CN117806341A - 一种考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法，该方法中，通过设置模糊滑模反步制导律，该制导律能在存在自动驾驶仪滞后的情况下实现对机动目标的拦截，提高拦截飞行器的制导精度，该方法还同时带有角度约束，能提高拦截飞行器的毁伤能力，具有重要工程意义。

Description

一种考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法

技术领域

本发明涉及飞行器拦截机动目标时的控制方法，具体涉及一种考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法。

背景技术

在实际应用环境中，随着航空航天工业和精确制导技术的发展，各种新式飞行器拥有极高的飞行高度、飞行速度、非线性和机动性，为如今的飞行器机动拦截任务带来了挑战。传统的拦截飞行器的制导律在面对非机动目标时具有较高的制导精度，但在面对高机动目标时由于丧失速度和机动性优势，造成制导精度下降、脱靶率提高、毁伤能力降低等问题。因此，传统飞行器制导律已不能满足当前实际的工作需要，亟需设计一种具有较高的毁伤能力、机动性、普适性和鲁棒性的拦截飞行器制导律，以提高飞行器在针对机动目标时的制导精度和拦截效能。

针对此例问题，本专利在视线坐标系下建立弹目相对运动模型，基于模糊滑模控制理论和反步法控制理论，提出了一种模糊滑模反步制导律，以期待通过该制导律来解决上述问题，提高拦截飞行器的命中精度。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法，该方法中，通过设置模糊滑模反步制导律，该制导律能在存在自动驾驶仪滞后的情况下实现对机动目标的拦截，提高拦截飞行器的制导精度，该方法还同时带有角度约束，能提高拦截飞行器的毁伤能力，具有重要工程意义，从而完成本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供一种考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法，该方法在视线坐标系下，通过模糊滑模反步制导律实时获得飞行器的最终需用过载，再将所述最终需用过载输入到驾驶仪中，在该驾驶仪存在滞后的情况下，该驾驶仪基于所述最终需用过载对飞行器进行打舵控制，使得飞行器准确拦截命中机动目标。

其中，通过所述模糊滑模反步制导律分别实时获得俯仰方向需用过载和偏航方向需用过载，再将获得的所述俯仰方向需用过载和偏航方向需用过载进行合成，得到最终需用过载；

所述俯仰方向需用过载或者偏航方向需用过载通过下式（一）获得：

（一）

其中，表示通道方向，包括俯仰通道/>和偏航通道/>；/>表示俯仰通道需用过载或者偏航通道需用过载；当/>中的/>为/>，即/>表示俯仰通道需用过载时，式（一）中各参数都选取为俯仰通道相关参数，当/>中的/>为/>，即/>表示偏航通道需用过载时，式（一）中各参数都选取为偏航通道相关参数；/>表示俯仰通道固有频率或者偏航通道固有频率；/>表示俯仰通道阻尼比或者偏航通道阻尼比；/>表示状态变量；所述状态变量/>选择为俯仰通道加加速度或者偏航通道加加速度；/>表示反步法第二步的虚拟控制指令/>的导数；/>表示反步法第二步的虚拟控制指令/>对状态变量/>的跟踪误差；/>、/>和/>各自独立地表示设计参数。

本发明所具有的有益效果包括：

（1）根据本发明提供的考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法，该方法中提供的模糊滑模反步制导律能够在有限时间内实现对机动目标的拦截，对目标的机动动作和系统的不确定性与外部扰动具有一定的鲁棒性，并能实现考虑视线角度约束的拦截以提高拦截飞行器的毁伤能力；

（2）根据本发明提供的考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法，在实际考虑机动拦截过程中自动驾驶仪存在滞后的问题，该方法中提出的模糊滑模反步制导律能够有效补偿自动驾驶仪的二阶滞后环节，且具有一定的鲁棒性和普适性。

附图说明

图1示出俯仰通道模糊输入隶属函数图；图2示出俯仰通道模糊输出隶属函数图；图3示出偏航通道模糊输入隶属函数图；图4示出偏航通道模糊输出隶属函数图；图5示出实施例1中弹目相对距离曲线；图6示出实施例1中飞行器过载曲线；图7示出实施例1中俯仰通道视线角曲线；图8示出实施例1中偏航通道视线角曲线；图9示出实施例1中俯仰通道加速度曲线；图10示出实施例1中偏航通道加速度曲线；图11示出实施例2中俯仰通道视线角对比曲线；图12示出实施例2中偏航通道视线角对比曲线；图13示出实施例2中俯仰通道加速度对比曲线；图14示出实施例2中偏航通道加速度对比曲线。

