CN115993769A - 一种用于高动态飞行器的一体化制导控制方法 - Google Patents

一种用于高动态飞行器的一体化制导控制方法 Download PDF

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CN115993769A CN202211348096.1A CN202211348096A CN115993769A CN 115993769 A CN115993769 A CN 115993769A CN 202211348096 A CN202211348096 A CN 202211348096A CN 115993769 A CN115993769 A CN 115993769A
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耿宝魁
王录强
朱泽军
杨婧
张宏岩
于之晨
李成洋
李俊辉
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Abstract

本发明公开了一种应用于高动态飞行器的一体化制导控制方法，该方法中实时获得飞行器的控制信号，并实时将所述控制信号传递给飞行器上的舵机，所述控制信号包括控制飞行器俯仰、偏航、滚转的等效舵偏角；在获得该控制信号的过程中，通过引入跟踪微分器，在保证精度的同时得到所需的虚拟控制量导数，通过设置误差面来拟合获得该控制信号。

Description

一种用于高动态飞行器的一体化制导控制方法
技术领域
本发明涉及高动态飞行器的制导控制，具体涉及一种用于高动态飞行器的一体化制导控制方法。
背景技术
在追踪机动目标的过程中，高动态飞行器在制导末段常以大过载进行转弯飞行，传统的分离式设计方法将制导和控制分开设计，通常认为制导回路信号频率要慢于控制回路信号。但是在大过载转弯过程中，如果能够使得制导和控制回路频率趋于统一，进行一体化的设计会有助于提升制导效果，同时也可以简化设计。
传统反步控制方法通过直接微分的方式来求解下一步设计中需要使用的虚拟控制量的导数，但当虚拟控制量快速变化时直接微分会使得求解出来的导数变量急速膨胀变化，影响控制过程。
由于上述原因，本发明人对一体化制导控制方法做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的用于高动态飞行器的一体化制导控制方法。
发明内容
为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种用于高动态飞行器的一体化制导控制方法，该方法中实时获得飞行器的控制信号，并实时将所述控制信号传递给飞行器上的舵机，所述控制信号包括控制飞行器俯仰、偏航、滚转的等效舵偏角；在获得该控制信号的过程中，通过引入跟踪微分器，在保证精度的同时得到所需的虚拟控制量导数，通过设置误差面来拟合获得该控制信号，从而完成本发明。
具体来说，本发明的目的在于提供一种用于高动态飞行器的一体化制导控制方法，
该制导方法中，实时获得飞行器的控制信号，并实时将所述控制信号传递给飞行器上的舵机，
所述控制信号包括控制飞行器俯仰、偏航、滚转的等效舵偏角；
所述舵机根据该等效舵偏角打舵工作，调整飞行器的飞行状态，从而使得飞行器命中目标。
其中，所述控制信号通过下式(一)获得：
Figure BDA0003918988850000021
其中，u表示控制信号，
K3表示设计参数，
s3表示误差面三，
g3和f3都表示中间变量，
Figure BDA0003918988850000022
表示通过跟踪微分器获得的x3d的导数。
其中，所述误差面三s3通过下式(二)获得：
s3＝x3-x3d        (二)
其中，x3表示飞行器的角速度，x3＝[ωzωyωx]T；其中，ωz表示飞行器的俯仰角速度，ωy表示飞行器的偏航角速度；ωx表示飞行器的滚转角速度；
x3d表示x3中三个变量的实时跟踪虚拟控制量。
其中，所述x3d通过下式(三)获得：
Figure BDA0003918988850000023
其中，K2表示设计参数，
s2表示误差面二，
g2和f2都表中间变量，
Figure BDA0003918988850000031
表示通过跟踪微分器获得的x2d的导数。
其中，所述误差面二s2通过下式(四)获得：
s2＝x2-x2d         (四)
其中，x2表示飞行器的角度；x2＝[αβγ]T，其中，α表示飞行器的攻角，β表示飞行器的侧滑角，γ表示飞行器的滚转角；
x2d表示x2中三个变量的实时跟踪虚拟控制量。
其中，所述x2d通过下式(五)获得：
Figure BDA0003918988850000032
