CN109343563A - 考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统及方法，该系统中设置有制导控制模块，在该制导控制模块中添加有考虑落角约束的滑模控制部分和双层自适应控制部分，使得该制导控制模块能够在舵机失效及目标机动的情况下控制飞行器，并且在约束飞行器落角的情况下控制飞行器与目标相遇。

Description

考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统及方法

技术领域

本发明涉及制导控制技术领域，具体涉及一种考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统及方法。

背景技术

在飞行器制导控制领域，舵机失效是诸多设备扰动之中最为严重的一种，由于大多数飞行器是依靠舵机对机体进行控制，一旦出现舵机失效，轻则会影响机体稳定，重则会引起机体失控，造成无法预料的严重后果。考虑诸多实际制导控制需求，落角约束是其中极其重要的一个。满足落角约束可以有效的提高拦截几率和拦截效果。因此，考虑舵机失效及落角约束是制导控制系统设计过程中无法回避的问题。

针对以上问题，本发明人对现有的飞行器制导控制系统做了深入的研究，在结合双层自适应滑模控制方法的基础上，计出一种能够满足舵机失效及落角约束的飞行器控制系统及控制方法。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统及方法，该系统中设置有制导控制模块，在该制导控制模块中添加有考虑落角约束的滑模控制部分和双层自适应控制部分，使得该制导控制模块能够在舵机失效及目标机动的情况下控制飞行器，并且在约束飞行器落角的情况下控制飞行器与目标相遇，通过在状态方程中引入考虑舵机失效及目标机动引起的扰动来给出更为合理的制导指令，进而通过制导指令抵消舵机失效及目标机动引起的扰动对飞行器的不良影响，通过在导引律中引入多变量滑模面，来保证视线角速率收敛至0，视线角收敛至期望落角，进而以约束落角与目标相遇，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供一种考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统，该系统能够在舵机失效及目标机动的情况下控制飞行器，并且在约束飞行器落角的情况下控制飞行器与目标相遇。

本发明所具有的有益效果包括：

(1)在根据本发明提供的考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统及方法中，在考虑舵机失效及目标机动的基础上进行制导控制，并实现对目标的拦截；

(2)在根据本发明提供的考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统及方法中，引入了变量滑模面，该滑模面可以保证视线角速率收敛至0，视线角收敛至期望落角，即以期望落角实现对目标的拦截；

(3)在根据本发明提供的考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统及方法能够在有限时间实现对目标的拦截。

附图说明

图1a给出了情形1时，传统的PNGL在有无舵机失效因素影响下俯仰方向视线角的变化曲线，

图1b给出了情形1时，传统的PNGL在有无舵机失效因素影响下偏航方向视线角的变化曲线，

图2a给出了情形1时，本发明提供的制导控制模块在有无舵机失效因素影响下俯仰方向视线角的变化曲线，图2a1给出了图2a中的有舵机失效因素影响下视线角的变化曲线，图2a2给出了图2a中的无舵机失效因素影响下视线角的变化曲线；

图2b给出了情形1时，本发明提供的制导控制模块在有无舵机失效因素影响下偏航方向视线角的变化曲线，图2b1给出了图2b中的有舵机失效因素影响下视线角的变化曲线，图2b2给出了图2b中的无舵机失效因素影响下视线角的变化曲线；

图3给出了情形1时，飞行器在三种制导控制系统的导引下对目标拦截的飞行曲线，

图4a给出了情形1时，飞行器在三种制导控制系统的导引下俯仰方向视线角速率的变化曲线，

图4b给出了情形1时，飞行器在三种制导控制系统的导引下偏航方向视线角速率的变化曲线，

图5a给出了情形1时，飞行器在三种制导控制系统的导引下俯仰方向视线角的变化曲线，

图5b给出了情形1时，飞行器在三种制导控制系统的导引下偏航方向视线角的变化曲线，

图6a给出了情形1时，飞行器在三种制导控制系统的导引下俯仰方向过载的变化曲线，

图6b给出了情形1时，飞行器在三种制导控制系统的导引下偏航方向过载的变化曲线，

图7a给出了情形2时，传统的PNGL在有无舵机失效因素影响下俯仰方向视线角的变化曲线，

图7b给出了情形2时，传统的PNGL在有无舵机失效因素影响下偏航方向视线角的变化曲线，图7b1给出了图7b中的有舵机失效因素影响下视线角的变化曲线，图7b2给出了图7b中的无舵机失效因素影响下视线角的变化曲线；

