基于抗饱和平滑变换的比例积分前置导引攻击目标的方法与流程

本发明属于无人飞行器制导与控制领域，尤其涉及一种基于抗饱和平滑变换的比例积分前置导引攻击目标的方法。

背景技术：

导引方法的选择对飞行器能否精确拦截或追踪，并高精度打击目标至关重要，它主要根据飞行器宇目标的相当位置、速度以及加速度信息，拦截打击目标。因此导引律的研究在军事上是末制导与火控系统的关键技术，在无人机自动导引中也有着重要的应用，在民用飞行器的定位导航中也有应用，也有研究将导引律用于无人车的自动导航与驾驶，因此它是一项军民两用的通用技术。

传统的比例导引与前置导引已经有了广泛的应用，但由于目标运动特性与相当态势的千变万化，因此传统的比例导引与前置导引规律不再能满足飞行器需要达到高精确度的要求。

需要说明的是，在上述背景技术部分公开的信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

技术实现要素：

本公开的目的在于提供一种基于抗饱和平滑变换的比例积分前置导引攻击目标的方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的采用传统的比例导引与前置导引规律使得飞行器对目标攻击的精确度较低的问题。

本发明提供了一种基于抗饱和平滑变换的比例积分前置导引攻击目标的方法，包括以下步骤：

步骤s10，对飞行器相对目标运动的视线角速率、偏航角以及偏航角速率进行测量；

步骤s20，对所述视线角速率进行积分得到视线角信号，并根据所述视线角信号生成方位误差信号以及前置误差信号；

步骤s30，根据所述方位误差信号以及前置误差信号构建综合误差信号，并对所述综合误差信号进行抗饱和平滑变换得到抗饱和平滑信号；

步骤s40，对所述综合误差信号以及所述抗饱和平滑信号分别进行积分运算，得到综合误差积分信号以及抗饱和平滑积分信号；并根据所述综合误差信号、抗饱和平滑信号、总和误差积分信号以及抗饱和平滑积分信号构建导引信号；

步骤s50，将所述导引信号的输出信号作为飞行姿态稳定回路的期望信号，并通过所述期望信号驱动姿态稳定汇率，控制飞行器实现精确导引。

在本发明的一种示例实施例中，对所述视线角速率进行积分得到视线角信号包括：

其中，为视线角速率；u1为视线角信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述视线角信号生成方位误差信号以及前置误差信号包括：

e1＝u1-ψc；其中，e1为方位误差信号；ψc为偏航角的测量值；

其中，t为飞行器飞行至目标距离的时刻；t0为飞行器飞行至目标一半距离的时刻；ψc0为t0时刻的偏航角。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述方位误差信号以及前置误差信号构建综合误差信号包括：

ua1＝k1e1+k2e2；其中，k1以及k2为常参数，ua1为综合误差信号。

在本发明的一种示例实施例中，对所述综合误差信号进行抗饱和平滑变换得到抗饱和平滑信号包括：

其中，k3、k4、ε1、ε2为常参数，ua2为抗饱和平滑信号。

在本发明的一种示例实施例中，对所述综合误差信号以及所述抗饱和平滑信号分别进行积分运算，得到综合误差积分信号以及抗饱和平滑积分信号包括：

其中，ua3为综合误差积分信号；ua4为抗饱和平滑积分信号；k6以及k7为常参数。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述综合误差信号、抗饱和平滑信号、总和误差积分信号以及抗饱和平滑积分信号构建导引信号包括：

ua＝k5ua1+ua2+ua3+ua4；

其中，k5为常参数，ua为导引信号。

本发明一种基于抗饱和平滑变换的比例积分前置导引攻击目标的方法，一方面，根据飞行器导引头测量得到的视线角速率并积分后得到视线角，根据惯性导航组合器件或陀螺仪测量飞行器的偏航角，然后比较视线角与偏航角得到导引误差。设定飞行器飞行至某一条件下的偏航角为前置角，然后比较偏航角与前置角得到前置误差。对上述导引误差与前置误差进行线性综合得到综合误差信号，然后对上述综合误差信号进行抗饱和平滑变换得到平滑变换信号，在对综合误差信号与平滑变换信号进行积分，分别得到综合误差积分信号与平滑变换积分信号。最后由综合误差信号、综合误差积分信号、平滑变换信号、平滑变换积分信号的线性组合，给出最终的比例积分复合前置导引信号，驱动飞行器姿态稳定回路，实现飞行器对目标进行高精度的打击。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本公开。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明提供的一种基于抗饱和平滑变换的比例积分前置导引攻击目标的方法流程图。