其中，K1表示设计参数，
s1表示误差面一，
f1和g1都表中间变量。
其中，所述误差面一s1通过下式(六)获得：
s1＝x1         (六)
其中，x1表示飞行器相对于目标的视线角速度，
Figure BDA0003918988850000033
ε表示以飞行器为原点相对于目标的视线倾角；η表示以飞行器为原点相对于目标的视线偏角；
Figure BDA0003918988850000034
是ε的导数，表示以飞行器为原点相对于目标的俯仰方向视线角速度；
Figure BDA0003918988850000035
是η的导数，表示以飞行器为原点相对于目标的偏航方向视线角速度。
本发明所具有的有益效果包括：
根据本发明提供的一种用于高动态飞行器的一体化制导控制方法，该方法中基于三维制导控制一体化模型，根据飞行器的制导控制需求对舵信号进行反步设计，从而实时获得控制信号，可以优化传统反步控制过程中产生的微分膨胀问题，同时该方法采用跟踪微分器对反步设计过程中产生的虚拟控制量进行微分处理，使得获取的结果有更高的精度，从而产生了更高的控制精度，实现了更好的制导控制效果。
附图说明
图1示出本申请实施例中飞行器和目标的运动轨迹示意图；
图2示出本申请实施例中实时获得的等效舵偏角变化曲线图；
图3示出本申请实验例和对比例中虚拟控制量x2dε随时间变化示意图；
图4示出本申请实验例和对比例中虚拟控制量x2dη随时间变化示意图；
图5示出本申请实验例和对比例中虚拟控制量x2dγ随时间变化示意图。
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。
根据本发明提供的用于高动态飞行器的一体化制导控制方法，该制导方法中，实时获得飞行器的控制信号，并实时将所述控制信号传递给飞行器上的舵机，所述控制信号包括控制飞行器俯仰、偏航、滚转的等效舵偏角；所述舵机根据该等效舵偏角打舵工作，调整飞行器的飞行状态，从而使得飞行器命中目标。
优选地，u表示控制信号，u＝[δz δy δx]T；δz表示控制飞行器俯仰的等效舵偏角，δy表示控制飞行器偏航的等效舵偏角，δx表示控制飞行器滚转的等效舵偏角。本申请中，将制导系统和控制系统做了一体化集成处理，直接得到了传统方案中通过控制系统转换获得的等效舵偏角，并据此直接对舵机进行控制，能够消除制导回路和控制回路频率不统一的缺陷，有助于提升制导效果。
在一个优选的实施方式中，所述控制信号通过下式(一)获得：
Figure BDA0003918988850000051
其中，u表示控制信号，
K3表示设计参数，其取值优选为50；
s3表示误差面三，
g3和f3都表示中间变量；
Figure BDA0003918988850000052
表示通过跟踪微分器获得的x3d的导数。
所述跟踪微分器可以表示为：
Figure BDA0003918988850000053
其中，R3取值为30；函数F(·)可以表示为：
F(h1,h2)＝υ(h1)+υ(h2)
Figure BDA0003918988850000054
常数ai＞0，(i＝2,3)；本申请中，a2和a3的取值都优选为400。
通过跟踪微分器可以得到
Figure BDA0003918988850000055
的近似值z32，本申请中使用
Figure BDA0003918988850000056
来表示z32。
在一个优选的实施方式中，所述误差面三s3通过下式(二)获得：
s3＝x3-x3d        (二)
其中，x3表示飞行器的角速度；优选地，x3＝[ωzωyωx]T；ωz表示飞行器的俯仰角速度，ωy表示飞行器的偏航角速度；ωx表示飞行器的滚转角速度；
本申请中设置的误差面能够在“反步控制”的过程中求导，进而最终获得控制信号u，该误差面是获得控制信号的必要步骤。本申请中，通过使得该误差面尽量小，能够让虚拟控制量的跟踪量跟踪到被跟踪量；这样的设置能够确保最后获得的控制信号u可以让各个误差面都接近于0，即设计出的虚拟控制量都很好地跟踪上目标变量，达到预期的制导和控制效果。
x3d表示x3中三个变量的实时跟踪虚拟控制量。
本申请中，飞行器的角速度通过飞行器中搭载的传感器实时获得，如陀螺仪和惯导系统等。
在一个优选的实施方式中，所述x3d通过下式(三)获得：
Figure BDA0003918988850000061
其中，K2表示设计参数，优选地，其取值为10；本申请中通过设计各个设计参数，可以保证整体系统的稳定，通过基于各个设计参数获得的控制信号U输入到飞行器中，并控制飞行器据此飞行时，不会让飞行器产生不稳定的响应。
s2表示误差面二，
g2和f2都表中间变量，
Figure BDA0003918988850000062
表示通过跟踪微分器获得的x2d的导数。
