地磁导航式飞行器控制方法与流程

本发明涉及飞行器控制，尤其涉及一种地磁导航式飞行器控制方法。

背景技术：

1、目前飞行器普遍采用惯性导航系统里的陀螺仪进行姿态测量。传统机械陀螺结构复杂、体积较大,不适合在小型飞行器的弹道修正上使用。新型陀螺如激光陀螺、光纤陀螺、微机械陀螺等抗冲击性能差,在飞行器发射舱数万个g值的冲击过载下无法可靠工作，进而导致现有技术中的飞行器稳定性较差。

技术实现思路

1、本发明提供一种地磁导航式飞行器控制方法，解决了现有技术中飞行器稳定性较差的技术问题。

2、为了达到上述目的，本发明实施例采用的技术方案如下：

3、在一些实施例中，本发明提供了一种地磁导航式飞行器控制方法，，将飞行器到达目标区域的过程分为无控段、弹道跟踪段和末制导段；所述控制方法包括：

4、实时获取飞行器的当前地磁强度、当前位置和当前速度；获取飞行器发射点的地磁强度；通过所述当前速度计算所述飞行器的俯仰角和偏航角；采用地磁算法解算所述飞行器的滚转角和滚转角速度；

5、当所述飞行器处于所述无控段时，舵控指令为零；

6、当所述飞行器处于所述弹道跟踪段时，采用弹道跟踪制导法生成准弹体系舵控指令，再依据所述俯仰角、所述偏航角和所述滚转角进行转化，得到弹道跟踪段弹体系舵控指令，控制舵机偏转；

7、当所述飞行器处于所述末制导段时，采用虚拟比例导引法计算准弹体系加速度指令，随后依据所述滚转角转化为弹体系加速度指令，再转化为气动力系数，并插值出末制导段弹体系舵控指令，控制舵机偏转，直至所述飞行器到达所述目标位置。

8、在某些实施方式中，所述飞行器的俯仰角和偏航角通过如下公式计算：

9、

10、其中，vxg,vyg,vzg为所述飞行器在发射系下三个坐标轴的分速度,hd为弧度与角度的转化倍数，数值为180/π。

11、在某些实施方式中，所述飞行器的滚转角r和滚转角速度wx通过如下公式计算：

12、r＝(atan2(bzz,bzy)-atan2(bbz,bby))·hd

13、

14、其中，[bbx bby bbz]为所述飞行器的地磁强度在三个坐标轴方向的分量，[bzx bzybzz]为所述飞行器发射点地磁强度在三个坐标轴方向的分量。

15、在某些实施方式中，所述准弹体系舵控指令通过下列方法得到：

16、依据所述飞行器当前位置计算出理论位置和理论速度，计算公式如下：

17、ym1＝p_y(1)·xmi-1+p_y(2)·xmi-2+...+p_y(i-1)·xm+p_y(i)

18、vxg1＝p_vx(1)·xmj-1+p_vx(2)·xmj-2+...+p_vx(j-1)·xm+p_vx(j)

19、vyg1＝p_vy(1)·xmk-1+p_vy(2)·xmk-2+...+p_vy(k-1)·xm+p_vy(k)

20、其中[xm ym zm]为发射系下所述飞行器在三个坐标轴方向的当前位置；[vxg vygvzg]为所述飞行器在三个坐标轴方向的当前速度；p_y、p_vx、p_vy为理论弹道拟合系数矩阵，p_y的列数为i，p_vx的列数为j，p_vy的列数为k；ym1为所述飞行器当前在y轴方向应当达到的理论位置；vxg1和vyg1分别为所述飞行器当前在x轴方向和y轴方向应当达到的理论速度；

21、根据所述当前位置与所述理论位置的差及当前速度与所述理论速度的差计算准弹体系下俯仰方向舵控指令和偏航方向舵控指令；

22、依据所述俯仰角、所述偏航角和所述滚转角将所述准弹体系下俯仰方向舵控指令和偏航方向舵控指令转化为弹体系下俯仰方向舵控指令和偏航方向舵控指令，即为所述弹体系舵控指令。

