CN111679687A - 一种带有落角约束的导引控制一体化方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种带有落角约束的导引控制一体化方法，包括以下步骤：步骤一，建立带有落角约束角速度的飞行器导引控制一体化模型；步骤二，根据飞行器的导引控制一体化模型和反步滑模控制方法，设计滑膜面和Lyapunov函数；步骤三，根据设计的滑膜面和Lyapunov函数，设计导引控制的控制量；步骤四，根据导引控制的控制量，对飞行器进行控制。本发明通过反步滑模的设计实现飞行器导引控制一体化设计，将制导和控制回路进行联立设计，降低回路响应时间，实现提升控制性能。

Description

一种带有落角约束的导引控制一体化方法

技术领域

本发明属于飞行器控制技术领域，具体涉及一种飞行器末端导引控制一体化的方法。

背景技术

传统飞行器在末制导阶段普遍采用导引和控制回路分离设计方法，为保证频带分离设计原则导引回路响应时间一般较长，造成了飞行器在末制导段时制导控制系统性能及精度降低。

传统飞行器需要分别对导引回路和控制回路进行建模，在一些制导控制一体化设计方法中，能够将导引和控制回路通过过载程序信号联立，但是不能有效的加入落角约束条件。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术中的不足，提供一种带有落角约束的导引控制一体化方法。本发明方案能够解决上述现有技术中存在的问题。

本发明的技术解决方案：

一种带有落角约束的导引控制一体化方法，包括以下步骤：

步骤一，建立带有落角约束角速度的飞行器导引控制一体化模型；

步骤二，根据飞行器的导引控制一体化模型和反步滑模控制方法，设计滑膜面和Lyapunov函数；

步骤三，根据设计的滑膜面和Lyapunov函数，设计导引控制的控制量；

步骤四，根据导引控制的控制量，对飞行器进行控制。

进一步的，所述的飞行器导引控制一体化模型为将飞行器动力学与弹目运动学方程联立得到的模型，此模型含有落角约束角速度并能满足反步滑模控制方法对模型的要求。

进一步的，所述的飞行器导引控制一体化模型在纵向的一体化的数学模型和侧向一体化的数学模型计算方法相同，其纵向的一体化的数学模型如下：

其中，状态变量

u＝δ_z，

A₂₃＝1

其中，

为飞行器视线角速度，α为攻角，R为飞行器与目标点距离，δ_z为俯仰舵偏，V_M为飞行器速度，P为飞行器推力，

为飞行器升力系数相对攻角的导数，

为飞行器俯仰力矩系数相对攻角的导数，

为飞行器俯仰动导系数，

为飞行器升力力矩系数相对舵偏的导数，

为飞行器俯仰舵效系数，Q为动压，S为参考面积，L为参考长度，J_z为俯仰转动惯量，q为视线角，m为飞行器质量，ω_z为飞行器俯仰角速度，ω_d为落角约束角速度，t_go为剩余飞行时间，

为飞行器相对目标点运动速度，q_d为落角约束值。

本发明与现有技术相比的有益效果：

本发明通过引入带落角约束角速度且满足反步滑模控制方法要求的一体化飞行器动力学模型，并通过反步滑模的设计实现飞行器导引控制一体化设计，将制导和控制回路进行联立设计，降低回路响应时间，实现提升控制性能。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。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。

图1示出了根据本发明实施例提供的一种带有落角约束的导引控制一体化方法流程示意图；

图2示出了根据本发明实施例提供的带有落角约束的导引控制一体化方法计算得到的弹道倾角仿真结果示意图；

图3示出了根据本发明实施例提供的带有落角约束的导引控制一体化方法计算得到的相对距离仿真结果示意图；

图4示出了根据本发明实施例提供的带有落角约束的导引控制一体化方法计算得到的攻角仿真结果示意图；

图5示出了根据本发明实施例提供的带有落角约束的导引控制一体化方法计算得到的仿真结果示意图；

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1所示，根据本发明实施例提供一种带有落角约束的导引控制一体化方法，包括以下步骤：

步骤一，建立带有落角约束角速度的飞行器导引控制一体化模型；

为了实现制导控制一体化设计，需要建立制导控制一体化模型，将飞行器动力学与弹目运动学方程联立。以纵向平面动力学特性为例进行设计，常规运动学与动力学模型表达式如下：

其中V_M为飞行器速度，R为飞行器与目标点距离，q为视线角，θ_M为飞行器弹道倾角，α为攻角，

为俯仰角，

为俯仰角速度，δ_z为俯仰舵偏，a₃₄、a₃₃、a₃₅、a₂₂、a₂₄、a₂₅均为动力学系数。

为了建立一体化模型，需要得到运动模型和飞行器动力学之间的联系，对式求导：

上式中，

为飞行器加速度，a_Mx为飞行器速度切向的加速度，a_My为飞行器速度法向的加速度，

为飞行器视线角速度，

为飞行器视线角速度，

为飞行器和目标点相对速度。假设忽略飞行器速度大小的变化和cos(q-θ_m)≈1，上式变为：

通过式便将飞行器运动和动力学建立了关系，之后选取状态变量

u＝δ_z由上式得到一体化的数学模型为：

其中：

A₂₃＝1

其中，P为飞行器推力，

为飞行器升力系数相对攻角的导数，

为飞行器俯仰力矩系数相对攻角的导数，

为飞行器俯仰动导系数，

为飞行器升力力矩系数相对舵偏的导数，

为飞行器俯仰舵效系数，Q为动压，S为参考面积，L为参考长度，J_z为俯仰转动惯量，m为飞行器质量，ω_z为飞行器俯仰角速度，ω_d为落角约束角速度，t_go为剩余飞行时间，

