基于无人机的制导与引战配合系统及控制方法与流程

本发明涉及携带战斗部的无人机控制系统及控制方法，具体涉及一种基于无人机的制导与引战配合系统及控制方法。

背景技术：

传统导弹引战配合多采用碰炸引信和近炸引信(即采用破片式杀伤战斗部)。对于静止或体积较大的目标，多采用碰炸引信，通过直接命中目标实现对目标的损毁；对于机动性大，体积较小的目标，往往难以提供对目标的精准定位，从而难以直接命中目标，大大降低了战斗部效能利用率。因此，这类目标多采用破片式杀伤战斗部，利用战斗部爆炸驱动破片飞散，将战斗部的杀伤力局限于一定的范围内，从而实现对目标的损毁，大大提高了战斗部效能利用率。

无人机由于其机动性更强，一般用于攻击机动性大，体积较小的目标，可通过携带引信和破片式杀伤战斗部，但是现有技术中对于具体实施方案研究极少，尚未有合理的控制系统及控制方法。

由于上述原因，本发明人对现有的携带战斗部的无人机控制系统及控制方法做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的基于无人机的制导与引战配合系统及控制方法。

技术实现要素：

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种基于无人机的制导与引战配合系统及控制方法，该系统及方法中通过实时获得目标的位置及速度信息，实时获得无人机自身的位置及速度信息，结合已知的战斗部信息，选择合适的引爆时机，确保目标处于战斗部毁伤范围内，达到预期的毁伤效果，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供一种基于无人机的制导与引战配合系统，该系统包括卫星信号接收模块1、光电吊舱2和延迟解算模块3；

其中，所述卫星信号接收模块1用于实时获知无人机的位置信息和无人机的速度信息，

所述光电吊舱2用于实时获知目标的位置信息和目标的速度信息，

所述延迟解算模块3用于在引信发现目标后，根据无人机自身的位置信息、速度信息和目标的位置信息、速度信息解算战斗部的引爆时间。

其中，所述战斗部的引爆时间t通过下式(一)获得：

t＝td+t01+t02(一)

其中，t表示战斗部的引爆时间，

t01表示信号累积时间，t02为起爆战斗部时间，td表示延迟设定时间。

其中，所述延迟设定时间td通过下式(二)获得：

rd表示沿着引信探测角方向的探测距离，α表示引信探测角，θ表示无人机速度矢量角，vt表示目标速度，va表示无人机速度，表示战斗部的破片相对于无人机在地面坐标系x方向的速度分量，表示战斗部的破片相对于无人机在地面坐标系y方向的速度分量。

其中，和通过下式(三)获得：

其中，vc表示战斗部静止爆炸时的破片初速度，为破片的静态飞散中心角。

其中，当目标和无人机之间的距离小于警戒值时，引信启动工作；

优选地，所述警戒值为15～20米。

本发明还提供一种基于多旋翼机的制导与引战配合控制方法，该方法包括如下步骤：

通过卫星信号接收模块实时获知无人机的位置信息和无人机的速度信息；

通过光电吊舱实时获知目标的位置信息和目标的速度信息；

实时获得无人机和目标之间的距离，当该距离小于警戒值时，控制引信启动工作；

优选地，所述警戒值为15～20米。

其中，当引信发现目标后，解算战斗部的引爆时间，并据此控制战斗部引爆工作。

其中，所述战斗部的引爆时间通过下式(一)获得：

t＝td+t01+t02(一)

其中，t表示战斗部的引爆时间，

t01表示信号累积时间，t02为起爆战斗部时间，td表示延迟设定时间。

其中，所述延迟设定时间td通过下式(二)获得：

rd表示沿着引信探测角方向的探测距离，α表示引信探测角，θθ示无人机速度矢量角，vt表示目标速度，va表示无人机速度，表示战斗部的破片相对于无人机在地面坐标系x方向的速度分量，表示战斗部的破片相对于无人机在地面坐标系y方向的速度分量。

其中，和通过下式(三)获得：

其中，vc表示战斗部静止爆炸时的破片初速度，为破片的静态飞散中心角。

根据本发明提供的基于无人机的制导与引战配合系统及控制方法能够实时获得准确的引爆时间，从而控制飞行器上携带的战斗部按照解算时间引爆工作，从而将目标置于战斗部的毁伤范围之内。