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。

本申请提供一种考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法，该方法在视线坐标系下，通过模糊滑模反步制导律实时获得飞行器的最终需用过载，再将所述最终需用过载输入到驾驶仪中，在该驾驶仪存在滞后的情况下，该驾驶仪基于所述最终需用过载对飞行器进行打舵控制，使得飞行器准确拦截命中机动目标。

优选地，通过所述模糊滑模反步制导律分别实时获得俯仰方向需用过载和偏航方向需用过载，再将获得的所述俯仰方向需用过载和偏航方向需用过载进行合成，得到最终需用过载，将该最终需用过载输出给驾驶仪，从而在驾驶仪的控制下飞行器最终拦截目标；

所述俯仰方向需用过载或者偏航方向需用过载通过下式（一）获得：

（一）

其中，表示通道方向，包括俯仰通道/>和偏航通道/>；/>表示俯仰通道需用过载或者偏航通道需用过载；当/>中的/>为/>，即/>表示俯仰通道需用过载时，式（一）中各参数都选取为俯仰通道相关参数，即后续其他相关计算式中的/>也都取值为/>；当/>中的/>为/>，即/>表示偏航通道需用过载时，式（一）中各参数都选取为偏航通道相关参数；即后续其他相关计算式中的/>也都取值为/>；/>表示俯仰通道固有频率或者偏航通道固有频率；优选地，俯仰通道固有频率和偏航通道固有频率都取值为0.75 Hz；/>表示俯仰通道阻尼比或者偏航通道阻尼比；优选地，俯仰通道阻尼比和偏航通道阻尼比都取值为0.8。

表示状态变量；所述状态变量/>选择为俯仰通道加加速度或者偏航通道加加速度；本申请中，所述加加速度是指加速度对时间求微分，得到加速度的变化率；

表示反步法第二步的虚拟控制指令/>的导数；/>表示反步法第二步的虚拟控制指令/>对状态变量/>的跟踪误差；/>、/>和/>各自独立地表示设计参数；优选地取值为，/>、/>、/>。

优选地，所述通过下式（二）获得：

（二）

表示反步法第二步的虚拟控制指令；/>表示状态变量；所述状态变量/>选择为俯仰通道加加速度或者偏航通道加加速度。

优选地，所述通过下式（三）获得：

（三）

其中，表示反步法第一步的虚拟控制指令/>的导数；/>表示反步法第一步的虚拟控制指令/>对状态变量/>的跟踪误差；/>、/>和/>各自独立地表示设计参数，优选地取值为：/>、/>、/>。

优选地，所述通过下式（四）获得：

（四）

其中，表示状态向量，所述状态变量/>选择为俯仰通道加速度或者偏航通道加速度；/>表示反步法第一步的虚拟控制指令。

优选地，通过下式（五）获得：

（五）

其中，表示俯仰通道指令系数或者偏航通道指令系数；所述俯仰通道指令系数为/>；所述偏航通道指令系数为/>；

表示俯仰通道系统状态或者偏航通道系统状态；所述俯仰通道系统状态为；所述偏航通道系统状态为/>；/>表示俯仰通道系统不确定性或者偏航通道系统不确定性；所述俯仰通道系统不确定性为；所述偏航通道系统不确定性为/>；其中，/>表示飞行器相对视线坐标系的俯仰角；通过位于飞行器上的MEMS陀螺仪测量获得；/>表示飞行器相对视线坐标系的偏航角；通过位于飞行器上的MEMS陀螺仪测量获得；/>表示飞行器与目标之间的相对距离；通过位于飞行器上的红外和雷达导引头测量获得；/>表示飞行器与目标之间的相对速度；通过下式获得：

