【技术实现步骤摘要】
一种时变速度飞行器的攻击时间与角度约束制导方法
[0001]本专利技术属于航空航天器的制导与控制领域，涉及一种时变速度飞行器的攻击时间与角度约束制导方法。
技术介绍
[0002]传统制导律的设计焦点是飞行器与目标之间的脱靶量，但在一些特殊情景下，还需要考虑攻击时间、攻击角度等约束，例如为了提高导弹突防效果或战斗部毁伤效能，导弹需要以特定的角度接近目标，此时攻击角度的控制变得尤为重要；当多枚飞行的导弹需要进行饱和式协同攻击以突破舰艇的近程防御系统时，攻击时间的控制变得尤为重要。
[0003]因此，攻击时间和角度约束制导律具有广泛用途，能够让飞行器以给定的时间和角度到达指定位置，对于多飞行器的协同飞行具有重要运用价值。但已有攻击时间和角度约束制导方法不适用于时变速度飞行器，且无法根据初始条件给出飞行时间的可控范围。
[0004]大多数制导律是基于时域控制方法设计的，由这类制导律导引的飞行轨迹是隐式的，使得大多数攻击时间和角度约束制导律是基于时域控制方法设计的，由这类制导律导引的飞行轨迹是隐式的，使得精确估计飞行剩...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种时变速度飞行器的攻击时间与角度约束制导方法，其特征在于，包括以下步骤：以导弹和目标所在的二维水平面为攻击平面，建立导弹和目标的数学模型；基于导弹和目标的数学模型，采用二阶Bezier曲线生成满足飞行时间、终端角度和最大过载约束的二段式飞行轨迹；将生成的二段式飞行轨迹转化为时序路径点；利用PLOS轨迹追踪算法跟踪得到的时序路径点，生成制导指令。2.根据权利要求1所述的一种时变速度飞行器的攻击时间与角度约束制导方法，其特征在于，所述导弹的数学模型为：导弹的速度变化为导弹的推力和气动阻力的函数：其中，V表示导弹的速度，P
en
表示导弹的推力，m表示导弹的质量，S表示参考面积，ρ表示空气密度，C
D
表示阻力系数；m和P
en
根据导弹的实际参数给定，均为包含时间t的函数：均为包含时间t的函数：其中，T
en
表示推力，μ表示燃料消耗率，m0表示导弹初始总质量，m
fu
表示燃料质量，t
en
表示发动机最大工作时间；导弹在二维攻击平面的飞行运动为：导弹在二维攻击平面的飞行运动为：导弹在二维攻击平面的飞行运动为：|a|≤a
max
相对距离r和视线角LOS的变化为：相对距离r和视线角LOS的变化为：其中，V表示导弹的速度，a表示法向加速度，a
max
表示加速度幅值的上限，(x
m
，y
m
)
T
表示导弹的位置信息，R表示导弹与目标的距离，θ表示导弹的航向角，λ表示视线角LOS，θ
f
表示期望的终端角度，σ表示导弹航向与视线角LOS的夹角，角度的正方向为逆时针方向。3.根据权利要求1所述的一种时变速度飞行器的攻击时间与角度约束制导方法，其特征在于，设置导弹初始位置为(0，0)
T
，目标位置为(x
t
，0)
T
，所述目标的数学模型为：
其中，(x
m
，y
m
)
T
表示导弹的位置信息，(x
t
，y
t
)
T
表示目标点的位置信息，θ表示导弹的航向角，t
f
表示终端时间，θ
f
表示期望的终端角度。4.根据权利要求1所述的一种时变速度飞行器的攻击时间与角度约束制导方法，其特征在于，所述二段式飞行轨迹中的直线段轨迹线由目标点位置(x
t
，0)
T
和终端角度θ
f
确定，表达式为：y＝tan(θ
f
)(x
‑
x
t
)所述二阶Bezier曲线由初始位置轨迹切换点和控制点Q(x
Q
，y
Q
)确定，表达式为：B(τ)＝(1
‑
τ)2E1+2(1
‑
τ)τQ+v2E2其中，τ表示取值位于区间[0，1]的曲线参数；控制点Q(x
Q
，y
Q
)的位置为：)的位置为：其中，θ0表示初始航迹角，θ
f
表示期望的终端角度。5.根据权利要求1所述的一种时变速度飞行器的攻击时间与角度约束制导方法，其特征在于，所述飞行时间约束为：二段式飞行轨迹的长度L与点E2的关系用下式表达：二段式飞行轨迹长度L的解析解为：其中，J＝E1‑
2Q+E2、K＝Q
‑
E1，D＝(J
·
K)/|J|2，E＝|K|2/|J|2，u＝τ+D，U＝E
‑
D2、E＝|K|2/|J|2，W＝J+K；二段式飞行轨迹长度L与飞行时间之间满足导弹在整个飞行时间段[0，t
f
]以非定常速度V(t)飞行的距离与二段式飞行轨迹长度L相等，导弹在t
f
时刻到达既定位置，因此到达时间t
f
与轨迹切换点满足如下关系β：其中，σ表示导弹航向与视线角LOS的夹角。6.根据权利要求1所述的一种时变速度飞行器的攻击时间与角度约束制导方法，其特征在于，所述终端角度约束为：
7.根据权利要求...
【专利技术属性】
技术研发人员：闫星辉，唐羽中，任仕卿，徐雨蕾，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：
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