技术领域
[0001] 本
发明属于飞行器飞行控制领域，尤其是涉及一种小型与
微型飞行器不采用
陀螺仪而实现控制与精确制导的方法。
背景技术
[0002] 飞行器的精确制导技术是一项军民两用的高科技技术。目前传统的方法有比例导引、前置导引、追踪法导引等，或者是上述导引方法的改进与
变形。大型飞行器由于有足够的空间，因此可以安装陀螺仪或者惯性组合导航元器件，采用上述导引方法，如前置导引都需要测量飞行器自身的
姿态进行对比，从而实现最终的精确导引。而小微型飞行器，如小型制导炮弹、小型电磁炮武器、警用微型巡逻直升飞机、以及其它微型飞行器，由于空间狭小，也不具备安装陀螺仪或惯性组合导航元器件的条件，但又有精确制导的需要，因此完全无法采用上述传统式的制导方法。基于以上背景，被发明提出了一种仅采用导引头，或者是第三方测量站提供的视线
角信息，经过简单的计算机解算，就能形成精确制导导引律的方法。因此本发明方法具有理论的创新性，同时又能解决一大类小微型飞行器的制导问题，因而具有很高的经济价值与工程应用价值。
[0003] 需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，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。
发明内容
[0004] 本发明的目的在于提供一种小微飞行器无陀螺精确制导方法，进而至少在一定程度上克服由于小微型飞行器空间狭小而无法安装陀螺仪等惯性导航设备而进行稳定控制与制导的问题。
[0005] 本发明提供了一种小微飞行器无陀螺精确制导方法，包括以下步骤：
[0006] 步骤S10：通过安装微型导引头测量小微飞行器与目标间的视线角信息，或者安装无线电接收设备，接收第三方导航站测量设备发送的目标与小微飞行器的视线角信息；
[0007] 步骤S20：针对所述的飞行器距离目标的视线角信息，构建差分方程，求解视线角的近似微分
信号；
[0008] 步骤S30：根据所述的视线角信号进行积分运算求取视线角积分信号，并根据所述视线角近似微分信号，进行抗饱和运算，得到视线角的抗饱和微分信号；
[0009] 步骤S40：根据所述的视线角积分信号，进行非线性抗饱和运算，得到视线角的积分抗饱和信号；
[0010] 步骤S50：根据所述视线角信号，设计非线性变换函数，得到视线角非线性变换信号，使得在视线角信号较大时，
加速转弯，从而增加导引律的效率，增加导引
精度；
[0011] 步骤S60：针对所述的视线角信号、抗饱和微分信号、抗饱和积分信号，与视线角非线性变换信号进行综合合成，直接输给飞行器稳定系统，实现飞行器与目标间的精确导引。
[0012] 在本发明的一种示例
实施例中，根据所述所述的飞行器距离目标的视线角信息构建差分方程，求解视线角的近似微分信号包括：
[0013] dq(n+1)＝dq(n)+ddq(n)*Δt；
[0014]
[0015]
[0016] 其中Δt为差分步长，一般选取Δt＝0.001，单位秒。其中初始值设置为：qb(0)＝qb(1)；dq(1)＝0。而qb(1)的选取则根据qb的第1个数据来决定，qb(n)的选取则根据qb的第n个数据来决定。每个数据之间的时间间隔为Δt。其中T1、T2为滤波时间常数，dq(n+1)即为所求解的视线角的近似微分信号，ddq(n)为过渡中间变量，dqb(n)为
输入信号 qb(n)的数字微分，qb(n)为飞行器距离目标的视线角信号。
[0017] 在本发明的一种示例实施例中，根据所述视线角近似微分信号，进行抗饱和运算，得到视线角的抗饱和微分信号：
[0018]
[0019] 其中dq为所述视线角近似微分信号，k1、k2与ε1为抗饱和常值正参数，ud为视线角的抗饱和微分信号。
[0020] 在本发明的一种示例实施例中，根据所述的视线角进行进行积分得到视线角积分信号，然后进行非线性抗饱和运算，得到视线角的抗饱和积分信号包括：
[0021] Sq＝∫qbdt；
[0022]
[0023] 其中k3、k4与ε2为抗饱和常值正参数，qb为视线角信号，Sq为视线角积分信号，us为视线角的抗饱和积分信号。