图2是本发明实施例所提供方法的飞行器与目标在航向平面相对运动曲线(单位：米)。

图3是本发明实施例所提供方法的脱靶量曲线(单位：米)。

图4是本发明实施例所提供方法的脱靶量放大曲线(单位：米)。

图5是本发明实施例所提供方法的实际偏航角与期望偏航角的对比曲线(单位度)。

图6是本发明实施例所提供方法的新型前置导引律的输出(单位：度/每秒)。

图7是本发明实施例所提供方法的前置角(单位：度)。

图8是本发明实施例所提供方法的非线性导引信号(单位：度/秒)。

图9本发明实施例所提供方法的抗饱和平滑信号(单位：度)。

图10本发明实施例所提供方法的飞行器与目标的侧向位置变化曲线(单位：度)。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本公开将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本公开的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本公开的技术方案而省略所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知技术方案以避免喧宾夺主而使得本公开的各方面变得模糊。

本发明公开了一种基于抗饱和平滑变换的比例积分前置导引攻击目标的方法，根据飞行器导引头测量得到的视线角速率并积分后得到视线角，根据惯性导航组合器件或陀螺仪测量飞行器的偏航角，然后比较视线角与偏航角得到导引误差。设定飞行器飞行至某一条件下的偏航角为前置角，然后比较偏航角与前置角得到前置误差。对上述导引误差与前置误差进行线性综合得到综合误差信号，然后对上述综合误差信号进行抗饱和平滑变换得到平滑变换信号，在对综合误差信号与平滑变换信号进行积分，分别得到综合误差积分信号与平滑变换积分信号。最后由综合误差信号、综合误差积分信号、平滑变换信号、平滑变换积分信号的线性组合，给出最终的比例积分复合前置导引信号，驱动飞行器姿态稳定回路，实现飞行器对目标进行高精度的打击。

该基于抗饱和平滑变换的前置导引方法具有的优点是，其在保留了传统前置导引的积分控制响应速度快的优点基础上，又引入了比例信号与抗饱和平滑变换信号，使得输出信号在整个导引段更加平滑与均匀，避免了末段转弯过快的问题，同时也减小了脱靶量，实现了高精度导引。因此，本发明提出的基于抗饱和平滑变换的比例积分型前置导引方法具有方法新颖，而且精度高的优点，具有很高的工程应用价值与经济价值。

下面，将结合附图对本发明的一种基于抗饱和平滑变换的比例积分前置导引攻击目标的方法进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该基于抗饱和平滑变换的比例积分前置导引攻击目标的方法可以包括以下步骤：

步骤s10，对飞行器相对目标运动的视线角速率、偏航角以及偏航角速率进行测量。

具体的，首先，采用导引头测量飞行器相对目标运动的视线角速率，记作其数学上表示视线角qε的导数，其中qε的定义为：

其中，x、y、z为飞行器在空间三维坐标系上的位置坐标；xt、yt、zt为目标在三维坐标系上的位置坐标。

进一步的，采用惯性导航组合测量飞行器的姿态角信号，下面以航向通道与航向平面导引为研究对象。假设采用惯性导航组合元器件测量得到飞行器航向通道的偏航角，记作ψc。同时测量其偏航角速率，记作为ωy；也可在飞行器上安装姿态角度测量陀螺仪与速率陀螺仪，分别测量偏航角ψc与偏航角速率ωy。

步骤s20，对所述视线角速率进行积分得到视线角信号，并根据所述视线角信号生成方位误差信号以及前置误差信号。

具体的，首先，根据视线角速率构造视线角信号，其中：

此处需要补充说明的是，此时的视线角信号由于是由测量信号积分而成，而测量信号不可避免地带有延迟与噪声，因此视线角信号与理想的视线角信号qε不同，主要是包含延迟与噪声。

