考虑全捷联导引头视场约束的三维制导控制一体化设计方法技术

本发明专利技术涉及一种考虑全捷联导引头视场约束的三维制导控制一体化设计方法，该方法首先建立全捷联导引头视线解耦模型、三维空间内导弹‑目标的相对运动模型以及弹体姿态控制系统模型；再选择状态变量和系统输出变量，建立考虑视场角约束的三维制导控制一体化状态空间数学模型；采用障碍Lyapunov函数、自适应干扰观测器以及动态面控制相结合的控制方法。由于采用障碍Lyapunov函数、自适应干扰观测器以及动态面控制相结合的控制方法，同时满足了制导精度和全捷联导引头视场角约束条件，保证了导弹制导控制过程中全捷联导引头探测的体视线角满足导引头视场约束。

Integrated Design Method of Three-Dimensional Guidance and Control Considering Field of View Constraints of Full Strapdown Seeker

【技术实现步骤摘要】
考虑全捷联导引头视场约束的三维制导控制一体化设计方法
本专利技术属于航天
，涉及一种三维场景下的制导控制一体化设计方法，特别涉及一种在考虑全捷联导引头视场约束的三维制导控制一体化设计方法。
技术介绍
随着制导武器小型化、低成本化的发展，将探测器件与弹体固联安装的一类全捷联导引头受到越来越多的关注，这类导引头非常适合在空间有限的无人机载导弹或单兵便携式战术导弹上使用。然而，全捷联导引头也存在一定的固有缺陷，首先，此类导引头的探测器光轴不再与弹体运动隔离，这使得基于惯性视线角速率信息的传统比例导引方法无法直接使用，需要进行额外的捷联解耦，另外，全捷联导引头的视场有限，过大的姿态调整很容易导致目标逃逸导引头视场，从而引起导弹脱靶。针对全捷联导弹制导控制系统，传统的设计方法主要包括以下几个步骤，首先进行捷联解耦，得到惯性系下的视线角速率信息，然后基于频谱分离的思想分别设计制导子系统和控制子系统，再将二者进行整合。这种设计方法并不总能实时地协调各个子系统之间的关系，对于射程较近的单兵武器很容易失稳，无法满足设计需要。为了提高制导控制系统的可靠性及总体性能，需要充分利用导弹制导系统与控制系统之间的相互作用进行导弹制导控制一体化设计。文献1“带落角约束的BTT飞行器制导控制一体化方法研究.哈尔滨工业大学硕士学位论文,2011.”公开了一种满足落角约束的BTT飞行器制导控制一体化设计方法。该方法应用多滑模面滑模控制理论，满足了三维攻击过程的落角约束。然而，落角是属于制导范畴的物理量，满足落角约束并不能从根本上确保视场角度满足约束，因此该方法无法确保全捷联导引体制下的视场角限制。文献2“考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化设计方法.国家专利技术专利，201710023831.4，2017年.”公开了一种考虑导引头视场限制的导引与控制一体化设计方法。该方法将捷联解耦原理和状态约束控制方法相结合，满足了攻击过程导引头视场约束。然而，该方法假设导弹在二维纵向平面内对目标进行拦截，无法模拟真实战场环境中的三维拦截情景，因此该方法具有局限性。综上所述，现有制导控制方法难以从理论上同时满足三维攻击场景下制导精度和全捷联导引头视场角约束条件，并且国内外针对全捷联视场约束下的三维制导控制一体化设计方法还未见公开文献。
技术实现思路
