CN111913491B - 一种基于视线角非线性抗饱和与不确定性补偿的制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于视线角非线性抗饱和与不确定性补偿的制导方法，属于飞行器飞行制导技术领域，其特点在于仅通过测量飞行器的视线角信息，通过构造三阶惯性非线性滤波器获得近似差分信号为飞行器制导提供所需的阻尼。然后通过非线性抗饱和变换得到相应的非线性信号。最后，通过构造制导干扰与不确定补偿器，得到制导系统的不确定性干扰的补偿信号，从而为提高整个制导设计的精度与适应度打下了良好的基础。最终综合了上述补偿信号、视线角信号以及抗饱和非线性变换信号与积分信号形成了制导综合信号。该基于干扰估计补偿的新型制导方法具有测量信息简单、制导精度高，尤其是鲁棒性好与适应度广泛的优点。

Description

一种基于视线角非线性抗饱和与不确定性补偿的制导方法

技术领域

本发明属于飞行器飞行制导领域，尤其是涉及一种飞行器视线角非线性抗饱和与不确定性补偿的制导方法。

背景技术

传统的飞行器导引法一般是采用导引头测量视线角速率，但该角速度的准确测量并不容易。而且视线角速率到了目标末端，会出现增大，而使得视线角速率出现饱和情况。如比例导引，采用视线角速率形成最终的导引信号时在末端就会出现信号过早进入饱和而导致脱靶量增加的问题。

同时，由于高速运动的飞行器动力学模型非常复杂，因此在设计中采用的风洞数据模型尽管以及尽量精确，但仍然不可避免地存在模型误差、干扰等不确定性。为了综合考虑该模型误差等不确定性对导引精度的影响，对系统不确定性进行一定程度的预估补偿，是一种比传统导引方法更为高级的设计思想，其也是更深程度的一种反馈，从而能大大增加导引精度，尤其是增大初始条件变换情况下的导引律适应度，也就是增大了导引律的适应度。

基于以上背景原因，本发明提出一种抗饱和的非线性变换与不确定性补偿的制导方法，解决了视线角与视线角差分信号过早进入饱和问题，同时不确定性预估补偿的方法也大大提高了导引精度与鲁棒性。

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视线角非线性抗饱和与不确定性补偿的制导方法，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视线角非线性抗饱和与不确定性补偿的制导方法，包括以下步骤：

步骤S10：采用导引头测量飞行器与目标的视线角信号，或者由地面站提供飞行器与目标的视线角信息；

步骤S20：根据所述的视线角信号，构造三阶惯性非线性滤波器，求解视线角信号的近似差分信号；

步骤S30：根据所述的视线角信号与视线角近似差分信号，分别进行非线性变换，得到视线角信号的非线性抗饱和信号与视线角近似差分信号的非线性抗饱和信号；

步骤S40：根据所述的视线角信号、视线角近似差分信号、视线角信号的非线性抗饱和信号、以及视线角近似差分信号的非线性抗饱和信号构造制导干扰与不确定补偿器，得到不确定补偿信号；

步骤S50：根据所述的不确定补偿信号、视线角信号、视线角近似差分信号、视线角信号的非线性抗饱和信号、以及视线角近似差分信号的非线性抗饱和信号进行线性叠加，组成最终的导引综合信号，输送给飞行器姿态稳定回路，实现对目标的精确导引。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的视线角信号，构造三阶惯性非线性滤波器，求解视线角信号的近似差分信号包括：

z₀(1)＝0、z₂(1)＝0、z₃(1)＝0；

z₄＝z₀-q_r；

其中z₀、z₂、z₃为三阶惯性非线性滤波器的状态变量，其初始值均设置为0。q_r为视线角信号，也是三阶惯性非线性滤波器的输入信号，z₄为输入状态偏差信号，z₁、z_d2、z_d3为三阶惯性非线性滤波器的中间变量，k₁、k₂、k₃、k₄、k₅、k₆、k₇、ε₁、ε₂、ε₃为常值参数，其详细设计见后文案例实施。z₀(n)、z₂(n)、z₃(n)为状态z₀、z₂、z₃的第n个数据。T为数据间的时间间隔，其详细设计见后文案例实施。z₃即为最终所求的视线角信号的近似差分信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的视线角信号与视线角近似差分信号，分别进行非线性变换，得到相应的非线性抗饱和信号包括：

