CN115617063A

CN115617063A - 一种带落角约束的飞行器制导控制装置及方法

Info

Publication number: CN115617063A
Application number: CN202110791691.1A
Authority: CN
Inventors: 林德福; 王思卓; 范世鹏; 王江; 杨文龙; 王雨辰; 李宇飞
Original assignee: Beijing Institute of Technology BIT
Current assignee: Beijing Institute of Technology BIT
Priority date: 2021-07-13
Filing date: 2021-07-13
Publication date: 2023-01-17

Abstract

本发明公开了一种带落角约束的飞行器制导控制方法，包括以下步骤：建立运动模型、确定滑模面、设定趋近率、获得过载控制指令，该方法基于滑模变结构控制，通过设置快速非奇异终端滑模面，使得制导律能够快速收敛，从而使得飞行器的脱靶量、弹目视线角速率快速收敛至零，进而使得飞行器命中目标时刻的终端落角与期望值相同。本发明公开的带落角约束的飞行器制导控制方法，能够实现大落角约束，且落角能够大于90°，能够实现垂直攻击或反斜面打击，且具有打击精度高、稳定性高、收敛时间短等诸多优点。

Description

一种带落角约束的飞行器制导控制装置及方法

技术领域

本发明涉及一种飞行器制导控制方法，尤其涉及一种带落角约束的飞行器制导控制方法，属于飞行器控制领域。

背景技术

对于大多数战术飞行器，制导律的作用是产生合适的制导命令导引飞行器以零脱靶量击中目标。然而，对于有些飞行器，除了脱靶量有具体的要求外，还需要在命中时刻以一个特定角度攻击目标来增强毁伤效果。

例如，在攻击航空母舰等防御性较强的目标时，需要根据其甲板防御装甲的位置来选择薄弱部位进行攻击，这样可以有效摧毁其甲板下的核心设施，这就需要飞行器具备指定角度入射打击的能力。

再例如，在渡海登陆作战中，敌方的重要目标大量位于背对大陆，面向太平洋的反斜面洞库之中，这就要求飞行器有以大落角命中目标的能力。

现有的飞行器制导控制方法，难以实现大落角，或在大落角情况下抖振明显，精确度出现严重下降，抗过载能力差。

因此，有必要提出一种带落角约束的飞行器制导控制方法，以解决上述问题。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了深入研究，提出了一种带落角约束的飞行器制导控制方法，包括以下步骤：

