本發(fā)明涉及飛行器控制應(yīng)用技術(shù)領(lǐng)域，特別是指一種抗風(fēng)干擾的飛行器攻角指令補(bǔ)償方法及裝置。

背景技術(shù)：
目前，對(duì)于導(dǎo)彈、滑翔飛行器等飛行器，如果制導(dǎo)采用攻角控制方案，在飛行器實(shí)際飛行過程中，會(huì)由于風(fēng)干擾等因素影響，導(dǎo)致制導(dǎo)精度降低，不能滿足目標(biāo)打擊、定點(diǎn)著陸等任務(wù)要求。為解決由于風(fēng)干擾等因素影響，導(dǎo)致制導(dǎo)精度降低的問題，近來(lái)研究人員提出利用過載控制方案解決該問題，雖然該方案具有抗風(fēng)干擾的能力，但一些特定飛行器或特定工作條件對(duì)攻角參數(shù)會(huì)有嚴(yán)格要求的情況，如采用吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)要求攻角控制在特定范圍內(nèi)，又如飛行器在飛行末段對(duì)姿態(tài)有嚴(yán)格約束等問題，過載控制方案就不在適用。故急需一種抗風(fēng)干擾的飛行器控制方法及裝置，能具有抗風(fēng)干擾的能力，從而提高飛行器制導(dǎo)的精度。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
為了解決由于風(fēng)干擾等因素影響，導(dǎo)致制導(dǎo)精度降低的問題，本發(fā)明提供一種抗風(fēng)干擾的飛行器攻角指令補(bǔ)償方法及裝置，能在有風(fēng)條件下通過對(duì)飛行器制導(dǎo)輸出的攻角指令進(jìn)行補(bǔ)償，克服了風(fēng)對(duì)飛行器制導(dǎo)的干擾問題，從而達(dá)到了提高制導(dǎo)精度的目的。本發(fā)明提供的一種抗風(fēng)干擾的飛行器攻角指令補(bǔ)償方法，包括如下步驟：獲取飛行器的加速度平滑值；根據(jù)飛行器制導(dǎo)產(chǎn)生的縱向過載力和側(cè)向過載力，獲取基本攻角指令；根據(jù)飛行器制導(dǎo)產(chǎn)生的縱向過載力、側(cè)向過載力及加速度平滑值，獲得攻角補(bǔ)償指令；根據(jù)所述基本攻角指令及攻角補(bǔ)償指令計(jì)算實(shí)際的制導(dǎo)攻角指令。其中，所述獲取飛行器的加速度平滑值，包括：測(cè)量n個(gè)周期所述飛行器的加速度值對(duì)所述n個(gè)周期所述飛行器的加速度值按照下式進(jìn)行平滑處理，獲得所述飛行器的加速度平滑值其中，表示第i個(gè)周期所述飛行器的加速度值。其中，所述根據(jù)飛行器制導(dǎo)產(chǎn)生的縱向過載力、側(cè)向過載力及加速度平滑值，獲得攻角補(bǔ)償指令Dαcx的方法為：其中，為飛行器制導(dǎo)產(chǎn)生的縱向和側(cè)向過載力，為飛行器的加速度平滑值，m為飛行器質(zhì)量，q為飛行器動(dòng)壓，S為飛行器參考面積，b為飛行器氣動(dòng)系數(shù)。其中，所述飛行器氣動(dòng)系數(shù)根據(jù)所述飛行器的氣動(dòng)特性擬合得到。其中，所述根據(jù)所述基本攻角指令及攻角補(bǔ)償指令計(jì)算實(shí)際的制導(dǎo)攻角指令，包括：將所述基本攻角指令和所述攻角補(bǔ)償指令之和作為所述實(shí)際的制導(dǎo)攻角指令。本發(fā)明還提供了一種抗風(fēng)干擾的飛行器攻角指令補(bǔ)償裝置，包括加速度平滑模塊、基本攻角指令獲取模塊、攻角補(bǔ)償指令獲取模塊和制導(dǎo)攻角指令獲取模塊；所述加速度平滑模塊，用于獲取飛行器的加速度平滑值，并將所述飛行器的加速度平滑值發(fā)送給所述攻角補(bǔ)償指令獲取模塊；所述基本攻角指令獲取模塊，用于根據(jù)飛行器制導(dǎo)產(chǎn)生的縱向過載力和側(cè)向過載力獲取基本攻角指令，并將所述基本攻角指令發(fā)送給所述制導(dǎo)攻角指令獲取模塊；所述攻角補(bǔ)償指令獲取模塊，用于根據(jù)飛行器制導(dǎo)產(chǎn)生的縱向過載力、側(cè)向過載力及所述加速度平滑模塊提供的加速度平滑值，獲得攻角補(bǔ)償指令并發(fā)送給所述制導(dǎo)攻角指令獲取模塊；所述制導(dǎo)攻角指令獲取模塊，用于根據(jù)收到的所述基本攻角指令及攻角補(bǔ)償指令，計(jì)算實(shí)際的制導(dǎo)攻角指令。