CN112129292A - 考虑攻击时间和攻击角度约束的异构飞行器协同制导方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供考虑攻击时间和攻击角度约束的异构飞行器协同制导方法，包括如下步骤：步骤1：建立飞行器数学模型以及相对运动关系；步骤2：为主飞行器设计指定时间命中制导律；步骤3：从飞行器制导律的设计。其中，飞行器群由单个主飞行器和多个从飞行器构成，仅有主飞行器可接收攻击时间指令。该方法首先建立了主飞行器和从飞行器的数学模型，给出了主飞行器与从飞行器相对目标的运动关系，在此基础上为主飞行器设计了指定时刻命中目标的导引律；为了确保从飞行器与主飞行器命中目标的同时性，设计协同制导律使得从飞行器与目标的距离和主飞行器与目标的距离协同一致，并且从飞行器相对目标的视线角趋于预设的期望角。

Description

考虑攻击时间和攻击角度约束的异构飞行器协同制导方法
技术领域
本发明涉及一种考虑攻击时间和攻击角度约束的异构飞行器协同制导方法，属于飞行器制导、控制领域，具体为设计协同制导策略实现整个异构飞行器群在指定时刻同时命中目标。
背景技术
在军事作战中，高价值的目标通常是有防御系统保护的，因此，采用单枚飞行器独立制导的方式打击此类目标易被防御系统拦截，作战成功率低。多飞行器协同制导被视作突破防御系统打击目标的有效方法之一，是实现由“以平台为中心”的单个飞行器作战方式向“以网络为中心”的多飞行器作战方式转变的重要方向。通过协同作战形成各飞行器相互配合的打击效果，使得整个飞行器群大系统的作战能力超过各飞行器作战能力的简单和。因此，协同制导的目的是利用多飞行器协同攻击提高导弹突防能力和综合作战效能。
然而，现有的协同制导方法大都集中于同构飞行器群的设计，对于异构飞行器的协同制导方法研究尚少。此外，对于多个飞行器指定时间打击目标，已有的制导方法是给每个飞行器分配相同的攻击时间指令，要求每个飞行器都具备接收攻击指令的能力，且飞行器之间没有信息交互，制导律独立设计，因此信息共享和协同配合能力弱。因此，如何在只有个别飞行器具备接收攻击指令的条件下，面向异构飞行器群设计协同制导方法实现指定时刻同时命中目标具有重要意义。
发明内容
本发明针对异构飞行器的指定时间打击协同制导问题，提出了一种攻击时间控制的“主-从”式协同制导方法，其中主飞行器推力发动机关闭，只能通过法向过载设计导引律。从飞行器装备有低功率推力发动机，可同时利用切向过载和法向过载。主飞行器可以给满足通信条件的从飞行器发送信息，但不接收从飞行器信息，满足通信条件的从飞行器之间可互相传送信息，部分在主飞行器通信范围内的从飞行器可接收主飞行器与目标的距离信息。因此，主飞行器的制导律独立设计，不依赖于从飞行器的状态信息。从飞行器的制导律除了自身状态信息之外，还与其它可通信交互的飞行器状态有关。
本发明的技术构思为：为主飞行器独立设计制导律，保证其能在指定时刻命中目标，为从飞行器设计协同制导律使得其与目标的距离和主飞行器与目标的距离协同一致，并与目标保持特定的视线角，实现主飞行器与从飞行器同时命中目标。
本发明基于固定时间收敛控制理论和一致性协同控制理论，为主飞行器设计攻击时间控制制导方法，实现其对目标的指定时间打击。设计协同制导律使得从飞行器与目标的距离和主飞行器与目标的距离保持协同一致，并为每个从飞行器分配不同的视线角，从而实现主飞行器和从飞行器对目标的指定时间打击。
本发明为一种考虑攻击时间和攻击角度约束的异构飞行器协同制导方法，包括以下步骤：
步骤1：建立飞行器数学模型以及相对运动关系
本发明考虑n+1个飞行器打击静止目标，飞行器由1个推力发动机关闭的主飞行器和n个配置小功率推力发动机的从飞行器组成。从飞行器之间的通信关系可以采用图论中的邻接矩阵A＝[aij]来表示，如果第i(i＝1,2,…,n)个从飞行器能够和第j个从飞行器建立通信关系则aij＝1，否则，aij＝0。为了方便表示，与第i个从飞行器相关的变量采用下标i表示，与主飞行器相关的变量用下标0来表示。当通信拓扑中的任何两个飞行器都能找到至少一条通信路径，则该通信拓扑图为连通图。如果通信拓扑图中的链路都是双向的，即aij＝aji，则称该图为无向图，如果存在单向的链路则称之有向图。主飞行器与从飞行器之间的通信关系采用mi来表示，如果第i个从飞行器能够接收主飞行器信息则mi＝1，否则mi＝0。飞行器与目标的作战几何结构如图1所示。
