CN117360798A

CN117360798A - 卫星制导突防飞行器及其上的时间约束制导控制方法

Info

Publication number: CN117360798A
Application number: CN202210769720.9A
Authority: CN
Inventors: 王伟; 王雨辰; 程一琛; 刘佳琪; 陈柏霖; 朱泽军; 张宏岩; 于之晨; 杨婧; 张锦程; 张广
Original assignee: Beijing Institute of Technology BIT
Current assignee: Beijing Institute of Technology BIT
Priority date: 2022-07-01
Filing date: 2022-07-01
Publication date: 2024-01-09

Abstract

本发明公开了一种卫星制导突防飞行器及其上的时间约束制导控制方法，该系统中设置有卫星导航模块，其用于实时获得飞行器的位置信息、速度信息，IMU模块，其用于实时获得飞行器的姿态信息和加速度信息，计时模块，其实时记录飞行器在起飞后的飞行过程中已经经过的时间，微处理器，其用于根据接收到的信息获得制导指令；控制模块，其用于根据制导指令生成舵指令，进而控制伺服舵机偏转；其中，在所述微处理器中，基于期望飞时和飞行时间误差进行制导控制，获得需用过载，从而使得每个飞行器都能够按照预设时间命中目标。

Description

卫星制导突防飞行器及其上的时间约束制导控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器指导控制技术领域，具体涉及一种卫星制导突防飞行器及其上的时间约束制导控制方法。

背景技术

现如今，先进的反导系统及近程武器防御系统增大了单飞行器的突防难度，降低了突防概率，大大降级了作战效能。饱和攻击这一概念能够有效解决这一问题，提高飞行器的突防概率。所述饱和攻击是指多枚飞行器由不同的位置发射，对目标进行全向攻击，并最终在同一时刻打击目标。

另外，在一些特殊环境下，还需要多个飞行器按照预设的时间间隔依次命中目标，所以飞行器的实际飞行时间在实际应用过程中具有极其重要的作用，

为了实现对飞行器的飞行时间进行约束，使得多个飞行器在同一时间或者按照预定时间命中目标，需要对飞行器进行特殊控制，目前这一类的飞行器造价高昂，难以大批量列装，并且操作难度大的缺点也制约着大批量列装的进程。

基于此，本发明人基于采用卫星制导的近程突防飞行器为研究对象，设计了一种新型飞行器及其上的制导算法，通过在发射前装订飞行器的预设飞时，实现在多枚飞行器不同的初始条件下，有效控制飞行器在预设时间后同时命中目标或者按照预定时间间隔来依次命中目标。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种卫星制导突防飞行器及其上的时间约束制导控制方法，该系统中设置有卫星导航模块，其用于实时获得飞行器的位置信息、速度信息，IMU模块，其用于实时获得飞行器的姿态信息和加速度信息，计时模块，其实时记录飞行器在起飞后的飞行过程中已经经过的时间，微处理器，其用于根据接收到的信息获得制导指令；控制模块，其用于根据制导指令生成舵指令，进而控制伺服舵机偏转；其中，在所述微处理器中，基于期望飞时和飞行时间误差进行制导控制，获得需用过载，从而使得每个飞行器都能够按照预设时间命中目标，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供以一种卫星制导突防飞行器，其特征在于，该飞行器包括

卫星导航模块，其用于实时获得飞行器的位置信息、速度信息，并将其传递给微处理器；

IMU模块，其用于实时获得飞行器的姿态信息和加速度信息，并将其传递给微处理器；

计时模块，其实时记录飞行器在起飞后的飞行过程中已经经过的时间，并将该时间传递给微处理器；

微处理器，其用于根据接收到的信息获得制导指令；和

控制模块，其用于根据制导指令生成舵指令，进而控制伺服舵机偏转。

其中，在所述微处理器中，基于期望飞时和飞行时间误差进行制导控制，获得需用过载。

其中，在所述微处理器中通过下式(一)实时获得需用过载：

其中，a_m表示飞行器的需用过载；

其N_s表示制导律的时变导航比；

V_m表示飞行器的速度；

表示飞行器的弹目视线角速度。

其中，所述制导律的时变导航比N_s通过下式(二)获得：

其中，N_c表示导航比；

其α₁、β₁、k₁、p₁和q₁都表示设计参数；

其s表示飞行时间误差；

优选地，所述飞行时间误差s通过下式(三)获得：

s＝t+t_go-t_fd (三)

