[发明专利]一种带时间控制的前置导引与姿态控制制导的方法

权利要求书

1.一种带时间控制的前置导引与姿态控制制导方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10，采用导引头测量飞行器相对目标运动的视线角速率，记作

步骤S20，解算飞行器相对目标的剩余时间t_s1，其包含

v_a(n+1)＝v_a(n)+dt*(v(n)-v_a(n))/T₁；

其中d为采用导引头测量的飞行器相对目标的距离；其中T₁为滤波常数，初始值设置为d(0)＝d(1)-v_g*dt，v_a(0)＝v(0)；其中dt为迭代步长，v(n)代表第n个dt时刻值，其它d(n)定义相同；一般选取为dt＝0.001，v_g为飞行器的初始速度估计值；

步骤S30，解算视线角速率积分信号与测量飞行器姿态信号、姿态角速率信号，包括：首先将飞行器相对目标运动的视线角速率积分，构造视线角信号：

其次在飞行器器体上按照姿态陀螺仪与速率陀螺仪，采用姿态陀螺仪测量飞行器的偏航角，记作ψ_c，同时采用速率陀螺仪测量其偏航角速率，记作为ω_y；

步骤S40，生成方位误差信号与前置角；根据飞行器相对目标的剩余时间t_s1提取前置角信号ψ_c0并生成前置角误差信号e₂，其包含

e₂＝q_s-ψ_c0；

其中ψ_c0为当飞行器满足d*t_s10-0.05≤t_s1≤d*t_s10时间段的偏航角，作为前置信号，解算前置误差角信号e₂；其中t_s1为剩余时间，t_s10为制导开始初始时刻的t_s1值；d为前置因子，一般0＜d＜0.5；q_s为飞行器与目标视线角速率积分信号；

步骤S50，解算导引律中的前置误差角近似微分信号，包括根据视线角误差信号前置角误差信号e₂构造前置误差角近似微分信号f_d1，其解算如下：

其中e₂为前置角误差信号，T₂、T₃为时间参数；初始值选取e₂(0)＝e(1)，f_d1(1)＝0，然后按照上述公式依次解算f_d1(2),f_d1(3)…f_d1(i)，分别代表t＝i*dt时刻的前置误差角近似微分信号f_d1；

步骤S60，构建导引律中的非线性前置导引信号，包括根据方位误差信号e₁与前置角误差信号e₂与构造非线性前置导引信号f_d2，其包含：

e₁＝q_s-ψ_c；

其中ψ_c为飞行器偏航角测量信号，k₁、k₂、k₃、k₄、k₅、k₆、k₇、k₈为增益参数，ε₁、ε₂为柔化参数；

步骤S70，构造导引律中的飞行器与目标交会时间控制项，包括根据方位误差信号e₁与前置角误差信号e₂以及剩余时间估计值t_s构造交会时间控制项f_d3，其包含

e_t＝t_so-t_s；

t_so＝T-t；

其中e_t为时间误差，t_so为标定剩余时间，其中T为设定飞行器与目标交会时间，t为导引真实时间；t_s为剩余时间估计值，其中t_s1、d、t_s10的定义与前面相同，其中k₉与ε₃为可调正参数；

步骤S80，合成最终时间控制前置导引规律，完成导引控制，包括根据前置误差角近似微分信号f_d1、非线性前置导引信号f_d2与交会时间控制项f_d3合成最终的带时间控制的前置导引规律u_a，其包含：

u_a＝∫(f_d1+f_d2+k₁₀f_d3)dt+f_d3；

其中k₁₀为增益参数，一般选取0＜k₁₀＜0.3；最终将u_a信号输送给飞行器姿态稳定系统作为输入信号，即可实现最终的带时间控制的精确导引。