主飞行器相对目标的运动关系可以表示为：
Figure BDA0002662763720000031
式中，r0为主飞行器与目标之间的距离，V0表示恒定的主飞行器速度，θ0为主飞行器相对目标的视线角，γ0为主飞行器航迹角，φ0为主飞行器前置角，法向角速度a0垂直于速度方向，
Figure BDA0002662763720000032
和
Figure BDA0002662763720000033
表示r0，θ0和γ0的导数，此表示方法以下类同。
从飞行器相对目标的运动关系可以表示为：
Figure BDA0002662763720000041
式中，ri表示第i个从飞行器与目标的距离，θi表示第i个从飞行器相对目标的视线角，γi为从飞行器航迹角，φi为从飞行器前置角，Vi为从飞行器速度，与主飞行器不同，配置推力发动机的从飞行器可以分别利用切向加速度at,i和法向加速度an,i来控制速度的幅值和方向。
我们定义
Figure BDA0002662763720000042
则第i个从飞行器相对目标的运动关系还可表示为：
Figure BDA0002662763720000043
式中，ar,i和aθ,i为第i个从飞行器加速度沿着和垂直于相对目标视线方向的分量，Vr,i和Vθ,i分别为从飞行器与目标的相对速度沿着和垂直于视线方向的分量，其满足以下关系：
Figure BDA0002662763720000051
步骤2：为主飞行器设计指定时间命中制导律
主飞行器的制导律独立设计，不受从飞行器的影响，主飞行器的剩余命中时间可采用下式进行预测：
Figure BDA0002662763720000052
式中，
Figure BDA0002662763720000053
表示预测的剩余命中时间，Ns>2表示导航比。
Figure BDA0002662763720000054
的动态满足关系：
Figure BDA0002662763720000055
由于φ0通常较小，可等效建立
Figure BDA0002662763720000056
和φ0＝sinφ0，因此有
Figure BDA0002662763720000057
Figure BDA0002662763720000058
定义攻击时间误差为：
Figure BDA0002662763720000059
式中，t表示当前时刻，Td为期望的攻击时刻。
主飞行器的指定时间打击制导律设计为：
Figure BDA00026627637200000510
其中，0<μ1<1为正实数，k为增益。
步骤3：从飞行器制导律的设计
定义：
Figure BDA0002662763720000061
式中，ξi,1为距离一致性协同误差，αi为虚拟控制项，ξi,2为虚拟控制误差，si为定义的滑模变量，li为正实数，θf,i为期望的视线角。
设计从飞行器制导律为：
Figure BDA0002662763720000062
式中，0<bj<1(j＝1,2,3)为正实数，ki,1,ki,2,…,ki,6为正实数；
本发明的有益效果为：虽然仅有主飞行器才能接收到攻击时间指令，但在所设计的攻击时间控制协同制导律下，整个异构飞行器群都能在指定时刻同时命中目标。并且，从飞行器相对目标能保持期望的视线角。
附图说明
图1是飞行器与目标的作战几何结构图。
图2是飞行器的飞行轨迹曲线。
图3是飞行器与目标之间的距离变化图。
图4是从飞行器相对目标的视线角响应图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，参照附图1—4对本发明做进一步说明。
所发明攻击时间控制的异构飞行器协同制导方法包含以下步骤：
步骤1：建立飞行器数学模型以及相对运动关系
主飞行器相对目标的运动关系可以表示为：
