CN116126033B

CN116126033B - 一种图像复合飞行器制导控制方法

Info

Publication number: CN116126033B
Application number: CN202310420873.7A
Authority: CN
Inventors: 王伟; 张宏岩; 林时尧; 陈仕伟; 王雨辰; 刘佳琪; 朱泽军
Original assignee: Beijing Institute of Technology BIT; Ordnance Science and Research Academy of China
Current assignee: Beijing Institute of Technology BIT; Ordnance Science and Research Academy of China
Priority date: 2023-04-19
Filing date: 2023-04-19
Publication date: 2023-07-21
Anticipated expiration: 2043-04-19
Also published as: CN116126033A

Abstract

本发明公开了一种图像复合飞行器制导控制方法，该方法中将制导系统和控制系统分开考虑，在已知目标地理坐标的前提下，基于飞行器运动学模拟出最佳制导途径，将该模拟结果作为最优解；考虑制导飞行器动力学，将飞行器的姿态控制问题转化为对模拟途径的跟踪问题，从而引入了反步法控制方法，基于零化视线角速率的制导策略，设计了指令跟踪方法，其中，速度倾角速率作为制导系统向跟踪系统的输入，跟踪制导系统的速度倾角速率指令从而精准打击目标。

Description

一种图像复合飞行器制导控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器的制导控制，具体涉及一种图像复合飞行器制导控制方法。

背景技术

图像制导飞行器需要保证目标以合适的角度和位置实时出现在图像中，对末制导阶段的弹体提出大落角要求。滚转弹体飞行过程中，复杂气动特性带来转速不确定性，对飞行器姿态控制方法提出更高要求。为实现图像制导飞行器在打击目标过程中的姿态控制，需要考虑制导飞行器的姿态动力学，现有技术中普遍采用制导控制一体化的手段进行解决，但是也存在需要严格限定攻角，限制制导飞行器过载的问题。

由于上述原因，本发明人对图像制导飞行器的制导方法做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的图像复合飞行器制导控制方法。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种图像复合飞行器制导控制方法，该方法中将制导系统和控制系统分开考虑，在已知目标地理坐标的前提下，基于飞行器运动学模拟出最佳制导途径，将该模拟结果作为最优解；考虑制导飞行器动力学，将飞行器的姿态控制问题转化为对模拟途径的跟踪问题，引入了反步法控制方法，基于零化视线角速率的制导策略，设计了指令跟踪系统，其中，速度倾角速率作为制导系统向跟踪系统的输入，跟踪制导系统的速度倾角速率指令从而精准打击目标，完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供一种图像复合飞行器制导控制方法，该方法包括如下步骤：

步骤1，通过飞行器上的导引头图像探测器，实时测量获得飞行器与目标的连线相对于惯性空间的角度，即弹目视线角；

步骤2，基于弹目视线角，通过滑模控制方法，得到飞行器的加速度；再基于飞行器与目标之间的相对位置、以及飞行器的加速度，获得期望的飞行轨迹；

步骤3，基于飞行器的加速度和期望的飞行轨迹，利用反步法得到俯仰舵偏角指令，并根据该俯仰舵偏角指令控制飞行器的舵机打舵工作。

本发明所具有的有益效果包括：

（1）根据本发明提供的图像复合飞行器制导控制方法中设计了新型滑模面和新型趋近律，有效避免小扰动带来的抖振问题，使滑模面更加光滑；

（2）根据本发明提供的图像复合飞行器制导控制方法中设置了新型指数趋近律，并与反步法相结合，解决了传统趋近律中等速趋近项带来的控制输出抖振问题，引起抖动的不连续项逐渐趋近于零，这种设计可以有效地消除抖振。

附图说明

图1示出本申请图像复合飞行器制导控制方法整体逻辑过程示意图；

图2示出本申请实验例中飞行器的四条飞行轨迹及目标运动轨迹示意图；

图3示出本申请实验例中四条轨迹对应的弹目视线角变化曲线示意图；

图4示出本申请实验例中四条轨迹对应的加速度变化曲线示意图；

图5示出本申请实验例中四条轨迹对应的滑模面变化曲线示意图。

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。

根据本发明提供的一种图像复合飞行器制导控制方法，该方法包括如下步骤：

优选地，该控制方法在飞行器进入到末制导段，并且图像导引头捕捉到目标后启动工作，其中，通过图像制导飞行器所载图像导引头获取目标的位置信息和运动信息，通过飞行器所载敏感元件获取飞行器自身信息，包括飞行过程中弹体的姿态角、速度等信息。