；

其中表示目标的速度，通过位于飞行器上的红外和雷达导引头测量获得；/>表示导弹的速度，通过位于飞行器上的IMU惯性测量单元测量获得；/>表示视线坐标系相对地面坐标系的俯仰角；通过位于飞行器上的红外和雷达导引头以及MEMS陀螺仪测量得到的数据经坐标转换计算获得；/>表示视线坐标系相对地面坐标系的俯仰角速率；通过下式获得：

；/>表示视线坐标系相对地面坐标系的偏航角速率；通过下式获得：

；/>表示目标的俯仰角，其通过位于飞行器上的红外和雷达导引头测量获得：/>表示目标的偏航角，其通过位于飞行器上的红外和雷达导引头测量获得：/>表示目标在俯仰通道的加速度，其通过测量目标的速度并对时间求微分计算获得：/>表示目标在偏航通道的加速度，其通过测量目标的速度并对时间求微分计算获得：/>表示飞行器在俯仰通道上的加速度；/>取值为上一时刻获得的，初始时刻取值为0。

、/>、/>、/>、/>、/>各自独立地表示设计参数，优选地取值为:/>、、/>、/>、/>、/>；/>表示俯仰通道时变切换增益或者偏航通道时变切换增益；/>表示俯仰通道非奇异快速终端滑模面或者偏航通道非奇异快速终端滑模面；/>和/>各自独立地表示状态变量；所述状态变量/>选择为俯仰通道视线角误差或者偏航通道视线角误差；所述俯仰通道视线角误差为/>；所述偏航通道视线角误差为/>；/>表示视线坐标系相对地面坐标系的偏航角；所述/>表示俯仰期望视线角，所述/>表示偏航期望视线角，所述期望视线角即为期望的，飞行器命中目标时的视线角。

所述状态变量选择为俯仰通道视线角速率或者偏航通道视线角速率。

在一个优选的实施方式中，所述通过下式（六）获得：

（六）

表示俯仰通道时变切换增益的变化量或者偏航通道时变切换增益的变化量；/>表示上一时刻获得的俯仰通道时变切换增益或者上一时刻获得的偏航通道时变切换增益；初始时刻取值为0。

所述俯仰通道时变切换增益变化量通过下述步骤获得：步骤1，获得俯仰通道非奇异快速终端滑模面/>与俯仰通道滑模面趋近律/>的乘积并将之作为输入，即为输入；步骤2，在如图1所示的俯仰通道模糊输入隶属函数图中，以该输入值为横坐标绘制竖线，找到俯仰通道模糊输入隶属函数图中与该竖线相交的输入曲线并记录交点纵坐标；记录输入曲线名称/>，对应的交点纵坐标为/>，/>，/>表示交点编号，/>表示交点数量；步骤3，基于模糊对应规则，获得步骤2中相交输入曲线对应的输出曲线/>；步骤4，在如图2所示的俯仰通道模糊输出隶属函数图中找到输出曲线/>，并获得每条输出曲线/>中心点的横坐标/>，步骤5，得到俯仰通道/>，即；所述偏航通道时变切换增益变化量/>通过下述步骤获得：步骤a，获得偏航通道非奇异快速终端滑模面/>与偏航通道滑模面趋近律/>的乘积并将之作为输入，即/>为输入；

步骤b，在如图3所示的偏航通道模糊输入隶属函数图中，以该输入值为横坐标绘制竖线，找到偏航通道模糊输入隶属函数图中与该竖线相交的输入曲线并记录交点纵坐标；记录输入曲线名称，对应的交点纵坐标为/>，/>，/>表示交点编号，/>表示交点数量；步骤c，基于模糊对应规则，获得步骤2中相交曲线对应的输出曲线；步骤d，在如图4所示的偏航通道模糊输出隶属函数图中找到输出曲线/>，并获得每条输出曲线/>中心点的横坐标/>；本申请的图1、图2、图3和图4中都包含7个线条，NB表示负大，NM表示负中，NS表示负小，ZO表示零，PS表示正小，PM表示正中，PB表示正大。

