一种积分比例导引非线性修正方法
阅读：928发布：2020-05-16
专利汇可以提供一种积分比例导引非线性修正方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 公开了一种积分比例导引非线性修正方法，该方法主要应用于采用 角 制导的制导律中。通过将非线性影响的偏差等价到对应的制导律角度初始值零位，并在初始角度上进行修正，从而将对应的指令生成中的过载非线性部分消除。该方法弥补了在高空过载响应过低和响应不补充分带来的弹道超调影响，尤其在飞行过程中 空域 跨度大、指令切换的过程中带来的非线性，可在导弹攻击稳定移动目标时采用。，下面是一种积分比例导引非线性修正方法专利的具体信息内容。
一种积分比例导引非线性修正方法
技术领域
[0001] 本发明属于制导控制技术领域，具体涉及一种积分比例导引非线性修正方法，该方法保证了过载指令不会由于响应的非线性出现超调现象，实现对移动目标打击时积分比例导引头的弹道特性更接近比例导引的弹道特性。
背景技术
[0002] 积分比例导引在原有比例导引角速度制导积分而来，使得角制导方式可应用于打击移动目标。以俯仰方向为例，其基本原理为：比例导引头表征为瞬时的速度矢量转动角速度 是弹目实现转动角速度 的2～6倍；而积分比例导引则取某一时刻为基准，记录下此时的弹目视线角q0和弹道倾角θ0，随着时间变化，弹目视线角和弹道倾角均出现了变化，则制导律满足弹道倾角增量Δθ是弹目视线角增量Δq的 2～6倍。传统对两种制导律的认识为，比例导引制导律的响应更加迅速，而积分比例导引制导律的则由于增量的变化需要一定时间的积累。但在工程的使用过程中发现，制导律响应的滞后只是其中一个方面，另一个方面是，对于任意一段弹道的Δθ和Δq必须严格服从比例项系数的响应关系，若未响应或响应不充分，则未响应对应的Δq变化会进入q0中形成错误的过载指令(比例导引 实时刷新，前一时刻指令响应不充分不影响下一时刻)，从而导致弹道的超调现象。
发明内容
[0003] 针对现有技术的缺陷和迫切需求，本发明提供一种积分比例导引非线性修正方法，其目的在于，将积分比例导引制导指令和响应不充分导致的非线性过载指令影响进行修正，从而使得弹道特性更趋近于比例导引。
[0004] 一种积分比例导引非线性修正方法，包括以下步骤：
[0005] (1)设置制导初值：
[0006] 采用积分比例导引制导律的初始时刻t0，记录初始时刻发射坐标系下弹目视线角q0以及初始时刻发射坐标系下弹道倾角θ0；随着时间变化，记录当前时刻时间t的发射坐标系下弹目视线角q(t)和弹道倾角θ(t)、弹体当前的飞行速度Vm(t)、弹道系下的过载响应值ab(t)；
[0007] (2)计算过载指令
[0008] 式中，μ为速度矢量驾驶仪阻尼、N为比例权系数、Tg为指令响应时间常数；
[0009] (3)积分累积计算等效弹目视线角值：
[0010]
[0011] (4)依据等效修正的弹目视线角修正过载指令：
[0012]
[0013] 本发明的有益技术效果体现在：
[0014] 本发明公开了一种适用于积分比例导引非线性影响的修正方法，该方法主要应用于采用角制导的制导律中。通过将非线性影响的偏差等价到对应的制导律角度初始值零位，并在初始角度上进行修正，从而将对应的指令生成中的过载非线性部分消除。该方法弥补了在高空过载响应过低和响应不补充分带来的弹道超调影响，尤其在飞行过程中空域跨度大、指令切换的过程中带来的非线性，可在导弹攻击稳定移动目标时采用。附图说明
[0015] 图1为考虑制导回路的速度矢量驾驶仪框图；
[0016] 图2为气动饱和非线性模型图；
[0017] 图3为指令平滑非线性模型图；
[0019] 图5为实例弹目视线角及初值补偿前后对比图。
具体实施方式
[0020] 一、理论推导
[0021] 以俯仰方向为例，比例导引形式为：
[0022]
[0023] N为比例权系数。
[0024] 将等式两边的速度项约去，假定初始弹道倾角为θ0，t时刻弹道倾角为θ(t)，初始弹目视线角为q0，t时刻弹目视线角为q(t)，则：
[0025] θ(t)-θ0＝N(q(t)-q0)
[0026] 为使得左右等式成立，需弹道倾角的增量满足上述变化关系，因而，对应设计速度矢量驾驶仪如图1所示。
[0028]
[0029] 则，利用等效速度矢量驾驶仪一阶与二阶系数的对应关系，可求出通道系数和阻尼系数之间的关系为：
[0030]
[0031] 得过载指令为：
[0032]
[0033] 在任意瞬间，弹体过载与其产生的弹目视线角变化间的关系为：
[0034]
[0035] qb(t)为弹体过载随时间累积产生的弹目视线角变化值。
[0036] 当前过载产生的弹道矢量变化即为实际的弹道倾角变化，故：
[0037]
[0038] 那么：
[0039]
[0040] 则，弹目视线角未响应变化的部分对应的初值qf(t)为：
[0041]
[0042] 从而有，修正后的积分比例导引制导律为：
[0043]
[0044] 对于上述制导律可以看出，若弹体响应是充分的，则修正项本身值为零，因而该制导律设计的修正部分具备通用性，此外，出现非线性的情况主要为气动力饱和或指令平滑，分别如图2和图3所示，非线性部分越大，持续时间越久，影响越严重，使用上述修正制导律后，指令和响应不一致导致的非线性过载均可得到修正。
[0045] 二、弹目视线度制导非线性过载指令修正方法
[0046] 积分比例导引非线性修正方法，包括以下步骤：
[0047] (1)设置制导初值
[0048] 采用积分比例导引制导律时，弹载计算机保存初始时刻t0，保存初始时刻发射坐标系下弹目视线角q0，保存初始时刻发射坐标系下弹道倾角θ0，随着时间变化，分别记录当前时刻时间t、发射坐标系下弹目视线角q(t)和弹道倾角θt。弹载计算机还需计算出弹体当前的飞行速度大小V(t)。利用惯导加速度计和陀螺解算弹道系下的过载响应值ab(t)。
[0049] 导引头测量的弹目视线角信息相对于弹体系，使用过程中需要解算到发射坐标系。使用的方法为，将弹目视线角信息从弹体系解算到地球惯性坐标系，在从地球惯性坐标系转换到发射坐标系。
[0050] (2)过载指令解算
[0051] 选取合适的速度矢量驾驶仪阻尼μ、比例权系数N，并根据自动驾驶仪设计指标确定指令响应时间常数Tg，结合弹载计算机计算的其它参量，采用下述公式进行过载指令计算：
[0052]
[0053] Vm(t)为弹体速度.
[0054] (3)等效初始弹目视线角计算
[0055] 利用积分器累积计算等效弹目视线角值为：
[0056]
[0057] (4)过载指令修正
[0058] 将等效修正的弹目视线角初始值，实时引入到过载指令计算中，此时，注意阻尼系数、指令响应时间常数以及比例权系数若为改变值，则保证修正过程中的值和过载解算的值一致。计算公式为：
[0059]
[0060] 仿真实例：
[0061] 以高空再入弹道为例，在非线性气动饱和和指令切换的情况下，引入初值修正方法后，攻角和侧滑角的变化规律更符合比例导引制导律，修正现象明显如图4所示；补偿前后的弹目视线角和初值补偿如图5所示，补偿后的弹目视线角输出更加平顺。
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