CN114509946A - 一种基于预设时间滑模的飞行器制导控制一体化设计方法 - Google Patents

Abstract

一种基于预设时间滑模的飞行器制导控制一体化设计方法，属于飞行器制导控制技术领域。方法如下：建立飞行器面向制导控制一体化的非线性数学模型；设计扩张状态观测器，对总扰动实现预设时间内的观测；进行滑模控制器设计，实现预设时间内对观测扰动的补偿以及控制量的收敛。本发明应用预设时间理论设计了扩张状态观测器，使观测器在预设时间内完成扰动观测；实现了预设时间内对状态的跟踪与保持；实现了预设时间控制收敛，系统状态收敛时间不受系统初始状态的影响，为可预先设定的参数，利用全状态耦合制导控制一体化架构，在充分考虑飞行器通道间耦合的基础上，消除制导回路与控制回路间的时延问题。

Description

一种基于预设时间滑模的飞行器制导控制一体化设计方法

技术领域

本发明涉及一种基于预设时间滑模的飞行器制导控制一体化设计方法，属于飞行器制导控制技术领域。

背景技术

飞行器具有广空域、宽速域的特点，在现代战场高动态作战过程中，飞行器强耦合、非线性和不确定性等特点愈发显著，传统制导控制系统设计方法的响应速度和鲁棒性难以满足高捷变、强对抗的任务需求，且飞行器制导回路和控制回路间的时/频耦合特性进一步加剧，导致基于“时标分离”的传统制导控制系统设计框架不再适用。由此，亟需发展适用于高动态、强对抗战场条件的飞行器制导控制一体化设计方法。

发明内容

为解决背景技术中存在的问题，本发明提供一种基于预设时间滑模的飞行器制导控制一体化设计方法。

实现上述目的，本发明采取下述技术方案：一种基于预设时间滑模的飞行器制导控制一体化设计方法，所述方法包括如下步骤：

S1：建立飞行器面向制导控制一体化的非线性数学模型；

S2：设计扩张状态观测器，对总扰动实现预设时间内的观测；

S3：进行滑模控制器设计，实现预设时间内对观测扰动的补偿以及控制量的收敛。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

本发明利用飞行器制导控制一体化模型，应用预设时间理论设计了扩张状态观测器，使观测器在预设时间内完成扰动观测；基于扩张状态观测器设计了预设时间滑模控制器，实现了预设时间内对状态的跟踪与保持；利用充分考虑通道间耦合的同时实现了预设时间控制收敛，系统状态收敛时间不受系统初始状态的影响，为可预先设定的参数，利用全状态耦合制导控制一体化架构，在充分考虑飞行器通道间耦合的基础上，消除制导回路与控制回路间的时延问题。

附图说明

图1是本发明的流程图；

图2是本发明的预设时间滑模控制器架构示意图；

图3是三维空间中飞行器与目标的示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

一种基于预设时间滑模的飞行器制导控制一体化设计方法，所述方法包括如下步骤：

S1：建立飞行器面向制导控制一体化的非线性数学模型；

S101：定义坐标系，包括：

地面坐标系：设定飞行器发射点为地面坐标系原点O_g；y_g轴沿着地心与发射点连线方向，指向天空的方向为正；x_g轴与y_g轴垂直，指向正北方；z_g轴与x_g轴和y_g轴构成右手直角坐标系；

机体坐标系：设定飞行器质心为机体坐标系原点O_b；x_b轴指向飞行器头部；y_b轴在飞行器纵向平面内垂直于x_b轴，指向上方；z_b轴与x_b轴和y_b轴构成右手直角坐标系；

