[发明专利]一种基于近似差分的飞行器综合前置导引方法

说明书

本发明是关于一种基于近似差分的飞行器综合前置导引方法，属于飞行器制导技术领域，其特点在于根据飞行器距离目标的初始距离与初始方位信息提取前置角，并采用陀螺仪测量飞行器的偏航角，与视线角以及前置角进行比较得到视线角误差信号与前置角误差信号，再构建差分方程估算视线角误差的近似差分，并解算视线角抗饱和信号。然后对上述误差信号进行叠加与积分、比例运算，以及对叠加信号估算近似差分信号，对视线角信号进行非线性变换并解算其近似差分信号。最终对上述叠加信号的比例、积分、近似差分等五类信号进行综合，导引飞行器精确命中目标。该方法解决了传统前置导引与比例导引在初始段响应速度过慢的问题。

技术领域

本发明属于飞行器制导与控制领域，尤其涉及采用近似差分算法与非线性变换方法的综合前置导引控制方法。

背景技术

导引方法在飞行器空间交会、精确制导、导航等领域均有广泛应用，因此目前各种导引方法也得到了全世界各国专家的密切关注。在小射程发射或对近目标的导引中，常规的前置导引法、追踪法、三点法或平行接近法都容易存在初始响应过慢而末端又信号过大而急剧转弯导致脱靶量过大的情况。而前置导引如果参数过大使其响应加快的同时，又会导致飞行器转弯过快反而错过目标而脱靶量过大，因此有时需要在导引律中引入微分环节，提高其阻尼，以免飞行器与目标的前置过大而错过目标。但纯微分难以实现，而且对噪声过于敏感，导致导引中难以采用。因此本发明提出采用近似差分的方法提供阻尼，并和比例、积分相匹配，综合形成最终的导引信号，达到高精度导引的目的。案例实施表明了本发明针对小射程发射的恶劣情况仍然有良好的脱靶量，因此本发明具有很高的工程应用价值。

需要说明的是，在上述背景技术部分公开的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于近似差分的飞行器综合前置导引方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的传统前置导引与比例导引在初始段响应速度过慢或者阻尼过小的问题。

本发明提供了一种基于近似差分的飞行器综合前置导引方法，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：根据所述初始时刻测量值设置前置角选取条件，根据所述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。

在本发明的一个示例实施例中，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