CN111399529A - 一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法，属于飞行器飞行制导技术领域，首先，在于采用导引头设备测量飞行器的视线角，采用陀螺仪测量飞行器的偏航角。然后采用一阶滤波器构造视线角近似微分信号，然后与视线角信号组成一类非线性滑模信号。同时设置前置条件获取前置角，分别与视线角与偏航角进行比较得到前置误差信号与视线姿态误差信号，再分别积分得到积分信号，然后组成一类基于误差的非线性滑模信号。最终对基于视线角与基于误差的两类非线性滑模信号进行非线性重组，得到最终的非线性滑模与前置综合导引信号，输送给姿态角稳定系统实现精确导引。该方法的优点是导引精度高且鲁棒性好，适应性强。

Description

一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法

技术领域

本发明属于飞行器飞行制导领域，尤其是涉及一种基于非线性滑模与前置导引的飞行器复合制导方法。

背景技术

飞行器的导引方法在早期有比例导引、前置导引、平行导引、追踪导引等等。其中前置导引由于具有很好的命中精度直至今天仍然有很广泛的应用。而比例导引由于控制方式简单，而且与过载控制体制的飞行器非常好匹配，从而也具有比较广泛的应用。而随着测量技术与计算机技术的发展，目前的导引方法越来越多地引入了较多的现代控制技术进行复合。非线性滑模方法由于具有很好的鲁棒性而被控制领域的工程师所喜爱，在很多工业控制领域都有很好的应用。基于上述背景技术，本发明通过将前置导引与比例导引进行复合，同时采用非线性滑模方法将两类导引方式进行信号综合，实现了对目标的高精度导引。该方法具有物理意义明确、实现方式简单、对目标适应性好、精度高的优点，具有很高的工程应用价值。

需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法，进而至少在一定程度上克服传统导引方法的鲁棒性不强与适应性不强的问题。

本发明提供了一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法，包括以下步骤：

步骤S10：采用导引头测量飞行器与目标之间的视线角信息，同时采用陀螺仪测量飞行器偏航角信息；

步骤S20：根据所述的视线角信号，构造一阶滤波微分器，求取视线角的近似微分信号；

步骤S30：根据所述的视线角信号与偏航角信号以及前置条件，求取前置角，同时根据信号之间的比较，得到前置误差信号与视线姿态误差信号；

步骤S40：根据所述的视线角信号、视线角近似微分信号构建基于视线角的非线性滑模信号；

步骤S50：根据所述的前置角误差信号、视线姿态误差信号构建基于误差角的非线性滑模信号；

步骤S60：根据所述的基于视线角与误差角的非线性滑模信号，进行非线性叠加，组成最终的非线性滑模与前置综合导引律，输送给飞行器偏航通道姿态稳定系统，实现对预定目标的精确制导。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的视线角信号，构造一阶滤波微分器，求取视线角的近似微分信号包括：

其中q为视线角信号，

为差分信号，

表示

的第n个数据，y_d为视线角微分增速信号，T₁为数据间的时间间隔参数，T₂为一阶滤波器的时间常数，其详细设计见后文实施。

为一阶滤波器的输出信号，也是所求的视线角信号的近似微分信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的视线角信号与偏航角信号以及前置条件，求取前置角，同时根据信号之间的比较，得到前置误差信号与视线姿态误差信号包括：

a₂|q|≤|ψ|≤a₁|q|；

e₀＝ψ-ψ₀；

e₁＝q-ψ；

其中a₁、a₂为前置参数，为常值，详见后文案例实施。ψ₀为前置角，也就是t₀时刻的偏航角ψ值。t₀是飞行器首次满足a₂|q|≤|ψ|≤a₁|q|的时刻。q为视线角信息，ψ为飞行器的偏航角。e₀为前置角误差信号，e₁为视线姿态误差信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的视线角信号、视线角近似微分信号构建基于视线角的非线性滑模信号包括：

其中q为视线角信号、

为视线角近似微分信号，s₁为基于视线角的非线性滑模信号，c₁、c₂、c₃为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的前置角误差信号、视线姿态误差信号构建基于误差角的非线性滑模信号包括：

d₀＝∫e₀dt；

d₁＝∫e₁dt；

s₂＝s₂₁+s₂₂；

其中e₀为前置角误差信号，d₀为前置角误差积分信号，dt为对时间信号积分。e₁为视线姿态误差信号，d₁为视线姿态误差积分信号，s₂为基于误差角的非线性滑模信号，c₄、c₅、c₆、c₇、c₈、c₉为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的基于视线角与误差角的非线性滑模信号，进行非线性叠加，组成最终的非线性滑模与前置综合导引律包括：