其中，所述加速度平滑模塊包括：慣性器件，用于測(cè)量n個(gè)周期所述飛行器的加速度值并將測(cè)量的每個(gè)周期的飛行器的加速度值輸出給平滑單元；平滑單元，用于將收到的n個(gè)周期所述飛行器的加速度值按照式進(jìn)行平滑處理，獲得所述飛行器的加速度平滑值并將所述加速度平滑值發(fā)送給所述攻角補(bǔ)償指令獲取模塊；其中，表示第i個(gè)周期所述飛行器的加速度值。其中，所述攻角補(bǔ)償指令獲取模塊根據(jù)下式獲得攻角補(bǔ)償指令Dαcx：其中，為飛行器制導(dǎo)產(chǎn)生的縱向和側(cè)向過載力，為飛行器的加速度平滑值，m為飛行器質(zhì)量，q為飛行器動(dòng)壓，S為飛行器參考面積，b為飛行器氣動(dòng)系數(shù)。本發(fā)明的上述技術(shù)方案的有益效果如下：上述方案中，基于飛行器上慣性器件測(cè)量得到的加速度信息，結(jié)合制導(dǎo)產(chǎn)生的縱向過載力和側(cè)向過載力，能夠很方便的得到由風(fēng)干擾引起的需補(bǔ)償?shù)墓ソ侵噶?。通過該方案可有效消除風(fēng)干擾對(duì)制導(dǎo)的影響，提高制導(dǎo)精度，可直接用于采用攻角控制的各類飛行器制導(dǎo)方案設(shè)計(jì)中。與采用真實(shí)攻角估計(jì)方法相比，該方案不會(huì)受到攻角估計(jì)誤差的影響，因?yàn)楣ソ枪烙?jì)精度除風(fēng)影響外，還會(huì)受到方向力和大氣密度誤差的影響。附圖說明圖1為本發(fā)明實(shí)施例提供的一種抗風(fēng)干擾的飛行器攻角指令補(bǔ)償方法流程示意圖；圖2為獲取飛行器的加速度平滑值方法的流程示意圖；圖3為本發(fā)明提供的一種抗風(fēng)干擾的飛行器攻角指令補(bǔ)償裝置結(jié)構(gòu)示意圖；圖4為加速度平滑模塊的結(jié)構(gòu)示意圖。[附圖標(biāo)記說明]31、加速度平滑模塊；32、基本攻角指令獲取模塊；33、攻角補(bǔ)償指令獲取模塊；34、制導(dǎo)攻角指令獲取模塊；311、慣性器件；312、平滑單元。具體實(shí)施方式為使本發(fā)明要解決的技術(shù)問題、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合附圖及具體實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)描述。圖1為本發(fā)明實(shí)施例提供的一種抗風(fēng)干擾的飛行器攻角指令補(bǔ)償方法流程示意圖，包括如下步驟S101-S104：步驟S101：獲取飛行器的加速度平滑值；步驟S102：根據(jù)飛行器制導(dǎo)產(chǎn)生的縱向過載力和側(cè)向過載力，獲取基本攻角指令；步驟S103：根據(jù)飛行器制導(dǎo)產(chǎn)生的縱向過載力、側(cè)向過載力及加速度平滑值，獲得攻角補(bǔ)償指令；步驟S104：根據(jù)基本攻角指令及攻角補(bǔ)償指令計(jì)算實(shí)際的制導(dǎo)攻角指令。上述方法，可以應(yīng)用于飛行器在有風(fēng)條件下通過對(duì)制導(dǎo)輸出的攻角指令進(jìn)行補(bǔ)償來(lái)提高制導(dǎo)精度，通過該方法，能夠根據(jù)飛行器上慣性器件測(cè)得的加速度信息間接得到由風(fēng)干擾引起的攻角，從而基于該攻角對(duì)制導(dǎo)指令進(jìn)行補(bǔ)償，達(dá)到提高制導(dǎo)精度目的。在一個(gè)實(shí)施例中，如圖2所示，步驟S101可包括如下步驟S201-S202：步驟S201：測(cè)量n個(gè)周期飛行器的加速度值此步驟中，可以通過飛行器上裝有的慣性器件測(cè)量得到飛行器的加速度信息，實(shí)現(xiàn)方式較簡(jiǎn)單。另外n為平滑周期，n可根據(jù)需要選取合適的值。