视线坐标系：设定飞行器质心为视线坐标系原点O_s；x_s轴指向目标，y_s在铅垂平面内垂直x_s轴向上；z_s轴与x_s轴和y_s轴构成右手直角坐标系；

S102：根据飞行动力学原理，参考飞行器物理机理，建立飞行器六自由度非线性数学模型如下：

式(1)和式(2)中：

m表示飞行器质量；

V表示飞行器飞行速度；

表示对应的状态量相对时间的微分；

D表示飞行器阻力；

g表示飞行器重力加速度；

θ表示飞行器弹道偏角；

ψ_V表示飞行器弹道倾角；

L表示飞行器升力；

γ_V表示速度倾斜角；

表示飞行器侧向力；

I_x,I_y,I_z分别表示飞行器绕机体坐标系x、y、z轴对应的转动惯量；

x表示飞行器沿地面坐标系x_g轴方向的位置坐标；

y表示飞行器沿地面坐标系y_g轴方向的位置坐标；

z表示飞行器沿地面坐标系z_g轴方向的位置坐标；

ω_x表示滚转角速度；

ω_y表示偏航角速度；

ω_z表示俯仰角速度；

M_x表示滚转力矩；

M_y,表示偏航力矩；

M_z表示俯仰力矩；

α,表示攻角；

β,表示侧滑角；

S103：考虑三维空间内飞行器目标拦截场景为任务背景，参考图1，建立飞行器-目标之间的相对运动方程：

式(3)中：

λ_D表示飞行器与目标之间的视线倾角；

,λ_T表示飞行器与目标之间的视线偏角；

R表示飞行器与目标之间的相对距离；

表示速度坐标系到视线坐标系的转换关系；

Q,表示飞行动压；

S表示飞行器有效气动参考面积；

为气动升力系数对攻角的偏导数；

m表示飞行器质量；

α,表示攻角；

γ_V表示速度倾斜角；

可知，所述飞行器-目标之间的相对运动方程中横纵向通道间存在明显耦合效应；

其中，视线倾角λ_D,与视线偏角λ_T及其一阶导数通过飞行器与目标的相对位置信息表示为：

式(4)中：

x_R＝X_T-X表示目标与飞行器在地面坐标系x_g轴下的相对位置差值；

y_R＝Y_T-Y表示目标与飞行器在地面坐标系y_g轴下的相对位置差值；

z_R＝Z_T-Z表示目标与飞行器在地面坐标系z_g轴下的相对位置差值；

x_T表示目标沿地面坐标系x_g轴的位置信息；

y_T表示目标沿地面坐标系y_g轴的位置信息；

z_T表示目标沿地面坐标系z_g轴的位置信息；

arctan(·)为反正切函数；

S104：利用S102以及S103建立的相关模型搭建面向制导控制一体化的飞行器非线性数学模型：

考虑飞行器飞行过程中滚转通道、俯仰通道和偏航通道间的耦合作用，将S102非线性数学模型的式(2)姿态控制动力学方程，整理为如下形式：

式(5)中：

γ表示滚转角；

β,表示侧滑角；

α,表示攻角；

Q,表示飞行动压；

S表示飞行器有效气动参考面积；

表示侧向力系数对侧滑角的偏导数；

m表示飞行器质量；

V表示飞行器飞行速度；

为气动升力系数对攻角的偏导数；

ψ表示偏航角；

I_x,I_y,I_z分别表示飞行器绕机体坐标系X、Y、Z轴对应的转动惯量；

l表示飞行器特征长度；

δ_a,表示滚转舵偏角；

δ_r表示方向舵偏角；

δ_e表示升降舵偏角；

表示表示俯仰力矩系数对侧滑角的导数；

表示表示偏航力矩系数对攻角的导数；

表示滚转力矩系数对滚转舵偏角的导数；

表示滚转力矩系数对方向舵偏角的导数；

,表示俯仰力矩系数对滚转舵偏角导数；

表示俯仰力矩系数对方向舵偏角的导数；

表示偏航力矩系数对升降舵偏角的导数；

对S103以及S104中的模型整理归纳，即得考虑控制通道耦合因素的面向制导控制一体化的非线性数学模型为：

式(6)、(7)、(8)中：

控制量u＝[δ_a,δ_r,δ_e]^T；