要解决的技术问题为了避免现有技术的不足之处，本专利技术提出一种考虑全捷联导引头视场约束的三维制导控制一体化设计方法。技术方案一种考虑全捷联导引头视场约束的三维制导控制一体化设计方法，其特征在于步骤如下：步骤1：建立全捷联导引头视线解耦模型、三维空间内导弹-目标的相对运动模型以及弹体姿态控制系统模型；(a).建立全捷联导引头视线解耦模型其中，ηBL,εBL分别表示体视线方位角和体视线高低角，分别表示体视线方位角速率和体视线高低角速率，η,ε分别表示惯性系下弹-目相对视线方位角和高低角，分别表示惯性系下的弹-目相对视线方位角速率和高低角速率，ψ,分别表示偏航角和俯仰角，分别表示偏航角速率和俯仰角速率，由下式给出：其中，ωx,ωy,ωz分别是导弹的滚转角速率、偏航角速率和俯仰角速率，γ表示弹体的滚转角；(b).建立三维空间内导弹-目标的相对运动模型其中，分别是惯性系下的弹-目相对视线方位角加速度和高低角加速度，R,分别是弹-目相对距离和相对速度，r是弹-目相对距离在水平面上的投影；α,β分别是导弹的飞行攻角和飞行侧滑角，P是导弹的发动机推力，q是导弹的飞行动压，S是导弹的参考面积，L是导弹的参考长度，是升力系数对攻角的偏导数，是侧向力系数对偏航角的偏导数，dZ,dY分别是导弹侧向力和升力的不确定性；aty,atz分别是目标纵向平面和侧向平面的加速度分量；(c).建立弹体姿态控制系统模型其中，δx,δy,δz分别是导弹的滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角；P是导弹的发动机推力，m是导弹的质量，Jx,Jy,Jz是导弹的转动惯量，VM是导弹的飞行速度；q是导弹的飞行动压，S是导弹的参考面积，L是导弹的参考长度；是升力系数对攻角的偏导数，是侧向力系数对偏航角的偏导数；是俯仰力矩系数对攻角的偏导数，是偏航力矩系数对侧滑角的偏导数，是滚转力矩系数对滚转舵偏角的偏导数，是偏航力矩系数对偏航舵偏角的偏导数，是俯仰力矩系数对俯仰舵偏角的偏导数；d3,d4表示由导弹的空气动力学系数引起的不确定性；步骤2：选择状态变量和系统输出变量，建立考虑视场角约束的三维制导控制一体化状态空间数学模型选择状态变量为：x1＝[ηBLεBL]T,x3＝[γβα]，x4＝[ωxωyωz]，u＝[δxδyδz]；得到系统的状态空间模型如下：其中：Δ3＝d3Δ4＝d4Δ1为第1个状态方程的综合不确定性，Δ2为第2个状态方程的综合不确定性，Δ3为第3个状态方程的综合不确定性，Δ4为第4个状态方程的综合不确定性；u是待设计的系统控制输入；步骤3：给定视场角约束边界，设计x2的虚拟控制量定义误差项s1＝x1且x1＝[x11x12]T，以x2d作为状态x2的虚拟控制量；定义Q为需要约束的视场角范围，为了确保纵向通道和侧向通道的体视线角同时满足约束条件|x11|≤Q,|x12|≤Q，设计x2d为：其中，是第一个状态方程的综合不确定性上界平方的估计量，λ1和k1＝diag(k11,k12)为待设计的控制参数；引入如下的自适应律对模型的不确定性进行估计和补偿：其中，是第1个状态方程的综合不确定性上界平方的估计量的一阶导数，μ1为待设计的参数；为了避免虚拟控制微分膨胀，引入一阶滤波器获取新的变量x2c：其中，x2c是虚拟控制量x2d的近似量，是x2c的一阶导数，τ2＝diag(τ21,τ22)为动态面的时间延迟参数；步骤4：保证在飞行过程中弹体不发生滚转，设计的虚拟控制量定义误差项s2＝x2-x2d，以作为状态的虚拟控制量，设计为：其中，是第2个状态方程的综合不确定性上界平方的估计量，λ2和k2＝diag(k21,k22)为待设计的控制参数；引入如下的自适应律对模型的不确定性进行估计和补偿：其中，是第2个状态方程的综合不确定性上界平方的估计量的一阶导数，μ2为待设计的参数；为了避免虚拟控制微分膨胀，引入一阶滤波器获取新的变量其中，是虚拟控制量的近似量，是的一阶导数，τ3＝diag(τ31,τ32)为动态面的时间延迟参数；步骤5：设计x4的虚拟控制量定义误差项以x4d作为状态x4的虚拟控制量，设计x4d为：其中，是第3个状态方程的综合不确定性上界平方的估计量，λ3和k3＝diag(k31,k32,k33)为待设计的控制参数；引入如下的自适应律对模型的不确定性进行估计和补偿：其中，是第3个状态方程综合不确定性上界