[发明专利]多目标参数联合制导的方法

说明书

本发明提供一种多目标参数联合制导的方法，包括：根据起始点的纵程、高度、速度和目标点的纵程、高度、速度、弹道倾角，曲线拟合计算速度‑纵程剖面、高度‑纵程剖面和弹道倾角‑纵程剖面。求导计算速度‑纵程导数剖面值、弹道倾角‑纵程导数剖面值，根据所述速度‑纵程导数剖面值与弹道倾角计算阻力系数；根据所述阻力系数计算前馈功角，根据当前速度与速度‑纵程剖面值计算反馈功角；根据前馈功角和反馈功角得到总功角；速度‑纵程导数剖面值和当前速度值计算前馈法向过载，根据当前高度、高度‑纵程剖面值、当前弹道倾角与弹道倾角‑纵程剖面值计算反馈法向过载，根据前馈法向过载和反馈法向过载计算第一倾侧角。

技术领域

本发明涉及导航制导技术领域，具体涉及一种多目标参数联合制导的方法。

背景技术

高速飞行器可以作为投送子弹的母弹使用，从而大幅增加子弹的作用距离和突防生存能力。在上述应用场景下，为了满足子弹的精确打击需求，需要实现投送目标点多个目标参数的联合控制。为了实现子弹的高打击精度，需要对投送点的高度、速度、弹道倾角、弹道偏角、横纵向位置等参数进行精确控制。对于面对称飞行器而言，制导控制量只有攻角和倾侧角。在控制量有限的情况下对制导系统提出了较高的要求。

为了利用有限控制量实现目标点多参数控制，考虑对横纵向进行解耦，纵向通过攻角和倾侧角对高度、速度、弹道倾角、纵程等纵向目标参数进行精确控制，制导控制策略采用前馈与反馈相结合的方式；横向通过设计横向管道对横向参数的散布范围进行限制，利用倾侧角符号翻转逻辑实现对横向参数的控制。

制导起始点的高度、速度等参数散布范围较大。如果采用跟踪标称轨迹的制导方法，为了能实现标称轨迹的跟踪，会导致初始制导指令较大，能量损耗较严重，限制了飞行器的飞行距离；并且对于不同的初始偏差，初始制导指令差别较大，会导致弹道跳跃、指令起伏等不利因素。为了解决上述问题，根据初始参数进行轨迹规划，根据曲线拟合方法在线生成参考轨迹。对于不同的初始偏差，在线生成的轨迹不同，从而保证制导指令的连续过渡，增强控制品质，实现较高的制导精度。

发明内容

本发明实施例提供一种，克服现有技术的不足，实现了目标点多参数联合高精度控制。

本发明第一方面，本发明提供一种多目标参数联合制导的方法，其特征在于，包括：根据起始点的纵程、高度、速度和目标点的纵程、高度、速度、弹道倾角，曲线拟合计算速度-纵程剖面、高度-纵程剖面和弹道倾角-纵程剖面。

求导计算速度-纵程导数剖面值、弹道倾角-纵程导数剖面值，根据所述速度-纵程导数剖面值与弹道倾角计算阻力系数。

根据所述阻力系数计算前馈功角，根据当前速度与速度-纵程剖面值计算反馈功角。

根据前馈功角和反馈功角得到总功角。

速度-纵程导数剖面值和当前速度值计算前馈法向过载，根据当前高度、高度-纵程剖面值、当前弹道倾角与弹道倾角-纵程剖面值计算反馈法向过载。

根据前馈法向过载和反馈法向过载计算第一倾侧角。

根据本发明的一个实施例，所述曲线拟合计算中，利用指数曲线拟合速度剖面，利用二次曲线拟合高度剖面，利用线性曲线分段拟合弹道倾角剖面。

根据本发明的一个实施例，所述方法还包括：设置倾侧角指令符号值，包括，起始点倾侧角指令符号值置为1；根据弹道偏角与第一阈值的大小设置所述倾侧角指令符号值，包括：如果弹道偏角大于第一阈值，所述倾侧角指令符号值置为1，如果弹道偏角小于等于第一阈值，所述倾侧角指令符号值置为(-1)。

所述方法还包括：根据第一倾侧角与倾侧角指令符号值计算第二倾侧角。

所述方法还包括：根据所述总功角和所述第二倾侧角控制目标。

所述阻力系数还与飞行器参考面积、飞行过程动压、飞行器质量和标准重力加速度参数相关。