S1、建立运动模型；

S2、确定滑模面；

S3、设定趋近率；

S4、获得过载控制指令。

进一步地，在步骤S1中，所述运动模型为固定目标与弹目相对运动模型，表示为：

其中，q表示弹目视线角，

表示弹目视线角速率，r表示飞行器相对目标之间的距离，θ_M表示飞行器的弹道倾角，V_M表示飞行器当前的速度，a_M表示飞行器过载指令；

根据运动模型，设定两个系统状态变量，分别为：

其中，q_F表示期望的终端落角。

进一步地，在步骤S2中，所述滑模面为快速非奇异终端滑模面。

在一个优选的实施方式中，所述滑模面s为：

其中，β₁,β₂,α₁,α₂为常数，且β₁,β₂＞0，1＜α₂＜2，α₁＞α₂。

在一个优选的实施方式中，在步骤S3中，通过设定独特的趋近律，提升滑模变控制的收敛速度。

在一个优选的实施方式中，在步骤S3中，所述趋近律表示为：

其中，k₁,k₂,k₃,k₄为常数。

在一个优选的实施方式中，在步骤S4中，通过对滑模面进行一阶求导，并与趋近律联立，可获得飞行器过载控制指令，

所述飞行器过载控制指令可以表示为：

另一方面，本发明还提供了一种带落角约束的飞行器制导控制系统，优选采用上述控制方法，该系统包括卫星导航模块、INS模块、微处理器和执行机构，其特征在于，

所述微处理器，获得卫星导航模块和INS模块传递的信息，根据飞行器过载控制指令生成舵偏指令，将舵偏指令传递至执行机构，

所述飞行器过载控制指令表示为：

其中，飞行器相对目标间的距离r、弹目视线角q、飞行器的弹道倾角θ_M以及弹目视线角速率

从卫星导航模块获得；β₁,β₂,α₁,α₂,k₁,k₂,k₃,k₄为常数，s表示滑模面，x₁、x₂可由运动模型解算获得。

在一个优选的实施方式中，所述运动模型表示为：

从卫星导航模块获得，飞行器当前的速度V_M从INS模块获得。

在一个优选的实施方式中，所述执行机构包括电动舵机，所述电动舵机为比例式电动舵机。

本发明所具有的有益效果包括：

(1)能够实现大落角约束，且落角能够大于90°，能够实现垂直攻击或反斜面打击，因此能够应用在更多的作战场景下，应用价值更高。

(2)具有独特的趋近律，能够大大削弱抖振，提高飞行器的打击精度和稳定性，缩短收敛时间；

(3)系统采用四片合成天线进行卫星信号的接收，具有更强的信号接收能力和抗高过载能力，使得接收的信号范围更广，更精确。

附图说明

图1示出根据本发明一种优选实施方式的带落角约束的飞行器制导控制方法流程示意图；

图2示出根据本发明一种优选实施方式的带落角约束的飞行器制导控制系统结构示意图；

图3示出根据本发明实施例1中仿真结果图；

图4示出根据本发明实施例1中仿真结果图；

图5示出根据本发明实施例1中仿真结果图。

具体实施方式

下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

一方面，本发明提供了一种带落角约束的飞行器制导控制方法，包括以下步骤：

S1、建立运动模型；

S2、确定滑模面；

S3、设定趋近率；

S4、获得过载控制指令。

在步骤S1中，所述运动模型为固定目标与弹目相对运动模型，表示为：

其中，q表示弹目视线角，

表示弹目视线角速率，r表示飞行器相对目标之间的距离，θ_M表示飞行器的弹道倾角，V_M表示飞行器当前的速度，a_M表示飞行器过载指令。

进一步地，根据式(一)，所述运动模型还可以表示为：

进一步地，在本发明中，根据运动模型，设定两个系统状态变量，分别为x₁和x₂，其中x₁表示测量弹目视线角与期望终端落角差，x₂表示测量弹目视线角速率：

其中，q_F表示期望的终端落角。

在本发明中，所述制导控制方法基于滑模变结构控制，在滑模变结构控制中，滑模面的选取对控制效果有极大影响。

进一步地，在步骤S2中，所述滑模面为快速非奇异终端滑模面，快速非奇异终端滑模具有强鲁棒性，高精度，收敛速度快且不存在奇异问题的优点，使得获得的制导律能够快速收敛，从而使得飞行器的脱靶量、弹目视线角速率快速收敛至零，进而使得飞行器命中目标时刻的终端落角与期望值相同。

更优选地，所述滑模面s为：

进一步地，申请人经过大量的实验，并结合设计经验，确定了滑模面的参数为：β₁＝β₂＝1，α₁＝3,α₂＝9/7，在该参数下，飞行器的脱靶量以及弹目视线角速率收敛速度均较快，并且具有极强的鲁棒性和精度。

发明人发现，在滑模变结构控制中，普遍存在着抖振现象。这主要是由于控制指令中含有不连续的切换控制律，在滑模面到达零点时，执行机构由于惯性作用，其速率难以衰减到零点，使得系统状态不断穿越滑模面导致的。

