CN109471454B - 一种指定攻击倾角的微型作业飞行器的末端制导段进入方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种指定攻击倾角的微型作业飞行器的末端制导段进入方法，对具有攻击落角约束的地面固定目标，结合微型作业飞行器自身机载捷联寻的器小视场范围的限制，设计期望的指定倾角攻击轨迹；微型作业飞行器通过导航系统测量自身的飞行姿态、相对地面高度、速度和地理三维坐标信息，将飞行器自身位置信息与期望攻击轨迹比对，导引控制飞行器到期望轨迹上，使飞行器弹体轴基本对准固定攻击目标，开始从中制导巡航段进入末端攻击段。本发明通过设计一种非线性滑模变结构控制率，满足了使微型飞行器的飞行方向向期望轨迹平滑过渡的要求，提高了系统的准确性和抗干扰能力。

Description

一种指定攻击倾角的微型作业飞行器的末端制导段进入方法

技术领域

本发明属于飞行器导航、制导的技术领域，具体涉及一种指定攻击倾角的微型作业飞行器的末端制导段进入方法。

背景技术

微小型无人飞行器因不用考虑人的承受力、人员伤亡等突出优势而广泛应用与军事与民用领域，例如监视、侦查、定位、电子战及毁伤评估等军事领域，以及人工降雨、气象观测、应急救援、森林防火、环境监测等民事领域，具有广阔的军用和民用前景。

军用微小型无人作业飞行器的主要功能包括侦察、监视、干扰和攻击等。通过在微型飞行器上加装红外摄像机和光电摄像机等寻的传感器，使其具有侦察和末端打击的能力。由于受到体积和重量的限制，微型飞行器一般使用固联在飞行器上的捷联寻的器，无法安装随动电机，使得其不具有随动伺服跟踪目标的能力，并且其视场范围有限，只有在目标进入其视场后具有小范围的高精度测量功能。

加装捷联寻的器的微型作业飞行器，为了有效击中目标，只有保证在最末段攻击过程中飞行器的弹体轴基本对准目标的前提下，才能保证寻的器的正常工作。另外，为了提高飞行器携带战斗部的毁伤效果，微型作业飞行器一般还附带提出指定落角(指定攻击倾角)的攻击方式。因此针对微小型无人作业飞行器技术特点的特殊性，本发明给出了一种微型飞行器从巡航飞行段进入到具有指定攻击倾角的末端制导段的有效方法。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明能够很好的满足微型作业飞行器在体积、结构和视场受限的前提下，有效进入末端攻击制导阶段，为降低飞行器及寻的器结构和重量提供了技术可能。

本发明提供了一种指定攻击倾角的微型作业飞行器的末端制导段进入方法，其特征在于对具有攻击落角约束的地面固定目标，结合微型作业飞行器自身机载捷联寻的器小视场范围的限制，设计期望的指定倾角攻击轨迹；微型作业飞行器通过导航系统(如惯性传感器器件和卫星GPS接收机等设备)联合使用测量自身的飞行姿态、相对地面高度、速度和地理三维坐标信息，将飞行器自身位置信息与期望攻击轨迹比对，导引控制飞行器到期望轨迹上，使飞行器弹体轴基本对准固定攻击目标，开始从中制导巡航段进入末端攻击段，当机载红外 /光电等捷联寻的器捕获目标后，开启末端导引模式。

优选地，所述导引控制飞行器到期望轨迹上的具体方法为通过设计收敛的飞行弹道轨迹非线性变结构滑模控制率，以使得飞行器能够进入指向目标的期望指定攻击(轨迹)方向的飞行弹道。

具体地，所述导航系统包括如惯性传感器器件和卫星GPS接收机。

进一步地，所述收敛的飞行弹道轨迹非线性变结构滑模控制率的设计具体步骤包括：

S1、测量微型作业飞行器相对地面惯性坐标系的姿态角、位置和速度信息：微型作业飞行器相对地面惯性坐标系的姿态角信息通常由惯性传感器来测量，而三维世界位置和平移速度通常由卫星全球定位系统(GPS)测量；

S2、设定飞行器的期望攻击轨迹：针对具有攻击落角约束的地面固定目标，设计一条与水平地面期望指定倾角θ_d的直线轨迹；

S3、建立飞行器与期望攻击轨迹关系的运动学、动力学方程及状态方程：在小攻角假设条件下，飞行器弹体轴线指向飞行速度方向，定义飞行器M的速度V方向与水平面的夹角为飞行航迹倾角θ，逆时针方向为正。飞行器与目标的距离为L，飞行器与目标的视线角为σ。设r是飞行器与期望直线轨迹的垂向距离，定义飞行速度V(向量)与指定倾角θ_d的直线轨迹的相对夹角θ_E如下：

