一种飞行器制导方法、装置、电子设备及存储介质制造方法及图纸

本申请提供了一种飞行器制导方法、装置、电子设备及存储介质，涉及导弹发射技术领域，具体为：获取当前时刻飞行器的位置、飞行速度和弹道倾角；根据当前时刻飞行器的位置、飞行速度和弹道倾角，计算当前时刻的多项式形式的虚拟控制量；根据当前时刻的多项式形式的虚拟控制量和含有攻角参数的虚拟控制量，建立含有攻角参数的非线性函数；求解非线性函数为0时的攻角，将其作为当前时刻至下一时刻间的指令攻角。本申请可以根据当前状态实时生成最优制导指令，不依赖于标称轨迹，适应性更强。适应性更强。适应性更强。

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器制导方法、装置、电子设备及存储介质


[0001]本申请涉及导弹发射
，尤其是涉及一种飞行器制导方法、装置、电子设备及存储介质。

技术介绍

[0002]在飞行器从爬升段到固定高度的巡航段的飞行过程中，由于需要从爬升飞行状态切换至巡航飞行状态，存在一个过渡段的控制过程，过渡段攻角容易发生较大的振荡，相应的速度和高度也会发生振荡，过渡过程不平滑。此外，常用的制导方法是跟踪一条提前设计好的标称弹道，适应性较差。