[0024] 在本发明的一种示例实施例中，根据所述视线角信号，设计非线性变换函数，得到视线角非线性变换信号包括：
[0025]
[0026] 其中k5、k6与ε3为非线性变换参数，qb为视线角信号，uq为视线角的抗饱和积分信号。
[0027] 在本发明的一种示例实施例中，根据所述述视线角信号qb、抗饱和微分信号ud、抗饱和积分信号us、视线角非线性变换信号uq进行综合处理，得到最终的导引律综合信号包括：
[0028] u＝k7qb+k8ud+k9us+k10uq；
[0029] 其中u为最终的导引律综合信号，k7、k8、k9、k10为制导常参数，qb为视线角信号、ud为抗饱和微分信号、us为抗饱和积分信号、uq为视线角非线性变换信号。最后将上述导引律
输出信号u输送给飞行器稳定
跟踪回路，即可实现飞行器对目标的精确导引。
[0030] 本发明提供一种小微飞行器无陀螺精确制导方法，该方法最大的特点在于导引信号中没有应用飞行器的姿态信号，从而不需要陀螺测量飞行器的姿态信号，这对于很多简易飞行器，或小型制导炮弹或电磁炮弹来说，具有很大的优越性。因为上述小微型飞行器无论是在空间上，还是成本上，都无法按照惯性元器件测量飞行器的姿态，此时采用本发明所提供的无陀螺精确制导方法则是非常适合的一种选择。因此本发明不仅理论上具有新颖的特点，而且能解决不方便安装惯性元器件情况下的小微型飞行器的精确制导问题。所以本发明具有很高的理论与工程实用价值，能够被广泛应用于小微型飞行器、小微型电磁炮武器、小微型炮弹的精确制导中。
[0031] 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，并不能限制本发明。
附图说明
[0032] 此处的附图被并入
说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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。
[0033] 图1是本发明提供的一种小微飞行器无陀螺精确制导方法的设计实施
流程图；
[0034] 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)；
[0035] 图3是本发明实施例所提供方法的脱靶量曲线(单位：米)；
[0036] 图4是本发明实施例所提供方法的脱靶量末端放大曲线(单位：米)；
[0037] 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)；
[0038] 图6是本发明实施例所提供方法的导引律的输出曲线(单位：度/每秒)；
[0039] 图7是本发明实施例所提供方法的飞行器
侧滑角曲线(单位：度/秒)；
[0040] 图8本发明实施例所提供方法的飞行器偏航
舵偏角曲线 (单位：度)；
[0041] 图9本发明实施例所提供方法的飞行器与目标的视线角变化曲线(单位：米)；
[0042] 图10本发明实施例所提供方法的视线角非线性变换信号 (单位：度)；
[0043] 图11本发明实施例所提供方法的视线角近似微分信号(单位：度/秒)；
[0044] 图12本发明实施例所提供方法的视线角抗饱和微分信号(单位：度/秒)；
[0045] 图13本发明实施例所提供方法的视线角抗饱和积分信号(单位：度/秒)；
[0046] 图14本发明实施例所提供方法的视线角积分信号(单位：度/秒)。
具体实施方式
[0047] 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发明将更加全面和完整，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发明的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本发明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发明的各方面变得模糊。