其中q_r为视线角信号，z₃为视线角近似差分信号，ε₄、ε₅为常值参数。q_rb为视线角信号的非线性抗饱和信号，z_3b为视线角近似差分信号的非线性抗饱和信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的视线角信号、视线角近似差分信号、视线角信号的非线性抗饱和信号、以及视线角近似差分信号的非线性抗饱和信号构造制导干扰与不确定补偿器，得到不确定补偿信号包括：

y＝x+q_r；

x_a＝-k_a1q_r-k_a2z₃-k_a3q_rb-k_a4z_3b-y-u_a；

x(n+1)＝x(n)+x_aT；

其中x为干扰与不确定补偿器的状态信号，设置其初始状态为0，即x(0)＝0。x(n)、x(n+1)分别为状态x的第n个数据与第n+1个数据。k_a1、k_a2、k_a3、k_a4为常值参数，T为数据间的时间间隔。q_r为视线角信号、z₃为视线角近似差分信号、q_rb视线角信号的非线性抗饱和信号、z_3b为视线角近似差分信号的非线性抗饱和信号，u_a为导引综合信号，其详细设计见下文。而y即为本步最终所求的不确定补偿信号，其由状态x与视线角信号叠加而成。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的不确定补偿信号组成最终的导引综合信号包括：

u_a＝k_b1q_r+k_b2z₃+k_b3q_rb+k_b4z_3b+k_b5∫q_rdt-y；

其中dt表示对时间信号积分，k_b1、k_b2、k_b3、k_b4、k_b5为常值参数，q_r为视线角信号、z₃为视线角近似差分信号、q_rb视线角信号的非线性抗饱和信号、z_3b为视线角近似差分信号的非线性抗饱和信号，y为不确定补偿信号。u_a即为本步最终所求导引综合信号。

最终，将上述导引综合信号提供给飞行器姿态控制系统，即可实现飞行器对目标的精确导引。

本发明提供一种基于视线角非线性抗饱和与不确定性补偿的制导方法，该方法的特点有三，其一是提出了一种三阶惯性非线性滤波器的方法来求解视线角信号的近似差分，从而为导引提供阻尼信号，减少了测量元器件对速率信号的测量，从而节省了经济成本。其二在于提出了一类非线性抗饱和方法，减慢了信号进入饱和的时间，从而提高了导引精度。其三在于，采用了模型不确定干扰预估补偿的思想，增大了反馈的深度，从而大大提高了导引方法对不同导引初始条件下的适应度与鲁棒性。因此，本发明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视线角非线性抗饱和与不确定性补偿的制导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与目标视线角信号曲线(单位：度)；

图3是本发明实施例所提供方法的视线角信号的近似差分信号信号曲线(无单位)；

图4是本发明实施例所提供方法的视线角信号的非线性抗饱和信号曲线(单位：度)；

图5是本发明实施例所提供方法的视线角近似差分信号的非线性抗饱和信号曲线(无单位)；

图6是本发明实施例所提供方法的不确定补偿信号(无单位)；

图7是本发明实施例所提供方法的导引综合信号(无单位)；

图8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9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10本发明实施例所提供方法的飞行器偏航角曲线(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)。

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。

本发明一种基于视线角非线性抗饱和与不确定性补偿的制导方法，仅需要采用导引头或其它设备测量飞行器与目标的视线角，然后构造三阶惯性非线性滤波器，求解其近似差分信号。再进行非线性抗饱和变换得到非线性抗饱和信号。最后，提出了一种采用视线角与近似差分信号构造制导系统不确定性观测预估的方法，对综合制导信号进行补偿，从而提高制导律的精度与适应度以及鲁棒性。

以下，将结合附图对本发明实例实施例中提及的一种基于视线角非线性抗饱和与不确定性补偿的制导方法进行解释以及说明。参考图1所示，一种基于视线角非线性抗饱和与不确定性补偿的制导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的视线角信号，或者由地面站提供飞行器与目标的视线角信息。

具体的，如果飞行器上能够安装导引头等测量设备，则采用导引头设备测量飞行器与目标的视线角，记作q_r。如果飞行器上空间不允许，则可以由地面设备进行目标与飞行器间相对运动信息测量，通过转换计算得到视线角信息q_r。