优选地，在所述步骤2中，通过下式（一）实时获得飞行器的加速度：

（一）

其中，表示飞行器的加速度，

表示弹目视线角，通过图像导引头获得；

表示飞行器实际的弹道倾角，该飞行器速度倾角由：/>获得，其中，表示图像制导飞行器在惯性坐标系y轴上的速度分量，/>表示图像制导飞行器在惯性坐标系x轴上的速度分量，两个速度分量可由飞行器上的加速度计测量加速度之后积分求得；本申请中的实际的弹道倾角与速度倾角相等。

表示飞行器与目标之间的距离，通过图像导引头获得；

表示/>的导数，即飞行器与目标之间的相对速度，通过对/>求导获得；

表示/>的导数，即弹目视线角速率，该弹目视线角速率直接由导引头实时探测获得；

表示目标的加速度，可以通过在飞行器上搭载目标状态观测器来估计加速度，对于地面目标，由于其运动速度远远小于飞行器的速度，在实际工作中可以认定为地面目标做匀速运动，无需搭载目标状态观测器，/>；

表示目标速度倾角，可以通过在飞行器上搭载目标状态观测器来估计目标速度倾角，对于地面目标，由于其运动速度远远小于飞行器的速度，在实际工作中可以认定为地面目标做匀速运动，将目标看作是质点，没有目标速度倾角，取值为0；

表示过程量，没有实际的物理含义，

表示实际弹目视线角速率与期望弹目视线角速率的差值，所述即为实时直接由导引头探测获得/>，所述期望弹目视线角速率为常值；

表示自适应的趋近速度，本申请中通过设置该自适应的趋近速度来避免小扰动带来的抖振问题；

表示滑模面s的导数，

、/>、/>、/>都表示常数，/>和/>为正实数，/>、/>都是正整数，优选为奇数，且。优选地，所述常数的取值为：/>，/>，/>，/>。

本申请中，对实际的图像制导飞行器打击目标问题进行简化并且建立数学模型，图像制导飞行器打击目标的过程实际上是一个三维问题，本申请中将其简化为纵向平面拦截的二维问题，基于二维平面下图像制导飞行器运动学模型进行制导控制，即获得最终俯仰方向的舵指令。基于同样的分析过程，可以获得水平面拦截的二维方案，最终获得偏航方向的舵指令，二者结合即可获得三维空间内的舵指令。

在一个优选的实施方式中，所述过程量通过下式（二）获得：

（二）

其中，、/>、/>都表示常数，/>为正实数，/>和/>都是正整数，优选为奇数，且，/>，/>；优选地，所述常数的取值为：/>，，/>。

表示自然对数的底数,其值约等于2.718281828;

表示实际弹目视线角速率与期望弹目视线角速率的差值。

本申请中，所述通过下式（三）获得：

（三）

表示目标速度，通过导引头实时探测获得。

本申请中，当图像制导飞行器与目标碰撞时，按照物理意义可证明飞行器的法向速度和目标的法向速度相等，即如式（十二）所示：

（十二）

其中，表示制导终端时期望弹目视线角；

表示制导终端时弹道倾角，

表示制导终端时目标的弹道倾角，由于目标没有加速度，这里/>取值为0；

简化得到期望弹目视线角的表达式如下式（十三）所示：

（十三）

其中，表示飞行器打击目标的攻角。

本申请中，通过使制导过程中弹目视线角始终保持式（十三）的关系来使图像制导飞行器打击目标成功；

当预期的图像制导飞行器打击目标的角度确定时，为固定值常量，对式（十三）求导可得式（十四）：

（十四）

基于此获得的获得方式如式（三）中所示。

在一个优选的实施方式中，所述自适应的趋近速度通过下式（四）获得：

（四）

其中，表示滑模面s，所述滑模面s的表达式为：

；

表示实际弹目视线角/>与期望弹目视线角/>的差值，即：

（十五）

期望弹目视线角取值可以根据具体需要选择设置；

表示常数，优选地，其取值为/>。

在一个优选的实施方式中，所述通过下式（五）获得：

（五）

其中，表示/>的导数，该/>表示实际弹目视线角速率的变化率，通过导引头测量得到弹目视线角速率，再进行一次微分得到所述实际弹目视线角速率的变化率。

优选地，在所述步骤2中，在每获得一次加速度时都要进行一次所述期望的飞行轨迹的解算，即结合当前的飞行器位置、目标位置解算获得的理想轨迹；该期望的飞行器轨迹包括期望的弹道倾角。具体获得该期望的理想轨迹的方法参见钱杏芳, 林瑞雄, 赵亚男.导弹飞行力学[M]. 北京, 中国: 北京理工大学出版社, 2000。