为飞行器相对目标点运动速度。

步骤二，根据飞行器的导引控制一体化模型和反步滑模控制方法，设计滑膜面和Lyapunov函数，并设计导引控制的控制量；

在一个实施例中，为了便于进行反步滑模一体化控制律设计，将上述纵向平面制导控制一体化数学模型简化为如下形式：

其中f₁(x₁)为A₁₁x₁/A₁₂，f₂(x₂)为A₂₂x₂/A₂₃，Δ₁、Δ₂与Δ₃为系统不确定性误差，均存在定常上界即：

式中的M₁、M₂、M₃根据飞行器飞行包络进行选取。

针对公式9中的三个变量，根据反步滑模控制方法，定义滑模面s₁＝x₁-x_1c与Lyapunov函数

其中x_1c为x₁的期望值，本例中为x_1c的值为0。在计算中，期望x₁→x_1c即s₁→0，则需要满足

在本实施例中，

设计虚拟控制量

当x₂→x_2c时，

满足：

根据反步滑模控制方法，定义滑模面s₂＝x₂-x_2c与Lyapunov函数

在计算中，期望x₂→x_2c即s₂→0，则需要满足

在本实施例中，

设计虚拟控制量

使

小于零，当x₃→x_3c时，

满足：

根据反步滑模控制方法，定义滑模面s₃＝x₃-x_3c与Lyapunov函数

在计算中，期望x₃→x_3c即s₃→0，需要满足

在本实施例中，

设计控制量

使

小于零，此时

满足：

其中，

Φ_i＞0为常数，是滑模面的宽度，选为0.1。

此外，以上各式虚拟控制量和控制量中的增益k₁、k₂、k₃对导弹制导控制起到不同的作用。其中k₁通过视线角速度的调整改变攻角的虚拟控制量大小，从而控制飞行器过载，k₂，k₃通过改变俯仰角速度对系统进行稳定性调整。

经过对弹道视线角速度变化进行分析，k₁在弹道初段应取值较小，之后逐步增大，因此k₁取为：

在本实施例中k₂，k₃分别取为8和15。在本实施例中，飞行器为轴对称，所以偏航通道的设计与俯仰通道一致，k₁、k₂、k₃取值与俯仰通道一致。

步骤三，通过选择上述的控制量与虚拟控制量，能够保证系统稳定并实现控制目标。

在本实施例中，对制导控制一体化方法进行六自由度仿真验证，目标选取距离飞行器30km，z向1000m处，初始q为36°，落角约束为-90°，加入4个方向的风干扰，仿真结果如图2-图5所示，可以看到，采用导引控制一体化方法能够适应风干扰的影响，准确击中目标点，脱靶量均小于1m，并且终端落角在-90°左右，满足设计要求，相对于传统导引方法能够更快的在初始段使用大攻角，降低回路响应时间。

综上，本发明通过引入带落角约束角速度且满足反步滑模控制方法要求的一体化飞行器动力学模型，并通过反步滑模的设计实现飞行器导引控制一体化设计，将制导和控制回路进行联立设计，降低回路响应时间，实现提升控制性能。

以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种带有落角约束的导引控制一体化方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

步骤一，建立带有落角约束角速度的飞行器导引控制一体化模型；

步骤二，根据飞行器的导引控制一体化模型和反步滑模控制方法，设计滑膜面和Lyapunov函数；

步骤三，根据设计的滑膜面和Lyapunov函数，设计导引控制的控制量；

步骤四，根据导引控制的控制量，对飞行器进行控制。

2.根据权利要求1所述的一种带有落角约束的导引控制一体化方法，其特征在于，所述的飞行器导引控制一体化模型为将飞行器动力学与弹目运动学方程联立得到的模型，此模型含有落角约束角速度并能满足反步滑模控制方法对模型的要求。

3.根据权利要求2所述的一种带有落角约束的导引控制一体化方法，其特征在于，所述的飞行器导引控制一体化模型在纵向的一体化的数学模型和侧向一体化的数学模型计算方法相同，其纵向的一体化的数学模型如下：

其中，状态变量

u＝δ_z，

其中，

为飞行器视线角速度，α为攻角，R为飞行器与目标点距离，δ_z为俯仰舵偏，V_M为飞行器速度，P为飞行器推力，

为飞行器升力系数相对攻角的导数，

为飞行器俯仰力矩系数相对攻角的导数，

为飞行器俯仰动导系数，

为飞行器升力力矩系数相对舵偏的导数，

为飞行器俯仰舵效系数，Q为动压，S为参考面积，L为参考长度，J_z为俯仰转动惯量，q为视线角，m为飞行器质量，ω_z为飞行器俯仰角速度，ω_d为落角约束角速度，t_go为剩余飞行时间，

为飞行器相对目标点运动速度，q_d为落角约束值。

4.根据权利要求1所述的一种带有落角约束的导引控制一体化方法，其特征在于，所述的控制量为：

其中，a₃₂、a₃₃为动力学系数，

s₁＝x₁-x_1c，

Φ_i＞0为常数，是滑模面的宽度，M₁、M₂、M₃为系统不确定性误差的上限，k₁、k₂、k₃为虚拟控制量和控制量中的增益。

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