图8a给出了情形2时，本发明提供的制导控制模块在有无舵机失效因素影响下俯仰方向视线角的变化曲线，图8a1给出了图8a中的有舵机失效因素影响下视线角的变化曲线，图8a2给出了图8a中的无舵机失效因素影响下视线角的变化曲线；

图8b给出了情形2时，本发明提供的制导控制模块在有无舵机失效因素影响下偏航方向视线角的变化曲线，图8b1给出了图8b中的有舵机失效因素影响下视线角的变化曲线，图8b2给出了图8b中的无舵机失效因素影响下视线角的变化曲线；

图9给出了情形2时，飞行器在三种制导控制系统的导引下对目标拦截的飞行曲线，

图10a给出了情形2时，飞行器在三种制导控制系统的导引下俯仰方向视线角速率的变化曲线，

图10b给出了情形2时，飞行器在三种制导控制系统的导引下偏航方向视线角速率的变化曲线，

图11a给出了情形2时，飞行器在三种制导控制系统的导引下俯仰方向视线角的变化曲线，

图11b给出了情形2时，飞行器在三种制导控制系统的导引下偏航方向视线角的变化曲线，

图12a给出了情形2时，飞行器在三种制导控制系统的导引下俯仰方向过载的变化曲线，

图12b给出了情形2时，飞行器在三种制导控制系统的导引下偏航方向过载的变化曲线，

图13a和图13b共同给出本发明提供的制导控制系统中，在期望视线角φ_d＝25°时，θ_d分别为5°，15°，25°，35°，45°和60°时，飞行器拦截目标的飞行曲线。

图14a和图14b共同给出本发明提供的制导控制系统中，在不同期望落角下飞行器视线角的变化过程。

图15a和图15b共同给出本发明提供的制导控制系统中，在期望视线角θ_d＝45°时，φ_d分别为-10°，5°，15°，30°和45°时飞行器拦截目标的飞行曲线。

图16a和图16b共同给出本发明提供的制导控制系统中，在不同期望落角下飞行器视线角的变化过程。

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。

根据本发明提供的考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统，该系统能够在目标机动的情况下控制飞行器，优选地，能够在舵机失效及目标机动的情况下控制飞行器，并且在约束飞行器落角的情况下控制飞行器与目标相遇；

所述舵机失效是指舵机在运行过程中突然失效或者停转，所述目标可以是地面物体，也可以是空中飞行的物体，所述约束飞行器落角优选为飞行器以5°-60°角度与目标相遇。

在一个优选的实施方式中，该系统包括制导控制模块，通过该制导控制模块计算需用过载，控制舵机工作，该制导控制模块可以通过传感器测得的飞行器与目标的相对距离r，相对速度俯仰视线角θ_L，偏航视线角φ_L进行导引，避免舵机扰动，同时实现以期望角度拦截目标。

其中，该制导控制模块采用下式(一)中的状态方程控制飞行器：

其中，

F表示弹目相对运动系统矩阵，r表示弹目相对距离，表示弹目相对速度，θ_L表示俯仰方向的视线角，φ_L表示偏航方向的视线角，表示俯仰方向的视线角速度，表示偏航方向的视线角速度，表示俯仰方向的视线角速度的平方，表示俯仰方向的视线角加速度，表示偏航方向的视线角加速度，B表示控制矩阵，a_M表示控制量，a_Mθ表示飞行器在三维坐标系下俯仰方向的加速度，a_Mφ表示飞行器在三维坐标系下偏航方向的加速度，d为考虑舵机失效及目标机动引起的扰动。