步骤e，得到偏航通道，即/>。

优选的，所述模糊对应规则为：

俯仰通道模糊输入隶属函数图和偏航通道模糊输入隶属函数图都包括如下输入曲线：；

俯仰通道模糊输出隶属函数图和偏航通道模糊输出隶属函数图都包括如下输出曲线：；

。

在工作过程中，可以根据实际需要适当调整上述工作，例如将规则3和规则4的输出曲线对换，或者更多的规则曲线对换。

优选地，俯仰通道非奇异快速终端滑模面及偏航通道非奇异快速终端滑模面/>都通过下式（七）获得：

（七）

其中，表示俯仰通道非奇异快速终端滑模面或者偏航通道非奇异快速终端滑模面；/>表示状态变量；所述状态变量/>选择为俯仰通道视线角误差或者偏航通道视线角误差；/>表示状态变量/>的导数，即为俯仰通道视线角速率或者偏航通道视线角速率；/>、/>、/>各自独立地表示设计参数，优选地取值为:/>、/>、/>。

优选地，俯仰通道滑模面趋近律及偏航通道滑模面趋近律/>都通过下式（八）获得：

（八）

其中，表示俯仰通道滑模面趋近律或者偏航通道滑模面趋近律；/>表示俯仰通道非奇异快速终端滑模面或者偏航通道非奇异快速终端滑模面；/>、/>、/>各自独立地表示设计参数，优选地取值为：/>、/>、/>。

实施例1

设定飞行器的基本工作参数如下：

飞行器的巡航飞行速度为1000 m/s，最大加速度为300 m/s²，俯仰和偏航通道的阻尼比均为0.8，俯仰和偏航通道的固有频率均为0.75 Hz；飞行器的发射点坐标为（0，0，0）；飞行器的初始发射角为 (45°, 0°)。

设定目标在距发射点 (10000, 10000, 0) m处被发现并发射飞行器。

设定飞行器四种飞行工况，通过考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法对飞行器进行控制，分别拦截下述四种飞行工况的目标。

拦截条件	工况1	工况2	工况3	工况4
					目标飞行速度	500	500	600	700
目标加速度	15 sin2t	20 cos2t	30 cos2t	50 cos2t
					目标初始俯仰角	-15	20	35	25
目标初始偏航角	90	90	75	120
					俯仰期望视线角	30	40	50	40
偏航期望视线角	20	15	-15	10

具体地，在视线坐标系下，通过模糊滑模反步制导律对飞行器进行制导控制，从而使得驾驶仪滞后的飞行器能够准确拦截命中机动目标。

通过所述模糊滑模反步制导律分别实时获得俯仰方向需用过载和偏航方向需用过载，再将获得的所述俯仰方向需用过载和偏航方向需用过载进行合成，得到最终需用过载，并将该最终需用过载输出给驾驶仪，从而在驾驶仪的控制下飞行器最终拦截目标；

所述俯仰方向需用过载和偏航方向需用过载都通过下式（一）获得：

（一）

其中，表示通道方向，包括俯仰通道/>和偏航通道/>；/>表示俯仰通道需用过载或者偏航通道需用过载；当/>中的/>为/>，即/>表示俯仰通道需用过载时，式（一）中各参数都选取为俯仰通道相关参数，即后续其他相关计算式中的/>也都取值为/>；当/>中的/>为/>，即/>表示偏航通道需用过载时，式（一）中各参数都选取为偏航通道相关参数，即后续其他相关计算式中的/>也都取值为/>；/>表示俯仰通道固有频率或者偏航通道固有频率；/>表示俯仰通道阻尼比或者偏航通道阻尼比；/>表示状态变量；所述状态变量/>选择为俯仰通道加加速度或者偏航通道加加速度；/>表示反步法第二步的虚拟控制指令/>的导数；

