一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法

1.本发明涉及飞行器协同制导技术领域，具体为一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法。


背景技术：

2.制导律(guidance law，也称导引律)指依据导航信息，用以计算如导弹、无人机等飞行器的运行路径，使其能有效到达目标点的算法。是探测、制导与控制的一项重要环节。常见的制导律包括比例导引、协同导引等。
3.制导律的切换在制导领域中是较为普遍的。通常为了保证制导律的鲁棒性，最后阶段的制导律在飞行器在满足协同约束(攻击时间约束、攻击角度约束)之后会存在切换为比例导引的场景。在满足攻击时间与角度同时约束的场景中，为了满足最后的攻击角度约束，制导律也会切换为攻击角度约束制导律。而在这众多的制导律切换场景中，制导律切换所引起的指令跳变问题一直都未得到解决，因此，如何解决而制导律切换过程中的指令跳变问题是当前研究的重点。


技术实现要素：

4.本发明的技术问题在于现有的制导律切换场景中，制导律切换所引起的指令跳变问题一直为得到解决。
5.本发明提供的基础方案：一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法，包括步骤：
6.s1：建立第i个飞行器平面运动模型；
7.s2：设计飞行器切向加速度，满足飞行器命中时刻的攻击时间约束；
8.s3：设计急动指令，使得飞行器在攻击时间加速度的基础上，通过调整急动指令，满足飞行器攻击角度约束。
9.进一步，所述s1中，飞行器平面运动模型为：
[0010][0011]
式中，ri表示第i个飞行器与目标之间的距离，λi为方位角，vi表示速度，通过其法向加速度ai来实现控制，θi为航向角。
[0012]
进一步，还包括s4：在命中时刻，终端攻击角度约束条件满足脱靶量为零。
[0013]
本发明的原理及优点在于：本方案中，提出了一种双层设计方法，包括攻击角度约束步骤和攻击时间约束步骤，通过设计切向加速度满足飞行器的时间约束要求，通过设计急动指令(加加速度)满足攻击角度约束要求，实现了当攻击时间满足要求后切换到角度约束制导律时，过载的平稳切换，改善了制导性能。因此，本方案设计的制导律可以满足脱靶量需求和攻击角度需求，还可用于有切换制导需求的场景。此外，由于设计的是急动指令需
要积分后才能得到的制导指令，积分环节具备着低通滤波器的功能，因此本制导律还具有一定的抗噪声特性。
附图说明
[0014]
图1为本发明一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法实的步骤流程图。
[0015]
图2为本发明一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法的制导律示意图。
[0016]
图3为本发明一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法的制导系统伴随框图。
[0017]
图4为本发明一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法的无跳变切换制导律仿真结果图。
[0018]
图5为本发明一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法的无跳变切换制导律仿真统计结果图。
具体实施方式
[0019]
下面通过具体实施方式进一步详细说明：
[0020]
具体实施过程如下：
[0021]
实施例一
[0022]
实施例一基本如附图1、附图2所示，一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法，包括攻击时间约束步骤和攻击角度约束步骤：
[0023]
攻击时间约束步骤：
[0024]
s1：建立第i个飞行器平面运动模型；
[0025]
s2：设计飞行器切向加速度，满足飞行器命中时刻的攻击时间约束；
[0026]
攻击角度约束步骤：
[0027]
s3：设计急动指令，使得飞行器在攻击时间加速度的基础上，通过调整急动指令，满足飞行器攻击角度约束；
[0028]
s4：在命中时刻，终端攻击角度约束条件满足脱靶量为零。
[0029]
具体的，本实施例中的飞行器平面运动模型为：
[0030][0031]
式中，ri表示第i个飞行器与目标之间的距离，λi为方位角，vi表示速度，通过其法向加速度ai来实现控制，θi为航向角。
[0032]
本实施例中，垂直于视线方向的距离yi可近似为：法向量加速度ai的导数表示为：由此，急动指令可矩阵化表示为：
[0033][0034]
将急动指令进行离散化表示：
[0035][0036][0037]
其中，
[0038][0039][0040]1(t)＝0.5(t
f-t)2[0041]2(t)＝t
f-t
[0042]
综上所述，急动指令
[0043]
式中，
[0044][0045][0046][0047]2(t)＝t
go
[0048][0049]
。因此，步骤s4中，终端攻击角度约束条件满足时，急动指令表示为：
[0050][0051]
满足攻击时间约束与最小脱靶量的急动指令表示为：
[0052]
具体的，结合附图3、附图4与比例导引对比分析，为说明本方案所设计的制导律满足脱靶量需求，本实施例选择伴随分析方法进行脱靶量分析。
[0053]
附图3中，(a)为比例导引制导系统框图，(b)为理想驾驶仪下的伴随分析框图，(c)为考虑驾驶仪时间常数为t时的伴随系统框图。(d)为理想情况下的急动指令框图，(e)为急动指令伴随分析框图，(f)为考虑自动驾驶仪时间常数为t的伴随系统框图。
[0054]
本实施例选取剩余飞行时间为0.0001至20秒，速度前置角(初始瞄准误差角)为20度，相对速度为3000米每秒。自动驾驶仪时间常数为t＝1。仿真结果如图4所示。当驾驶仪为理想时，仿真结果如图4(a)所示，能够看出理想条件下脱靶量很快收敛。考虑驾驶仪时间常数为1的惯性环节，结果如图4(b)所示，由此可知，本方案所设计的制导律能够满足脱靶量需求。
[0055]
为了验证指令的无切换跳变能力，本实施例选取指令加速度a为固定时间收敛攻击时间控制制导律，攻击时间设定为50秒，25秒以后，断开指令加速度设计项，通过急动指令使得指令平稳切换。指令加速度
[0056][0057]
式中，t
go
为飞行器剩余飞行时间，td为设定攻击时间，t为当前时刻，e
t
为飞行时间的控制误差，k
α
，k
β
为常数。
[0058]
此时选取两种情况，第一种情况下不对攻击角度有约束，只满足攻击时间约束即可，选取制导律：
[0059][0060]
第二种情况下对攻击角度有约束，选取制导律：
[0061][0062]
此时飞行器1、2、3的攻击角度分别选取为0
°
、-45
°
、-90
°
。
[0063]
如表1所示，表1列出了两种情况下各飞行器的实际飞行时间、终端攻击角度和脱靶距离。
[0064][0065]
表1
[0066]
由表1可知，两种情况下的攻击时间误差均小于2秒，脱靶距离均小于2米，满足协同攻击要求。第二种情况下，攻击角度与设定的攻击角度误差小于0.1
°
，具有较为精准的攻击角度约束能力。
[0067]
如图5所示，(a-i)为第i种情况下的飞行器轨迹，(b-i)为第i种情况下的法向过载，(c-i)为第i种情况下的剩余飞行时间，(d-i)为第i种情况下的视线角速率。
[0068]
通过对比(a-1)和(a-2)可以发现制导律：
[0069][0070]
具备飞行器轨迹整形能力，可以通过设计不同的攻击角度实现飞行器在空间中的分布，提高对目标的毁伤效果。
[0071]
通过(b-1)和(b-2)可以发现，在25秒以后，虽然制导律进行了切换，但是过载是连续的，并没有发生较大的变化，满足制导律设计的无过载切换要求，连续的过载变化有利于制导系统稳定工作。
[0072]
(c-1)和(c-2)中，由于在仿真中25秒之前采用的是时间约束制导律，所以剩余飞行时间的变化前期是一致的，制导律通过在初期利用飞行器的机动性实现对攻击时间的调整，实现对攻击时间的快速控制。
[0073]
而(d-1)中，由于对攻击角度没有要求，视线角速率在25秒以后收敛到0。(d-2)中，由于对攻击角度有要求，所以视线角速率不会收敛到0。
[0074]
综上所述，本方案一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法解决了制导律切换过程中存在指令跳变的技术问题，这对制导系统鲁棒性和拦截精度起到了明显的提高效果。
[0075]
以上的仅是本发明的实施例，方案中公知的具体结构及特性等常识在此未作过多描述，所属领域普通技术人员知晓申请日或者优先权日之前发明所属技术领域所有的普通技术知识，能够获知该领域中所有的现有技术，并且具有应用该日期之前常规实验手段的能力，所属领域普通技术人员可以在本技术给出的启示下，结合自身能力完善并实施本方案，一些典型的公知结构或者公知方法不应当成为所属领域普通技术人员实施本技术的障碍。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明结构的前提下，还可以作出若干变形和改进，这些也应该视为本发明的保护范围，这些都不会影响本发明实施的效果和专利的实用性。本技术要求的保护范围应当以其权利要求的内容为准，说明书中的具体实施方式等记载可以用于解释权利要求的内容。

