本申请飞行器制导技术领域，具体涉及一种基于修正比例导引的自适应制导方法、装置及飞行器。一种基于修正比例导引的自适应制导方法，该方法应用于修正比例导引，包括：在修正比例导引中引入落角约束项和重力补偿项，获取发射时刻飞行器的射程和发射高度，计算所述发射高度和射程对应的落角约束项系数和重力补偿项系数，将所述落角约束项系数和重力补偿项系数带入所述修正比例导引，得到制导指令。该制导方法采用了一种修正比例导引的落角约束项和重力补偿项根据发射高度及射程变参的自适应制导方法，解决了不同发射高度及不同射程的落角约束及打击精度问题。落角约束及打击精度问题。落角约束及打击精度问题。
【技术实现步骤摘要】
基于修正比例导引的自适应制导方法、装置及飞行器
[0001]本申请飞行器制导
，具体涉及一种基于修正比例导引的自适应制导方法、装置及飞行器。
技术介绍
[0002]某飞行器地面发射时，其发射点和目标点基本在同一高度，修正比例导引根据射程进行变参时，可满足不同射程的落角及精度要求。随着技术的发展，发射方式由地面导轨发射改为空中机载发射，由于空中机载发射高度跨度较大，根据射程进行变参的修正比例导引制导方法不能满足不同发射高度(发射点和目标点的相对高度)及射程的落角约束及打击精度要求，需要采用新的制导方式来解决不同发射高度及射程对落角约束及打击精度的要求。
技术实现思路
[0003]鉴于上述问题，本申请提供一种基于修正比例导引的自适应制导方法，该制导方法采用了一种修正比例导引的落角约束项和重力补偿项根据发射高度及射程变参的自适应制导方法，解决了不同发射高度及不同射程的落角约束及打击精度问题。
[0004]本申请实施例还提供了一种自适应制导装置。
[0005]本申请实施例还提供了一种飞行器。
[0006]根据本申请第一方面实施例提供的一种基于修正比例导引的自适应制导方法，该方法应用于修正比例导引，包括：在修正比例导引中引入落角约束项和重力补偿项，获取发射时刻飞行器的射程和发射高度，计算所述发射高度和射程对应的落角约束项系数和重力补偿项系数，将所述落角约束项系数和重力补偿项系数带入所述修正比例导引，得到制导指令。
[0007]在其中一个实施例中，在修正比例导引中引入落角约束项和重力补偿项后的修正比例导引公式为：
[0008][0009]其中：V为飞行器飞行速度；k1为比例导引系数，取值为4；dq_ep为俯仰视线角速度；Klj为落角约束项系数；q_ep为视线高低角；θ
df
为期望落角；Kg为重力补偿项系数；θ
g
为弹道倾角；g为重力加速度。
[0010]在其中一个实施例中，所述落角约束项系数采用二维线性插值求得。
[0011]在其中一个实施例中，根据落角和精度要求，通过仿真得到满足不同发射高度和射程的落角约束项系数插值表，通过所述插值表采用二维线性插值求得发射时刻飞行器的射程和发射高度所对应的落角约束项系数。
[0012]在其中一个实施例中，所述重力补偿项系数采用二维线性插值求得。
[0013]在其中一个实施例中，根据落角和精度要求，通过仿真得到满足不同发射高度和射程的重力补偿项系数插值表，通过所述插值表采用二维线性插值求得发射时刻飞行器的射程和发射高度所对应的重力补偿项系数。
[0014]在其中一个实施例中，所述插值表包括行刻度dltH_inter、列刻度R0_inter，所述行刻度dltH_inter表示发射高度插值点，所述列刻度R0_inter表示射程插值点。
[0015]根据本申请第二方面实施例提供的一种自适应制导装置，包括：
[0016]处理器；
[0017]存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被所述处理器运行时执行如权利要求1至7任一项所述的方法。
[0018]根据本申请第三方面实施例提供的一种飞行器，包括：
[0019]制导部分，其包括上述自适应制导装置，所述自适应制导装置用于计算制导指令；
[0020]控制部分，用于接收所述制导指令，并根据所述制导指令控制飞行器的运动姿态，导引飞行器向目标飞行。
[0021]本申请一实施例提供的基于修正比例导引的自适应制导方法，至少包括以下有益效果：通过在修正比例导引的落角约束项和重力补偿项中引入落角约束项系数和重力补偿项系数，根据发射高度及射程变参，调节落角约束项系数和重力补偿项系数可满足不同发射高度和射程对落角约束和打击精度的要求。