表示反步法第二步的虚拟控制指令/>对状态变量/>的跟踪误差；设计参数的取值为，/>、/>、/>。

所述通过下式（二）获得：

（二）

表示反步法第二步的虚拟控制指令；

所述通过下式（三）获得：

（三）

其中，表示反步法第一步的虚拟控制指令/>的导数；/>表示反步法第一步的虚拟控制指令/>对状态变量/>的跟踪误差；

设计参数取值为：、/>、/>。

所述通过下式（四）获得：

（四）

其中，表示状态向量，所述状态变量/>选择为俯仰通道加速度或者偏航通道加速度；/>表示反步法第一步的虚拟控制指令。

通过下式（五）获得：

（五）

其中，表示俯仰通道指令系数或者偏航通道指令系数；所述俯仰通道指令系数为/>；所述偏航通道指令系数为/>；/>表示俯仰通道系统状态或者偏航通道系统状态；所述俯仰通道系统状态为/>；所述偏航通道系统状态为/>；/>表示俯仰通道系统不确定性或者偏航通道系统不确定性；所述俯仰通道系统不确定性为/>；所述偏航通道系统不确定性为/>；其中，/>表示飞行器相对视线坐标系的俯仰角；/>表示飞行器相对视线坐标系的偏航角；/>表示飞行器与目标之间的相对距离；/>表示飞行器与目标之间的相对速度；/>表示视线坐标系相对地面坐标系的俯仰角；/>表示视线坐标系相对地面坐标系的俯仰角速率；/>表示视线坐标系相对地面坐标系的偏航角速率；/>表示目标的俯仰角：/>表示目标的偏航角：/>表示目标在俯仰通道的加速度：/>表示目标在偏航通道的加速度：/>表示飞行器在俯仰通道上的加速度；设计参数取值为:/>、、/>、/>、/>、/>；/>表示俯仰通道时变切换增益或者偏航通道时变切换增益；/>表示俯仰通道非奇异快速终端滑模面或者偏航通道非奇异快速终端滑模面；/>和/>各自独立地表示状态变量；所述状态变量/>选择为俯仰通道视线角误差或者偏航通道视线角误差；所述俯仰通道视线角误差为/>；所述偏航通道视线角误差为/>；所述/>表示俯仰期望视线角，所述/>表示偏航期望视线角，/>表示视线坐标系相对地面坐标系的偏航角；所述状态变量/>选择为俯仰通道视线角速率或者偏航通道视线角速率。

在一个优选的实施方式中，所述通过下式（六）获得：

（六）

表示俯仰通道时变切换增益的变化量或者偏航通道时变切换增益的变化量；/>表示上一时刻获得的俯仰通道时变切换增益或者上一时刻获得的偏航通道时变切换增益。

所述俯仰通道时变切换增益变化量通过下述步骤获得：步骤1，获得俯仰通道非奇异快速终端滑模面/>与俯仰通道滑模面趋近律/>的乘积并将之作为输入，即为输入；步骤2，在如图1所示的俯仰通道模糊输入隶属函数图中，以该输入值为横坐标绘制竖线，找到俯仰通道模糊输入隶属函数图中与该竖线相交的输入曲线并记录交点纵坐标；记录输入曲线名称/>，对应的交点纵坐标为/>，/>，/>表示交点编号，/>表示交点数量；步骤3，基于模糊对应规则，获得步骤2中相交输入曲线对应的输出曲线/>；步骤4，在如图2所示的俯仰通道模糊输出隶属函数图中找到输出曲线/>，并获得每条输出曲线/>中心点的横坐标/>，步骤5，得到俯仰通道/>，即；

所述偏航通道时变切换增益变化量通过下述步骤获得：步骤a，获得偏航通道非奇异快速终端滑模面/>与偏航通道滑模面趋近律/>的乘积并将之作为输入，即为输入；步骤b，在如图3所示的偏航通道模糊输入隶属函数图中，以该输入值为横坐标绘制竖线，找到偏航通道模糊输入隶属函数图中与该竖线相交的输入曲线并记录交点纵坐标；记录输入曲线名称/>，对应的交点纵坐标为/>，/>，/>表示交点编号，/>表示交点数量；步骤c，基于模糊对应规则，获得步骤2中相交曲线对应的输出曲线；步骤d，在如图4所示的偏航通道模糊输出隶属函数图中找到输出曲线/>，并获得每条输出曲线/>中心点的横坐标/>；步骤e，得到偏航通道/>，即。

所述模糊对应规则为：

俯仰通道模糊输入隶属函数图和偏航通道模糊输入隶属函数图都包括如下输入曲线：；

俯仰通道模糊输出隶属函数图和偏航通道模糊输出隶属函数图都包括如下输出曲线：；

。

俯仰通道非奇异快速终端滑模面及偏航通道非奇异快速终端滑模面/>都通过下式（七）获得：

（七）

其中，表示俯仰通道非奇异快速终端滑模面或者偏航通道非奇异快速终端滑模面；/>表示状态变量；所述状态变量/>选择为俯仰通道视线角误差或者偏航通道视线角误差；/>表示状态变量/>的导数，即为俯仰通道视线角速率或者偏航通道视线角速率；设计参数取值为:/>、/>、/>。