θ_E＝θ_d-θ (1)

建立飞行器与期望攻击轨迹关系的运动学及动力学方程如下：

其中

代表飞行器与代表直线轨迹垂向距离的导数，

代表飞行速度方向与直线轨迹相对夹角的导数，

代表飞行速度方向的导数，

代表直线轨迹倾角的导数，a_y代表飞行器法向过载指令，令控制量u代表飞行器法向过载指令a_y，可以得到状态方程如下：

；

S4、中末制导阶段交接转换：在中末制导阶段交接转换时，微型飞行器由中制导巡航段向末端攻击段过渡过程中，应使飞行航迹倾角θ与指定倾角θ_d直线轨迹方向的相对夹角θ_E在一定范围χ_max角度内，平滑过渡到期望攻击轨迹上；并且考虑微型飞行器捷联寻的器小视场范围的限制，在过渡过程结束后，应使飞行器弹体轴向沿期望指令角攻击轨迹指向目标；

S5、设计鲁棒性强的非线性滑模变结构控制率，采用该控制率导引飞行器飞行轨迹满足弹体轴向沿期望指令角攻击轨迹指向目标的要求。

具体地，所述S5步骤设计鲁棒性强的非线性滑模变结构控制率具体步骤如下，

根据滑模变结构控制率设计理论，该控制策略的系统“结构”并不固定，可以在动态过程中根据系统当前的状态(如状态偏差及其各阶导数等)有目的的不断变化，迫使系统按照预定的“滑模面”(误差振动在滑模面附近)的状态轨迹运动；

设计的中末制导交接转换控制的目标是使状态变量r和θ_E收敛到零，同时考虑抵抗外界风等因素的干扰和状态量|θ_E|≤χ_max的约束，非线性滑模变结构控制率的滑模面s设计如下：

s＝θ_E+α*arctan(β*r)＝0 (6)

其中α，β为待设计的控制参数，星号“*”代表称号(后续公式中星号均代表乘号)。

当状态方程运行到滑模面s＝0时，有：

θ_E＝-α*arctan(β*r) (7)

由上式的数学关系可知，参数β影响θ_E变化的快慢，设计参数取β＞0，大小可以根据需要设置；当飞行器与期望指定倾角θ_d曲线的垂直距离r由大至小变化时，相对夹角θ_E始终满足如下关系：

设计参数α满足

满足状态量|θ_E|≤χ_max的约束；

由滑模变结构控制率设计理论，状态方程运行在滑模面s上的控制率u_eq，满足滑模面导数

的条件，即

其中

代表滑模面导数。将状态方程式(4)和式(5)代入到上式(11)中，得到

由滑模变结构控制率设计理论，为使系统状态在干扰下偏离滑模面时能够趋近滑模面，提高系统鲁棒性，添加线性趋近率，完整的滑模变结构控制率如下：

其中k为待设计的滑模控制器参数，函数sgn(s)为符号函数，满足

综上所述，最后设计的实际应用中的控制率为

其中，在实际飞行过程中，微型飞行器速度V由机载传感器进行测量，设测量值为

具体地，所述非线性滑模变结构控制率控制参数的选取具体步骤如下，

通过李雅普诺夫Lyapunov稳定性定理来证明非线性滑模变结构控制率控制参数的选取范围(满足此范围即可)，根据滑模变结构控制率理论，在存在外界干扰时，吸引系统状态变量趋近到滑模面 s＝0上，要求滑模s满足如下关系：

根据上式，设计的滑模变结构控制率需要满足

设李雅普诺夫Lyapunov函数W

由李雅普诺夫稳定性定理，当李雅普诺夫Lyapunov函数的导数

时，系统是稳定的

当

时，满足

即滑模变结构控制器参数k取

系统在初始状态下的状态最终会到达滑模面s＝0。

系统沿选定航线角指令的轨迹时，选定的李雅普诺夫函数及其导数满足：

根据李雅普诺夫稳定性定理，当李雅普诺夫函数正定大于零，李雅普诺夫函数的导数负定小于零时，系统稳定。

本发明针对地面固定的攻击目标，通过设计收敛的飞行弹道轨迹非线性变结构滑模控制率，以使得飞行器能够进入指向目标的期望指定攻击方向的飞行弹道，然后在捷联寻的器正常工作捕获目标后下，完成中末制导的交接转换，从而能够很好的满足微型作业飞行器在体积、结构和视场受限的前提下，有效进入末端攻击制导阶段，为降低飞行器及寻的器结构和重量提供了技术可能，提高系统的可靠性和准确性。