23、在某些实施方式中，所述理论弹道拟合系数矩阵通过下列方法计算得到：

24、在所述无控段保存标称状态下的弹道曲线数据，包含所述飞行器在x轴方向和y轴方向的当前位置及当前速度按预设步长的时序变化数据；

25、调用matlab的polyfit函数计算所述弹道拟合系数矩阵；

26、选取若干阶次分别计算拟合误差，选取拟合误差最小的阶次作为最佳拟合阶次，将其确定为所述弹道拟合系数矩阵的阶次。

27、在某些实施方式中所述末制导段弹体系舵控指令通过下列方法得到：

28、根据所述飞行器与所述目标区域的相对位置解算视线角速度；

29、在准弹体系下，由视线角速度经过带重力补偿的比例导引律生成准弹体系下的法向和侧向过载指令；

30、通过所述滚转角将所述准弹体下的法向和侧向过载指令转化为弹体系下的法向和侧向过载指令；

31、将所述弹体系下的法向和侧向过载指令转化为弹体系下的法向和侧向力系数指令；

32、经过三维插值表线性插值得到弹体系下的俯仰和偏航方向舵控指令，即为所述末制导段弹体系舵控指令。

33、在某些实施方式中，所述地磁导航式飞行器控制方法还包括：

34、对舵机进行超前角补偿。

35、在某些实施方式中，所述飞行器发射后经过预设时间段进入所述弹道跟踪段，所述预设时间段即为所述无控段；所述弹道跟踪段为所述无控段后所述飞行器处于上升状态时的阶段；所述末制导段为所述飞行器处于下降状态时的阶段。

36、在某些实施方式中，所述飞行器的当前地磁强度通过安装在所述飞行器滚转轴上的地磁计实时测量获取。

37、在某些实施方式中，所述飞行器的当前位置和当前速度通过安装在所述飞行器滚转轴上的gps实时测量获取。

38、本发明的实施方式的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实施方式的实践了解到。

39、有益效果

40、通过本发明提供的地磁导航式飞行器控制方法通过在飞行器发射后的不同阶段生成舵控指令对其飞行姿态进行修正，解决了现有技术中的飞行器稳定性较差的技术问题。

技术特征：

1.地磁导航式飞行器控制方法，其特征在于，将飞行器到达目标区域的过程分为无控段、弹道跟踪段和末制导段；所述控制方法包括：

2.如权利要求1所述的地磁导航式飞行器控制方法，其特征在于，所述飞行器的俯仰角和偏航角通过如下公式计算：

3.如权利要求1所述的地磁导航式飞行器控制方法，其特征在于，所述飞行器的滚转角r和滚转角速度wx通过如下公式计算：

4.如权利要求1所述的地磁导航式飞行器控制方法，其特征在于，所述准弹体系舵控指令通过下列方法得到：

5.如权利要求4所述的地磁导航式飞行器控制方法，其特征在于，所述理论弹道拟合系数矩阵通过下列方法计算得到：

6.如权利要求1所述的地磁导航式飞行器控制方法，其特征在于，所述末制导段弹体系舵控指令通过下列方法得到：

7.如权利要求1所述的地磁导航式飞行器控制方法，其特征在于，还包括：

8.如权利要求1所述的地磁导航式飞行器控制方法，其特征在于，所述飞行器发射后经过预设时间段进入所述弹道跟踪段，所述预设时间段即为所述无控段；所述弹道跟踪段为所述无控段后所述飞行器处于上升状态时的阶段；所述末制导段为所述飞行器处于下降状态时的阶段。

9.如权利要求1所述的地磁导航式飞行器控制方法，其特征在于，所述飞行器的当前地磁强度通过安装在所述飞行器滚转轴上的地磁计实时测量获取。

10.如权利要求1所述的地磁导航式飞行器控制方法，其特征在于，所述飞行器的当前位置和当前速度通过安装在所述飞行器滚转轴上的gps实时测量获取。

技术总结本发明涉及飞行器控制技术领域，尤其涉及一种地磁导航式飞行器控制方法。通过实时获取飞行器的当前地磁强度、当前位置和当前速度。获取飞行器发射点的地磁强度。采用地磁算法解算飞行器的滚转角和滚转角速度。在飞行器无控段的舵控指令为零；在弹道跟踪段采用弹道跟踪制导法生成准弹体系舵控指令，再转化为弹道跟踪段弹体系舵控指令；在末制导段采用虚拟比例导引法计算准弹体系加速度指令，再依据滚转角转化为弹体系加速度指令，继续转化为气动力系数后插值出末制导段弹体系舵控指令。本发明通过在飞行器发射后的不同阶段生成舵控指令对其飞行姿态进行修正，解决了现有技术中的飞行器稳定性较差的技术问题。技术研发人员：孟中祥,李国兰,凡雪灵,杜继贤受保护的技术使用者：武汉量宇智能科技有限公司技术研发日：技术公布日：2024/7/23