俯仰通道滑模面趋近律及偏航通道滑模面趋近律/>都通过下式（八）获得：

（八）

其中，表示俯仰通道滑模面趋近律或者偏航通道滑模面趋近律；/>表示俯仰通道非奇异快速终端滑模面或者偏航通道非奇异快速终端滑模面；设计参数取值为:、/>、/>。

假设自动驾驶仪没有滞后问题，用上述控制方法，对上述四种工况下的目标进行拦截。

图5至图10给出了在自动驾驶仪没有滞后问题的理想拦截条件下进行拦截时的弹目相对距离、视线角和过载曲线。

由图5至图10可知，本申请提供的考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法，在以上四种工况下均能有效实现对机动目标的拦截，并能实现期望视线角度约束。该方法对目标的机动运动具有一定的普适性和鲁棒性，同时带有角度约束以提高毁伤能力。

实施例2

针对实施例1的工况4中的情况，采用实施例1中的控制方法对拦截飞行器进行制导控制，其中考虑自动驾驶仪二阶滞后环节的情况，这样的拦截条件称之为实际拦截条件；

相应地，实施例1中获得的拦截结果由于忽略了驾驶仪的滞后性，可以认为是理想拦截条件。

图11至图14示出了两种拦截条件下通道视线角和加速度的对比曲线。

图11至图14可知，自动驾驶仪滞后问题的确会对拦截性能产生影响，但本申请提供的考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法依然能在有限时间内实现期望视线角约束并拦截目标，说明该考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法能有效补偿自动驾驶仪滞后问题，保证了拦截飞行器在机动拦截中的制导精度。

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 (10)

1.一种考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法，其特征在于，该方法在视线坐标系下，通过模糊滑模反步制导律实时获得飞行器的最终需用过载，再将所述最终需用过载输入到驾驶仪中，在该驾驶仪存在滞后的情况下，该驾驶仪基于所述最终需用过载对飞行器进行打舵控制，使得飞行器准确拦截命中机动目标。

