[发明专利]一种基于近似差分的飞行器综合前置导引方法

权利要求书

1.一种基于近似差分的飞行器综合前置导引方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10：采用惯性导航设备测量飞行器的侧向距离以及飞行器与目标的距离与视线角，并记录初始测量值；

步骤S20：根据初始时刻测量值设置前置角选取条件，根据侧向位移的测量值选取前置角，采用陀螺仪测量飞行器的偏航角，并通过比较偏航角与前置角，求取前置角误差信号；

步骤S30：根据所述的飞行器偏航角测量值，以及视线角测量值，通过比较求取视线角误差，再构造差分方程求取视线角误差近似差分信号；

步骤S40：根据所述的视线角测量值，求取视线角的非线性变换得到视线角抗饱和信号,

步骤S50：根据所述的前置角误差信号、视线角误差信号、视线角误差信号的近似差分信号、与视线角抗饱和信号，进行信号叠加，得到叠加信号,

步骤S60：根据所述的叠加信号构建差分方程，求取叠加信号的近似差分信号，在对视线角信号进行变换得到视线角非线性变换信号；

步骤S70：根据所述的叠加信号进行积分运算，得到叠加信号的积分信号，再对视线角信号构造差分方程，计算视线角信号的近似差分运算，得到视线角的近似微分信号；

步骤S80：根据所述的叠加信号、视线角非线性变换信号、视线角积分信号、叠加信号微分信号、视线角近似微分信号进行综合，得到最终的导引信号，输出给飞行器姿态稳定跟踪回路，导引飞行器精确飞向目标。

2.根据权利要求1所述的基于近似差分的飞行器综合前置导引方法，其特征在于，根据所述初始时刻测量值与前置角选取条件获取前置角包括：

当所述飞行器侧向位移测量值z首次满足如下式

|z|≥d₀|sin(q_B(t₀))|/2

时，记录该时刻为t₁，选取该时刻的视线角q_B(t₁)作为导引的前置角,其中t₀为导引开始时刻，在t₀时刻的飞行器距离目标的距离记作d(t₀)，t₀时刻的视线角记作q_B(t₀)。

3.根据权利要求2所述的基于近似差分的飞行器综合前置导引方法，其特征在于，根据所述偏航角并与视线角比较求取视线角误差以及视线角误差近似差分包括：

e_B1＝q_B-ψ_B；

其中e_B1为视线角误差信号，q_B为视线角信号，ψ_B为采用陀螺仪测量飞行器的偏航角信号,

其中D₁为视线角误差近似差分信号，ΔT、T₁、T₂、T₃、T₄为常参数,e_B1(nΔT)、e_B1((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻e_B1的数值，D₁(nΔT)、D₁((n-1)ΔT)分别是nΔT与(n-1)ΔT时刻D₁的数值。

4.根据权利要求3所述的基于近似差分的飞行器综合前置导引方法，其特征在于，根据所述视线角进行非线性变换得到视线角抗饱和信号包括：

其中q_B为视线角信号，e_B1视线角误差信号，e_B2为视线角抗饱和信号,其中k_e1、k_e2与ω_a为常参数。