[0048] 本发明一种小微飞行器无陀螺精确制导方法，仅通过导引头或第三方测量站提供相当目标的视线角信息，通过对视线角信息进行近似微分、积分，并求取非线性抗饱和微分信号与非线性抗饱和积分信号，最后进行信号综合，即可形成制导信号驱动飞行器稳定跟踪控制回路从而实现对目标的精确制导。其特点在于导引的全部信息中，不需要采集飞行器自身的姿态信息，因此和传统的前置导引、追踪导引等等相比，不需要安装陀螺仪或惯性组合导航器件测量飞行器的姿态信息，从而特别适用于小微飞行器，可以节省出大量空间，减小飞行器体积，降低飞行器成本，也更利用飞行器的小型化与微型化，应用前景非常广泛。
[0049] 以下，将结合附图对本发明实例实施例中提及的一种小微飞行器无陀螺精确制导方法进行解释以及说明。参考图1所示，一种小微飞行器无陀螺精确制导方法可以包括以下步骤：
[0050] 步骤S10：通过安装微型导引头测量小微飞行器与目标间的视线角信息，或者安装无线电接收设备，接收第三方导航站测量设备发送的目标与小微飞行器的视线角信息。
[0051] 具体的，本发明提供如下两种方式获取飞行器与目标间的视线角信息。第一种为体积稍大的飞行器，如果空间允许，可以安装微型导引头，测量飞行器与目标相对运动时的视线角速率，记作 再由视线角速率积分得到视线角，在此把该视线角记为qb，其满足其中dt表示对时间信号积分。
[0052] 第二种为小型飞行器，因体积较小，本身无法安装导引头等测量设备，则可以安装无线接收装备，可以接收由第三方导航站测量设备发送的导引信息。即由第三方导航站测量出飞行器相对目标的视线角qb后，发送给小型飞行器。
[0053] 步骤S20：针对所述的飞行器距离目标的视线角信息，构建差分方程，求解视线角的近似微分信号。
[0054] 由于精确微分信号的解算不容易实现，因此本发明在此采用一种近似微分的方式，来实现精确导引信号。当然，如果由导引头信号测量可直接提供视线角速率信号，则无需此处精确微分的求解。但此时导引头测量的信号实际也是一种近似微分信号。
[0055] 针对第二种方式，即第三方导航站发送发送视线角信息qb给小型飞形器后，小微飞行器按照如下模式进行近似微分信号的求解。在此将视线角的近似微分信号记为dq，其计算按照如下差分方程进行：
[0056] dq(n+1)＝dq(n)+ddq(n)*Δt；
[0057]
[0058]
[0059] 其中Δt为差分步长，一般选取Δt＝0.001，单位秒。其中初始值设置为：qb(0)＝qb(1)；dq(1)＝0。而qb(1)的选取则根据qb的第1个数据来决定，qb(n)的选取则根据qb的第n个数据来决定。每个数据之间的时间间隔为Δt。其中T1、T2为滤波时间常数，详见后文案例实施。
[0060] 步骤S30：根据所述的视线角信号进行积分运算求取视线角积分信号，并根据所述视线角近似微分信号，进行抗饱和运算，得到视线角的抗饱和微分信号。
[0061] 具体的，首先根据视线角信息，采用累加法求取视线角积分信息，定义为Sq，其解算满足如下积分方程：Sq＝∫qbdt，dt表示对时间积分。
[0062] 其次，为了避免微分信号输出过大而影响导引精度，采用如下的非线性函数对其进行抗饱和处理，将抗饱和处理后的微分信号称为抗饱和微分信号，记为ud。抗饱和
算法按照如下方程进行：
[0063]
[0064] 其中k1、k2与ε1为抗饱和参数，在后文案例实施说明其物理意义与选取原则。
[0065] 步骤S40：根据所述的视线角积分信号，进行非线性抗饱和运算，得到视线角的积分抗饱和信号。
[0066] 积分信号如果直接应用于导引律，也存在饱和而信号过大的问题。因此也采用如下的非线性函数进行抗饱和处理，将抗饱和处理后的积分信号称为抗饱和积分信号，记为us。抗饱和算法按照如下方程进行：
[0067]
[0068] 其中k3、k4与ε2为抗饱和参数，在后文案例实施说明其物理意义与选取原则。
[0069] 步骤S50：根据所述视线角信号，设计非线性变换函数，使得在视线角信号较大时，加速转弯，从而增加导引律的效率，增加导引精度。
[0070] 视线角信号可以直接应用于导引律，同时也可采用下面非线性处理，表明如果视线角信号|qb|在大于ε3时，则在原有导引律信号的
基础上再