其中s₁为基于视线角的非线性滑模信号，s₂为基于误差角的非线性滑模信号，ψ^d为非线性滑模与前置综合导引信号，k₁、k₂、ε₁、ε₂为常值参数，其详细设置见后文案例实施。

在此基础上，将ψ^d提供给飞行器的姿态稳定跟踪系统，使得飞行器偏航角跟踪前置综合导引信号，即可实现对目标的精确制导。

有益效果

本发明提供一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法，其独特之处在于采用了一类新型的非线性滑模对前置角误差、姿态角误差以及视线角与视线角微分信号进行重组，使得得到的导引律具有滑模控制的鲁棒性好的优点。同时，非线性滑模的独特构成方式，使得其信号有界性控制与参数选取比较简单，而且由于非线性滑模提供了强大的适应能力，使得导引律对不同的目标位置、目标速度等，都有很好的命中精度，而制导参数无需调整。因而使得本发明所提供方法具有很高的工程应用价值。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。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是本发明提供的一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法的设计实施流程图；

图2是本发明实施例所提供方法的飞行器视线角信号曲线(单位：度)；

图3是本发明实施例所提供方法的飞行器偏航角信号曲线(单位：度)；

图4是本发明实施例所提供方法的飞行器视线角近似微分信号(无单位)；

图5是本发明实施例所提供方法的飞行器前置角信号曲线(单位：度)；

图6是本发明实施例所提供方法的飞行器前置误差信号曲线(单位：度)；

图7是本发明实施例所提供方法的飞行器视线姿态误差信号曲线(单位：度)；

图8是本发明实施例所提供方法的非线性滑模与前置综合导引信号曲线(无单位)；

图9本发明实施例所提供方法的飞行器偏航舵偏角曲线(单位：度)；

图10是本发明实施例所提供方法的飞行器侧滑角曲线(单位：度)；

图11本发明实施例所提供方法的飞行器与目标运动轨迹(单位：米)；

图12本发明实施例所提供方法的器目距离曲线(单位：米)；

图13本发明实施例所提供方法对新目标(4400，1，650)制导时的飞行器与目标运动轨迹(单位：米)；

图14本发明实施例所提供方法对新目标(4400，1，650)制导时的脱靶量(单位：米)。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本发明将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本发明的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本发明的技术方案而省略所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知技术方案以避免喧宾夺主而使得本发明的各方面变得模糊。

本发明一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法，其主要通过前置条件获取前置角并与偏航角以及视线角对比形成相应的误差信号，并通过误差的积分信号构成基于误差的非线性滑模信号；另一方面同时通过视线角与视线角的近似微分构成基于视线角的非线性滑模信号。最终仅通过两类非线性滑模信号进行非线性组合，即组成最终的复合导引规律，即可实现飞行器对目标的精确导引。该方法的优点在于非线性滑模具有很好的鲁棒性与对目标的良好适应性，同时非线性滑模的构成方式比较简单，同时物理意义明确。

以下，将结合附图对本发明实例实施例中提及的一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法进行解释以及说明。参考图1所示，一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法可以包括以下步骤：