d(t)表示系统中存在的总扰动；

x₀,x₁,x₂,f₀,f₁,f₂,g₀,g₁,g₂均为设定变量，旨在对向量进行表征，无特殊定义，具体表示为：

令F₁＝αcosγ_v，F₂＝αsinγ_v，则有制导指令：

式(11)中：

γ_c表示滚转角指令；

α_c表示攻角指令；

β_c表示侧滑角指令。

S2：根据所建立的飞行器数学模型，基于预设时间理论设计扩张状态观测器，对总扰动实现预设时间内的观测；

S201：设计预设时间t_f为可调节参数的时间函数T如下：

式(12)中：

t表示系统运行时间；

S202：利用S201所设时间函数，根据面向制导控制一体化数学模型，根据式(8)，设计扩张状态观测器为：

式(13)中：

z₁表示对状态量x₂的观测值；

z₂表示对扰动d(t)的观测值；

σ表示状态量x₂和观测值z₁的差值；

表示时间切换函数，满足

表示扩张状态观测器的预设时间收敛函数；

表示预设的观测器收敛时间；

ζ,l₁,l₂,k₁,k₂均为待设计参数；

sgn(·)为符号函数；

所述状态观测器在

内实现对扰动的观测，在

时间内实现对扰动观测值的保持。

S3：基于预设时间理论进行滑模控制器设计，实现预设时间内对观测扰动的补偿以及控制量的收敛。

S301：设计滑模面s₁,s₂如下：

式(14)中：

e₁＝x_1c-x₁表示状态量期望值x_1c与状态量x₁,差值，状态量期望值为x_1c＝[γ_c,β_c,α_c]^T；

e₂＝x_2c-x₂表示状态量期望值x_2c与状态量x₂差值，状态量期望值为x_2c＝[ω_xc,ω_yc,ω_zc]^T；

ω_xc表示滚转角速度指令；

ω_yc表示偏航角速度指令；

ω_zc表示俯仰角速度指令；

τ表示时间变量；

表示预设收敛时间为

的时间函数；

表示预设收敛时间为

的时间函数；

k₁₁,k₁₂,k₂₁,k₂₂均为待设计控制参数；

S302：根据S301所设滑模面，设计对应的预设时间滑模控制器为：

式(15)、(16)中：

s₁、s₂均表示滑模面；

ε₁,ε₂>0均表示可调节参数；

表示时间函数对时间的一阶导数；

根据所设预设时间滑模控制器：

状态x₁在预设时间

内完成收敛，在时间

内实现对期望状态的保持；

状态x₂在预设时间

内完成收敛，在时间

内实现对期望状态的保持；

以上各部分预设时间关系满足：

对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同条件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

Claims (4)

1.一种基于预设时间滑模的飞行器制导控制一体化设计方法，其特征在于：所述方法包括如下步骤：

S1：建立飞行器面向制导控制一体化的非线性数学模型；

S2：设计扩张状态观测器，对总扰动实现预设时间内的观测；

S3：进行滑模控制器设计，实现预设时间内对观测扰动的补偿以及控制量的收敛。

2.根据权利要求1所述的一种基于预设时间滑模的飞行器制导控制一体化设计方法，其特征在于：S1所述非线性数学模型的建立过程如下：

S101：定义坐标系，包括：

地面坐标系：设定飞行器发射点为地面坐标系原点O_g；y_g轴沿着地心与发射点连线方向，指向天空的方向为正；x_g轴与y_g轴垂直，指向正北方；z_g轴与x_g轴和y_g轴构成右手直角坐标系；

机体坐标系：设定飞行器质心为机体坐标系原点O_b；x_b轴指向飞行器头部；y_b轴在飞行器纵向平面内垂直于x_b轴，指向上方；z_b轴与x_b轴和y_b轴构成右手直角坐标系；