步骤S20：根据所述的视线角信号，构造三阶惯性非线性滤波器，求解视线角信号的近似差分信号。

具体的，首先定义z₀、z₂、z₃为三阶惯性非线性滤波器的状态变量，其初始值均设置为0，即z₀(1)＝0、z₂(1)＝0、z₃(1)＝0。

其次，设置视线角为三阶惯性非线性滤波器的输入信号，求解状态变量z₀与输入信号的偏差。定义该偏差为输入状态偏差信号，记作z₄，其计算方式如下：

z₄＝z₀-q_r；

再次，设计三阶惯性非线性滤波器的状态调节规律如下所示：

其中z₁、z_d2、z_d3为三阶惯性非线性滤波器的中间变量，k₁、k₂、k₃、k₄、k₅、k₆、k₇、ε₁、ε₂、ε₃为常值参数，其详细设计见后文案例实施。z₀(n)、z₂(n)、z₃(n)为状态z₀、z₂、z₃的第n个数据。T为数据间的时间间隔，其详细设计见后文案例实施。z₃即为最终所求的视线角信号的近似差分信号。

步骤S30：根据所述的视线角信号与视线角近似差分信号，分别进行非线性变换，得到视线角信号的非线性抗饱和信号与视线角近似差分信号的非线性抗饱和信号。

具体的，首先针对所述的视线角信号与视线角近似差分信号，进行非线性抗饱和变换，得到视线角信号的非线性抗饱和信号，记作q_rb，其变换方式如下：

其中q_r为视线角信号，z₃为视线角近似差分信号，ε₄为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

其次，对所述的所述的视线角信号与视线角近似差分信号，进行非线性抗饱和变换，得到视线角近似差分信号的非线性抗饱和信号，记作z_3b，其计算方式如下：

其中q_r为视线角信号，z₃为视线角近似差分信号，ε₅为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤S40：根据所述的视线角信号、视线角近似差分信号、视线角信号的非线性抗饱和信号、以及视线角近似差分信号的非线性抗饱和信号构造制导干扰与不确定补偿器，得到不确定补偿信号。

具体的，首先设置干扰与不确定补偿器的状态信号为x，设置其初始状态为0，即x(0)＝0。

其次，初步计算不确定补偿信号，将其定义为不确定性补偿器状态x与视线角信号q_r的线性叠加，其中不确定补偿信号记作y，其计算方式为：

y＝x+q_r；

最后，进行制导干扰与不确定补偿器的状态调节律设计如下：

x_a＝-k_a1q_r-k_a2z₃-k_a3q_rb-k_a4z_3b-y-u_a；

x(n+1)＝x(n)+x_aT；

其中x(n)、x(n+1)分别为状态x的第n个数据与第n+1个数据。k_a1、k_a2、k_a3、k_a4为常值参数，T为数据间的时间间隔，其详细设计见后文案例实施。q_r为视线角信号、z₃为视线角近似差分信号、q_rb视线角信号的非线性抗饱和信号、z_3b为视线角近似差分信号的非线性抗饱和信号，u_a为导引综合信号，其详细设计见后文。而y即为本步最终所求的不确定补偿信号，其由状态x与视线角信号叠加而成。

步骤S50：根据所述的不确定补偿信号、视线角信号、视线角近似差分信号、视线角信号的非线性抗饱和信号、以及视线角近似差分信号的非线性抗饱和信号进行线性叠加，组成最终的导引综合信号，输送给飞行器姿态稳定回路，实现对目标的精确导引。

具体的，首先，将导引综合信号记作u_a，其计算如下：

u_a＝k_b1q_r+k_b2z₃+k_b3q_rb+k_b4z_3b+k_b5∫q_rdt-y；

其中dt表示对时间信号积分，k_b1、k_b2、k_b3、k_b4、k_b5为常值参数，其详细设计见后文案例实施。q_r为视线角信号、z₃为视线角近似差分信号、q_rb视线角信号的非线性抗饱和信号、z_3b为视线角近似差分信号的非线性抗饱和信号，y为不确定补偿信号。

其次，将导引综合信号输送给飞行器姿态稳定系统，使得飞行器偏航角跟踪该综合导引信号，即可实现飞行器对目标的精确导引。在此不再对姿态稳定系统进行详细说明，主要是由于姿态稳定系统的设计方法比较成熟，而且非本发明重点保护的内容，因此仅在案例实施中选取一类PID算法实现姿态稳定控制，来实现本发明例的导引方法设计，从而验证本发明方法的正确性。