通过设计一种非线性滑模变结构控制率，满足了使微型飞行器的飞行方向向期望轨迹平滑过渡的要求，提高了系统的准确性和抗干扰能力。更进一步地，在设计的非线性滑模变结构控制率中，通过李雅普诺夫定理证明了非线性滑模变结构控制率中控制器控制参数选取的规则和需满足的参数范围条件，通常控制率确定后控制器即确定，提高了系统的实用性。

附图说明

图1为本发明飞行器(机体)、目标T、期望攻击直线轨迹及纵向水平地面坐标系的关系图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方案对本发明作进一步详细说明。以下实施例仅是说明性的，并不构成对本发明的限制。

一种指定攻击倾角的微型作业飞行器的末端制导段进入方法，对具有攻击落角约束的地面固定目标，结合微型作业飞行器自身机载捷联寻的器小视场范围的限制，设计期望的指定倾角攻击轨迹；微型作业飞行器通过导航系统，为惯性传感器器件和卫星GPS接收机等设备，联合使用测量自身的飞行姿态、相对地面高度、速度和地理三维坐标信息，将飞行器自身位置信息与期望攻击轨迹比对，导引控制飞行器到期望轨迹上，使飞行器弹体轴基本对准固定攻击目标，开始从中制导巡航段进入末端攻击段，当机载红外/光电等捷联寻的器捕获目标后，开启末端导引模式。所述导引控制飞行器到期望轨迹上的具体方法为通过设计收敛的飞行弹道轨迹非线性变结构滑模控制率，以使得飞行器能够进入指向目标的期望指定攻击(直线轨迹)方向的飞行弹道。

本发明方法中涉及到的飞行器(机体)、目标T、期望攻击直线轨迹及纵向水平地面坐标系的关系图如图1所示，指定攻击倾角的微型作业飞行器的末端制导段进入方法，具体步骤如下：

(1)设计指定攻击倾角期望轨迹的非线性滑模变结构控制率

如图1所示，微型作业飞行器相对地面惯性坐标系的姿态角信息通常由惯性传感器(陀螺仪、加速度计、惯性测量单元)来测量，而三维世界位置和平移速度通常由卫星全球定位系统(GPS)测量。

如图1所示，本发明针对具有攻击落角约束的地面固定目标T，设计一条与水平地面期望指定倾角θ_d的直线轨迹。在小攻角假设条件下，飞行器弹体轴线指向飞行速度方向，定义飞行器M的速度V方向与水平面的夹角为飞行航迹倾角θ，逆时针方向为正。飞行器与目标的距离为L，飞行器与目标的视线角为σ。设r是飞行器与期望直线轨迹的垂向距离，定义飞行速度V(向量)与指定倾角θ_d的直线轨迹的相对夹角θ_E如下：

θ_E＝θ_d-θ (1)

建立飞行器与期望攻击直线轨迹关系的运动学及动力学方程如下：

其中

代表飞行器与代表直线轨迹垂向距离的导数，

代表飞行速度方向与直线轨迹相对夹角的导数，

代表飞行速度方向的导数，

代表直线轨迹倾角的导数，a_y代表飞行器法向过载指令，令控制量u代表飞行器法向过载指令a_y，可以得到状态方程如下：

在中末制导阶段交接转换时，微型飞行器由中制导巡航段向末端攻击段过渡过程中，应使飞行航迹倾角θ与指定倾角θ_d直线轨迹方向的相对夹角θ_E在一定范围χ_max角度内，平滑过渡到期望攻击轨迹上；并且考虑微型飞行器捷联寻的器小视场范围的限制，在过渡过程结束后，应使飞行器弹体轴向沿期望指令角攻击轨迹指向目标。

本发明采用鲁棒性强的非线性滑模变结构控制率，根据滑模变结构控制率设计理论，这种控制策略的系统“结构”并不固定，可以在动态过程中根据系统当前的状态(如状态偏差及其各阶导数等)有目的的不断变化，迫使系统按照预定的“滑模面”的状态轨迹运动。