附图说明

图1示出根据本发明一种优选实施方式的基于无人机的制导与引战配合系统整体逻辑图；

图2示出本发明实施例中无人机和目标的运动轨迹；

图3示出本发明实施例中无人机中战斗部引爆范围的示意图；

图4示出图3中另一个旋转方向的引爆圆锥范围示意图。

附图标记

1-卫星信号接收模块

2-光电吊舱

3-延迟解算模块

4-引信

5-战斗部

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。

根据本发明提供的基于无人机的制导与引战配合系统，该无人机优选为多旋翼无人机，其具有成本低，能悬停等优点，便于大规模应用列装，在所述无人机中携带有战斗部，且该战斗部是破片式战斗部。在所述战斗部中设置有引信。

该系统包括都安装在无人机中的卫星信号接收模块、光电吊舱和引信延迟解算模块；

其中，所述卫星信号接收模块用于实时获知无人机的位置信息和无人机的速度信息，

所述光电吊舱用于实时获知目标的位置信息和目标的速度信息，本申请中的位置信息包括经纬度信息和高度信息，所述速度信息包括速度大小和速度方向，

所述引信延迟解算模块用于实时根据无人机自身的位置信息、速度信息和目标的位置信息、速度信息战斗部的引爆时间，以实现对目标的最佳毁伤。

优选地，所述战斗部的引爆时间t通过下式(一)获得：

t＝td+t01+t02(一)；

其中，t表示战斗部的引爆时间，即为从引信探测目标到击中目标的时间间隔，通过该战斗部的引爆时间能最大可能使目标中心域与战斗部破片飞散中心重合，实现最佳毁伤；

t01为信号累积时间，其具体取值与战斗部的引信型号有关。

td为延迟设定时间，是根据无人机和目标之间的位置、速度等关系设定的延迟调控时间；

t02为起爆战斗部时间，即从战斗部接收到起爆命令到完成起爆作业所需的时间，其具体取值与战斗部的型号有关。

优选地，所述延迟设定时间td是通过建立在射击平面内的几何模型解算获得的；更优选地，所述延迟设定时间td通过下式(二)获得：

其中，rd表示沿着引信探测角方向的探测距离，即最大探测距离，其具体取值与引信的型号参数有关，优选地取值为10米；α表示引信探测角，具体取值与引信的型号参数有关，优选地取值为30度，θ表示无人机速度矢量角，通过光电吊舱可获得目标的速度大小和方向，即获知目标的速度矢量，所述目标的速度矢量与发射坐标系中的射击平面内的x轴的夹角即为θ。在实际工作过程中，gps所获得的信息建立在enu坐标系中，将速度信息通过坐标变换转换到发射坐标系中，再通过数学解算即可求出该角度；vt表示目标速度，通过光电吊舱实时获得，va表示无人机速度，通过卫星信号接收模块实时获得，

表示战斗部的破片相对于无人机在地面坐标系x方向的速度分量；

表示战斗部的破片相对于无人机在地面坐标系y方向的速度分量。

优选地，所述地面坐标系的原点og设在无人机起飞点；x轴即ogxg轴位于经过起飞点的水平面内，并指向目标的初始方向；y轴即ogyg轴垂直向上，即ogyg轴是通过原点的地球表面的法线方向；ogzg轴与ogxg、ogyg轴构成右手直角坐标系。该坐标系也被称为发射坐标系，其中ogxgyg通常被称为射击平面。

上述在解算过程中的取值通过下式(三)获得：

其中，vc表示战斗部静止爆炸时的破片初速度，为破片的静态飞散中心角，vc和都是在无人机挂载战斗部时灌装到无人机上的已知信息。

在一个优选的实施方式中，所述无人机上的引信根据解算出的战斗部的引爆时间t控制战斗部引爆工作，即在引信的探测范围内发现目标后，立即解算出斗部的引爆时间t，并使得战斗部在t时间后打击目标。

在一个优选的实施方式中，无人机可以由使用者远程控制，进而由使用者确定目标，也可以在无人机上安装存储模块，通过图像识别的方式自动识别目标，在确定目标后，即可以调整无人机自身的飞行方向，使得无人机逐渐趋近于目标。当无人机与目标之间的距离小于警戒值以后，即可启动引信，当引信探测到有物体进入到探测区域后，即按照延迟设定时间控制战斗部启动工作。所述警戒值优选为15～20米。