视线坐标系：设定飞行器质心为视线坐标系原点O_s；x_s轴指向目标，y_s在铅垂平面内垂直x_s轴向上；z_s轴与x_s轴和y_s轴构成右手直角坐标系；

S102：根据飞行动力学原理，参考飞行器物理机理，建立飞行器六自由度非线性数学模型如下：

式(1)和式(2)中：

m表示飞行器质量；

V表示飞行器飞行速度；

表示对应的状态量相对时间的微分；

D表示飞行器阻力；

g表示飞行器重力加速度；

θ表示飞行器弹道偏角；

ψ_V表示飞行器弹道倾角；

L表示飞行器升力；

γ_V表示速度倾斜角；

表示飞行器侧向力；

I_x,I_y,I_z分别表示飞行器绕机体坐标系x、y、z轴对应的转动惯量；

x表示飞行器沿地面坐标系x_g轴方向的位置坐标；

y表示飞行器沿地面坐标系y_g轴方向的位置坐标；

z表示飞行器沿地面坐标系z_g轴方向的位置坐标；

ω_x表示滚转角速度；

ω_y表示偏航角速度；

ω_z表示俯仰角速度；

M_x表示滚转力矩；

M_y,表示偏航力矩；

M_z表示俯仰力矩；

α,表示攻角；

β,表示侧滑角；

S103：考虑三维空间内飞行器目标拦截场景为任务背景，建立飞行器-目标之间的相对运动方程：

式(3)中：

λ_D表示飞行器与目标之间的视线倾角；

,λ_T表示飞行器与目标之间的视线偏角；

R表示飞行器与目标之间的相对距离；

表示速度坐标系到视线坐标系的转换关系；

Q,表示飞行动压；

S表示飞行器有效气动参考面积；

为气动升力系数对攻角的偏导数；

m表示飞行器质量；

α,表示攻角；

γ_V表示速度倾斜角；

可知，所述飞行器-目标之间的相对运动方程中横纵向通道间存在明显耦合效应；

其中，视线倾角λ_D与视线偏角λ_T及其一阶导数通过飞行器与目标的相对位置信息表示为：

式(4)中：

x_R＝X_T-X表示目标与飞行器在地面坐标系x_g轴下的相对位置差值；

y_R＝Y_T-Y表示目标与飞行器在地面坐标系y_g轴下的相对位置差值；

z_R＝Z_T-Z表示目标与飞行器在地面坐标系z_g轴下的相对位置差值；

x_T表示目标沿地面坐标系x_g轴的位置信息；

y_T表示目标沿地面坐标系y_g轴的位置信息；

z_T表示目标沿地面坐标系z_g轴的位置信息；

arctan(·)为反正切函数；

S104：利用S102以及S103建立的相关模型搭建面向制导控制一体化的飞行器非线性数学模型：

考虑飞行器飞行过程中滚转通道、俯仰通道和偏航通道间的耦合作用，将S102非线性数学模型的式(2)姿态控制动力学方程，整理为如下形式：

式(5)中：

γ表示滚转角；

β,表示侧滑角；

α,表示攻角；

Q,表示飞行动压；

S表示飞行器有效气动参考面积；

表示侧向力系数对侧滑角的偏导数；

m表示飞行器质量；

V表示飞行器飞行速度；

为气动升力系数对攻角的偏导数；

,ψ表示偏航角；

I_x,I_y,I_z分别表示飞行器绕机体坐标系X、Y、Z轴对应的转动惯量；

l表示飞行器特征长度；

δ_a,表示滚转舵偏角；

δ_r表示方向舵偏角；

δ_e表示升降舵偏角；

表示表示俯仰力矩系数对侧滑角的导数；

表示表示偏航力矩系数对攻角的导数；

表示滚转力矩系数对滚转舵偏角的导数；

表示滚转力矩系数对方向舵偏角的导数；

,表示俯仰力矩系数对滚转舵偏角导数；

表示俯仰力矩系数对方向舵偏角的导数；

表示偏航力矩系数对升降舵偏角的导数；

对S103以及S104中的模型整理归纳，即得考虑控制通道耦合因素的面向制导控制一体化的非线性数学模型为：

式(6)、(7)、(8)中：

控制量u＝[δ_a,δ_r,δ_e]^T；

d(t)表示系统中存在的总扰动；

x₀,x₁,x₂,f₀,f₁,f₂,g₀,g₁,g₂均为设定变量，具体表示为：

令F₁＝αcosγ_v，F₂＝αsinγ_v，则有制导指令：

式(11)中：

γ_c表示滚转角指令；

α_c表示攻角指令；

β_c表示侧滑角指令。

3.根据权利要求2所述的一种基于预设时间滑模的飞行器制导控制一体化设计方法，其特征在于：S2所述扩张状态观测器的设计过程如下：

S201：设计预设时间t_f为可调节参数的时间函数T如下：

式(12)中：

t表示系统运行时间；

S202：利用S201所设时间函数，根据面向制导控制一体化数学模型，根据式(8)，设计扩张状态观测器为：

式(13)中：

z₁表示对状态量x₂的观测值；

z₂表示对扰动d(t)的观测值；

σ表示状态量x₂和观测值z₁的差值；

表示时间切换函数，满足

表示扩张状态观测器的预设时间收敛函数；

表示预设的观测器收敛时间；

ζ,l₁,l₂,k₁,k₂均为待设计参数；

sgn(·)为符号函数；

所述状态观测器在

内实现对扰动的观测，在

时间内实现对扰动观测值的保持。

4.根据权利要求3所述的一种基于预设时间滑模的飞行器制导控制一体化设计方法，其特征在于：S3所述滑模控制器的设计过程如下：

S301：设计滑模面s₁,s₂如下：

式(14)中：

e₁＝x_1c-x₁表示状态量期望值x_1c与状态量x_1,差值，状态量期望值为x_1c＝[γ_c,β_c,α_c]^T；

e₂＝x_2c-x₂表示状态量期望值x_2c与状态量x₂差值，状态量期望值为x_2c＝[ω_xc,ω_yc,ω_zc]^T；

ω_xc表示滚转角速度指令；

ω_yc表示偏航角速度指令；

ω_zc表示俯仰角速度指令；

τ表示时间变量；

表示预设收敛时间为

的时间函数；

表示预设收敛时间为

的时间函数；

k₁₁,k₁₂,k₂₁,k₂₂均为待设计控制参数；

S302：根据S301所设滑模面，设计对应的预设时间滑模控制器为：

式(15)、(16)中：

s₁、s₂均表示滑模面；

ε₁,ε₂>0均表示可调节参数；

表示时间函数对时间的一阶导数；

根据所设预设时间滑模控制器：

状态x₁在预设时间

内完成收敛，在时间

内实现对期望状态的保持；

状态x₂在预设时间

内完成收敛，在时间

内实现对期望状态的保持；

以上各部分预设时间关系满足：

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