激光驾束制导飞行器的制导控制方法

摘要

本发明公开了一种激光驾束制导飞行器的制导控制方法，由于激光信息场有效半径限制，初始时刻以一定角度发射后并不能立即进入激光信息场，所以传统的基于波束体制下的三点法导引方式并不适用。该方法中，采用多次幂趋近律滑模控制的分段制导方式完成制导飞行器整个飞行过程的制导律设计，实时根据测量的信息解算出舵偏指令和制导指令，从而据此控制飞行器的舵机打舵工作，使得飞行器最终沿着激光方向命中目标。

说明书

技术领域

本发明涉及利用激光对飞行器进行制导的控制方法，具体涉及一种激光驾束制导小型飞行器的制导控制方法。

背景技术

近年来激光技术与制导技术相结合，产生了多种制导体制的激光制导飞行器。主要结合方式有激光半主动制导、激光指令制导、激光驾束制导等。对于激光技术与制导技术相结合的制导方式，无论是激光半主动制导、激光指令制导还是激光驾束制导，都是一种波束制导方式，其本质都是通过线偏差测量方式测量飞行器相对于激光信息场中心线的位置偏差，生成控制指令，控制飞行器沿着信息场中心线飞行，因此飞行器在整个飞行过程中为了保持一个平稳的高度，必须不断为其提供动力，显然这为制导律设计带来了挑战。

目前的激光驾束制导飞行器的射程较近，一般为1-2km，而对于2km以外的目标难以有效打击。

在飞行器的具体控制算法中，滑模控制因为具有快速响应、对应参数变化及扰动不灵敏、无需系统在线辨识、物理实现简单等特点在飞行器制导律设计领域得到广泛运用。很早之前，滑模控制律就应用于描述空空飞行器目标拦截过程的非线性系统，对比基于比例导航的简单切换表面，滑模控制器具有较好的鲁棒性。

本申请针对传统激光驾束制导飞行器射程过短的问题，设计出一种能够解决上述问题的，采用滑模控制的两级发射的制导方法。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种激光驾束制导飞行器的制导控制方法，由于激光信息场有效半径限制，初始时刻以一定角度发射后并不能立即进入激光信息场，所以传统的基于波束体制下的三点法导引方式并不适用。该方法中，采用多次幂趋近律滑模控制的分段制导方式完成制导飞行器整个飞行过程的制导律设计，实时根据测量的信息解算出舵偏指令和制导指令，从而据此控制飞行器的舵机打舵工作，使得飞行器最终沿着激光方向命中目标，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供以一种激光驾束制导飞行器的制导控制方法，该方法包括：