抖振会降低系统的稳定精度和鲁棒性，甚至可能激发未建模动态，破坏系统稳定性。

在本发明中，在步骤S3中，通过设定独特的趋近律，提升滑模变控制的收敛速度。

在步骤S3中，所述趋近律表示为：

其中，k₁,k₂,k₃,k₄为常数。

在一个优选的实时方式中，k₁＝800,k₂＝999,k₃＝800,k₄＝5。

在步骤S4中，所述过载控制指令根据滑模面和趋近律获得。

具体地，通过对滑模面进行一阶求导，并与趋近律联立，即可获得飞行器过载控制指令。

所述飞行器过载控制指令可以表示为：

另一方面，本发明还提供了一种带落角约束的飞行器制导控制系统，采用上述控制方法，实现对飞行器的控制。

该系统包括卫星导航模块、INS模块、微处理器和执行机构。

所述卫星导航模块接收卫星信号并解算，获得飞行器相对目标的距离和角度信息，并将信息传递至微处理器；

进一步地，卫星导航模块传递信息包括飞行器相对目标间的距离r、飞行器的弹道倾角θ_M以及弹目视线角速率

所述INS模块包括陀螺仪和加速度计，陀螺仪测量飞行器的姿态，加速度计测量飞行器的加速度，通过对加速度数值积分获得飞行器的位置和飞行器的速度信息，通过飞行器的位置和目标的位置解算出弹目视线角q；并将信息传递至微处理器；

进一步地，INS模块传递的信息包括飞行器当前的速度V_M。

所述微处理器，获得卫星导航模块和INS模块传递的信息，根据上述控制方法获得飞行器过载控制指令，根据飞行器过载控制指令生成舵偏指令，将舵偏指令传递至执行机构；

所述执行机构，包括电动舵机，其能够根据舵偏指令产生相应的力矩，从而改变飞行器的姿态。

在一个优选的实施方式中，所述电动舵机为比例式电动舵机，相比传统的气动舵机其具有更好的抗高过载能力，尤其在具有落角约束的控制中，当飞行器处于大机动条件下，可实现对飞行器姿态的精准控制。

发明人发现，在大落角下，飞行器具有较高的过载，此时，传统的卫星天线对卫星信号的接收能力较差。

在一个优选的实施方式中，卫星导航模块采用四片合成天线接收到来自卫星的信号，所述四片合成天线是航空领域常用的天线之一，在本发明中对其具体的型号、结构不做特别限定。

更优选地，在卫星导航模块中还设置有抗干扰模块，通过抗干扰模块对天线接收的卫星信号进行滤波处理，以削弱干扰信号和噪声的影响，可以采用任意一款已知的导航抗干扰模块，在本发明中不做特别限制。

根据本发明，在所述微处理器中，飞行器过载控制指令表示为：

从卫星导航模块获得；β₁,β₂,α₁,α₂,k₁,k₂,k₃,k₄为常数，s表示滑模面。

优选地，滑模面为:

其中，x₁、x₂可由运动模型解算获得，

所述运动模型表示为：

从卫星导航模块获得，飞行器当前的速度V_M从INS模块获得。

实施例

实施例1

进行仿真实验，设定目标坐标为x_t＝10000m,y_t＝0，飞行器初速V_m＝250m/s，射角θ＝55°，设定终端落角分别为θ_f＝80°、θ_f＝90°和θ_f＝100°，按照如下方法进行仿真：

S1、建立运动模型；

S2、确定滑模面；

S3、设定趋近率；

S4、获得过载控制指令。

在步骤S1中，所述运动模型为：

在步骤S2中，所述滑模面s为：

其中，β₁＝β₂＝1，α₁＝3,α₂＝9/7。

在步骤S3中，趋近律为：

其中，k₁＝800,k₂＝999,k₃＝800,k₄＝5。

在步骤S4中，飞行器过载控制指令为：

仿真结果如图3所示。

实施例2

进行和实施例1相同的仿真实验，区别在于，设定目标坐标为x_t＝15000m,y_t＝0，飞行器初速V_m＝500m/s，射角θ＝55°。

仿真结果如图4所示。

实施例3

进行和实施例1相同的仿真实验，区别在于，设定目标坐标为x_t＝23000m,y_t＝0，飞行器初速V_m＝850m/s，射角θ＝55°。

仿真结果如图5所示。

从实施例1～3的仿真结果图上可以看出，在不同的仿真条件下，实施例中的方法均能够实现对固定目标的指定角度打击，且落角能够大于90°，使得飞行器能够应用在垂直打击或反斜面打击等需要大落角攻击的作战场景中。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“前”、“后”等指示的方位或位置关系为基于本发明工作状态下的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”、“第四”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”“相连”“连接”应作广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体的连接普通；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接连接，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。