本发明设计的中末制导交接转换控制的目标是使状态变量r和θ_E收敛到零，同时考虑抵抗外界风等因素的干扰和状态量|θ_E|≤χ_max的约束，非线性滑模变结构控制率的滑模面s设计如下：

s＝θ_E+α*arctan(β*r)＝0 (6)

其中α，β为待设计的控制参数，星号“*”代表称号(后续公式中星号均代表乘号)。

当状态方程运行到滑模面s＝0时，有：

θ_E＝-α*arctan(β*r) (7)

由上式的数学关系可知，参数β影响θ_E变化的快慢，设计参数取β＞0，大小可以根据需要设置；当飞行器与期望指定倾角θ_d曲线的垂直距离r由大至小变化时，相对夹角θ_E始终满足如下关系：

设计参数α满足

满足状态量|θ_E|≤χ_max的约束。

由滑模变结构控制率设计理论，状态方程运行在滑模面s上的控制率u_eq，满足滑模面导数

的条件，一般误差振动在滑模面附近，即

其中

代表滑模面导数。将状态方程式(4)和式(5)代入到上式 (11)中，得到

由滑模变结构控制率设计理论，为使系统状态在干扰下偏离滑模面时能够趋近滑模面，提高系统鲁棒性，添加线性趋近率，完整的滑模变结构控制率如下：

其中k为待设计的滑模控制器参数，函数sgn(s)为符号函数，满足

综上所述，本发明最后设计的实际应用中的控制率为

其中，在实际飞行过程中，微型飞行器速度V由机载传感器进行测量，设测量值为

(2)非线性滑模变结构控制率控制参数的选取

本发明通过李雅普诺夫Lyapunov稳定性定理来证明非线性滑模变结构控制率控制参数的选取范围，满足此范围即，根据滑模变结构控制率理论，在存在外界干扰时，吸引系统状态变量趋近到滑模面 s＝0上，要求滑模s满足如下关系：

根据上式，设计的滑模变结构控制率需要满足

设李雅普诺夫Lyapunov函数W

由李雅普诺夫稳定性定理，当李雅普诺夫Lyapunov函数的导数

时，系统是稳定的

当

时，满足

即滑模变结构控制器参数k取

系统在初始状态下的状态最终会到达滑模面s＝0。

系统沿选定航线角指令的轨迹时，选定的李雅普诺夫函数及其导数满足：

根据李雅普诺夫Lyapunov稳定性定理，当李雅普诺夫函数正定大于零，李雅普诺夫函数的导数负定小于零时，系统稳定。当考虑捷联寻的器小视场范围的限制时，在中末制导阶段的过渡飞行过程后，在本发明设计的微型飞行器在设计的控制率作用下，飞行器飞行轨迹满足弹体轴向沿期望指令角攻击轨迹指向目标的要求。

本发明不仅局限于上述具体实施方式，本领域一般技术人员根据本发明公开的内容，可以采用其它多种具体实施方式实施本发明，因此，凡是采用本发明的设计结构和思路，做一些简单的变化或更改的设计，都落入本发明保护的范围。

Claims (2)

1.一种指定攻击倾角的微型作业飞行器的末端制导段进入方法，其特征在于对具有攻击落角约束的地面固定目标，结合微型作业飞行器自身机载捷联寻的器小视场范围的限制，设计期望的指定倾角攻击轨迹；微型作业飞行器通过导航系统测量自身的飞行姿态、相对地面高度、速度和地理三维坐标信息，将飞行器自身位置信息与期望的指定倾角攻击轨迹比对，导引控制飞行器到期望轨迹上，使飞行器弹体轴基本对准固定攻击目标，开始从中制导巡航段进入末端攻击段；

所述导引控制飞行器到期望轨迹上的具体方法为通过设计收敛的飞行弹道轨迹非线性变结构滑模控制率，以使得飞行器能够进入指向目标的期望指定攻击轨迹方向的飞行弹道；

所述导航系统包括惯性传感器器件和卫星GPS接收机；

所述收敛的飞行弹道轨迹非线性变结构滑模控制率的设计具体步骤包括：

S1、测量微型作业飞行器相对地面惯性坐标系的姿态角、位置和速度信息：微型作业飞行器相对地面惯性坐标系的姿态角信息通常由惯性传感器来测量，而三维世界位置和平移速度通常由卫星全球定位系统GPS测量；

