考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统及方法技术方案

本发明专利技术公开了一种考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统及方法，该系统中设置有制导控制模块，在该制导控制模块中添加有考虑落角约束的滑模控制部分和双层自适应控制部分，使得该制导控制模块能够在舵机失效及目标机动的情况下控制飞行器，并且在约束飞行器落角的情况下控制飞行器与目标相遇。

【技术实现步骤摘要】
考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统及方法
本专利技术涉及制导控制
，具体涉及一种考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统及方法。
技术介绍
在飞行器制导控制领域，舵机失效是诸多设备扰动之中最为严重的一种，由于大多数飞行器是依靠舵机对机体进行控制，一旦出现舵机失效，轻则会影响机体稳定，重则会引起机体失控，造成无法预料的严重后果。考虑诸多实际制导控制需求，落角约束是其中极其重要的一个。满足落角约束可以有效的提高拦截几率和拦截效果。因此，考虑舵机失效及落角约束是制导控制系统设计过程中无法回避的问题。针对以上问题，本专利技术人对现有的飞行器制导控制系统做了深入的研究，在结合双层自适应滑模控制方法的基础上，计出一种能够满足舵机失效及落角约束的飞行器控制系统及控制方法。
技术实现思路
为了克服上述问题，本专利技术人进行了锐意研究，设计出一种考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统及方法，该系统中设置有制导控制模块，在该制导控制模块中添加有考虑落角约束的滑模控制部分和双层自适应控制部分，使得该制导控制模块能够在舵机失效及目标机动的情况下控制飞行器，并且在约束飞行器落角的情况下控制飞行器与目标相遇，通过在状态方程中引入考虑舵机失效及目标机动引起的扰动来给出更为合理的制导指令，进而通过制导指令抵消舵机失效及目标机动引起的扰动对飞行器的不良影响，通过在导引律中引入多变量滑模面，来保证视线角速率收敛至0，视线角收敛至期望落角，进而以约束落角与目标相遇，从而完成本专利技术。具体来说，本专利技术的目的在于提供一种考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统，该系统能够在舵机失效及目标机动的情况下控制飞行器，并且在约束飞行器落角的情况下控制飞行器与目标相遇。本专利技术所具有的有益效果包括：(1)在根据本专利技术提供的考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统及方法中，在考虑舵机失效及目标机动的基础上进行制导控制，并实现对目标的拦截；(2)在根据本专利技术提供的考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统及方法中，引入了变量滑模面，该滑模面可以保证视线角速率收敛至0，视线角收敛至期望落角，即以期望落角实现对目标的拦截；(3)在根据本专利技术提供的考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统及方法能够在有限时间实现对目标的拦截。附图说明图1a给出了情形1时，传统的PNGL在有无舵机失效因素影响下俯仰方向视线角的变化曲线，图1b给出了情形1时，传统的PNGL在有无舵机失效因素影响下偏航方向视线角的变化曲线，图2a给出了情形1时，本专利技术提供的制导控制模块在有无舵机失效因素影响下俯仰方向视线角的变化曲线，图2a1给出了图2a中的有舵机失效因素影响下视线角的变化曲线，图2a2给出了图2a中的无舵机失效因素影响下视线角的变化曲线；图2b给出了情形1时，本专利技术提供的制导控制模块在有无舵机失效因素影响下偏航方向视线角的变化曲线，图2b1给出了图2b中的有舵机失效因素影响下视线角的变化曲线，图2b2给出了图2b中的无舵机失效因素影响下视线角的变化曲线；图3给出了情形1时，飞行器在三种制导控制系统的导引下对目标拦截的飞行曲线，图4a给出了情形1时，飞行器在三种制导控制系统的导引下俯仰方向视线角速率的变化曲线，图4b给出了情形1时，飞行器在三种制导控制系统的导引下偏航方向视线角速率的变化曲线，图5a给出了情形1时，飞行器在三种制导控制系统的导引下俯仰方向视线角的变化曲线，图5b给出了情形1时，飞行器在三种制导控制系统的导引下偏航方向视线角的变化曲线，图6a给出了情形1时，飞行器在三种制导控制系统的导引下俯仰方向过载的变化曲线，图6b给出了情形1时，飞行器在三种制导控制系统的导引下偏航方向过载的变化曲线，图7a给出了情形2时，传统的PNGL在有无舵机失效因素影响下俯仰方向视线角的变化曲线，图7b给出了情形2时，传统的PNGL在有无舵机失效因素影响下偏航方向视线角的变化曲线，图7b1给出了图7b中的有舵机失效因素影响下视线角的变化曲线，图7b2给出了图7b中的无舵机失效因素影响下视线角的变化曲线；图8a给出了情形2时，本专利技术提供的制导控制模块在有无舵机失效因素影响下俯仰方向视线角的变化曲线，图8a1给出了图8a中的有舵机失效因素影响下视线角的变化曲线，图8a2给出了图8a中的无舵机失效因素影响下视线角的变化曲线；图8b给出了情形2时，本专利技术提供的制导控制模块在有无舵机失效因素影响下偏航方向视线角的变化曲线，图8b1给出了图8b中的有舵机失效因素影响下视线角的变化曲线，图8b2给出了图8b中的无舵机失效因素影响下视线角的变化曲线；图9给出了情形2时，飞行器在三种制导控制系统的导引下对目标拦截的飞行曲线，图10a给出了情形2时，飞行器在三种制导控制系统的导引下俯仰方向视线角速率的变化曲线，图10b给出了情形2时，飞行器在三种制导控制系统的导引下偏航方向视线角速率的变化曲线，图11a给出了情形2时，飞行器在三种制导控制系统的导引下俯仰方向视线角的变化曲线，图11b给出了情形2时，飞行器在三种制导控制系统的导引下偏航方向视线角的变化曲线，图12a给出了情形2时，飞行器在三种制导控制系统的导引下俯仰方向过载的变化曲线，图12b给出了情形2时，飞行器在三种制导控制系统的导引下偏航方向过载的变化曲线，图13a和图13b共同给出本专利技术提供的制导控制系统中，在期望视线角φd＝25°时，θd分别为5°，15°，25°，35°，45°和60°时，飞行器拦截目标的飞行曲线。图14a和图14b共同给出本专利技术提供的制导控制系统中，在不同期望落角下飞行器视线角的变化过程。图15a和图15b共同给出本专利技术提供的制导控制系统中，在期望视线角θd＝45°时，φd分别为-10°，5°，15°，30°和45°时飞行器拦截目标的飞行曲线。图16a和图16b共同给出本专利技术提供的制导控制系统中，在不同期望落角下飞行器视线角的变化过程。具体实施方式下面通过附图和实施例对本专利技术进一步详细说明。通过这些说明，本专利技术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。根据本专利技术提供的考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统，该系统能够在目标机动的情况下控制飞行器，优选地，能够在舵机失效及目标机动的情况下控制飞行器，并且在约束飞行器落角的情况下控制飞行器与目标相遇；所述舵机失效是指舵机在运行过程中突然失效或者停转，所述目标可以是地面物体，也可以是空中飞行的物体，所述约束飞行器落角优选为飞行器以5°-60°角度与目标相遇。在一个优选的实施方式中，该系统包括制导控制模块，通过该制导控制模块计算需用过载，控制舵机工作，该制导控制模块可以通过传感器测得的飞行器与目标的相对距离r，相对速度俯仰视线角θL，偏航视线角φL进行导引，避免舵机扰动，同时实现以期望角度拦截目标。其中，该制导控制模块采用下式(一)中的状态方程控制飞行器：其中，F表示弹目相对运动系统矩阵，r表示弹目相对距离，表示弹目相对速度，θL表示俯仰方向的视线角，φL表示偏航方向的视线角，表示俯仰方向的视线角速度，表示偏航方向的本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统，其特征在于，该系统能够在目标机动的情况下控制飞行器，并且在约束飞行器落角的情况下控制飞行器与目标相遇。