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(5800，1，-750)。其中1为目标的高度，-750为目标的初始偏差，5800为飞行器距离目标的初始距离。而目标速度设定为在水平面内运动，速度大小为26m/s，方向为与x轴方向成42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。

在步骤S20中，选取k₁＝8、k₂＝10、k₃＝5、k₄＝2、k₅＝4、k₆＝3、k₇＝30、ε₁＝2、ε₂＝4、ε₃＝1、T＝0.001，根据所述的视线角信号，构造三阶惯性非线性滤波器，求解视线角信号的近似差分信号如图3所示。

在步骤S30中，选取ε₄＝3；ε₅＝3，根据所述的视线角信号与视线角近似差分信号，分别进行非线性变换，得到视线角信号的非线性抗饱和信号与视线角近似差分信号的非线性抗饱和信号如图4与图5所示。

在步骤S40中，选取k_a1＝-3、k_a2＝-0.1、k_a3＝-2、k_a4＝-0.1，得到不确定补偿信号如图6所示。

在步骤S50中，选取k_b1＝2、k_b2＝1、k_b3＝0.5、k_b4＝2、k_b5＝0.1，得到最终的导引综合信号如图7所示，输送给飞行器姿态稳定回路，实现对目标的精确导引。最终得到的偏航舵偏角如图8所示，飞行器侧滑角如图9所示，飞行器的偏航角角如图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11与图12可以看出，飞行器能够精准命中目标，脱靶量小于0.6米。而且跟换目标初始位置如增大5000米，减少2000米等，以及改变目标速度、速度方向后，脱靶量均小于1米，可见本发明所提供方法具有很高的精度，而且具有很好的适应性，从而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 (1)

1.一种基于视线角非线性抗饱和与不确定性补偿的制导方法，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的视线角信号，或者由地面站提供飞行器与目标的视线角信号；

步骤S20：根据所述的视线角信号，构造三阶惯性非线性滤波器，求解视线角近似差分信号如下：

z₀(1)＝0、z₂(1)＝0、z₃(1)＝0；

z₄＝z₀-q_r；

其中z₀、z₂、z₃为三阶惯性非线性滤波器的状态变量，其初始值均设置为0；q_r为视线角信号，也是三阶惯性非线性滤波器的输入信号，z₄为输入状态偏差信号，z₁、z_d2、z_d3为三阶惯性非线性滤波器的中间变量，k₁、k₂、k₃、k₄、k₅、k₆、k₇、ε₁、ε₂、ε₃为常值参数；z₀(n)、z₂(n)、z₃(n)为状态z₀、z₂、z₃的第n个数据；T为数据间的时间间隔；z₃即为最终所求的视线角近似差分信号；

步骤S30：根据所述的视线角信号与视线角近似差分信号，分别进行非线性变换，得到视线角信号的非线性抗饱和信号与视线角近似差分信号的非线性抗饱和信号如下：

其中q_r为视线角信号，ε₄、ε₅为常值参数；q_rb为视线角信号的非线性抗饱和信号，z_3b为视线角近似差分信号的非线性抗饱和信号；

步骤S40：根据所述的视线角信号、视线角近似差分信号、视线角信号的非线性抗饱和信号、以及视线角近似差分信号的非线性抗饱和信号构造制导干扰与不确定补偿器，得到不确定补偿信号如下：

y＝x+q_r；

x_a＝-k_a1q_r-k_a2z₃-k_a3q_rb-k_a4z_3b-y-u_a；

x(n+1)＝x(n)+x_aT；

其中x为干扰与不确定补偿器的状态信号，设置其初始状态为0，即x(0)＝0；x(n)、x(n+1)分别为状态x的第n个数据与第n+1个数据；k_a1、k_a2、k_a3、k_a4为常值参数，u_a为导引综合信号，其初始值选取为0；而y即为本步最终所求的不确定补偿信号，其由状态x与视线角信号叠加而成；

步骤S50：根据所述的不确定补偿信号、视线角信号、视线角近似差分信号、视线角信号的非线性抗饱和信号、以及视线角近似差分信号的非线性抗饱和信号进行线性叠加，组成最终的导引综合信号如下：

u_a＝k_b1q_r+k_b2z₃+k_b3q_rb+k_b4z_3b+k_b5∫q_rdt-y；

其中dt表示对时间信号积分，k_b1、k_b2、k_b3、k_b4、k_b5为常值参数，u_a即为本步最终所求导引综合信号，将其输送给飞行器姿态稳定回路，实现对目标的精确导引。

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