹道倾角信息：步骤2.1：导航坐标系到地面坐标系转换矩阵M表示如下：其中导航坐标系与地面坐标系间的偏航旋转角度ψ＝atan(
‑
x
n
/
‑
y
n
)。所述的地面坐标系为以发射点为坐标原点，以发射点在水平面上的投影与目标点的连线为X轴，朝向目标点为正方向；以垂直于水平面的方向为Y轴，朝向天空为正方向；坐标轴Z与X和Y轴成右手坐标系。步骤2.2：利用地面坐标系下目标位置X
t
,Y
t
,Z
t
,以及步骤一组合导航系统实时测量得到的信息，通过导航坐标系与地面坐标系间转换关系，计算得到地面系下弹目相对运动的速度V
x
,V
y
,V
z
和弹目相对位置信息X
g
,Y
g
,Z
g
。X
g
＝X
t
‑
X
m
,Y
g
＝Y
t
‑
Y
m
,Z
g
＝Z
t
‑
Z
m
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)[X
m Y
m Z
m
]
T
＝M[x
n y
n z
n
]
T
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(3)[V
x V
y V
z
]
T
＝M[V
e V
n V
s
]
T
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(4)其中X
m
,Y
m
,Z
m
为中间变量，M为步骤2.1中定义的坐标转换矩阵。步骤2.3：利用步骤2.2获得的弹目相对位置信息X
g
,Y
g
,Z
g
，弹目相对运动速度信息V
x
,V
y
,V
z
，计算得到地面坐标系下的高低视线角q
es
，方位视线角q
bs
以及高低视线角速度和方位视线角速度位视线角速度位视线角速度其中，atan为反正切函数，为弹目水平距离，Tanx＝(Y
g
/Sqrtx)为中间变量。步骤2.4：利用组合导航系统实时测量的导弹速度，结合步骤2.3和步骤2.4处理得到的
信息，计算弹目相对距离R
g
、合成弹目相对速度V
c
、弹道偏角ψ
V
和弹道倾角θ
d
信息。信息。θ
d
＝atan(V
y
/V
x
)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(9)ψ
V
＝atan(
‑
V
z
/V
x
)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(10)步骤三、制导飞行器在过机动点之前，所有实时测量信息从导航系统获得，按照如下中制导律产生的过载指令进行滑翔飞行。U
f1
＝a
‑
H/H
r
‑
b
×
V
r
/V
c
+57.3c
×
Q0‑
57.3θ
d
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(11)其中U
f1
和U
f2
分别为俯仰和偏航方向过载指令，相对高度H＝Y
g
，Q0为投放时刻弹道倾角，V
r
为飞行器标称飞行速度，H
r
,a,b,c,l,m为系数。步骤四、判断当前状态信息是否满足机动点交接班条件。判断当前高低视线角q
es
与期望末端视线角q
d
之差是否大于等于阈值q<...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘永善，刘俊辉，单家元，贾庆忠，丁艳，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：