通过激光发射装置发射激光照射目标，

通过发射装置发射飞行器，且所述飞行器的发射方向为目标的正上方；

飞行器在到达最高点时起控，并实时获得作用于升力系数的舵偏指令和作用于俯仰力矩系数的舵偏指令，

飞行器在进入末制导段时再额外实时获得控制飞行轨迹高度的制导指令；

所述飞行器在起控后实时根据所述舵偏指令和制导指令控制飞行器。

其中，通过所述飞行器上携带的激光接收机在起控后实时探测接收激光发射装置发出的激光信号；

在未接收到激光信号以前飞行器处于中制导段；

在接收收到激光信号以后飞行器处于末制导段。

其中，飞行器在中制导段根据舵偏指令的融合控制舵机打舵工作，

飞行器在末制导段根据舵偏指令和制导指令的融合打舵工作。

其中，飞行器在中制导段通过下式(一)获得作用于升力系数的舵偏指令：

其中，δ

a

所述过程参量a

c

α表示攻角，

m表示飞行器质量，g表示比例系数，V表示飞行器的速度，

P表示发动机推力，Y表示升力，Z表示侧向力；

δ

q表示来流动压；

k

S表示滑模面函数，|s|表示滑模面函数的绝对值；

S

其中，飞行器在中制导段通过下式(五)获得作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：

其中，δ

a

所述过程参量a

c

α表示攻角，

ω

δ

q表示来流动压；

k

S表示滑模面函数，|s|表示滑模面函数的绝对值；

S

L表示飞行器长度；

J

其中，飞行器在末制导段通过下式(九)获得作用于升力系数的舵偏指令：

其中，δ

θ

优选地，末制导段轨迹倾角通过下式获得：

y

其中，y

k

k

x

其中，飞行器在末制导段通过下式(十一)获得作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：

其中，δ

优选地，所述末制导段期望的俯仰角

其中，飞行器在末制导段通过下式(十二)获得控制飞行轨迹高度的制导指令：

其中，a

c

x

其中，飞行器在中制导段中通过下述方法融合作用于升力系数的舵偏指令δ

δ

其中，δ

其中，k

其中，飞行器在末制导段中通过下述方法融合作用于升力系数的舵偏指令δ

δ

其中，δ

k

其中，k

根据本发明提供的激光驾束制导飞行器的制导控制方法通过以一定的倾角来发射飞行器，并且在飞行器下落的滑翔段调整其飞行姿态，最终以较小的倾角进入到激光照射区域，接收激光信号，开始激光驾束制导的近似于水平的飞行阶段，从而在保证命中精度的情况下提高飞行器射程。

附图说明

图1示出根据本发明一种优选实施方式的激光驾束制导飞行器的制导控制方法整体逻辑图；

图2示出本发明实施例中XOY平面的飞行轨迹曲线；

图3示出本发明实施例中速度随时间变化的曲线；

图4示出本发明实施例中轨迹倾角随时间变化的曲线；

图5示出本发明实施例中法向过载随时间变化的曲线；

图6示出本发明实施例中攻角随时间变化的曲线；

图7示出本发明实施例中俯仰角随时间变化的曲线；

图8示出本发明实施例中俯仰角速度随时间变化的曲线；

图9示出本发明实施例中俯仰角偏差随时间变化的曲线；

图10示出本发明实施例中轨迹倾角偏差随时间变化的曲线；

图11示出本发明实施例中俯仰角偏差随时间变化的曲线；

图12示出本发明实施例中轨迹倾角偏差随时间变化的曲线；

图13示出本发明实施例中设定轨迹与真实轨迹对比曲线；

图14示出本发明实施例中真实飞行轨迹与设定轨迹偏差随时间变化的曲线；

图15示出本发明实施例中轨迹偏差变化率随时间变化的曲线。

具体实施方式

下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

根据本发明提供的激光驾束制导飞行器的制导控制方法，如图1中所示，该方法包括：

通过激光发射装置发射激光照射目标，

通过发射装置发射飞行器，且所述飞行器的发射方向为目标的正上方；优选地，所述飞行器的发射角度可以为5°～20°，

飞行器在到达最高点时起控，并实时获得作用于升力系数的舵偏指令和作用于俯仰力矩系数的舵偏指令，

飞行器在进入末制导段时再额外实时获得控制飞行轨迹高度的制导指令；

所述飞行器在起控后实时根据所述舵偏指令和制导指令控制飞行器。

优选地，在所述飞行器发射后，实时解算飞行器在竖直方向上的速度，当竖直方向上的速度为零时，即认为飞行器到达最高点，并控制飞行器中其他传感器件启动工作。其中，通过加速度计实时测量飞行器的加速度，并分解得到竖直方向上的加速度，再对竖直方向上的加速度做积分，得到竖直方向上的速度。

在一个优选的实施方式中，通过所述飞行器上携带的激光接收机在起控后实时探测接收激光发射装置发出的激光信号；

在未接收到激光信号以前飞行器处于中制导段；

在接收收到激光信号以后飞行器处于末制导段。

优选地，所述激光发射装置发出的激光信号具有激光信息场的半径Δr

优选地，所述激光发射装置用于提供激光空间编码信号，主要包括激光发射部件、激光扫描编码部件、坐标变换部件和变焦部件；所述飞行器上携带的激光接收机将激光编码空间信号转换为电信号，放大整形后，以TTL电平输出信息场的各调制频率，供飞行器上检波器计算出飞行器在空间信息场中的位置调制度，进而控制飞行器飞行。所述激光接收机主要由接收物镜、光电传感器、前置放大电路、整形放大电路、鉴频解码电路、接口转换电路和壳体组成。

