一种带有落角约束的飞行器制导方法
文献发布时间：2023-06-19 19:30:30
技术领域
本发明涉及飞行器控制技术领域，尤其是涉及一种带有落角约束的飞行器制导方法。
背景技术
对于多数飞行器，制导律的作用是产生合适的制导命令导引飞行器以零脱靶量击中目标。然而，对于有些飞行器，除了要求精准飞向目标外，还需要在命中时刻以一个特定角度攻击目标来增强毁伤效果。
例如，在攻击航空母舰等防御性较强的目标时，需要根据其甲板防御装甲的位置来选择薄弱部位进行攻击，这样可以有效摧毁其甲板下的核心设施，这就需要飞行器具备指定角度入射打击的能力。
再例如，在渡海登陆作战中，敌方的重要目标大量背对大陆，面向太平洋的反斜面洞库之中，这就要求飞行器有以大落角命中目标的能力。
现有的飞行器制导控制方法，难以实现大落角，或在大落角情况下抖振明显，精确度出现严重下降，抗过载能力差。
发明内容
针对上述现有技术中存在的问题，本发明提出了一种带有落角约束的飞行器制导方法。
为了实现上述目的，本发明提供的一种带有落角约束的飞行器制导方法，其采用基于落角约束的非奇异终端滑模面的过载指令，控制飞行器以期望落角进攻目标。
本发明的一种带有落角约束的飞行器制导方法所具有的有益效果包括：
(1)本发明提供的方法采用非奇异终端滑模面，削弱了传统滑模控制带来的高频抖振现象，提升了命中精度鲁棒性；
(2)本发明提供的方法能够使飞行器以期望落角命中目标，使其发挥最大效能；
(3)本发明提供的方法能够实时观测目标的机动情况，而且减少超调量。
附图说明
图1示出根据本发明的一种带有落角约束的飞行器制导方法流程示意图；
图2示出根据本发明实施例1～4中仿真轨迹结果图；
图3示出根据本发明实施例1～4中仿真弹目视线角变化结果图；
图4示出根据本发明实施例1～4中仿真弹目视线角速率变化结果图；
图5示出根据本发明实施例1～4中仿真过载指令结果图；
图6示出根据本发明实施例3、对比例1中仿真轨迹结果图；
图7示出根据本发明实施例3、对比例1中仿真弹目视线角变化结果图；
图8示出根据本发明实施例3、对比例1中仿真弹目视线角速率变化结果图；
图9示出根据本发明实施例3、对比例1中仿真过载指令变化结果图；
图10示出根据本发明实施例3中自适应有限时间观测器输出超调量的结果图；
图11示出根据本发明对比例2中传统的有限时间收敛扰动观测器输出超调量的结果图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的较佳实施例进行详细阐述，以使本发明的优点和特征能更易于被本领域技术人员理解，从而对本发明的保护范围做出更为清楚明确的界定。
需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括……”限定的要素，并不排除在包括要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
其中，某些飞行器在攻击目标时，不仅希望获得最小脱靶量，还希望命中目标时的姿态最佳，以使其发挥最大效能。
但是，现有的飞行器制导控制方法，难以实现大落角，或在大落角情况下抖振明显，精确度出现严重下降，抗过载能力差。
为了解决上述问题，本发明提供了一种带有落角约束的飞行器制导方法。该方法采用基于落角约束的非奇异终端滑模面的过载指令，控制飞行器以期望落角进攻目标。该方法能够显著削弱抖振，提高飞行器的打击精度和稳定性，缩短收敛时间。
本发明的实施环境包括：卫星导航模块接收卫星信号并解算，获得飞行器与目标之间的相对距离r、飞行器的速度倾角γ
INS模块包括陀螺仪和加速度计，陀螺仪测量飞行器的姿态，加速度计测量飞行器的加速度，通过对加速度数值积分获得飞行器的位置和飞行器的速度V
具体地，本发明提供的一种带有落角约束的飞行器制导方法，如图1所示，主要包括以下步骤：
S101、建立飞行器和目标的运动模型。
优选地，该运动模型可以通过式一表示：
其中，r表示飞行器与目标之间的相对距离；V
在本发明中，对飞行器的运动状态建立非线性二维制导模型，引入了目标的运动信息，能够准确判断攻击机动目标条件下的非线性关系，具有较强普适性。
S102、确定基于视线角的滑模面。
在本发明中，根据运动模型，设定两个系统状态变量，分别为e
进一步地，e
其中，a
本发明的制导方法基于滑模变结构控制，在滑模变结构控制中，滑模面的选取对控制效果有极大影响。