本申请中的α₀、β₀、τ、a、γ、l₀、r₀、ε₀、b₁、b₂、b₃和μ均为系统灌装的固定值，在计算过程中都是已知量；

其中，优选地，考虑舵机失效及目标机动引起的扰动d通过下式(二)获得：

本发明中通过在状态方程中引入d，使得状态方程的输出量成为在考虑舵机失效及目标机动引起的扰动的基础上的输出量，能够通过计算抵消掉该扰动，输出更为合理的控制指令；

其中，表示舵机失效引起的扰动，即舵机失效的表达式，通过下式(三)获得：

Δ表示为目标机动引起的扰动，通过下式(四)获得：

上述式(二)、(三)、(四)中，表示飞行器加速度，g_i(i＝θ,φ)表示舵机扰动在俯仰和偏航方向上随时间变化的曲线，通过下式(五)获得；

a_i＞0，表示舵机失效变化系数，i表示俯仰和偏航方向，t表示时间，T表示舵机失效出现的时刻，f表示舵机失效的状态，表示俯仰和偏航方向出现舵机失效的时刻。为舵机失效系数；a_Tθ表示飞行器在三维坐标系下俯仰方向的加速度，a_Tφ表示飞行器在三维坐标系下偏航方向的加速度。

在一个优选的实施方式中，该系统中制导控制模块的导引律通过下式(六)获得：

其中，表示导引律，u表示等效控制量，可等于Ba_M，u(t)表示随时间变化的等效控制量，s表示多变量滑模面，y为微分算子，表示其中的高阶量，Φ(s,L)表示自适应律，α(t)和β(t)表示自适应控制参数。

所述导引律是指在飞行器飞行过程中，引导飞行器飞行的导引方法，该导引律用于存在舵机失效及落角约束的情形下，控制飞行器飞行；

优选地，所述多变量滑模面s通过下式(七)获得：

其中，x＝[x₁,x₂]^T表示视线角误差，x₁＝θ_L-θ_d表示俯仰方向视线角误差，x₂＝φ_L-φ_d表示偏航方向视线角误差，表示视线误差角速率，θ_d表示俯仰方向的期望视线角，φ_d表示偏航方向的期望视线角，b₁，b₂和b₃都为设计参数。

该滑模面可以保证视线角速率收敛至0，视线角收敛至期望落角。滑模变结构控制的原理，是根据系统所期望的动态特性来设计系统的切换超平面，通过滑动模态控制器使系统状态从超平面之外向切换超平面收束。系统一旦到达切换超平面，控制作用将保证系统沿切换超平面到达系统原点，这一沿切换超平面向原点滑动的过程称为滑模控制。由于系统的特性和参数只取决于设计的切换超平面而与外界干扰没有关系，所以滑模变结构控制具有很强的鲁棒性。而该超平面即为滑模面，选择俯仰与偏航方向的视线角误差为控制量，则可以保证视线角误差延滑模面达到系统原点，收敛至0，此时视线角收敛至期望视线角。另外该滑模控制选择super-twisting型滑模控制，可以保证控制量及其一阶导数收敛至0，而当视线角误差收敛至0，其导数亦收敛至0，由于视线角误差中的期望视线角为常值，视线角误差变化率即为视线角速度，当视线角误差速率收敛至0时，视线角速度亦收敛至0。

为滑模面s对时间的导数，可通过下式(十二)获得：

为系统补偿，通过下式(十三)获得

通过计算设计获得滑模控制器，进而获得实际导引律。

在一个优选的实施方式中，自适应控制参数α(t)和β(t)通过下式(八)获得：

其中，L(t)表示自适应参数，α₀表示自适应系数，β₀表示自适应系数。

自适应律Φ(s,L)通过下式(九)获得：

其中，表示自适应参数导数。

自适应参数L(t)自适应参数L(t)通过下式(十)获得：

L(t)＝l₀+l(t) (十)

其中，l₀＝col(l₁,l₂)，l₀表示自适应参数初值，l₁和l₂为设计参数，l(t)表示自适应参数时变参数，通过下式(十一)获得：

l(t)＝-ρ(t)sign(δ(t)) (十一)