在一个优选的实施方式中，飞行器在中制导段根据舵偏指令的融合控制舵机打舵工作，

飞行器在末制导段根据舵偏指令和制导指令的融合打舵工作。

在一个优选的实施方式中，飞行器在中制导段通过下式(一)获得作用于升力系数的舵偏指令：

其中，δ

a

所述过程参量a

c

α表示攻角，通过飞行器上的IMU解算出的俯仰角与加速度解算得到的弹道倾角做差得到，

m表示飞行器质量，g表示比例系数，V表示飞行器的速度，通过对飞行器上的加速度计探测到的加速度做积分得到，

P表示发动机推力，

δ

q表示来流动压，可通过气动仿真软件得到；

k

S表示滑模面函数，|s|表示滑模面函数的绝对值；

S

本申请中，通过设置上述趋近律，能够确保当|s|较大时，

本申请中，在中制导段，选取滑膜面S＝[s

此阶段主要目的是对飞行轨迹倾角θ的约束，并且为了保证攻角α较小，也对俯仰角

优选地，具体设置为

c

在一个优选的实施方式中，飞行器在中制导段通过下式(五)获得作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：

其中，δ

a

所述过程参量a

c

α表示攻角，

ω

δ

q表示来流动压，可通过气动仿真软件得到；

k

S表示滑模面函数，|s|表示滑模面函数的绝对值；

S

L表示飞行器长度；

J

本申请中所述的载体坐标为原点在飞行器质心上，X轴指向飞行器轴向，Y轴指向飞行器纵向，Z轴指向飞行器横向的坐标系。

在一个优选的实施方式中，飞行器在末制导段通过下式(九)获得作用于升力系数的舵偏指令：

其中，δ

θ

优选地，末制导段轨迹倾角通过下式获得：

y

其中，y

k

k

x

本申请中，在末制导段，

其中，y

y

在一个优选的实施方式中，飞行器在末制导段通过下式(十一)获得作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：

其中，δ

优选地，所述末制导段期望的俯仰角

在一个优选的实施方式中，飞行器在末制导段通过下式(十二)获得控制飞行轨迹高度的制导指令：

其中，a

c

x

在一个优选的实施方式中，飞行器在中制导段中通过下述方法融合作用于升力系数的舵偏指令δ

δ

其中，δ

k

其中，k

在一个优选的实施方式中，飞行器在末制导段中通过下述方法融合作用于升力系数的舵偏指令δ

δ

其中，δ

k

其中，k

实验例

设置发射装置即飞行器初始位置为(0，1)，发射角

具体系数设置为k

飞行器在达到最高点时起控，通过下式(一)获得中制导段获得的作用于升力系数的舵偏指令：

通过下式(五)获得中制导段获得的作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：

并且通过下述方法对两个舵偏指令进行融合：

δ

其中，k

k

根据融合结果控制飞行器的舵机在中制导段打舵工作；

飞行器到达末制导段时，通过下式(九)获得末制导段获得的作用于升力系数的舵偏指令：

通过下式(十一)获得末制导段获得的作用于俯仰力矩系数的舵偏指令：

通过下式(十二)获得控制飞行轨迹高度的制导指令

再通过下述方法对作用于升力系数的舵偏指令δ

δ

其中，k

其中，k

根据融合结果控制飞行器的舵机在末制导段打舵工作。

基于上述方法和参数取值，仿真得到如图2中所示的XOY平面的飞行轨迹曲线；

飞行器的速度、轨迹倾角和法向过载随时间变化的曲线如图3、图4和图5所示；可以看出轨迹倾角经过最高点后快速趋于设定值，并且最后趋于0；法向过载经过短时间震荡后快速收敛于0。

攻角、俯仰角及俯仰角速度随时间变化的曲线如图6、图7和图8中所示，可以看出在无控阶段，制导小型飞行器以较小攻角飞到最高点，然后经过对俯仰角与轨迹倾角的约束，俯仰角约束到设定值且俯仰角速度快速收敛至0，同时攻角快速收敛至0，从而证明本申请中的多次幂滑模制导律设计的有效性，达到平行攻击目标的目的；

俯仰角偏差

俯仰角偏差变化率

制导飞行器进入激光信息场后的设定轨迹y

真实飞行轨迹与设定轨迹偏差Δy＝y

以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。