步骤S10：采用导引头测量飞行器与目标之间的视线角信息，同时采用陀螺仪测量飞行器偏航角信息。

具体的，首先采用导引头测量飞行器与目标之间的视线角信息，记作q，然后采用姿态陀螺仪测量飞行器的偏航角，记作ψ。

步骤S20：根据所述的视线角信号，构造一阶滤波微分器，求取视线角的近似微分信号。

具体的，首先根据所述的视线角信号q，求解其差分信号，记作

其计算方式如下：

其中

表示

的第n个数据，q(n)表示

的第n个数据，q(n-1)表示q的第n-1个数据，其它的数据说明类似，不再累述。

其次，求解视线角微分增速信号，记作y_d，其求解过程如下：

其中T₁为数据间的时间间隔参数，T₂为一阶滤波器的时间常数，其详细设计见后文实施。其中

的计算见下一步说明。

最后，计算一阶滤波器的输出信号，记作

其计算方式如下：

最终

即为视线角信号的近似微分信号。

步骤S30：根据所述的视线角信号与偏航角信号以及前置条件，求取前置角，同时根据信号之间的比较，得到前置误差信号与视线姿态误差信号。

具体的，首先设置前置条件为飞行器偏航角ψ与视线角q首次满足如下前置条件的时刻，记作t₀：

a₂|q|≤|ψ|≤a₁|q|；

其中a₁、a₂为前置参数，为常值，详见后文案例实施。选取t₀时刻的偏航角ψ值为前置角，记作ψ₀。

然后，根据视线角与前置角信号进行比较，得到前置角误差信号，记作e₀，其比较方式为e₀＝ψ-ψ₀；

最后，根据视线角与偏航角信号进行比较，得到视线姿态误差信号，记作e₁，其比较方式为e₁＝q-ψ。

步骤S40：根据所述的视线角信号、视线角近似微分信号构建基于视线角的非线性滑模信号；

具体的，根据视线角信号q、视线角近似微分信号

构建基于视线角的非线性滑模信号，记作s₁。

其中c₁、c₂、c₃为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤S50：根据所述的前置角误差信号、视线姿态误差信号构建基于误差角的非线性滑模信号；

具体的，首先，根据所述的前置角误差信号e₀进行积分，得到前置角误差积分信号，记作d₀，其积分方式如下：

d₀＝∫e₀dt；

其中dt为对时间信号积分。

其次，根据所述的视线姿态误差信号e₁进行积分，得到视线姿态误差积分信号，记作d₁，其积分方式如下；

d₁＝∫e₁dt；

其中dt为对时间信号积分。

最后，根据所述的前置角误差信号、视线姿态误差信号、前置角误差积分信号、视线姿态误差积分信号构造基于误差角的非线性滑模信号，记作s₂，其计算方式如下：

s₂＝s₂₁+s₂₂；

其中c₄、c₅、c₆、c₇、c₈、c₉为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤S60：根据所述的基于视线角与误差角的非线性滑模信号，进行非线性叠加，组成最终的非线性滑模与前置综合导引律，输送给飞行器偏航通道姿态稳定系统，实现对预定目标的精确制导。

具体的，根据所述的基于视线角的非线性滑模信号s₁以及基于误差角的非线性滑模信号s₂，构造如下的非线性滑模与前置综合导引律，记作ψ^d，其计算方式如下：

其中k₁、k₂、ε₁、ε₂为常值参数，其详细设置见后文案例实施。

然后，将该非线性滑模与前置综合导引律输送给飞行器偏航通道姿态控制系统，与飞行器偏航角进行比较，得到偏航误差信号，记作e_ψ，其计算方式为：e_ψ＝ψ^d-ψ。后续飞行器姿态稳定系统，可以采用PID控制方法或者其它方法，根据所求的偏航误差信号e_ψ反馈，消除姿态偏差，使得e_ψ趋近于0，即可实现飞行器的精确导引。有关姿态控制系统的控制律选取非本发明保护的内容，可自由选取各种方法进行设计，本发明后续案例中采用广为采用的PID控制规律实现姿态稳定，主要是为了保证完整性，从而验证导引方法设计的正确性。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

为验证本发明例所提供方法的有效性，进行以下的案例仿真。首先设置飞行器初始位置为三维坐标为(0，0，0)，目标的初始位置三维坐标为(6400，1，450)。而目标速度设定为在水平面内运动，速度大小为34m/s，方向为与x轴方向成15度。

在步骤S10中，采用导引头测量飞行器与目标的视线角信号如图2所示。飞行器的偏航角信号如图3所示。

在步骤S20中，选取T₁＝0.001，T₂＝0.2，根据所述的视线角信号，构造一阶滤波微分器，求取视线角的近似微分信号如图4所示。

在步骤S30中，选取a₁＝0.8，a₂＝0.81，得到前置角信号如图5所示，同时根据信号之间的比较，得到前置误差信号如图6所示，得到视线姿态误差信号如图7所示。

在步骤S40中，选取c₁＝2、c₂＝2、c₃＝1，在步骤S50中，选取c₄＝0.5、c₅＝0.8、c₆＝0.4、c₇＝0.5、c₈＝0.4、c₉＝0.3。

在步骤S60中，选取k₁＝0.8、k₂＝1.4、ε₁＝3、ε₂＝3，得到最终的非线性滑模与前置综合导引信号如图8所示。输送给飞行器姿态稳定回路，得到的偏航舵偏角如图9所示，飞行器侧滑角如图10所示，飞行器与目标的相对运动曲线如图11所示，飞行器与目标的相对距离曲线如图12所示。

由图8可以看出，飞行器的舵偏角小于8度，从而没有超出舵偏角的限制，而由图10可以看出，飞行器的偏航角也变化平稳，没有剧烈颤振。而由图6与图7可以看出，系统不确定性估计值在最终的导引律中占有很大的比例，从而可以看出不确定性的估计在导引律对干扰、初始位置变化等起到了很大的稳定调节作用。图12的脱靶量曲线以及后续的目标位置改变的仿真实验也验证了这一点。这是其它方法所难以保证的。