在一个优选的实施方式中，在步骤3中，所述俯仰舵偏角指令通过下式（六）获得：

（六）

其中，表示俯仰舵偏角指令，

表示飞行器的转动惯量，

、/>、/>、/>、/>都表示常数，且/>，/>，/>，/>，/>；优选地，所述常数的取值为：/>，/>，/>，/>。

表示期望的俯仰角加速度，即/>的导数，通过对/>求导得到/>；/>表示期望的俯仰角速率；

、/>、/>都表示动力学系数，

表示动压，/>，/>表示大气密度，/>表示图像制导飞行器飞行速度。

表示飞行器的特征面积，

表示飞行器的特征长度，

表示飞行器速度，通过飞行器上搭载的加速度计实时获得加速度，进一步解算获得飞行器速度；

、/>、/>都表示状态变量，本申请中具体地设定状态变量/>表示图像制导飞行器的弹道倾角，状态变量/>表示图像制导飞行器的俯仰角，状态变量/>表示图像制导飞行器的俯仰角速率。

具体来说，本申请中，将图像制导飞行器的速度倾角、俯仰角、俯仰角速率分别定义为状态变量，如式（十六）所示，

（十六）

各状态变量对时间进行求导，可得式（十七）中跟踪系统模型：

（十七）

该模型由一个一阶系统和一个二阶系统嵌套组合而成，根据制导运动学方程，其中如式（十八）所示，

（十八）

据此定义跟踪误差及误差面如式（十九）所示：

（十九）

表示误差面三，

优选地，通过下式（七）获得：

（七）

其中，表示实际的俯仰角速率，由飞行器上搭载的惯性测量元件实时测得；

表示期望的俯仰角速率。

在一个优选的实施方式中，期望的俯仰角速率通过下式（八）获得：

（八）

其中，表示/>的导数，/>表示期望的俯仰角速率，通过对/>求导得到/>；/>表示期望的俯仰角。

、/>、/>、/>、/>都表示常数，且/>，/>，/>，/>，/>，优选地，所述常数的取值为：/>，/>，/>，/>。

表示误差面二，

优选地，通过下式（九）获得：

（九）

其中，表示实际的俯仰角，由惯性测量元件测量出俯仰角速率之后积分得到。

在一个优选的实施方式中，期望的俯仰角通过下式（十）获得：

（十）

其中，表示飞行器重量，

表示重力加速度，

表示飞行器速度，

表示飞行器的加速度，

表示动力学系数，

表示误差面一，

优选地，通过下式（十一）获得：

（十一）

其中，表示实际的弹道倾角，实际的弹道倾角由公式计算获得：/>，其中，/>表示图像制导飞行器在惯性坐标系y轴上的速度分量，/>表示图像制导飞行器在惯性坐标系x轴上的速度分量,两个速度分量可由飞行器上的加速度计测量加速度之后积分求得，

表示期望的弹道倾角。

实验例

将飞行器在惯性坐标系下的初始位置作为坐标系原点，末制导阶段开始时，弹目初始相对距离：，飞行器速度：/>；飞行器初始弹道倾角：；弹目视线角的初始值：/>；设定目标为装甲车辆，属于慢速运动物体；

通过下述方法控制飞行器朝向目标飞行：

步骤1，通过飞行器上的导引头图像探测器实时测量获得弹目视线角；

步骤2，基于弹目视线角，通过滑模控制方法，得到飞行器的加速度；再基于飞行器与目标之间的相对位置和飞行器的加速度获得期望的飞行轨迹；

步骤3，基于飞行器的加速度，利用反步法得到俯仰舵偏角指令，并根据该俯仰舵偏角指令具体控制飞行器的舵机打舵工作。

其中，所述飞行器的加速度通过下式（一）获得：

（一）

通过下式（二）获得：

（二）

通过下式（三）获得：

（三）

通过下式（四）获得：

（四）

通过下式（五）获得：

（五）

所述俯仰舵偏角指令通过下式（六）获得：

（六）

通过对求导得到/>；

通过下式（八）获得：

（八）

通过对求导得到/>，

（十）

其中，其中常数的取值为：，/>，/>，/>，/>，/>，/>，，/>，/>，/>，/>，/>，/>，/>，，/>，/>，/>；

图像制导飞行器参数取值如下：

其中的期望弹目视线角分别为：，共获得四条飞行轨迹，如图2中所示，四条轨迹对应的弹目视线角变化曲线如图3中所示，四条轨迹对应的加速度变化曲线如图4中所示，四条轨迹对应的滑模面s变化曲线如图5中所示，根据图2至图5可知，期望弹目视线角在60度-90度区间内，根据本申请提供的图像复合飞行器制导控制方法能够控制飞行器平稳飞行，最终准确命中目标。

