一种兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制系统及方法技术方案

本发明专利技术公开了一种兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制系统及方法，该系统中通过7个加速度计采集的数据来实时解算出替代定向陀螺的数据，同时相应地采用滑模自适应制导律对飞行器进行制导控制，从而使得飞行器整体的命中精度保持在理想范围内，具有重要实际意义与工程应用价值。程应用价值。

【技术实现步骤摘要】
一种兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制系统及方法


[0001]本专利技术涉及飞行器制导控制领域，尤其涉及一种考虑定向陀螺失效的飞行器制导控制系统及方法。

技术介绍

[0002]传统的飞行器利用空间定向陀螺来辨识飞行器的滚转角度，实现信号分解和重力定向。在飞行过程中，空间定向陀螺一般存在以下几个问题，首先，空间定向陀螺受量程限制，当陀螺碰框，即空间定向陀螺达到临界稳定时，微型计算机将输出错误的制导指令，使飞行器侧偏。由于修偏过程中进一步产生了能量损耗，最终影响飞行器的射程及精度。另外，现有技术中虽然存在一些能够替代定向陀螺的方案，但这些方案的实际应用效果都较差，最终的精度都受到了不同程度的影响，所以在研究定向陀螺替换方案的时候，需要整体考量飞行器的制导控制过程；
[0003]由于上述原因，本专利技术人对现有制导控制方案及定向陀螺替换方案做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的新的控制系统及方法。