技术实现思路

[0003]有鉴于此，本申请提供了一种飞行器制导方法、装置、电子设备及存储介质，以解决现有技术存在的飞行器在爬升段和巡航段的制导律设计上存在过渡段的技术问题，并且可以根据当前状态实时生成最优制导指令，不依赖于标称轨迹，适应性更强。
[0004]一方面，本申请实施例提供了一种飞行器制导方法，包括：
[0005]获取当前时刻飞行器的位置、飞行速度和弹道倾角；
[0006]根据当前时刻飞行器的位置、飞行速度和弹道倾角，计算当前时刻的多项式形式的虚拟控制量；
[0007]根据当前时刻的多项式形式的虚拟控制量和含有攻角参数的虚拟控制量，建立含有攻角参数的非线性函数；求解非线性函数为0时的攻角，将其作为当前时刻至下一时刻间的指令攻角。
[0008]进一步的，根据当前时刻飞行器的位置、飞行速度和弹道倾角，计算当前时刻的多项式形式的虚拟控制量；包括：
[0009]当前时刻的多项式形式的虚拟控制量u(t)为：
[0010][0011]其中,t为当前时刻，v
t
为当前时刻的飞行器的速度，γ
t
为当前时刻的飞行器的弹道倾角；z
t
为当前时刻的飞行器在发射坐标系的z坐标值；z
f
为巡航飞行的指定高度，t
f
为飞行器从开始飞行到指定高度z
f
的飞行时间。
[0012]进一步的，飞行器从开始飞行到指定高度z
f
的飞行时间t
f
的取值为：
[0013][0014]其中，t
setf
是期望的制导律的飞行器飞行时间，t
min
为进入巡航段的剩余飞行门限值，取值区间为5秒至15秒。
[0015]进一步的，根据当前时刻的多项式形式的虚拟控制量和含有攻角参数的虚拟控制
量，建立含有攻角参数的非线性函数；包括：
[0016]建立当前时刻的虚拟控制量u
com
(t)的表达式：
[0017][0018]其中，T为发动机推力，α为带求解的攻角，ρ为大气密度函数，C
l
(Ma,α)为升力系数，马赫数Ma＝v
t
‑1/v
air
，v
air
为当地音速；S
ref
为飞行器的特征面积，g为重力加速度，m为飞行器的质量；
[0019]含有攻角参数的非线性函数F(α)为：
[0020]F(α)＝u(t)
‑
u
com
(t)。
[0021]进一步的，求解非线性函数为0时的攻角，将其作为当前时刻至下一时刻间的指令攻角，包括：
[0022]利用牛顿迭代法求解满足F(α)＝0的α，迭代过程如下：
[0023]第k+1次迭代的攻角α
k+1
为：
[0024][0025]其中，为非线性函数对第k次迭代的攻角α
k
的偏导数，具体的表达式为
[0026][0027]其中，为升力系数对攻角的偏导数；攻角的迭代初值为上一时刻的攻角值；
[0028]当达到预设迭代次数，将得到的攻角作为当前时刻至下一时刻间的指令攻角。
[0029]另一方面，本申请实施例提供了一种飞行器制导装置，包括：
[0030]获取单元，用于获取当前时刻飞行器的位置、飞行速度和弹道倾角；
[0031]多项式虚拟控制量计算单元，用于根据当前时刻飞行器的位置、飞行速度和弹道倾角，计算当前时刻的多项式形式的虚拟控制量；
[0032]指令攻角计算单元，用于根据当前时刻的多项式形式的虚拟控制量和含有攻角参数的虚拟控制量，建立含有攻角参数的非线性函数；求解非线性函数为0时的攻角，将其作为当前时刻至下一时刻间的指令攻角。
[0033]另一方面，本申请实施例提供了一种电子设备，包括：存储器、处理器和存储在所述存储器上并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现本申请实施例的飞行器制导方法。
[0034]另一方面，本申请实施例提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器运行时实现本申请实施例的飞行器制导方法。
[0035]本申请实施例的制导方法可以根据当前状态实时生成最优制导指令，不依赖于标称轨迹，适应性更强；不仅具有很好的制导效果，能迅速完成爬升拉平任务，并导引飞行器视频巡航飞行，而且具有很强的鲁棒性，即使在很大的拉偏情况下也能顺利完成制导任务。
附图说明
[0036]为了更清楚地说明本申请具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本申请的一些实施方式，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。
[0037]图1为本专利技术实施例提供的升力系数拟合曲线；
[0038]图2为本专利技术实施例提供的指令攻角为阶跃信号的响应曲线；
[0039]图3为本专利技术实施例提供的指令攻角为正弦波信号的响应曲线；
[0040]图4为本专利技术实施例提供的飞行时序示意图；
[0041]图5为本申请实施例提供的方法的流程图；
[0042]图6(a)为本申请实施例提供的标称情况下的高度随纵程变化曲线；
[0043]图6(b)为本申请实施例提供的标称情况下的高度随时间变化曲线；
[0044]图7(a)为本申请实施例提供的马赫数随时间变化曲线；
[0045]图7(b)为本申请实施例提供的弹道倾角随时间变化曲线；
[0046]图8(a)为本申请实施例提供的蒙特卡洛打靶高度随纵程变化曲线；
[0047]图8(b)为本申请实施例提供的蒙特卡洛打靶高度随时间变化曲线；
[0048]图9为本申请实施例提供的装置的功能结构示意图；
[0049]图10为本申请实施例提供的电子设备的硬件结构示意图。
具体实施方式
[0050]为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞行器制导方法，其特征在于，包括：获取当前时刻飞行器的位置、飞行速度和弹道倾角；根据当前时刻飞行器的位置、飞行速度和弹道倾角，计算当前时刻的多项式形式的虚拟控制量；根据当前时刻的多项式形式的虚拟控制量和含有攻角参数的虚拟控制量，建立含有攻角参数的非线性函数；求解非线性函数为0时的攻角，将其作为当前时刻至下一时刻间的指令攻角。2.根据权利要求1所述的飞行器制导方法，其特征在于，根据当前时刻飞行器的位置、飞行速度和弹道倾角，计算当前时刻的多项式形式的虚拟控制量；包括：当前时刻的多项式形式的虚拟控制量u(t)为：其中，t为当前时刻，v
t
为当前时刻的飞行器的速度，γ
t
为当前时刻的飞行器的弹道倾角；z
t
为当前时刻的飞行器在发射坐标系的z坐标值；z
f
为巡航飞行的指定高度，t
f
为飞行器从开始飞行到指定高度z
f
的飞行时间。3.根据权利要求2所述的飞行器制导方法，其特征在于，飞行器从开始飞行到指定高度z
f
的飞行时间t
f
的取值为：其中，t
setf
是期望的制导律的飞行器飞行时间，t
min
为进入巡航段的剩余飞行门限值，取值区间为5秒至15秒。4.根据权利要求3所述的飞行器制导方法，其特征在于，根据当前时刻的多项式形式的虚拟控制量和含有攻角参数的虚拟控制量，建立含有攻角参数的非线性函数；包括：建立当前时刻的虚拟控制量u
com
(t)的表达式：其中，T为发动机推力，α为带求解的攻角，ρ为大气密度函数，C
l
(Ma，α)为升力系数，马赫数Ma＝v
t
...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨良，陈万春，王冲冲，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：