由图2可以看出视线角信号在末端出现视线角信号增大的情况。这是接近目标时，飞行器与目标的相对视线角急剧增大的原因产生的，是正常现象。由图3可以看出飞行器的偏航角最大不超过10度，由图5可以看出前置角信号大约在15s时截取，从而在后续保持不变。由图9可以看出，飞行器的最大舵偏角不超过10度，而且最大舵偏角出现在最后时刻。而图10可以看出侧滑角不超过2.5度，图11可以看出飞行器与目标在末端准确相遇，由图12可以看出，飞行器最终的脱靶量为0.8米。然后我们更改目标位置为(4400，1，650)，此时飞行器与目标的相对运动态势图如图13所示。而脱靶量为0.75，如图14所示。从而可以看出，由于非线性滑模面方法的采用，使得本发明所提供的方法鲁棒性非常好，对目标位置的变化具有很好的适应能力，从而使得本发明具有很高的工程应用价值。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里发明的发明后，将容易想到本发明的其他实施例。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未发明的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由权利要求指出。

Claims (6)

1.一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10：采用导引头测量飞行器与目标之间的视线角信息，同时采用陀螺仪测量飞行器偏航角信息；

步骤S20：根据所述的视线角信号，构造一阶滤波微分器，求取视线角的近似微分信号；

步骤S30：根据所述的视线角信号与偏航角信号以及前置条件，求取前置角，同时根据信号之间的比较，得到前置误差信号与视线姿态误差信号；

步骤S40：根据所述的视线角信号、视线角近似微分信号构建基于视线角的非线性滑模信号；

步骤S50：根据所述的前置角误差信号、视线姿态误差信号构建基于误差角的非线性滑模信号；

步骤S60：根据所述的基于视线角与误差角的非线性滑模信号，进行非线性叠加，组成最终的非线性滑模与前置综合导引律，输送给飞行器偏航通道姿态稳定系统，实现对预定目标的精确制导。

2.根据权利要求1所述的所述的一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法，其特征在于，根据所述的视线角信号，构造一阶滤波微分器，求取视线角的近似微分信号包括：

其中q为视线角信号，

为差分信号，

表示

的第n个数据，y_d为视线角微分增速信号，T₁为数据间的时间间隔参数，T₂为一阶滤波器的时间常数。

为一阶滤波器的输出信号，也是所求的视线角信号的近似微分信号。

3.根据权利要求1所述的所述的一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法，其特征在于，根据所述的视线角信号与偏航角信号以及前置条件，求取前置角，同时根据信号之间的比较，得到前置误差信号与视线姿态误差信号包括：

a₂|q|≤|ψ|≤a₁|q|；

e₀＝ψ-ψ₀；

e₁＝q-ψ；

其中a₁、a₂为前置参数，为常值。ψ₀为前置角，也就是t₀时刻的偏航角ψ值。t₀是飞行器首次满足a₂|q|≤|ψ|≤a₁|q|的时刻。q为视线角信息，ψ为飞行器的偏航角。e₀为前置角误差信号，e₁为视线姿态误差信号。

4.根据权利要求1所述的所述的一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法，其特征在于，根据所述的视线角信号、视线角近似微分信号构建基于视线角的非线性滑模信号包括：

其中q为视线角信号、

为视线角近似微分信号，s₁为基于视线角的非线性滑模信号，c₁、c₂、c₃为常值参数。

5.根据权利要求1所述的所述的一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法，其特征在于，根据所述的前置角误差信号、视线姿态误差信号构建基于误差角的非线性滑模信号包括：

d₀＝∫e₀dt；

d₁＝∫e₁dt；

s₂＝s₂₁+s₂₂；

其中e₀为前置角误差信号，d₀为前置角误差积分信号，dt为对时间信号积分。e₁为视线姿态误差信号，d₁为视线姿态误差积分信号，s₂为基于误差角的非线性滑模信号，c₄、c₅、c₆、c₇、c₈、c₉为常值参数。

6.根据权利要求1所述的所述的一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法，其特征在于，根据所述的基于视线角与误差角的非线性滑模信号，进行非线性叠加，组成最终的非线性滑模与前置综合导引律包括：

其中s₁为基于视线角的非线性滑模信号，s₂为基于误差角的非线性滑模信号，ψ^d为非线性滑模与前置综合导引律，k₁、k₂、ε₁、ε₂为常值参数。

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