S2、设定飞行器的期望的指定倾角攻击轨迹：针对具有攻击落角约束的地面固定目标，设计一条与水平地面期望的指定倾角攻击轨迹；

S3、建立飞行器与期望的指定倾角攻击轨迹关系的运动学、动力学方程及状态方程：在小攻角假设条件下，飞行器弹体轴线指向飞行速度方向，定义飞行器M的速度V方向与水平面的夹角为飞行航迹倾角θ，逆时针方向为正，飞行器与目标的距离为L，飞行器与目标的视线角为σ，设r是飞行器与期望直线轨迹的垂向距离，定义飞行速度V向量与指定倾角θ_d的直线轨迹的相对夹角θ_E如下：

θ_E＝θ_d-θ (1)

建立飞行器与期望的指定倾角攻击轨迹关系的运动学及动力学方程如下：

其中

代表飞行器与代表直线轨迹垂向距离的导数，

代表飞行速度方向与直线轨迹相对夹角的导数，

代表飞行速度方向的导数，

代表直线轨迹倾角的导数，a_y代表飞行器法向过载指令，令控制量u代表飞行器法向过载指令a_y，可以得到状态方程如下：

S4、中末制导阶段交接转换：在中末制导阶段交接转换时，微型飞行器由中制导巡航段向末端攻击段过渡过程中，应使飞行航迹倾角θ与指定倾角θ_d直线轨迹方向的相对夹角θ_E在一定范围χ_max角度内，平滑过渡到期望的指定倾角攻击轨迹上；并且考虑微型飞行器捷联寻的器小视场范围的限制，在过渡过程结束后，应使飞行器弹体轴向沿期望指令角攻击轨迹指向目标；

S5、设计鲁棒性强的非线性滑模变结构控制率，采用该控制率导引飞行器飞行轨迹满足弹体轴向沿期望指令角攻击轨迹指向目标的要求；

所述S5步骤设计鲁棒性强的非线性滑模变结构控制率具体步骤如下，

根据滑模变结构控制率设计理论，控制策略的系统“结构”并不固定，可以在动态过程中根据系统当前的状态有目的的不断变化，迫使系统按照预定的“滑模面”的状态轨迹运动；

设计的中末制导交接转换控制的目标是使状态变量r和θ_E收敛到零，同时考虑抵抗外界风因素的干扰和状态量|θ_E|≤χ_max的约束，非线性滑模变结构控制率的滑模面s设计如下：

s＝θ_E+α*arctan(β*r)＝0 (6)

其中α，β为待设计的控制参数，星号“*”代表乘号；

当状态方程运行到滑模面s＝0时，有：

θ_E＝-α*arctan(β*r) (7)

由上式的数学关系可知，参数β影响θ_E变化的快慢，设计参数取β＞0，大小可以根据需要设置；当飞行器与期望指定倾角θ_d曲线的垂直距离r由大至小变化时，相对夹角θ_E始终满足如下关系：

设计参数α满足

满足状态量|θ_E|≤χ_max的约束；

由滑模变结构控制率设计理论，状态方程运行在滑模面s上的控制率u_eq，满足滑模面导数

的条件，即

其中

代表滑模面导数； 将状态方程式(4)和式(5)代入到上式(11)中，得到

由滑模变结构控制率设计理论，为使系统状态在干扰下偏离滑模面时能够趋近滑模面，提高系统鲁棒性，添加线性趋近率，完整的滑模变结构控制率如下：

其中k为待设计的滑模控制器参数，函数sgn(s)为符号函数，满足

综上所述，最后设计的实际应用中的控制率为

其中，在实际飞行过程中，微型飞行器速度V由机载传感器进行测量，设测量值为

2.根据权利要求1所述的末端制导段进入方法，其特征在于所述非线性滑模变结构控制率控制参数的选取具体步骤如下，

通过李雅普诺夫Lyapunov稳定性定理来证明非线性滑模变结构控制率控制参数的选取范围，根据滑模变结构控制率理论，在存在外界干扰时，吸引系统状态变量趋近到滑模面s＝0上，要求滑模s满足如下关系：

根据上式，设计的滑模变结构控制率需要满足

设李雅普诺夫Lyapunov函数W

由李雅普诺夫稳定性定理，当李雅普诺夫Lyapunov函数的导数

时，系统是稳定的

当

时，满足

即滑模变结构控制器参数k取

系统在初始状态下的状态最终会到达滑模面s＝0；

系统沿选定航线角指令的轨迹时，选定的李雅普诺夫函数及其导数满足：

根据李雅普诺夫稳定性定理，当李雅普诺夫函数正定大于零，李雅普诺夫函数的导数负定小于零时，系统稳定。

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