其中，t表示飞行器在起飞后的飞行过程中已经经过的时间；

其t_go表示飞行器的剩余飞行时间；

其t_fd表示期望飞时。

其中，所述飞行器的剩余飞行时间t_go通过下式(四)获得：

其中，r表示弹目相对距离；

φ表示飞行器的前置角。

本发明还提供一种卫星制导突防飞行器上的时间约束制导控制方法，该方法包括如下步骤：

通过卫星导航模块实时获得飞行器的位置信息、速度信息，并将其传递给微处理器；

通过IMU模块实时获得飞行器的姿态信息和加速度信息，并将其传递给微处理器；

通过计时模块实时记录飞行器在起飞后的飞行过程中已经经过的时间，并将该时间传递给微处理器；

通过微处理器接收到信息，并根据接收到的信息获得制导指令；

通过控制模块根据制导指令生成舵指令，进而控制伺服舵机偏转。

其中，在所述微处理器中通过下式(一)实时获得需用过载：

其中，a_m表示飞行器的需用过载；

N_s表示制导律的时变导航比；

V_m表示飞行器的速度；

表示飞行器的弹目视线角速度。

其中，所述制导律的时变导航比N_s通过下式(二)获得：

其中，N_c表示导航比；

α₁、β₁、k₁、p₁和q₁都表示设计参数；

其s表示飞行时间误差；

优选地，所述飞行时间误差s通过下式(三)获得：

s＝t+t_go-t_fd (三)

其中，t表示飞行器在起飞后的飞行过程中已经经过的时间；

t_go表示飞行器的剩余飞行时间；

t_fd表示期望飞时。

本发明所具有的有益效果包括：

(1)根据本发明提供的卫星制导突防飞行器及其上的时间约束制导控制方法通过设置合理的制导指令获得方案，通过基于期望飞时和飞行时间误差进行制导控制，从而使得飞行器在遭遇各种意外气流的情况下，仍然能够按照预设时间到达目标位置。

(2)根据本发明提供的卫星制导突防飞行器及其上的时间约束制导控制方法对于传统卫星制导突防飞行器的改动较小，生产成本低，设计、生产都极为方便，便于大批量生产，应用价值极高。

附图说明

图1示出根据本发明一种优选实施方式的卫星制导突防飞行器整体逻辑图；

图2示出本发明实施例一中飞行轨迹示意图；

图3示出本发明实施例一中弹目相对距离变化情况示意图；

图4示出本发明实施例二中飞行轨迹示意图；

图5示出本发明实施例二中弹目相对距离变化情况示意图。

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。

根据本发明提供的卫星制导突防飞行器，如图1中所示，该飞行器包括卫星导航模块、IMU模块、计时模块、微处理器和控制模块；

其中，卫星导航模块包括四片合成天线、抗干扰模块和卫星制导系统，四片合成天线负责完成对卫星信号的接收，并将所接受的卫星信号传送至抗干扰模块；相比传统的锥形天线以及改良后的环形天线，该天线不仅具有更强的卫星信号接受能力，还具有抗高过载的特性；抗干扰模块对所接受的卫星信号进行滤波处理，将处理后的卫星信号传递给卫星制导系统。卫星制导系统包括GPS接收机、北斗接收机和GLONASS接收机。卫星制导系统根据所接受的卫星信号实时解算出飞行器的位置、速度信息，并将其输送至微处理器中；所述多接收机的设计可提高获取信息的精度和接受能力。