技术特征：
1.一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法，其特征在于，包括步骤：s1：建立第i个飞行器平面运动模型；s2：设计飞行器切向加速度，满足飞行器命中时刻的攻击时间约束；s3：设计急动指令，使得飞行器在攻击时间加速度的基础上，通过调整急动指令，满足飞行器攻击角度约束。2.根据权利要求1所述的一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法，其特征在于，所述s1中，飞行器平面运动模型为：式中，r
i
表示第i个飞行器与目标之间的距离，λ
i
为方位角，v
i
表示速度，通过其法向加速度a
i
来实现控制，θ
i
为航向角。3.根据权利要求2所述的一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法，其特征在于，还包括s4：在命中时刻，终端攻击角度约束条件满足脱靶量为零。4.根据权利要求3所述的一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法，其特征在于，垂直于视线方向的距离y
i
可近似为：5.根据权利要求4所述的一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法，其特征在于，所述法向加速度a
i
的导数表示为：6.根据权利要求5所述的一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法，其特征在于，所述急动指令所述急动指令7.根据权利要求6所述的一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法，其特征在于，所述急动指令离散化表示为：其中，其中，1(t)＝0.5(t
f-t)
22
(t)＝t
f-t。8.根据权利要求7所述的一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法，其特征在于，
所述急动指令：其中，其中，其中，2(t)＝t
go
9.根据权利要求8所述的一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法，其特征在于，所述s4中，终端攻击角度约束条件满足时，急动指令表示为：10.根据权利要求9所述的一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法，其特征在于，满足攻击时间约束与最小脱靶量的急动指令表示为：

技术总结
本发明涉及飞行器协同制导技术领域，具体为一种无加速度切换跳变的多约束协同制导方法，本方案提出了一种双层设计方法，包括攻击角度约束步骤和攻击时间约束步骤，通过设计切向加速度满足飞行器的时间约束要求，通过设计急动指令(加加速度)满足攻击角度约束要求，实现了当攻击时间满足要求后切换到角度约束制导律时，过载的平稳切换，改善了制导性能。因此，本方案设计的制导律可以满足脱靶量需求和攻击角度需求，还可用于有切换制导需求的场景。此外，由于设计的是急动指令需要积分后才能得到的制导指令，积分环节具备着低通滤波器的功能，因此本制导律还具有一定的抗噪声特性。性。性。


技术研发人员：安文斗 夏铭
受保护的技术使用者：重庆安全技术职业学院
技术研发日：2023.06.27
技术公布日：2023/10/11