一种兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制系统及方法

技术领域

本发明涉及飞行器制导控制领域，尤其涉及一种考虑定向陀螺失效的飞行器制导控制系统及方法。

背景技术

传统的飞行器利用空间定向陀螺来辨识飞行器的滚转角度，实现信号分解和重力定向。在飞行过程中，空间定向陀螺一般存在以下几个问题，首先，空间定向陀螺受量程限制，当陀螺碰框，即空间定向陀螺达到临界稳定时，微型计算机将输出错误的制导指令，使飞行器侧偏。由于修偏过程中进一步产生了能量损耗，最终影响飞行器的射程及精度。另外，现有技术中虽然存在一些能够替代定向陀螺的方案，但这些方案的实际应用效果都较差，最终的精度都受到了不同程度的影响，所以在研究定向陀螺替换方案的时候，需要整体考量飞行器的制导控制过程；

由于上述原因，本发明人对现有制导控制方案及定向陀螺替换方案做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的新的控制系统及方法。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制系统及方法，该系统中通过7个加速度计采集的数据来实时解算出替代定向陀螺的数据，同时相应地采用滑模自适应制导律对飞行器进行制导控制，从而使得飞行器整体的命中精度保持在理想范围内，具有重要实际意义与工程应用价值，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供一种兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制系统，该系统包括需用过载解算模块：

在末制导段，需用过载解算模块通过下式(一)实时获得飞行器的需用过载：

其中，a

表示弹目相对运动速度；

表示弹目视线角速率；

r表示弹目相对距离；

λ表示弹目视线角；

α、b和κ都表示设计参数；

e

S表示终端滑模面；

ρ表示自适应参数；

γ

其中，所述终端滑模面通过下式(二)获得：

s＝e

其中，状态变量e

其中，所述自适应参数ρ通过下式(三)获得：

ρ＝ω

其中，ω

|e

其中，该系统还包括设置在飞行器上的7个加速度计和转速解算模块，

其中，所述7个加速度计中，加速度计一、加速度计二和加速度计三都用于测量弹体坐标系中x轴方向的加速度，其输出分别为A

加速度计四和加速度计五都用于测量弹体坐标系中y轴方向的加速度，其输出分别为A

加速度计六和加速度计七都用于测量弹体坐标系中z轴方向的加速度，其输出分别为A

所述7个加速度计的输出信息A

其中，所述转速解算模块通过下式(四)实时获得飞行器的旋转速度：

其中，ω

ω

ω

C

其中，所述转速解算模块实时将飞行器的旋转速度信息传递给需用过载解算模块；

所述需用过载解算模块实时接收转速解算模块传递出的信息，还实时接收定向陀螺传递出的信息，

优选地，当所述定向陀螺传递出的信息中滚转角速度ω

本发明还提供一种兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制方法，该方法中：

在末制导段，通过下式(一)实时获得飞行器的需用过载：

其中，a

表示弹目相对运动速度；

表示弹目视线角速率；

r表示弹目相对距离；

λ表示弹目视线角；

α、b和κ都表示设计参数；

e

s表示终端滑模面；

ρ表示自适应参数；

γ

其中，所述终端滑模面通过下式(二)获得：

s＝e

其中，状态变量e

其中，所述自适应参数ρ的自适应律为下式(三)：

ρ＝ω

其中，ω

|e

本发明所具有的有益效果包括：

(1)根据本发明提供的兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制系统及方法能够在定向陀螺失效的情况下确保飞行器的制导控制精度，提高飞行器对恶劣环境的适应能力；

(2)根据本发明提供的兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制系统及方法相对于传统飞行器，在少量添加成本或者不添加成本的情况下解除飞行器对定向陀螺的依赖，并且能够提高飞行器命中精度和适应性。