平方的估计量的一阶导数，μ3为待设计的参数；为了避免虚拟控制微分膨胀，引入一阶滤波器获取新的变量x4c：其中，x4c是虚拟控制量x4d的近似量，是x4c的一阶导数，τ4＝diag(τ41,τ42,τ43)为动态面的时间延迟参数；步骤6：设计制导控制一体化的理想舵偏角指令定义误差项s4＝x4-x4c，u为理想的舵偏角指令，设计u为：其中，是第4个状态方程的综合不确定性上界平方的估计量，λ4和k4＝diag(k41,k42,k43)为待设计的控制参数；引入如下的自适本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种考虑全捷联导引头视场约束的三维制导控制一体化设计方法，其特征在于步骤如下：步骤1：建立全捷联导引头视线解耦模型、三维空间内导弹‑目标的相对运动模型以及弹体姿态控制系统模型；(a).建立全捷联导引头视线解耦模型

【技术特征摘要】
1.一种考虑全捷联导引头视场约束的三维制导控制一体化设计方法，其特征在于步骤如下：步骤1：建立全捷联导引头视线解耦模型、三维空间内导弹-目标的相对运动模型以及弹体姿态控制系统模型；(a).建立全捷联导引头视线解耦模型其中，ηBL,εBL分别表示体视线方位角和体视线高低角，分别表示体视线方位角速率和体视线高低角速率，η,ε分别表示惯性系下弹-目相对视线方位角和高低角，分别表示惯性系下的弹-目相对视线方位角速率和高低角速率，ψ,θ分别表示偏航角和俯仰角，分别表示偏航角速率和俯仰角速率，由下式给出：其中，ωx,ωy,ωz分别是导弹的滚转角速率、偏航角速率和俯仰角速率，γ表示弹体的滚转角；(b).建立三维空间内导弹-目标的相对运动模型其中，分别是惯性系下的弹-目相对视线方位角加速度和高低角加速度，R,分别是弹-目相对距离和相对速度，r是弹-目相对距离在水平面上的投影；α,β分别是导弹的飞行攻角和飞行侧滑角，P是导弹的发动机推力，q是导弹的飞行动压，S是导弹的参考面积，L是导弹的参考长度，是升力系数对攻角的偏导数，是侧向力系数对偏航角的偏导数，dZ,dY分别是导弹侧向力和升力的不确定性；aty,atz分别是目标纵向平面和侧向平面的加速度分量；(c).建立弹体姿态控制系统模型其中，δx,δy,δz分别是导弹的滚转舵偏角、偏航舵偏角和俯仰舵偏角；P是导弹的发动机推力，m是导弹的质量，Jx,Jy,Jz是导弹的转动惯量，VM是导弹的飞行速度；q是导弹的飞行动压，S是导弹的参考面积，L是导弹的参考长度；是升力系数对攻角的偏导数，是侧向力系数对偏航角的偏导数；是俯仰力矩系数对攻角的偏导数，是偏航力矩系数对侧滑角的偏导数，是滚转力矩系数对滚转舵偏角的偏导数，是偏航力矩系数对偏航舵偏角的偏导数，是俯仰力矩系数对俯仰舵偏角的偏导数；d3,d4表示由导弹的空气动力学系数引起的不确定性；步骤2：选择状态变量和系统输出变量，建立考虑视场角约束的三维制导控制一体化状态空间数学模型选择状态变量为：x1＝[ηBLεBL]T,x3＝[γβα]，x4＝[ωxωyωz]，u＝[δxδyδz]；得到系统的状态空间模型如下：其中：Δ3＝d3Δ4＝d4Δ1为第1个状态方程的综合不确定性，Δ2为第2个状态方程的综合不确定性，Δ3为第3个状态方程的综合不确定性，Δ4为第4个状态方程的综合不确定性；u是待设计的系统控制输入；步骤3：给定视场角约束边界，设计x2的虚拟控制量定义误差项s1＝x1且x1＝[x11x12]T，以x2d作为状态x2的虚拟控制量；定义Q为需要约束的视场角范围，为了确保纵向通道和侧向通道的体视线角同时满足约束条件|x11...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵斌，周军，郭靖，肖应超，蒋瑞民，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西,61