式中ρ(t)表示自适应时变参数，δ(t)表示自适应变量。

优选的，自适应参数L(t)满足为初始扰动对应的自适应律，自适应律设计过程中需要保证在控制过程中自适应律恒大于初值。L₀为正实数，表示扰动的变化率。

优选的，ρ(t)＝q₀+q(t)；

其中，q₀＝col(q₀,q₀)表示定常数，位于等号左侧的黑体q₀表示矩阵，位于等号右侧的q₀数值q₀表示数值，q(t)表示自适应时变参数，γ为设计参数，且γ＞0；

表示控制变量估计值，ε表示自适应系数，a表示自适应系数。

在一个优选的实施方式中，对式(十二)行调整得到下式(十四)：

设定并将之代入式(十四)中，进而得到下式(十五)

令C₀＝[1 0],

其中，P为半正定矩阵，且满足p₁＞0，p₂＞0和ξ(t)表示双层自适应参数L(t)在有限时间收敛至扰动d对时间的导数。通过上式对误差进行估计，进而用于导引律设计。

调整式(十五)得到下式(十六)

其中，

取李雅普诺夫函数所述自适应控制参数系数α₀和β₀满足下式(十七)

在一个优选的实施方式中，可由低通滤波器测量获得，变量δ(t)对时间的导数为

其中，表示自适应时变系数，I₂表示2×2单位矩阵，

双层自适应参数L(t)可使得导引律在舵机失效的情形下，引导飞行器在有限时间内以期望落角拦截目标，拦截时间满足：

T_reach表示拦截过程的飞行时间，V^1/2(0)表示李雅普诺夫函数初值，γ表示λ_min(P)表示设计自适应参数的P矩阵的最小值。

本发明中，通过在状态方程中添加考虑舵机失效及目标机动引起的扰动，在导引律中引入多变量滑模面，使得制导控制模块能够在舵机失效及目标机动的情况下控制飞行器，并且在约束飞行器落角的情况下控制飞行器与目标相遇。

实验例：

通过仿真模拟，分析对比本申请提供的制导控制模块与现有的制导控制模块相比的优点，具体来说，分别选择现有技术中已有的考虑舵机失效的有限时间收敛导引律(FTCL)和常用的比例导引制导(PNGL)作为两个对照组；

考虑舵机失效的有限时间收敛导引律(FTCL)可用下式表示，

a_M＝B^-1{-f(x)+u},

其中，k_i(t),(i＝1,2,3,4)为自适应增益，定义如下，

自适应律为：

m＞0，L≥0，ε为一个极小的值，保证L有界；

常数c_i(i＝1,2,3,4)满足，

其中，c₁＝1，c₂＝0.5，c₃＝2，c₄＝1，ε＝0.2，m＝0.8t。

PNGL定义如下：

其中，比例系数N₁＝8，N₂＝8。

本项实验例中给出了两种具有代表性的目标机动情形，

情形1：目标机动为常数：

a_Tθ＝-30m/s²，a_Tφ＝-30m/s²

情形2：目标机动为正弦曲线：

a_Tθ＝-20sin(2πt)m/s²，a_Tφ＝-20sin(2πt)m/s²；

初始条件为：

初始距离：r(0)＝9000m；

初始相对速度：

初始弹-目视线角：θ(0)＝π/6，φ(0)＝π/12

初始弹-目视线角速率：

期望落角：θ_d＝π/4，φ_d＝π/12。

在本实例中，本发明的设计参数如下表所示，

当目标以情形1形式运动时：

图1a、图1b给出了传统的PNGL在有无舵机失效因素影响下视线角的变化曲线。从图1a、图1b可看出，舵机失效对导引律的影响很明显。

图2a、图2b给出了本发明提供的制导控制模块在有无舵机失效因素影响下视线角的变化曲线，从图中看出，本发明可以有效避免舵机失效对制导控制系统的影响。图2a1给出了图2a中的有舵机失效因素影响下视线角的变化曲线，图2a2给出了图2a中的无舵机失效因素影响下视线角的变化曲线；图2b1给出了图2b中的有舵机失效因素影响下视线角的变化曲线，图2b2给出了图2b中的无舵机失效因素影响下视线角的变化曲线。