2.根据权利要求1所述的考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法，其特征在于，

通过所述模糊滑模反步制导律分别实时获得俯仰方向需用过载和偏航方向需用过载，再将获得的所述俯仰方向需用过载和偏航方向需用过载进行合成，得到最终需用过载；

所述俯仰方向需用过载或者偏航方向需用过载通过下式（一）获得：

（一）

其中，表示通道方向，包括俯仰通道/>和偏航通道/>；

表示俯仰通道需用过载或者偏航通道需用过载；

当中的/>为/>，即/>表示俯仰通道需用过载时，式（一）中各参数都选取为俯仰通道相关参数，

当中的/>为/>，即/>表示偏航通道需用过载时，式（一）中各参数都选取为偏航通道相关参数；

表示俯仰通道固有频率或者偏航通道固有频率；

表示俯仰通道阻尼比或者偏航通道阻尼比；

表示状态变量；所述状态变量/>选择为俯仰通道加加速度或者偏航通道加加速度；

表示反步法第二步的虚拟控制指令/>的导数；

表示反步法第二步的虚拟控制指令/>对状态变量/>的跟踪误差；

、/>和/>各自独立地表示设计参数；其取值为/>、/>、/>。

3.根据权利要求2所述的考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法，其特征在于，

所述通过下式（二）获得：

（二）

表示反步法第二步的虚拟控制指令；

表示状态变量；所述状态变量/>选择为俯仰通道加加速度或者偏航通道加加速度。

4.根据权利要求2或3所述的考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法，其特征在于，

所述通过下式（三）获得：

（三）

其中，表示反步法第一步的虚拟控制指令/>的导数；

表示反步法第一步的虚拟控制指令/>对状态变量/>的跟踪误差；

、/>和/>各自独立地表示设计参数，其取值为/>、/>、/>。

5.根据权利要求4所述的考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法，其特征在于，

所述通过下式（四）获得：

（四）

其中，表示状态向量，所述状态变量/>选择为俯仰通道加速度或者偏航通道加速度；

表示反步法第一步的虚拟控制指令。

6.根据权利要求5所述的考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法，其特征在于，

通过下式（五）获得：

（五）

其中，表示俯仰通道指令系数或者偏航通道指令系数；

表示俯仰通道系统状态或者偏航通道系统状态；

表示俯仰通道系统不确定性或者偏航通道系统不确定性；

、/>、/>、/>、/>、/>各自独立地表示设计参数，其取值为/>、/>、、/>、/>、/>；

表示俯仰通道时变切换增益或者偏航通道时变切换增益；

表示俯仰通道非奇异快速终端滑模面或者偏航通道非奇异快速终端滑模面；

和/>各自独立地表示状态变量；

所述状态变量选择为俯仰通道视线角误差或者偏航通道视线角误差；

所述状态变量选择为俯仰通道视线角速率或者偏航通道视线角速率。

7.根据权利要求6所述的考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法，其特征在于，

所述通过下式（六）获得：

（六）

表示俯仰通道时变切换增益的变化量或者偏航通道时变切换增益的变化量；

表示上一时刻获得的俯仰通道时变切换增益或者上一时刻获得的偏航通道时变切换增益；

所述俯仰通道时变切换增益变化量通过下述步骤获得：

步骤1，获得俯仰通道非奇异快速终端滑模面与俯仰通道滑模面趋近律/>的乘积并将之作为输入，即/>为输入；

步骤2，在俯仰通道模糊输入隶属函数图中，以该输入值为横坐标绘制竖线，找到俯仰通道模糊输入隶属函数图中与该竖线相交的输入曲线并记录交点纵坐标；记录输入曲线名称，对应的交点纵坐标为/>，/>，/>表示交点编号，/>表示交点数量；

步骤3，基于模糊对应规则，获得步骤2中相交输入曲线对应的输出曲线；

步骤4，在俯仰通道模糊输出隶属函数图中找到输出曲线，并获得每条输出曲线中心点的横坐标/>，

步骤5，得到俯仰通道，即/>；

所述偏航通道时变切换增益变化量通过下述步骤获得：

步骤a，获得偏航通道非奇异快速终端滑模面与偏航通道滑模面趋近律/>的乘积并将之作为输入，即/>为输入；

步骤b，在偏航通道模糊输入隶属函数图中，以该输入值为横坐标绘制竖线，找到偏航通道模糊输入隶属函数图中与该竖线相交的输入曲线并记录交点纵坐标；记录输入曲线名称，对应的交点纵坐标为/>，/>，/>表示交点编号，/>表示交点数量；

步骤c，基于模糊对应规则，获得步骤2中相交曲线对应的输出曲线；

步骤d，在偏航通道模糊输出隶属函数图中找到输出曲线，并获得每条输出曲线中心点的横坐标/>；

步骤e，得到偏航通道，即/>。

8.根据权利要求7所述的考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法，其特征在于，

所述模糊对应规则为：

俯仰通道模糊输入隶属函数图和偏航通道模糊输入隶属函数图都包括如下输入曲线：；

俯仰通道模糊输出隶属函数图和偏航通道模糊输出隶属函数图都包括如下输出曲线：；

。

9.根据权利要求7所述的考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法，其特征在于，

俯仰通道非奇异快速终端滑模面及偏航通道非奇异快速终端滑模面/>都通过下式（七）获得：

（七）

其中，表示俯仰通道非奇异快速终端滑模面或者偏航通道非奇异快速终端滑模面；

表示状态变量；所述状态变量/>选择为俯仰通道视线角误差或者偏航通道视线角误差；

表示状态变量/>的导数，即为俯仰通道视线角速率或者偏航通道视线角速率；

、/>、/>各自独立地表示设计参数，其取值为/>、/>、/>。

10.根据权利要求7所述的考虑驾驶仪滞后的机动目标角度约束制导方法，其特征在于，

俯仰通道滑模面趋近律及偏航通道滑模面趋近律/>都通过下式（八）获得：

（八）

其中，表示俯仰通道滑模面趋近律或者偏航通道滑模面趋近律；

表示俯仰通道非奇异快速终端滑模面或者偏航通道非奇异快速终端滑模面；

、/>、/>各自独立地表示设计参数，其取值为/>、/>、/>。