所述战斗部的爆破范围近似为一个圆锥型，所述引爆方向可认为代表圆锥中心线的方向，该方向与无人机速度矢量方向一致。

本发明还提供一种基于无人机的制导与引战配合控制方法，该方法中，实时通过卫星信号接收模块获知无人机的位置信息和无人机的速度信息，实时通过光电吊舱获知目标的位置信息和目标的速度信息，从而控制无人机飞向目标，并实时测算无人机和目标之间的距离，当无人机和目标之间的距离达到警戒值时，控制引信启动工作。所述警戒值优选为15～20米。

优选地，所述引信启动工作后，持续探测一定区域，在发现目标进入到该探测区域时，解算出战斗部的引爆时间，并按照该战斗部的引爆时间控制战斗部引爆工作；

其中，所述战斗部的引爆时间t通过下式(一)获得：

t＝td+t01+t02(一)

其中，t表示战斗部的引爆时间，即为从引信探测目标到击中目标的时间间隔，t01为信号累积时间，t02为起爆战斗部时间，td表示延迟设定时间。

所述延迟设定时间td通过下式(二)获得

其中，rd表示沿着引信探测角方向的探测距离，

α表示引信探测角，

θ表示无人机速度矢量角,

vt表示目标速度，

表示战斗部的破片相对于无人机在地面坐标系x方向的速度分量；

表示战斗部的破片相对于无人机在地面坐标系y方向的速度分量。

优选地，所述在解算过程中的取值通过下式(三)获得：

其中，vc表示战斗部静止爆炸时的破片初速度，为破片的静态飞散中心角。

实施例：

目标所在的位置坐标为(160m,160m,0m)，目标的初速度为(2m/s,2m/s,0m/s)，无人机所在的位置坐标为(0m,0m,0m)，无人机初速度为(0m/s,0m/s,0m/s)；

目标做加速运动，其加速度为：

加速度的单位为m/s²；

通过无人机上搭载的光电吊舱实时获得目标的位置信息和速度信息，通过无人机上搭载的卫星信号接收模块实时获得无人机自身的位置信息和速度信息；

已知无人机上搭载的战斗部为破片式战斗部，其爆炸范围近似为圆锥型，该圆锥的半径为3.4m，圆锥的高为h＝6.9282m，

战斗部破片的静态飞散中心角为26.1394033°，战斗部静止爆炸时的破片初速度为1000m/s。

允许的脱靶量为0.3米。

无人机和目标的运动轨迹如图2中所示，其中，实线表示无人机轨迹，虚线表示目标轨迹，从该图中可以看出，无人机和目标在(189.86，145.91，15.05)处相遇。

在无人机与目标相距20米时，无人机上的引信启动工作，当目标进入引信探测范围内时，解算出战斗部的引爆时间，再在根据该战斗部的引爆时间控制战斗部引爆工作，其中，通过式(一)获得战斗部的引爆时间：

t＝td+t01+t02(一)

其中，t表示战斗部的引爆时间，t01为信号累积时间，t02为起爆战斗部时间，由于本实施例为仿真实验，t01和t02都取零，td表示延迟设定时间。

所述延迟设定时间td通过下式(二)获得：

其中，rd表示沿着引信探测角方向的探测距离，

α表示引信探测角，

θ表示无人机速度矢量角,

vt表示目标速度，

表示战斗部的破片相对于无人机在地面坐标系x方向的速度分量；

表示战斗部的破片相对于无人机在地面坐标系y方向的速度分量；

所述在解算过程中的取值通过下式(三)获得：

其中，vc表示战斗部静止爆炸时的破片初速度，为破片的静态飞散中心角。

无人机飞行轨迹、目标运动轨迹和引爆毁伤范围如图3和图4中所示，图4是图3的另一个旋转方向示图，能够更直观地观察目标是否在爆破圆锥范围内；从该图3和图4中可知，战斗部爆炸后形成的毁伤范围涵盖了目标的预计轨迹，其偏差小于0.3米，因此能很好地毁伤目标。

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。