所述跟踪微分器可以表示为：
Figure BDA0003918988850000071
其中，R2取值为30；函数F(·)可以表示为：
F(h1,h2)＝υ(h1)+υ(h2)
Figure BDA0003918988850000072
常数ai＞0，(i＝2,3)；a2和a3的取值都优选为400。
通过跟踪微分器可以得到
Figure BDA0003918988850000073
的近似值z22，本申请中使用
Figure BDA0003918988850000074
来表示z22。
在一个优选的实施方式中，所述误差面二s2通过下式(四)获得：
s2＝x2-x2d          (四)
其中，x2表示飞行器的角度；x2＝[αβγ]T；α表示飞行器的攻角，β表示飞行器的侧滑角，γ表示飞行器的滚转角；优选地，所述飞行器的角度通过飞行器上搭载的传感器实时探测获得，如如陀螺仪和惯导系统等。
x2d表示x2中的变量需要跟踪的虚拟控制量。
在一个优选的实施方式中，所述x2d通过下式(五)获得：
Figure BDA0003918988850000075
通过在式(五)中加入0这一项，使得系统的阶数一致。
其中，K1表示设计参数，其取值优选为10；
s1表示误差面一，
f1和g1都表示中间变量。
在一个优选的实施方式中，所述误差面一s1通过下式(六)获得：
s1＝x1-0         (六)
本申请中式六的目的为控制垂直于飞行器和目标连线的相对速度收敛到0，使得飞行器完全朝向目标飞行。
其中，x1表示飞行器相对于目标的视线角速度，
Figure BDA0003918988850000081
ε表示以飞行器为原点相对于目标的视线倾角；η表示以飞行器为原点相对于目标的视线偏角；
Figure BDA0003918988850000082
是ε的导数，表示以飞行器为原点相对于目标的俯仰方向视线角速度；
Figure BDA0003918988850000083
是η的导数，表示以飞行器为原点相对于目标的偏航方向视线角速度。本申请中，飞行器相对于目标的视线角速度通过飞行器上的导引头实时获得。
优选地，所述飞行器与目标构成的视线坐标系的定义为：以飞行器重心位置为坐标原点，以飞行器重心与目标重心连线为X轴，从飞行器指向目标的方向为正，在飞行器沿着X轴方向飞行过程中，飞行器的偏航方向为Y轴，飞行器的俯仰方向为Z轴。
在一个优选的实施方式中，所述中间变量通过下式获得：
Figure BDA0003918988850000084
Figure BDA0003918988850000085
Figure BDA0003918988850000086
Figure BDA0003918988850000087
Figure BDA0003918988850000091
Figure BDA0003918988850000092
上述中间变量是基于飞行器飞行力学并针对导弹形态设置的动力学模型；其中：R表示飞行器与目标的相对距离，其通过飞行器上的导引头实时获取得，
Figure BDA00039189888500000912
表示R的导数；(aTr,aTε,aTη)表示飞行器与目标构成的视线坐标系中的目标加速度；q表示飞行器动压，q＝0.5ρV2；ρ表示空气密度，V表示大地坐标系中飞行器速度；
下述飞行器相关参数的取值是已知的，具体来说，P表示飞行器推力，m表示飞行器质量，S表示飞行器参考面积，L表示飞行器特征长度；
Figure BDA0003918988850000093
表示升力系数；
Figure BDA0003918988850000094
表示侧向力系数；
Figure BDA0003918988850000095
表示攻角引发的横向静稳定导数；
Figure BDA0003918988850000096
表示侧滑角引发的横向静稳定导数；
Figure BDA0003918988850000097
表示偏航静稳定导数，
Figure BDA0003918988850000098
表示俯仰静稳定导数，
Figure BDA0003918988850000099
表示副翼操纵效率，
Figure BDA00039189888500000910
表示方向舵操纵效率，
Figure BDA00039189888500000911
表示升降舵操纵效率，Jx表示飞行器绕纵轴转动惯量，Jy表示飞行器绕竖轴转动惯量，Jz表示飞行器绕横轴转动惯量。
实验例
飞行器的初始位置为(000)，目标初始位置为(5km 5km 5km)，飞行器的初始速度为600m/s，目标具有不规则的加速度形式，
Figure BDA0003918988850000101