Figure BDA0002662763720000071
式中，r0为主飞行器与目标之间的距离，V0表示恒定的主飞行器速度，θ0为主飞行器相对目标的视线角，γ0为主飞行器航迹角，φ0为主飞行器前置角，法向角速度a0垂直于速度方向。
从飞行器相对目标的运动关系可以表示为：
Figure BDA0002662763720000072
式中，ri表示第i个从飞行器与目标的距离，γi为从飞行器航迹角，φi为从飞行器前置角，Vi为从飞行器速度，θi表示第i个飞行器相对目标的视线角，与主飞行器不同，配置推力发动机的从飞行器可以分别利用切向加速度at,i和法向加速度an,i来控制速度的幅值和方向。
我们定义
Figure BDA0002662763720000081
则第i个从飞行器相对目标的运动关系还可表示为：
Figure BDA0002662763720000082
Figure BDA0002662763720000083
Figure BDA0002662763720000084
Figure BDA0002662763720000085
式中，ar,i和aθ,i为第i个从飞行器加速度沿着和垂直于相对目标视线方向的分量，其满足以下关系：
Figure BDA0002662763720000091
步骤2：为主飞行器设计指定时间命中制导律
主飞行器的制导律独立设计，不受从飞行器的影响，主飞行器的剩余命中时间可采用下式进行预测：
Figure BDA0002662763720000092
式中，
Figure BDA0002662763720000093
表示预测的剩余命中时间，Ns>2表示导航比。
Figure BDA0002662763720000094
的动态满足关系：
Figure BDA0002662763720000095
由于φ0通常较小，可等效建立
Figure BDA0002662763720000096
和φ0＝sinφ0，因此有
Figure BDA0002662763720000097
Figure BDA0002662763720000098
定义攻击时间误差为：
Figure BDA0002662763720000099
式中，t表示当前时刻，Td为期望的攻击时刻。
主飞行器的指定时间打击制导律设计为：
Figure BDA00026627637200000910
其中，0<μ1<1为正实数，δ>0为连续切换边界，k为正常数。
步骤3：从飞行器制导律设计为：
Figure BDA0002662763720000101
ξi，2＝Vr，i-αi
Figure BDA0002662763720000102
式中，αi为虚拟控制项，li为正实数，θf,i为期望的视线角。
设计从飞行器制导律为：
Figure BDA0002662763720000103
式中，0<bj<1(j＝1,2,3)为正实数，ki,1,ki,2,…,ki,6为正实数。
为验证所发明考虑碰撞规避的异构飞行器协同制导方法的有效性，利用Matlab仿真平台执行所设计算法。对于实施例，本发明所设计协同制导方法的参数选取为：Td＝65s,k＝6,μ1＝0.5，Ns＝4，θf,1＝π/3，θf,2＝π/4，θf,3＝π/6，li＝0.1，ki,1＝2，ki,2＝0.01，ki,3＝0.5，ki,4＝0.001，ki,5＝ki,6＝2，bi＝0.5。
所有飞行器的飞行轨迹和与目标的距离如图2和图3所示，可看出主飞行器和从飞行器都在指定时刻Td＝65s击中目标。图4给出了各从飞行器相对主飞行器的视线角变化曲线，由结果可看出，θi在所设计的制导律下能够收敛至θf,i，仿真结果与理论分析一致。

Claims (2)

1.一种考虑攻击时间和攻击角度约束的异构飞行器协同制导方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：建立飞行器数学模型以及相对运动关系