IMU模块包括加速度计和角速率陀螺，用于测量飞行器在飞行过程中的姿态信息和加速度信息；由于IMU组件自身存在的误差累计缺陷，本申请中结合IMU和卫星导航模块，通过卫星导航模块对IMU进行对准，消除累计误差。

计时模块包括电子时钟，其实时记录飞行器在起飞后的飞行过程中已经经过的时间，并将该时间传递给微处理器；

微处理器接收卫星导航模块、IMU模块、计时模块输出的信号，对由卫星导航模块传输的位置和速度信息、由IMU模块传输的加速度及姿态信息、计时模块得到的协调变量信息进行汇总；再进行制导信息及制导指令的计算，即其用于根据接收到的信息获得制导指令；

控制模块包括过载驾驶仪和伺服舵机，过载驾驶仪根据微处理器的制导指令生成舵指令，用于指导伺服舵机偏转一定角度；伺服舵机通过偏转角度产生气动力和力矩，使飞行器的姿态做出相应的变化。

优选地，该系统还包括电源供电模块，所述电源供电模块接入飞行器上装载的热电源，并对整个电路的输入输出进行整合，防止出现由于短路等问题而烧坏系统；电源供电模块可向各系统模块提供其所需的额定电压，保证元件正常工作；对部分子系统的特定需求，电源供电模块可向其提供复位电压信号。

在一个优选的实施方式中，在所述微处理器中，基于期望飞时和飞行时间误差进行制导控制，获得需用过载。

具体来说，在所述微处理器中通过下式(一)实时获得需用过载：

其中，a_m表示飞行器的需用过载；

N_s表示制导律的时变导航比；

V_m表示飞行器的速度；

表示飞行器的弹目视线角速度，由卫星导航模块获得飞行器自身位置信息，经微处理器根据弹目相对位置信息计算得到的。

优选地，所述制导律的时变导航比N_s通过下式(二)获得：

其中，N_c表示导航比；其取值为2＜N_c＜6，更优选地，N_c取值为3；

为α₁、β₁、k₁、p₁和q₁都表示设计参数；优选地，都为大于0的设计参数，更优选地，0＜k₁＜1，p₁，q₁为两个正奇数，并且满足p₁＞q₁；进一步优选地，设计参数的最优取值为α₁＝10、β₁＝10、k₁＝0.5、p₁＝7、q₁＝5；

s表示飞行时间误差；

优选地，所述飞行时间误差s通过下式(三)获得：

s＝t+t_go-t_fd (三)

其中，t表示飞行器在起飞后的飞行过程中已经经过的时间；

最t_go表示飞行器的剩余飞行时间；

t_fd表示期望飞时，即为期望飞行器从发射起飞到命中目标的飞行时间，预先装订在飞行器中。

本申请中，所述期望飞时的选择需要满足最大飞时约束和最小飞时约束：

所述最大飞时约束可表示为下式(五)：

其中，φ_max表示前置角的最大值；当超出前置角的最大值时，可能造成飞行器不能捕获目标，飞行器等问题；本申请中优选地，考虑所应用飞行器的定向陀螺的最大量程，取|φ_max|＝45°；

t_d,max表示最大飞时，V表示飞行器的平均速度，在具体计算过程中，可以令其取值等于V_m；

所述最小飞时约束可为初始弹目相对距离和其经向速度的比值，即下式(六)

其中，R₀表示飞行器初始发射点和目标之间的距离。

进一步优选地，所述飞行器的剩余飞行时间t_go通过下式(四)获得：

其中，r表示弹目相对距离；通过卫星导航模块根据飞行器和目标的星历解算得到；

φ表示飞行器的前置角；所述前置角为弹目视线角和弹道倾角的夹角，其表达式为φ＝q-γ_M，其中q为弹目视线角，由卫星导航模块根据弹目距离得到；γ_M为飞行器的弹道倾角，可以由飞行器上的IMU模块获得。