[0022]上述说明仅是本申请技术方案的概述，为了能够更清楚了解本申请的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本申请的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举本申请的具体实施方式。
附图说明
[0023]本申请中附图是用于示出优选实施方式，便于本领域普通技术人员对各种其他的优点和益处清楚明了的认识，并不能认为是对本申请的限制。而且在全部附图中，用相同的附图标号表示相同的部件。
[0024]图1为本申请一实施例中基于修正比例导引的自适应制导方法的流程图。
[0025]图2为本申请一实施例中飞行器与目标的关系示意图。
[0026]图3为本申请一实施例中进行数学仿真验证时射程与高度关系曲线图。
[0027]图4为本申请一实施例中进行数学仿真验证时飞行时间与飞行速度关系曲线图。
[0028]图5为本申请一实施例中进行数学仿真验证时飞行时间与弹目相对距离关系曲线图。
[0029]图6为本申请一实施例中进行蒙特卡洛打靶验证时20km蒙特卡洛打靶试验静目标仿真CEP结果图。
[0030]图7为本申请一实施例中进行蒙特卡洛打靶验证时15km蒙特卡洛打靶试验静目标仿真CEP结果图。
[0031]图8为本申请一实施例中进行蒙特卡洛打靶验证时8km蒙特卡洛打靶试验静目标仿真CEP结果图。
具体实施方式
[0032]下面将结合具体实施例对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
[0033]在本文中提及“实施例”意味着，结合实施例描述的特定特征、结构或特性可以包含在本申请的至少一个实施例中。在说明书中的各个位置出现该短语并不一定均是指相同的实施例，也不是与其它实施例互斥的独立的或备选的实施例。本领域技术人员显式地和隐式地理解的是，本文所描述的实施例可以与其它实施例相结合。
[0034]一般飞行器在地面发射时，其发射点和目标点基本在同一高度，修正比例导引根据射程进行变参时，可满足不同射程的落角及精度要求。随着技术的发展，发射方式由地面发射改为空中机载发射，由于空中机载发射高度跨度较大，根据射程进行变参的修正比例导引制导方法不能满足不同发射高度(指发射点和目标点的相对高度)及射程的落角约束及打击精度要求，需要采用新的制导方式来解决不同发射高度及射程对落角约束及打击精度的要求。
[0035]在一方面实施例中，图1示出了本申请实施例提供的一种基于修正比例导引的自适应制导方法的流程图。
[0036]参见图1，本申请实施例提供的基于修正比例导引的自适应制导方法，包括：
[0037]一、在修正比例导引中引入落角约束项和重力补偿项后的修正比例导引公式为：
[0038][0039]图2示出了飞行器与目标的关系。
[0040]参见图2，上述修正比例导引公式中：
[0041]V为飞行器飞行速度；
[0042]k1为比例导引系数；
[004本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种基于修正比例导引的自适应制导方法，该方法应用于修正比例导引，其特征在于，包括：在修正比例导引中引入落角约束项和重力补偿项，获取发射时刻飞行器的射程和发射高度，计算所述发射高度和射程对应的落角约束项系数和重力补偿项系数，将所述落角约束项系数和重力补偿项系数带入所述修正比例导引，得到制导指令。2.根据权利要求1所述的基于修正比例导引的自适应制导方法，其特征在于，在修正比例导引中引入落角约束项和重力补偿项后的修正比例导引公式为：其中：V为飞行器飞行速度；k1为比例导引系数，取值为4；dq_ep为俯仰视线角速度；Klj为落角约束项系数；q_ep为视线高低角；θ
df
为期望落角；Kg为重力补偿项系数；θ
g
为弹道倾角；g为重力加速度。3.根据权利要求1所述的基于修正比例导引的自适应制导方法，其特征在于，所述落角约束项系数采用二维线性插值求得。4.根据权利要求1所述的基于修正比例导引的自适应制导方法，其特征在于，根据落角和精度要求，通过仿真得到满足不同发射高度和射程的落角约束项系数插值表，通过所述插值表采用二维线性插值求得发射时刻飞...
【专利技术属性】
技术研发人员：李国兰，凡雪灵，王莹，李浩，杨青山，
申请(专利权)人：武汉量宇智能科技有限公司，
类型：发明
国别省市：
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