叠加k5度，加快其转弯速度。具体的，可采用如下的非线性函数进行抗饱和处理，将抗饱和处理后的视线角信号称为视线角非线性变换信号，记为uq。在此说明，尽管该路信号采用了同样的抗饱和函数，但作用除了抗饱和外，还有非线性变换的作用，因此在此称为视线角非线性变换信号。其非线性变换算法按照如下方程进行：
[0071]
[0072] 其中k5、k6与ε3为非线性变换参数，其详细选取见后文案例实施。
[0073] 步骤S60：针对所述的视线角角信号、抗饱和微分信号、抗饱和积分信号，与视线角非线性变换信号进行综合合成，直接输给飞行器稳定系统，实现飞行器与目标间的精确导引。
[0074] 具体的，对上述视线角信号qb、抗饱和微分信号ud、抗饱和积分信号us、视线角非线性变换信号uq进行综合处理，得到最终的导引律综合信号。其线性综合按照如下方式进行：
[0075] u＝k7qb+k8ud+k9us+k10uq；
[0076] 其中参数k7、k8、k9、k10的详细选取见后文案例实施。
[0077] 最后将上述导引律输出信号u输送给飞行器稳定跟踪回路，即可实现飞行器对目标的精确导引。由于飞行器稳定跟踪回路方式多种多样，有姿态稳定跟踪回路、过载稳定跟踪回路与公交稳定跟踪回路等等，其设计已有公开教材或书籍说明，也非本发明的保护内容，因此在此不再累述。
[0078] 案例实施与计算机仿真模拟结果分析
[0079] 首先设定飞行器速度约为220m/s。设置飞行器初始
位置为三维坐标为(0，0，0)，目标的初始位置三维坐标为(3500，1，-500)。其中1为目标的高度，-500为目标的初始偏差，3500为飞行器距离目标的初始距离。而目标速度设定为在
水平面内运动，速度大小为 18m/s，方向为与x轴方向成-22度。
[0080] 步骤一的视线角信号获取方法无需额外说明。步骤二中选取 T1＝0.4、T2＝0.1。步骤三中积分采用通用欧拉累加法即可，选取k1＝0.3、k2＝0.2与ε1＝25。步骤四中选取k3＝0.5、k4＝0.1与ε2＝0.5。步骤五中选取k5＝0.2、k6＝0.1与ε3＝5。步骤六中选取k7＝3、k8＝
1、k9＝1、k10＝0.2。
[0081] 最终案例实施结果如下图2至图14所示。图2为飞行器与目标的相当运动曲线在水平面的投影。图3与图4为导引脱靶量及放大曲线，由图可以看出，最终脱靶量小于1.5米，因此对尺寸大于2 米的目标，无论是运动还是精致，本发明均能精确命中。图5为本发明提供方法的实际偏航角与期望偏航角的对比曲线，图6为本发明所提供导引律的输出曲线，可以看出导引律输出平滑，而且幅值能够满足姿态稳定回路的跟踪要求。
[0082] 图7与图8分别为飞行器在实现上述导引过程中产生的实际侧滑角与舵偏角，可见本发明所提供的导引律输出不会导致侧滑角过大与舵偏过大的问题。图9为飞行器导引过程中的视线角变化曲线，可见末端会出现快速变大的情况。图10为视线角的非线性变换曲线，可见最终其输出通过非线性变换后，幅值较小，具有抗饱和功能。图11为视线角近似微分信号，图12为视线角抗饱和微分信号，通过对比可以看出近似微分信号仍然存在幅值过大问题，而抗饱和微分信号则输出是有界的。图13与图14分别为视线角积分信号与视线角积分抗饱和信号，由图可以看出积分抗饱和信号的输出也是有界的。上述信号尽管有的幅值较小，但其综合实现了对目标的制导精度的微调，因此最终实现了高精度导引。值得说明的是，本案例采用的是几乎接近真实模型的飞行器六
自由度非线性模型完成的，因此能体现飞行器侧滑角与舵偏角动态变换的曲线。因此案例结果和真实导引的结果比较接近，具有很高的可信度。综上所述，本发明提供了一种不需要陀螺或惯性导航组合的精确导引方法，在方法上具有较大的创新性，同时又具有很高的工程价值。
[0083] 本领域技术人员在考虑说明书及实践这里发明的发明后，将容易想到本发明的其他实施例。本
申请旨在涵盖本发明的任何变型、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发明的一般性原理并包括本发明未发明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，本发明的真正范围和精神由
权利要求指出。