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

1.一种图像复合飞行器制导控制方法，其特征在于：

该方法包括如下步骤：

步骤3，基于飞行器的加速度和期望的飞行轨迹，利用反步法得到俯仰舵偏角指令，并根据该俯仰舵偏角指令控制飞行器的舵机打舵工作；

在所述步骤2中，通过下式（一）实时获得飞行器的加速度：

（一）

其中，表示飞行器的加速度，

表示弹目视线角，

表示实际的弹道倾角，

表示飞行器与目标之间的距离，

表示飞行器与目标之间的相对速度，

表示弹目视线角速率，

表示目标的加速度，

表示目标速度倾角，

表示实际弹目视线角速率与期望弹目视线角速率的差值，

表示自适应的趋近速度，

表示滑模面s的导数，

、/>、/>、/>各自独立地表示常数，其中/>和/>为正实数，/>和/>都是正整数，且，

表示过程量，通过下式（二）获得：

（二）

其中，、/>、/>各自独立地表示常数，其中，/>为正实数，/>和/>都是正整数，且，/>，/>，/>表示自然对数的底数，/>表示实际弹目视线角速率与期望弹目视线角速率的差值。

2.根据权利要求1所述的图像复合飞行器制导控制方法，其特征在于：

所述实际弹目视线角速率与期望弹目视线角速率的差值通过下式（三）获得：

（三）

表示目标速度，

表示目标的加速度，

表示弹目视线角速率。

3.根据权利要求1所述的图像复合飞行器制导控制方法，其特征在于：

所述自适应的趋近速度通过下式（四）获得：

（四）

其中，表示滑模面s，

表示常数,

表示自然对数的底数。

4.根据权利要求1所述的图像复合飞行器制导控制方法，其特征在于：

所述滑模面s的导数通过下式（五）获得：

（五）

其中，表示/>的导数，即实际弹目视线角速率的变化率；

为正实数，

表示实际弹目视线角速率与期望弹目视线角速率的差值，

表示过程量，通过下式（二）获得：

（二）

5.根据权利要求1所述的图像复合飞行器制导控制方法，其特征在于：

在步骤3中，所述俯仰舵偏角指令通过下式（六）获得：

（六）

其中，表示俯仰舵偏角指令，

表示转动惯量，

、/>、/>、/>、/>各自独立地表示常数，且/>，/>，/>，/>，，

表示期望的俯仰角加速度，

、/>、/>各自独立地表示动力学系数，

表示动压，

表示飞行器的特征面积，

表示飞行器的特征长度，

表示飞行器速度，

、/>、/>各自独立地表示状态变量，状态变量/>选择为实际的弹道倾角，状态变量选择为实际的俯仰角，状态变量/>选择为实际的俯仰角速率，

表示误差面三，通过下式（七）获得：

（七）

其中，表示实际的俯仰角速率，

表示期望的俯仰角速率，

表示自然对数的底数。

6.根据权利要求5所述的图像复合飞行器制导控制方法，其特征在于：

期望的俯仰角速率通过下式（八）获得：

（八）

其中，表示/>的导数，

、/>、/>、/>、/>各自独立地表示常数，且/>，/>，/>，/>，，

表示误差面二，通过下式（九）获得：

（九）

其中，表示实际的俯仰角，/>表示期望的俯仰角。

7.根据权利要求6所述的图像复合飞行器制导控制方法，其特征在于：

期望的俯仰角通过下式（十）获得：

（十）

其中，表示飞行器重量，

表示重力加速度，

表示飞行器速度，

、/>、/>、/>、/>各自独立地表示常数，且/>，/>，/>，/>，，

表示飞行器的加速度，

表示动力学系数，

表示动压，

表示飞行器的特征面积，

表示自然对数的底数，

表示状态变量，状态变量/>选择为实际的弹道倾角，

表示误差面一，通过下式（十一）获得：

（十一）

其中，表示实际的弹道倾角，

表示期望的弹道倾角。