附图说明

图1示出本申请实施例1中两个飞行器的飞行轨迹；

图2示出本申请实施例1中两个飞行器的飞行轨迹。

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。

本申请提供一种兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制系统，该系统包括需用过载解算模块：

在末制导段需用过载解算模块通过下式(一)实时获得飞行器的需用过载：

其中，a

表示弹目相对运动速度，其通过下式获得：

V

γ

V

γ

表示弹目视线角速率；

r表示弹目相对距离，λ表示弹目视线角，都根据目标位置和飞行器位置实时解算获得；

α、b和κ都表示设计参数，优选地取值为α＝10，b＝0.，κ＝0.；

e

S表示终端滑模面；

ρ表示自适应参数；

。在一个优选的实施方式中，所述终端滑模面通过下式(二)获得：

s＝e

其中，状态变量e

在一个优选的实施方式中，所述自适应参数ρ通过下式(三)获得：

ρ＝ω

其中，ω

|e

在一个优选的实施方式中，该系统还包括设置在飞行器上的7个加速度计和转速解算模块，

所述7个加速度计中，加速度计一、加速度计二和加速度计三都用于测量弹体坐标系中x轴方向的加速度，其输出分别为A

加速度计四和加速度计五都用于测量弹体坐标系中y轴方向的加速度，其输出分别为A

加速度计六和加速度计七都用于测量弹体坐标系中z轴方向的加速度，其输出分别为A

所述7个加速度计的输出信息都实时传递至所述转速解算模块中，通过所述转速解算模块实时获得滚转角速度信息。

在一个优选的实施方式中，所述转速解算模块通过下式(四)实时获得飞行器的旋转速度：所述滚转速度是仅是绕着飞行器主轴方向旋转的转速，不包含其他方向的旋转偏移；

其中，ω

ω

ω

C

其中，所述χ

优选地，所述转速解算模块与需用过载解算模块相连，实时将飞行器的旋转速度信息传递给需用过载解算模块；

所述需用过载解算模块实时接收转速解算模块传递出的信息，还实时接收定向陀螺传递出的信息，

优选地，当所述定向陀螺传递出的信息中连续三个采样周期获得的滚转角都达到55度以上时，通过转速解算模块传递出的信息解算获得自适应参数。

本发明还提供一种兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制方法，该方法中：

在末制导段，通过下式(一)实时获得飞行器的需用过载：

所述终端滑模面通过下式(二)获得：

s＝e

其中，状态变量e

所述自适应参数ρ的自适应律为下式(三)：

ρ＝ω

其中，ω

|e

实施例

实施例1：在数模仿真软件中，调取两个相同的飞行器，在同一地点、在相同气象条件下，分别朝向30km外的同一目标地点发射；

在第一个飞行器中，添加设置兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制系统，飞行器中的定向陀螺在进入末制导段3秒后失效，即在进入末制导段3秒后连续三个采样周期获得的滚转角都达到55度以上；在定向陀螺失效前通过定向陀螺实时提供滚转信息，定向陀螺失效后通过转速解算模块实时提供滚转信息

在第一个飞行器中，在末制导段，需用过载解算模块通过下式(一)实时获得飞行器的需用过载：

α＝10，b＝0.5，κ＝0.2，e

终端滑模面通过下式(二)获得：

s＝e

自适应参数ρ通过下式(三)获得：

ρ＝ω

ω

/>

其中，C

最终得到的第一个飞行器的飞行轨迹如图1中实线所示。

第二个飞行器中采用比例导引制导率进行制导控制，即需用过载

最终得到的第二个飞行器的飞行轨迹如图1中，虚线所示。

实施例2：

采用与实施例1中完全相同的两个飞行器，将其飞行目标改为35km外的目标，最终得到的两个飞行器的飞行轨迹如图2中所示，其中实线表示第一个飞行器的轨迹，虚线表示第二个飞行器的轨迹。

通过图1和图2可知，兼顾定向陀螺失效的飞行器制导控制系统能够飞行器的定向陀螺失效情况下确保飞行器的命中精度，比例导引制导率控制方案中如果遭遇定向陀螺失效情况，会产生极大的落点偏差，造成脱靶。

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。