然后，对上述视线角信号u1与偏航角测量信号ψc进行比较得到方位误差信号e1，其定义如下：e1＝u1-ψc。

进一步的，选取飞行器飞行至距离目标一半距离时刻记作t0，把t0时刻的偏航角记作ψc0。定义前置误差信号e2如下：

步骤s30，根据所述方位误差信号以及前置误差信号构建综合误差信号，并对所述综合误差信号进行抗饱和平滑变换得到抗饱和平滑信号。

具体的，首先，将上述的两路误差信号进行综合，构建综合误差信号如下ua1：

ua1＝k1e1+k2e2；其中，k1以及k2为常参数。

然后，对上述综合误差信号进行如下的抗饱和平滑变换得到抗饱和平滑信号ua2：

其中，k1、k2、k3、k4、ε1、ε2的参数选取详见后文案例。

步骤s40，对所述综合误差信号以及所述抗饱和平滑信号分别进行积分运算，得到综合误差积分信号以及抗饱和平滑积分信号；并根据所述综合误差信号、抗饱和平滑信号、总和误差积分信号以及抗饱和平滑积分信号构建导引信号。

具体的，首先，将上述综合误差信号ua1、与抗饱和平滑信号ua2分别进行积分运算，得到综合误差积分信号ua3与抗饱和平滑积分信号ua4，其中：

然后，对综合误差信号ua1、抗饱和平滑信号ua2、综合误差积分信号ua3以及抗饱和平滑积分信号ua4进行如下的比例积分运算得到最终的导引信号如下：

ua＝k5ua1+ua2+ua3+ua4；

其中，k5、k6、k7的参数选取详见后文案例。

并且，考虑到导引头测量元器件的盲区，将导引律改进处理为

其中ua0为r＝da时刻ua的值。

步骤s50，将所述导引信号的输出信号作为飞行姿态稳定回路的期望信号，并通过所述期望信号驱动姿态稳定汇率，控制飞行器实现精确导引。

最终上述信号u即为导引律的输出信号，作为飞行器姿态稳定回路的期望信号，驱动姿态稳定回路，即可控制飞行器实现精确导引。由于姿态稳定回路的主要功能就是使飞行器的偏航角跟踪期望值，因此此处确保姿态稳定回路能够大致跟踪导引律的输出信号u即可。而姿态稳定回路的设计方法，各个飞行器的设计各不相同，传统的方法是采用姿态角的pid控制，由于其设计方法比较成熟，而且在此并非本发明需要保护的内容，因此不再累述。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

首先，选取飞行器飞行至距目标4km的时刻，记录该时刻的飞行器姿态角作为前置角。

然后，选取k1＝2,k2＝-0.8；k3＝1.6、k4＝0.2、ε1＝0.2、ε2＝0.4；选取k5＝16、k6＝5、k7＝1；选取ka1＝2.8与ka2＝0.5、ka3＝0.7。

最后，以某型运动目标为例，说明案例实施的过程。假设初始的目标位置为xt(0)＝8000、yt(0)＝1、zt(0)＝-600，此时目标匀速运动，其速度大小为40m/s，其方向为与x轴正方向成-20度夹角。其它初始位置与目标速度大小、速度方向的情况，参数挑选原理相同，在此不一一说明。根据上述案例实施得到的仿真曲线如图2至图10所示。

图2为飞行器与目标运动轨迹在水平面的相遇情况，图3为整个过程的脱靶量变化情况，图4为末段脱靶量的放大情况，由图可以看出脱靶量为1.3米，这对绝大部分运动目标是够用的，尤其是对建筑物或移动的船只，脱靶量足够满足要求。图5为飞行器的期望偏航角与实际偏航角的对比图，由图可以看出初始段信号过大，而飞行器由于有一定的跟踪延迟，因此误差较大，比较正常，而后期基本能够跟踪。图6为本发明提出的新型前置导引律的输出，可以看出全程是比较平滑与合理的。图7为前置角，大约为4.5度，也是比较合理。图8为非线性变换后的导引信号，图9为抗饱和平滑信号，图10为飞行器与目标的侧向位置变化曲线。

综上所述，本发明所提供的方法是是否有效的，具有脱靶量小导引精度高的优点，因此也具有较高的工程实用价值。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其他实施例。本申请旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由权利要求指出。