图3给出了飞行器在三种制导控制系统的导引下对目标拦截的飞行曲线。从图中可以看出，在三种制导控制方法均能导引飞行器拦截目标，但是飞行轨迹并不相同。

图4a、图4b给出了飞行器在三种制导控制系统的导引下视线角速率的变化曲线。三种制导控制系统均能够使得飞行器的视线角速度收敛至0。

图5a、5b给出了飞行器在三种制导控制系统的导引下视线角的变化曲线，从中可以看出只有发明给出的制导控制模块能以期望落角拦截目标。另外依据本发明提供的制导控制模块，计算获得的收敛时间T_reach＝52.14s，而真实收敛时间为均小于15s，不足计算获得的收敛时间的三分之一，可以认为是实现了有限时间。

图6a、6b给出了飞行器在三种制导控制系统的导引下过载的变化曲线，从图中可以看出三种制导控制方法的产生的过载均在合理的范围之内。

当目标以情形2形式运动时，

图7a、7b给出了，传统的PNGL在有无舵机失效因素影响下视线角的变化，从图中可以看出舵机失效对导引律的影响很明显。图7b1给出了图7b中的有舵机失效因素影响下视线角的变化曲线，图7b2给出了图7b中的无舵机失效因素影响下视线角的变化曲线。

图8a、8b给出了本发明提供的制导控制模块在有无舵机失效因素影响下视线角的变化曲线，从图中看出本发明提供的方法依旧可以有效解决舵机失效对制导控制系统的影响；图8a1给出了图8a中的有舵机失效因素影响下视线角的变化曲线，图8a2给出了图8a中的无舵机失效因素影响下视线角的变化曲线；图8b1给出了图8b中的有舵机失效因素影响下视线角的变化曲线，图8b2给出了图8b中的无舵机失效因素影响下视线角的变化曲线。

图9给出了飞行器在三种制导控制系统的导引下对目标拦截的飞行曲线，从拦截飞行曲线可以看出在三种制导控制方法依旧以不同的飞行轨迹导引飞行器拦截目标。

图10a、图10b给出了飞行器在三种制导控制系统的导引下视线角速率的变化曲线，从图10a、图10b给出的视线角速率的变化曲线中可以看出飞行器的视线角速度收敛至0。

从图11a、图11b给出了飞行器在三种制导控制系统的导引下视线角的变化曲线，从图11a、图11b的视线角的变化曲线可以看出依旧只有发明提出的制导控制模块能以期望落角拦截目标。另外依据本发明提供的制导控制方法，计算获得的收敛时间T_reach＝63.27s，而真实收敛时间为均小于12s，不足计算收敛时间的五分之一，可以认为是实现了有限时间。

图12a、图12b给出了飞行器在三种制导控制系统的导引下过载的变化曲线，结合图12a、图12b给出的过载的变化曲线可以看出三种制导控制方法的产生的过载依旧在合理的范围之内。

针对本发明提供的制导控制系统：

图13a给出了期望视线角φ_d＝25°时，θ_d分别为5°，25°和45°时，飞行器拦截目标的飞行曲线；图13b给出了期望视线角φ_d＝25°时，θ_d分别为15°，35°和60°时，飞行器拦截目标的飞行曲线。从图中可以看出当期望落角发生变化时，弹道曲线也产生变化。

图14a和图14b给出了不同期望落角下飞行器视线角的变化过程。从图中可以飞行器实现角均收敛至期望落角，且时间小于计算时间的三分之一。

图15a给出了期望视线角θ_d＝45°时，φ_d分别为-10°，15°和45°时飞行器拦截目标的飞行曲线；图15b给出了期望视线角θ_d＝45°时，φ_d分别为5°，15°和30°时飞行器拦截目标的飞行曲线。从图中可以看出当期望落角发生变化时，弹道曲线也产生变化。