采用高动态飞行器的一体化制导控制方法对该飞行器进行制导控制，直接获得控制信号，所述控制信号包括控制飞行器俯仰、偏航、滚转的等效舵偏角；其中控制信号通过下式(一)实时获得：
Figure BDA0003918988850000102
Figure BDA0003918988850000103
表示通过跟踪微分器获得的x3d的导数；所述跟踪微分器表示为：
Figure BDA0003918988850000104
其中，R3取值为30；函数F(·)表示为：
F(h1,h2)＝υ(h1)+υ(h2)
Figure BDA0003918988850000105
常数ai＞0，(i＝2,3)，a2和a3的取值都为400，
通过跟踪微分器得到
Figure BDA0003918988850000106
的近似值z32，即为
Figure BDA0003918988850000107
其中，误差面三s3通过下式(二)获得：
s3＝x3-x3d         (二)
x3＝[ωz ωy ωx]T
x3d通过下式(三)获得：
Figure BDA0003918988850000108
误差面二s2通过下式(四)获得：
s2＝x2-x2d          (四)
x2＝[α β γ]T
x2d通过下式(五)获得：
Figure BDA0003918988850000111
误差面一s1通过下式(六)获得：
s1＝x1-0         (六)
Figure BDA0003918988850000112
设计参数K1取值为10，K2取值为10，K3取值为50；
中间变量通过下式获得：
Figure BDA0003918988850000113
Figure BDA0003918988850000114
Figure BDA0003918988850000115
Figure BDA0003918988850000116
Figure BDA0003918988850000117
Figure BDA0003918988850000118
ε表示以飞行器为原点相对于目标的视线倾角；η表示以飞行器为原点相对于目标的视线偏角；
Figure BDA0003918988850000119
是ε的导数，表示以飞行器为原点相对于目标的俯仰方向视线角速度；
Figure BDA00039189888500001110
是η的导数，表示以飞行器为原点相对于目标的偏航方向视线角速度；
α表示飞行器的攻角，β表示飞行器的侧滑角，γ表示飞行器的滚转角；
ωz表示飞行器的俯仰角速度，ωy表示飞行器的偏航角速度；ωx表示飞行器的滚转角速度；
R表示飞行器与目标的相对距离，
Figure BDA00039189888500001210
表示R的导数；(aTr,aTε,aTη)表示飞行器与目标构成的视线坐标系中的目标加速度；q表示飞行器动压，q＝0.5ρV2；ρ表示空气密度，V表示飞行器速度；
P表示飞行器推力，m表示飞行器质量，S表示飞行器参考面积，L表示飞行器特征长度；
Figure BDA0003918988850000121
表示升力系数；
Figure BDA0003918988850000122
表示侧向力系数；
Figure BDA0003918988850000123
表示攻角引发的横向静稳定导数；
Figure BDA0003918988850000124
表示侧滑角引发的横向静稳定导数；
Figure BDA0003918988850000125
表示偏航静稳定导数，
Figure BDA0003918988850000126
表示俯仰静稳定导数，
Figure BDA0003918988850000127
表示副翼操纵效率，
Figure BDA0003918988850000128
表示方向舵操纵效率，
Figure BDA0003918988850000129
表示升降舵操纵效率，Jx表示飞行器绕纵轴转动惯量，Jy表示飞行器绕竖轴转动惯量，Jz表示飞行器绕横轴转动惯量。
式(一)实时获得的控制信号u，u＝[δz δy δx]T；δz表示控制飞行器俯仰的等效舵偏角，δy表示控制飞行器偏航的等效舵偏角，δx表示控制飞行器滚转的等效舵偏角；基于该等效舵偏角控制飞行器追踪目标，最终获得的制导终端精度为0.159m。
图1中示出了飞行器发射后12秒内，飞行器和目标的运动轨迹，图2示出了飞行器发射后12秒内，通过式一实时获得的等效舵偏角。从图1和图2可以看出，用于高动态飞行器的一体化制导控制方法通过等效舵偏角δy和δz即可以控制飞行器朝向目标飞行，并且最终命中目标。
对比例
基于与实验例完全相同的初始条件，即飞行器的初始位置为(0 0 0)，目标初始位置为(5km 5km 5km)，飞行器的初始速度为600m/s，目标具有不规则的加速度形式，