考虑n+1个飞行器打击静止目标，飞行器由1个推力发动机关闭的主飞行器和n个配置小功率推力发动机的从飞行器组成；从飞行器之间的通信关系采用图论中的邻接矩阵A＝[aij]来表示，如果第i个从飞行器能够和第j个从飞行器建立通信关系则aij＝1，i＝1,2,…,n；否则，aij＝0；
主飞行器相对目标的运动关系表示为：
Figure FDA0002662763710000011
式中，r0为主飞行器与目标之间的距离，V0表示恒定的主飞行器速度，θ0为主飞行器相对目标的视线角，γ0为主飞行器航迹角，φ0为主飞行器前置角，法向角速度a0垂直于速度方向，
Figure FDA0002662763710000012
和
Figure FDA0002662763710000013
表示r0，θ0和γ0的导数，此表示方法以下类同；
从飞行器相对目标的运动关系表示为：
Figure FDA0002662763710000021
式中，ri表示第i个从飞行器与目标的距离，θi表示第i个从飞行器相对目标的视线角，γi为从飞行器航迹角，φi为从飞行器前置角，Vi为从飞行器速度，与主飞行器不同，配置推力发动机的从飞行器分别利用切向加速度at,i和法向加速度an,i来控制速度的幅值和方向；
定义
Figure FDA0002662763710000022
则第i个从飞行器相对目标的运动关系还表示为：
Figure FDA0002662763710000031
Figure FDA0002662763710000032
Figure FDA0002662763710000033
Figure FDA0002662763710000034
式中，ar,i和aθ,i为第i个从飞行器加速度沿着和垂直于相对目标视线方向的分量，Vr,i和Vθ,i分别为从飞行器与目标的相对速度沿着和垂直于视线方向的分量，其满足以下关系：
Figure FDA0002662763710000035
步骤2：为主飞行器设计指定时间命中制导律
主飞行器的制导律独立设计，不受从飞行器的影响，主飞行器的剩余命中时间采用下式进行预测：
Figure FDA0002662763710000036
式中，
Figure FDA0002662763710000037
表示预测的剩余命中时间，Ns>2表示导航比；
Figure FDA0002662763710000038
的动态满足关系：
Figure FDA0002662763710000039
由于φ0较小，等效建立
Figure FDA00026627637100000310
和φ0＝sinφ0，因此有
Figure FDA0002662763710000041
Figure FDA0002662763710000042
定义攻击时间误差为：
Figure FDA0002662763710000043
式中，t表示当前时刻，Td为期望的攻击时刻；
主飞行器的指定时间打击制导律设计为：
Figure FDA0002662763710000044
其中，0<μ1<1为正实数，k为增益；
步骤3：从飞行器制导律的设计
定义：
Figure FDA0002662763710000045
ξi，2＝Vr，i-αi
Figure FDA0002662763710000046
式中，ξi,1为距离一致性协同误差，αi为虚拟控制项，ξi,2为虚拟控制误差，si为定义的滑模变量，li为正实数，θf,i为期望的视线角；
设计从飞行器制导律为：
Figure FDA0002662763710000051
式中，0<bj<1(j＝1,2,3)为正实数，ki,1,ki,2,…,ki,6为正实数。
2.根据权利要求1所述的考虑攻击时间和攻击角度约束的异构飞行器协同制导方法，其特征在于：当通信拓扑中的任何两个飞行器都能找到至少一条通信路径，则该通信拓扑图为连通图；如果通信拓扑图中的链路都是双向的，即aij＝aji，则称该图为无向图，如果存在单向的链路则称之有向图；主飞行器与从飞行器之间的通信关系采用mi来表示，如果第i个从飞行器能够接收主飞行器信息则mi＝1，否则mi＝0。
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