【技术特征摘要】
1.一种考虑舵机失效及落角约束的飞行器制导系统，其特征在于，该系统能够在目标机动的情况下控制飞行器，并且在约束飞行器落角的情况下控制飞行器与目标相遇。2.根据权利要求1所述的制导系统，其特征在于，该系统能够在舵机失效及目标机动的情况下控制飞行器，并且在约束飞行器落角的情况下控制飞行器与目标相遇。3.根据权利要求1所述的制导系统，其特征在于，该系统的制导控制模块采用下式(一)中的状态方程控制飞行器：其中，F表示弹目相对运动系统矩阵，r表示弹目相对距离，表示弹目相对速度，θL表示俯仰方向的视线角，φL表示偏航方向的视线角，表示俯仰方向的视线角速度，表示偏航方向的视线角速度，表示俯仰方向的视线角加速度，表示偏航方向的视线角加速度，B表示控制矩阵，aM表示控制量，aMθ表示飞行器在三维坐标系下俯仰方向的加速度，aMφ表示飞行器在三维坐标系下偏航方向的加速度，d为考虑舵机失效及目标机动引起的扰动。4.根据权利要求3所述的制导系统，其特征在于，考虑舵机失效及目标机动引起的扰动d通过下式(二)获得：其中，表示舵机失效的表达式，通过下式(三)获得：Δ表示为目标机动引起的扰动，通过下式(四)获得：上述式(二)、(三)、(四)中，表示飞行器加速度，gi(i＝θ,φ)表示舵机扰动随时间变化的曲线，通过下式(五)获得；ai＞0，表示舵机失效变化系数，t表示时间，T表示舵机失效的初始时间，aTθ表示飞行器在三维坐标系下俯仰方向的加速度，aTφ表示飞行器在三维坐标系下偏航方向的加速度。5.根据权利要求1所述的制导系统，其特征在于，该系统的导引律通过下式(六)获得：其中，表示导引律，u表示等效控制量...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵良玉，马乾才，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京,11