图16a和图16b给出了不同期望落角下飞行器视线角的变化过程。从图中可以飞行器实现角均收敛至期望落角，且时间小于计算时间的三分之一。

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。

Claims (10)

1.一种考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统，其特征在于，该系统能够在目标机动的情况下控制飞行器，并且在约束飞行器落角的情况下控制飞行器与目标相遇。

2.根据权利要求1所述的制导系统，其特征在于，

该系统能够在舵机失效及目标机动的情况下控制飞行器，并且在约束飞行器落角的情况下控制飞行器与目标相遇。

3.根据权利要求1所述的制导系统，其特征在于，

该系统的制导控制模块采用下式(一)中的状态方程控制飞行器：

其中，

F表示弹目相对运动系统矩阵，r表示弹目相对距离，表示弹目相对速度，θ_L表示俯仰方向的视线角，φ_L表示偏航方向的视线角，表示俯仰方向的视线角速度，表示偏航方向的视线角速度，表示俯仰方向的视线角加速度，表示偏航方向的视线角加速度，B表示控制矩阵，a_M表示控制量，a_Mθ表示飞行器在三维坐标系下俯仰方向的加速度，a_Mφ表示飞行器在三维坐标系下偏航方向的加速度，d为考虑舵机失效及目标机动引起的扰动。

4.根据权利要求3所述的制导系统，其特征在于，

考虑舵机失效及目标机动引起的扰动d通过下式(二)获得：

其中，表示舵机失效的表达式，通过下式(三)获得：

Δ表示为目标机动引起的扰动，通过下式(四)获得：

上述式(二)、(三)、(四)中，表示飞行器加速度，g_i(i＝θ,φ)表示舵机扰动随时间变化的曲线，通过下式(五)获得；

a_i＞0，表示舵机失效变化系数，t表示时间，T表示舵机失效的初始时间，a_Tθ表示飞行器在三维坐标系下俯仰方向的加速度，a_Tφ表示飞行器在三维坐标系下偏航方向的加速度。

5.根据权利要求1所述的制导系统，其特征在于，

该系统的导引律通过下式(六)获得：

其中，表示导引律，u表示等效控制量，u(t)表示等效控制量，s表示多变量滑模面，y为微分算子，表示其中的高阶量，Φ(s,L)表示自适应律，α(t)和β(t)表示自适应控制参数；

优选地，所述多变量滑模面s通过下式(七)获得：

其中，x＝[x₁,x₂]^T表示视线角误差，x₁＝θ_L-θ_d表示俯仰方向视线角误差，x₂＝φ_L-φ_d表示偏航方向视线角误差，表示视线误差角速率，θ_d表示俯仰方向的期望视线角，φ_d表示偏航方向的期望视线角，b₁，b₂和b₃都为设计参数。

6.根据权利要求5所述的制导系统，其特征在于，

自适应控制参数α(t)和β(t)通过下式(八)获得：

其中，L(t)表示自适应参数，α₀表示自适应系数，β₀表示自适应系数。

7.根据权利要求5所述的制导系统，其特征在于，

自适应律Φ(s,L)通过下式(九)获得：

其中，表示自适应参数导数。

8.根据权利要求6所述的制导系统，其特征在于，

自适应参数L(t)通过下式(十)获得：

L(t)＝l₀+l(t) (十)

其中，l₀＝col(l₁,l₂)，l₀表示自适应参数初值，l₁和l₂为设计参数，l(t)表示自适应参数时变参数，通过下式(十一)获得：

l(t)＝-ρ(t)sign(δ(t)) (十一)

式中ρ(t)表示自适应时变参数，δ(t)表示自适应变量。

9.根据权利要求8所述的制导系统，其特征在于，

其中，ρ(t)＝q₀+q(t)；

其中，q₀＝col(q₀,q₀)表示定常数，q(t)表示自适应时变参数，γ为设计参数，且γ＞0；

表示控制变量估计值，ε表示自适应系数，a表示自适应系数。

10.一种考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导方法，其特征在于，该方法中采用如权利要求1-9所述的系统控制飞行器。