优选地，滑模变结构控制为非奇异终端滑模。滑模面为非奇异终端滑模面。
非奇异终端滑模具有强鲁棒性，高精度，收敛速度快且不存在奇异问题的优点，使得获得的过载指令能够快速收敛，从而使得飞行器的弹目视线角跟踪误差、弹目视线角速率快速收敛至零，进而使得飞行器命中目标时的实际落角与期望落角相同。
更优选地，滑模面s可以通过式三表示：
s＝e
其中，sig(·)表示符号函数；k
在本发明中，滑模面不仅使得实际落角与期望落角快速收敛，还能够规避奇异的问题。
在式三中，sig
进一步地，经过大量的实验，并结合设计经验，确定了滑模面的参数为：k
经研究发现，在滑模变结构控制中，普遍存在着抖振现象。这主要是由于过载指令中含有不连续的切换控制律，在滑模面到达零点时，执行机构由于惯性作用，其速率难以衰减到零点，使得系统状态不断穿越滑模面导致的。
抖振会降低系统的稳定精度和鲁棒性，甚至可能激发未建模动态，破坏系统稳定性。
本发明，对滑模面进行了改进，不仅进一步提高了精度、降低了抖振，还使得飞行器的实际落角与期望落角快速收敛。
S103、设定趋近律。
在本发明中，通过设定独特的趋近律，提升滑模变控制的收敛速度。
优选地，该趋近律可以通过式四表示：
其中，
本发明的趋近律是快速幂次趋近律，由于加了幂次项，因此动态响应更快，收敛速度提高。选择合适的b
其中，b
经研究发现，当b
S104、根据滑模面和趋近律，获得飞行器的过载指令。
具体地，该飞行器的过载指令可以通过式五表示：
其中，a
在本发明中，飞行器在末制导段不仅能够避免高频抖动，而且能够实现落角约束，从而对目标进行精准打击。
由于目标沿着弹目视线角方向的加速度a
经研究发现，利用观测器能够在有限时间内准确估计目标沿着弹目视线角方向的加速度a
令
其中，z
ε表示预设参数，优选地，0＜ε＜1，例如ε＝0.7；
ρ
其中，
更优选地，ρ
ρ
其中，c
R(t)表示预设的自适应增益辅助量；优选地，
其中，τ表示预设的自适应增益的变化速率，优选地，0＜τ＜1，例如，τ＝0.1。
在本发明中，利用自适应有限时间扩张状态观测器不仅可以实时观测目标的机动情况，而且明显减少其输出的超调量。
实施例
实施例1
进行仿真实验，设定目标初始位置x
首先，建立飞行器和目标的运动模型。
该运动模型通过式一表示：
其中，r表示飞行器与目标之间的相对距离；V
其次，确定基于视线角的滑模面。
设定两个系统状态变量，分别为e
e
其中，a
滑模面s通过式三表示：
s＝e
其中，sig(·)表示符号函数；k
再次，设定趋近律。
该趋近律通过式四表示：
其中，
最后，根据滑模面和趋近律，获得飞行器的过载指令。
具体地，该飞行器的过载指令通过式五表示：
根据自适应有限时间扩张状态观测器观测出目标沿着弹目视线角方向的加速度a
自适应有限时间扩张状态观测器通过式六表示：
其中，z
其中，
ε＝0.7；
ρ
ρ
其中，c1＝0.8；c
其中，τ＝0.1。
飞行器的具体仿真结果如图2～5、10所示。
实施例2
与实施例1相似的仿真实验，区别仅在于，飞行器期望落角λ
飞行器的具体仿真结果如图2～5所示。
实施例3
与实施例1相似的仿真实验，区别仅在于，飞行器期望落角λ
飞行器的具体仿真结果如图2～5所示。
实施例4
与实施例1相似的仿真实验，区别仅在于，飞行器期望落角λ
飞行器的具体仿真结果如图2～5所示。
从图2～5中可以看出，在本发明的过载指令下，飞行器均能在期望落角下进攻目标，并且弹目视线角跟踪误差及弹目视线角速率均能够在有限时间内收敛到零。
对比例
对比例1
与实施例3相似的仿真实验，区别仅在于，
飞行器的过载指令通过下式表示：
其中，K＝400、α＝5、β＝0.9。
飞行器的具体仿真结果如图6～9所示。
从图6～9可以看出，本实施例3的过载指令是非光滑的连续控制信号，能够很好的抑制对比例1存在的高频抖振现象。
对比例2
与实施例3相似的仿真实验，区别仅在于，采用传统的有限时间收敛扰动观测器获得目标沿着弹目视线角方向的加速度，其中传统的有限时间收敛扰动观测器通过下式表示：
v
v
其中，z
飞行器的具体仿真结果如图11所示。
从图10～11可以看出，对比例2虽然能有效观测目标的加速度，但是前期超调量过大，最高能够达到130左右。而本实施例3的自适应有限时间观测器的前期超调量明显减少。
以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。