优选地，在飞行器发射起飞前，通过火控计算机将飞行器和目标的星历信息装订在飞行器的微处理器中。

优选地，在所述微处理器中，基于期望飞时和飞行时间误差进行制导控制，获得需用过载。

更优选地，在所述微处理器中通过下式(一)实时获得需用过载：

其中，a_m表示飞行器的需用过载；

N_s表示制导律的时变导航比；

V_m表示飞行器的速度；

表示飞行器的弹目视线角速度。

进一步优选地，所述制导律的时变导航比N_t通过下式(二)获得：

其中，N_c表示导航比；

α₁、β₁、k₁、p₁和q₁都表示设计参数；

其s表示飞行时间误差；

优选地，所述飞行时间误差s通过下式(三)获得：

其s＝t+t_go-t_fd (三)

其中，t表示飞行器在起飞后的飞行过程中已经经过的时间；

t_go表示飞行器的剩余飞行时间；

t_fd表示期望飞时。

优选地，所述飞行器的剩余飞行时间t_go通过下式(四)获得：

其中，r表示弹目相对距离；

φ表示飞行器的前置角。

实施例1

选择多个相同的飞行器，在同一个发射地点，针对同一个目标，依次发射起飞；每个飞行器上都设置有卫星导航模块、IMU模块、计时模块、微处理器和控制模块；

其中，通过卫星导航模块实时获得飞行器的位置信息、速度信息，进而实时获得飞行器与目标之间的距离、弹目视线角；通过IMU模块实时获得飞行器的姿态信息和加速度信息，进而实时获得飞行器的弹道倾角；通过计时模块实时记录飞行器在起飞后的飞行过程中已经经过的时间；通过微处理器获得制导指令；通过控制模块生成舵指令，进而控制伺服舵机偏转，调整飞行器的飞行轨迹。

在所述微处理器中，通过下式(一)实时获得需用过载：

a_m表示飞行器的需用过载；

V_m表示飞行器的速度；

N_s表示制导律的时变导航比；

表示飞行器的弹目视线角速度；

N_s通过下式(二)获得：

导航比N_c取值为3；设计参数α₁＝10、β₁＝10、k₁＝0.5、p₁＝7、q₁＝5；

s表示飞行时间误差；通过下式(三)获得

s＝t+t_go-t_fd (三)

其中，t表示飞行器在起飞后的飞行过程中已经经过的时间；

t_fd表示期望飞时；

t_go表示飞行器的剩余飞行时间，通过下式(四)获得；

其中，r表示弹目相对距离；

φ表示飞行器的前置角。

调取7个上述相同的飞行器，

目标坐标为(X_T,Y_T)＝(10000,0)；发射阵地的坐标为(0，0)；飞行器初始速度为300m/。

7个飞行器分别设置期望飞时为t_fd＝34s，t_fd＝36s，t_fd＝38s，t_fd＝40s，t_fd＝42s，t_fd＝48s，t_fd＝55s；

观测获得7个飞行器的飞行轨迹如图2中所示，在飞行过程中，7个飞行器的弹目相对距离变化情况如图3中所示。

根据观测获得的图2、图3可知，本申请提供的卫星制导突防飞行器及其上的时间约束制导控制方法能够有效控制5个期望飞时不超过临界值的飞行器在期望时刻命中目标。进一步分析可知，期望飞时大的飞行器弹道高较高，这是因为为了在规定时间击中目标，所属制导控制方法能够有效降低飞行器角度变化的速率，没有呈现迅速“下压”的趋势；相反，期望飞时较短的飞行器的弹道高较低，以此实现弹道迅速“下压”，在规定时间内实现精确命中。根据图3可以看出，该制导控制方法可以控制弹目相对距离在规定的时刻收敛到零，即实现精确命中目标。但是，当选择期望飞时大于最大飞时，飞行器无法击中目标；

实施例2：

在所述微处理器中，通过下式(一)实时获得需用过载：

a_m表示飞行器的需用过载；

V_m表示飞行器的速度；

N_s表示制导律的时变导航比；

表示飞行器的弹目视线角速度；

N_s通过下式(二)获得：

s表示飞行时间误差；通过下式(三)获得

s＝t+t_go-t_fd (三)