步驟S202：對(duì)n個(gè)周期飛行器的加速度值按照下式進(jìn)行平滑處理，獲得飛行器的加速度平滑值在公式(1)中，表示第i個(gè)周期飛行器的加速度值。在一個(gè)實(shí)施例中，步驟S103中采用以下公式(2)獲得攻角補(bǔ)償指令Dαcx：在公式(2)中，為飛行器制導(dǎo)產(chǎn)生的縱向和側(cè)向過載力，為飛行器的加速度平滑值，m為飛行器質(zhì)量，q為飛行器動(dòng)壓，S為飛行器參考面積，b為飛行器氣動(dòng)系數(shù)。其中，飛行器氣動(dòng)系數(shù)b可以根據(jù)飛行器的氣動(dòng)特性擬合得到。在一個(gè)實(shí)施例中，步驟S104中將獲得的基本攻角指令和攻角補(bǔ)償指令之和作為實(shí)際的制導(dǎo)攻角指令，即：αcx＝αcx0+Dαcx(3)在公式(3)中，αcx為實(shí)際的制導(dǎo)攻角指令，αcx0為基本攻角指令，Δαcx為攻角補(bǔ)償指令。對(duì)應(yīng)于上述實(shí)施例提供的一種抗風(fēng)干擾的飛行器攻角指令補(bǔ)償方法，本發(fā)明實(shí)施例還提供一種抗風(fēng)干擾的飛行器攻角指令補(bǔ)償裝置，如圖3所示，包括：加速度平滑模塊31、基本攻角指令獲取模塊32、攻角補(bǔ)償指令獲取模塊33和制導(dǎo)攻角指令獲取模塊34；加速度平滑模塊31，用于獲取飛行器的加速度平滑值，并將飛行器的加速度平滑值發(fā)送給攻角補(bǔ)償指令獲取模塊33；基本攻角指令獲取模塊32，用于根據(jù)飛行器制導(dǎo)產(chǎn)生的縱向過載力和側(cè)向過載力獲取基本攻角指令，并將基本攻角指令發(fā)送給制導(dǎo)攻角指令獲取模塊34；攻角補(bǔ)償指令獲取模塊33，用于根據(jù)飛行器制導(dǎo)產(chǎn)生的縱向過載力、側(cè)向過載力及加速度平滑模塊提供的加速度平滑值，獲得攻角補(bǔ)償指令并發(fā)送給制導(dǎo)攻角指令獲取模塊34；制導(dǎo)攻角指令獲取模塊34，用于根據(jù)收到的基本攻角指令及攻角補(bǔ)償指令，計(jì)算實(shí)際的制導(dǎo)攻角指令。在一個(gè)實(shí)施例中，如圖4所示，加速度平滑模塊31包括：慣性器件311，用于測(cè)量n個(gè)周期飛行器的加速度值并將測(cè)量的每個(gè)周期的飛行器的加速度值輸出給平滑單元312；平滑單元312，用于將收到的n個(gè)周期飛行器的加速度值按照式進(jìn)行平滑處理，獲得飛行器的加速度平滑值并發(fā)送給攻角補(bǔ)償指令獲取模塊33。其中，表示第i個(gè)周期飛行器的加速度值。上述實(shí)施例提供的裝置中，攻角補(bǔ)償指令獲取模塊33可根據(jù)下式獲得攻角補(bǔ)償指令Δαcx：其中，為飛行器制導(dǎo)產(chǎn)生的縱向和側(cè)向過載力，為飛行器的加速度平滑值，m為飛行器質(zhì)量，q為飛行器動(dòng)壓，S為飛行器參考面積，b為飛行器氣動(dòng)系數(shù)。上述方案中，基于飛行器上慣性器件測(cè)量得到的加速度信息，結(jié)合制導(dǎo)產(chǎn)生的縱向過載力和側(cè)向過載力，能夠很方便的得到由風(fēng)干擾引起的需補(bǔ)償?shù)墓ソ侵噶睢Ｍㄟ^該方案可有效消除風(fēng)干擾對(duì)制導(dǎo)的影響，提高制導(dǎo)精度，可直接用于采用攻角控制的各類飛行器制導(dǎo)方案設(shè)計(jì)中。與采用真實(shí)攻角估計(jì)方法相比，該方案不會(huì)受到攻角估計(jì)誤差的影響，因?yàn)楣ソ枪烙?jì)精度除風(fēng)影響外，還會(huì)受到方向力和大氣密度誤差的影響。以上所述是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來(lái)說，在不脫離本發(fā)明所述原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和潤(rùn)飾，這些改進(jìn)和潤(rùn)飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。