Figure BDA0003918988850000131
采用与实验例中类似的一体化制导控制方法对该飞行器进行制导控制，区别仅在于实验例中通过跟踪微分器获得虚拟控制量的导数，对比例中通过一阶低通滤波器来获得虚拟控制量的导数；最终获得的制导终端精度为0.283m。
调取实验例和对比例中获得控制指令所需的中间变量，即虚拟控制量，并持续跟踪该虚拟控制量，虚拟控制量x2d＝[x2dε x2dη x2dγ]Τ，实验例中跟踪获得的虚拟控制量用下标td表示，为图3、图4和图5中的红色虚线，对比例中跟踪获得的虚拟控制量为图3、图4和图5中蓝色点划线，用下标dsc表示；
虚拟控制量的调取结果如图3、图4和图5所示，根据该调取结果可知，实验例中获得的虚拟控制量要比对比例中获得的虚拟控制量更接近原始变量，即更接近图3、图4和图5中的绿线条，使得整个控制过程具有更高的跟踪精度，进而也能够获得更好的制导精度。
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。

Claims (7)

1.一种用于高动态飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，
该制导方法中，实时获得飞行器的控制信号，并实时将所述控制信号传递给飞行器上的舵机，
所述控制信号包括控制飞行器俯仰、偏航、滚转的等效舵偏角；
所述舵机根据该等效舵偏角打舵工作，调整飞行器的飞行状态，从而使得飞行器命中目标。
2.根据权利要求1所述的用于高动态飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，
所述控制信号通过下式(一)获得：
Figure FDA0003918988840000011
其中，u表示控制信号，
K3表示设计参数，
s3表示误差面三，
g3和f3都表示中间变量，
Figure FDA0003918988840000012
表示通过跟踪微分器获得的x3d的导数。
3.根据权利要求2所述的用于高动态飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，
所述误差面三s3通过下式(二)获得：
s3＝x3-x3d        (二)
其中，x3表示飞行器的角速度，x3＝[ωz ωy ωx]T，其中，ωz表示飞行器的俯仰角速度，ωy表示飞行器的偏航角速度；ωx表示飞行器的滚转角速度；
x3d表示x3中三个变量的实时跟踪虚拟控制量。
4.根据权利要求3所述的用于高动态飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，
所述x3d通过下式(三)获得：
Figure FDA0003918988840000021
其中，K2表示设计参数，
s2表示误差面二，
g2和f2都表示中间变量，
Figure FDA0003918988840000022
表示通过跟踪微分器获得的x2d的导数。
5.根据权利要求4所述的用于高动态飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，
所述误差面二s2通过下式(四)获得：
s2＝x2-x2d         (四)
其中，x2表示飞行器的角度，x2＝[α β γ]T，其中α表示飞行器的攻角，β表示飞行器的侧滑角，γ表示飞行器的滚转角；
x2d表示x2中三个变量的实时跟踪虚拟控制量。
6.根据权利要求5所述的用于高动态飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，
所述x2d通过下式(五)获得：
Figure FDA0003918988840000023
其中，K1表示设计参数，
s1表示误差面一，
f1和g1都表示中间变量。
7.根据权利要求6所述的用于高动态飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，
所述误差面一s1通过下式(六)获得：
s1＝x1         (六)
其中，x1表示飞行器相对于目标的视线角速度，
Figure FDA0003918988840000024
其中ε表示以飞行器为原点相对于目标的视线倾角，
Figure FDA0003918988840000031
是ε的导数，表示以飞行器为原点相对于目标的俯仰方向视线角速度，η表示以飞行器为原点相对于目标的视线偏角；
Figure FDA0003918988840000032
是η的导数，表示以飞行器为原点相对于目标的偏航方向视线角速度。
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