其中，t表示飞行器在起飞后的飞行过程中已经经过的时间；

t_fd表示期望飞时；

t_go表示飞行器的剩余飞行时间，通过下式(四)获得；

其中，r表示弹目相对距离；

φ表示飞行器的前置角。

调取7个上述相同的飞行器，

目标坐标为(X_T,Y_T)＝(15000,0)；发射阵地的坐标为(0，0)；飞行器初始速度为300m/。

7个飞行器分别设置期望飞时为t_fd＝54s，t_fd＝56s，t_fd＝58s，t_fd＝60s，t_fd＝62s，t_fd＝72s，t_fd＝75s；

观测获得7个飞行器的飞行轨迹如图4中所示，在飞行过程中，7个飞行器的弹目相对距离变化情况如图5中所示。

根据观测获得的图4和图5可知，本申请提供卫星制导突防飞行器及其上的时间约束制导控制方法，当给出的期望飞时在合理范围内时，飞行器能够按照期望飞时准确命中目标，当给出的期望飞时超出合理范围内时，飞行器不能准确命中目标。

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。

Claims

1.一种卫星制导突防飞行器，其特征在于，该飞行器包括

微处理器，其用于根据接收到的信息获得制导指令；和

2.根据权利要求1所述的卫星制导突防飞行器，其特征在于，

在所述微处理器中，基于期望飞时和飞行时间误差进行制导控制，获得需用过载。

3.根据权利要求2所述的卫星制导突防飞行器，其特征在于，

在所述微处理器中通过下式(一)实时获得需用过载：

其中，a_m表示飞行器的需用过载；

N_s表示制导律的时变导航比；

V_m表示飞行器的速度；

表示飞行器的弹目视线角速度。

4.根据权利要求3所述的卫星制导突防飞行器，其特征在于，

所述制导律的时变导航比N_s通过下式(二)获得：

其中，N_c表示导航比；

α₁、β₁、k₁、p₁和q₁都表示设计参数；

s表示飞行时间误差；

优选地，所述飞行时间误差s通过下式(三)获得：

s＝t+t_go-t_fd (三)

其中，t表示飞行器在起飞后的飞行过程中已经经过的时间；

t_go表示飞行器的剩余飞行时间；

t_fd表示期望飞时。

5.根据权利要求4所述的卫星制导突防飞行器，其特征在于，

所述飞行器的剩余飞行时间t_go通过下式(四)获得：

其中，r表示弹目相对距离；

φ表示飞行器的前置角。

6.一种卫星制导突防飞行器上的时间约束制导控制方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：

7.根据权利要求6所述的卫星制导突防飞行器上的时间约束制导控制方法，其特征在于，

8.根据权利要求7所述的卫星制导突防飞行器上的时间约束制导控制方法，其特征在于，

在所述微处理器中通过下式(一)实时获得需用过载：

其中，a_m表示飞行器的需用过载；

N_s表示制导律的时变导航比；

V_m表示飞行器的速度；

表示飞行器的弹目视线角速度。

9.根据权利要求8所述的卫星制导突防飞行器上的时间约束制导控制方法，其特征在于，

所述制导律的时变导航比N_s通过下式(二)获得：

其中，N_c表示导航比；

α₁、β₁、k₁、p₁和q₁都表示设计参数；

s表示飞行时间误差；

优选地，所述飞行时间误差s通过下式(三)获得：

s＝t+t_go-t_fd (三)

其中，t表示飞行器在起飞后的飞行过程中已经经过的时间；

t_go表示飞行器的剩余飞行时间；

t_fd表示期望飞时。

10.根据权利要求9所述的卫星制导突防飞行器上的时间约束制导控制方法，其特征在于，

所述飞行器的剩余飞行时间t_go通过下式(四)获得：

其中，r表示弹目相对距离；

φ表示飞行器的前置角。