技术实现思路

[0004]为了克服上述问题，本专利技术人进行了锐意研究，设计出一种兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制系统及方法，该系统中通过7个加速度计采集的数据来实时解算出替代定向陀螺的数据，同时相应地采用滑模自适应制导律对飞行器进行制导控制，从而使得飞行器整体的命中精度保持在理想范围内，具有重要实际意义与工程应用价值，从而完成本专利技术。
[0005]具体来说，本专利技术的目的在于提供一种兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制系统，该系统包括需用过载解算模块：
[0006]在末制导段，需用过载解算模块通过下式(一)实时获得飞行器的需用过载：
[0007][0008]其中，a
M
表示需用过载；
[0009]表示弹目相对运动速度；
[0010]表示弹目视线角速率；
[0011]r表示弹目相对距离；
[0012]λ表示弹目视线角；
[0013]α、b和κ都表示设计参数；
[0014]e1和e2都表示状态变量；
[0015]S表示终端滑模面；
[0016]ρ表示自适应参数；
[0017]γ
M
表示飞行器的速度倾角。
[0018]其中，所述终端滑模面通过下式(二)获得：
[0019]s＝e2+α|e
1 |sgn(e1)
ꢀꢀꢀꢀ
(二)
[0020]其中，状态变量e1＝λ
‑
λ
f
、
[0021]其中，所述自适应参数ρ通过下式(三)获得：
[0022]ρ＝ω3|e2ꢀꢀꢀꢀꢀ
|(三)
[0023]其中，ω3表示滚转角速度；
[0024]|e2|表示弹目视线角速率的绝对值。
[0025]其中，该系统还包括设置在飞行器上的7个加速度计和转速解算模块，
[0026]其中，所述7个加速度计中，加速度计一、加速度计二和加速度计三都用于测量弹体坐标系中x轴方向的加速度，其输出分别为A
a
，A
b
，A
g
；
[0027]加速度计四和加速度计五都用于测量弹体坐标系中y轴方向的加速度，其输出分别为A
c
，A
d
；
[0028]加速度计六和加速度计七都用于测量弹体坐标系中z轴方向的加速度，其输出分别为A
e
，A
f
；
[0029]所述7个加速度计的输出信息A
a
，A
b
，A
g
，A
c
，A
d
，A
e
，A
f
都实时传递至所述转速解算模块中。
[0030]其中，所述转速解算模块通过下式(四)实时获得飞行器的旋转速度：
[0031][0032]其中，ω1表示俯仰角速度；
[0033]ω2表示偏航角速度；
[0034]ω3表示滚转角速度；
[0035]C1、C2、C3都表示过程量，通过下式(五)获得：
[0036][0037]其中，所述转速解算模块实时将飞行器的旋转速度信息传递给需用过载解算模块；
[0038]所述需用过载解算模块实时接收转速解算模块传递出的信息，还实时接收定向陀螺传递出的信息，
[0039]优选地，当所述定向陀螺传递出的信息中滚转角速度ω3达到55度时，通过转速解算模块传递出的信息解算获得自适应参数。
[0040]本专利技术还提供一种兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制方法，该方法中：
[0041]在末制导段，通过下式(一)实时获得飞行器的需用过载：
[0042][0043]其中，a
M
表示需用过载；
[0044]表示弹目相对运动速度；
[0045]表示弹目视线角速率；
[0046]r表示弹目相对距离；
[0047]λ表示弹目视线角；
[0048]α、b和κ都表示设计参数；
[0049]e1和e2都表示状态变量；
[0050]s表示终端滑模面；
[0051]ρ表示自适应参数；
[0052]γ
M
表示飞行器的速度倾角。
[0053]其中，所述终端滑模面通过下式(二)获得：
[0054]s＝e2+α|e1|
b
sgn(e1)
ꢀꢀꢀꢀ
(二)
[0055]其中，状态变量e1＝λ
‑
λ
f
、
[0056]其中，所述自适应参数ρ的自适应律为下式(三)：
[0057]ρ＝ω3|e2|
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(三)
[0058]其中，ω3表示滚转角；
[0059]|e2|表示弹目视线角速率的绝对值。
[0060]本专利技术所具有的有益效果包括：
[0061](1)根据本专利技术提供的兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制系统及方法能够在定向陀螺失效的情况下确保飞行器的制导控制精度，提高飞行器对恶劣环境的适应能力；
[0062](2)根据本专利技术提供的兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制系统及方法相对于传统飞行器，在少量添加成本或者不添加成本的情况下解除飞行器对定向陀螺的依赖，并且能够提高飞行器命中精度和适应性。
附图说明
[0063]图1示出本申请实施例1中两个飞行器的飞行轨迹；
[0064]图2示出本申请实施例1中两个飞行器的飞行轨迹。
具体实施方式
[0065]下面通过附图和实施例对本专利技术进一步详细说明。通过这些说明，本专利技术的特点和优点将变得更为清楚明确。
[0066]在这里专用的词
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示例性
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意为
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用作例子、实施例或说明性
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。这里作为
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示例性
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制系统，其特征在于，该系统包括需用过载解算模块：在末制导段，需用过载解算模块通过下式(一)实时获得飞行器的需用过载：其中，a
M
表示需用过载；表示弹目相对运动速度；表示弹目视线角速率；r表示弹目相对距离；λ表示弹目视线角；α、b和κ都表示设计参数；e1和e2都表示状态变量；s表示终端滑模面；ρ表示自适应参数；γ
M
表示飞行器的速度倾角。2.根据权利要求1所述的兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制系统，其特征在于，所述终端滑模面通过下式(二)获得：s＝e2+α|e1|sgn(e1)
ꢀꢀꢀꢀ
(二)其中，状态变量e1＝λ
‑
λ
f
、3.根据权利要求1所述的兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制系统，其特征在于，所述自适应参数ρ通过下式(三)获得：ρ＝ω3|e2|
ꢀꢀꢀꢀ
(三)其中，ω3表示滚转角速度；|e2|表示弹目视线角速率的绝对值。4.根据权利要求1所述的兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制系统，其特征在于，该系统还包括设置在飞行器上的7个加速度计和转速解算模块，其中，所述7个加速度计中，加速度计一、加速度计二和加速度计三都用于测量弹体坐标系中x轴方向的加速度，其输出分别为A
a
，A
b
，A
g
；加速度计四和加速度计五都用于测量弹体坐标系中y轴方向的加速度，其输出分别为A
c
，A
d
；加速度计六和加速度计七都用于测量弹体坐标系中z轴方向的加速度，其输出分别为A
e
，A
f
；所述7个加速度计的输出信息A
a
，A
b
，A
g
...

【专利技术属性】
技术研发人员：王伟，陈柏霖，王小康，王正平，刘佳琪，杨婧，朱泽军，张宏岩，
申请(专利权)人：西北工业集团有限公司，
类型：发明
国别省市：