一种基于三阶模型的全捷联制导控制一体化设计方法技术

本发明专利技术公开了一种基于三阶模型的全捷联制导控制一体化设计方法，所述方法包括如下步骤：第一步、建立三阶制导控制一体化设计模型；第二步、明确考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化算法的设计任务；第三步、构造辅助系统，设计第一层期望虚拟控制量η

【技术实现步骤摘要】
一种基于三阶模型的全捷联制导控制一体化设计方法
本专利技术属于航空航天领域，涉及一种制导控制一体化设计方法，具体涉及一种基于三阶模型的考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化设计方法。
技术介绍
开展全捷联探测制导体制下的制导控制一体化设计研究对发展低成本、高性能战术导弹具有十分重要的意义。全捷联制导控制一体化设计中的一个重要问题是处理导引头视场约束。从所建立的制导控制一体化设计模型角度看，目前该领域的主要进展包括四阶模型方法和二阶模型方法。四阶模型方法以文献1“考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化设计方法，中国，2017-01-13，CN201710023831.4”和文献2“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，中国，2019-01-29，CN2019100834420.3”为代表。这类方法以体视线角、视线角速率、攻角(侧滑角、滚转角)和俯仰(偏航、滚转)角速率为作为四阶模型的状态变量。这类方法主要存在两个问题：一是将俯仰(偏航)角速率这些状态变量当作有界干扰处理，缺乏严格的系统稳定性保障；二是模型阶次较高，导致所设计的一体化算法相对复杂。二阶模型方法以文献2“Integratedguidanceandcontrolformissilewithnarrowfield-of-viewstrapdownseeker,ISATransactions,2020,https://doi.org/10.1016/j.isatra.2020.06.012”为代表。该文献建立了以体视线角及其变化率为状态的二阶制导控制一体化设计模型，通过设计俯仰舵偏角指令使体视线角变化率跟踪负的导弹俯仰角速率信号，从而实现对目标的精确打击。但是，由于导弹俯仰角速率信号并不是一个独立的外部信号，而是直接受俯仰舵偏角指令所控制的，因此，这种设计方法本质上存在控制器的循环设计问题。
技术实现思路
为了克服现有基于四阶模型和二阶模型的考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化设计方法的不足，本专利技术提供了一种基于三阶模型的全捷联制导控制一体化设计方法。该方法能够实现对目标的精确打击，并确保全捷联导引头视场约束得以满足。本专利技术的目的是通过以下技术方案实现的：一种基于三阶模型的全捷联制导控制一体化设计方法，包括如下步骤：第一步、建立三阶制导控制一体化设计模型：式中，λ＝θ-ε为导弹速度追踪误差角，θ为导弹弹道倾角，ε为视线倾角，为导弹攻角，为导弹俯仰角，ωz为导弹俯仰角速率，δz为导弹俯仰舵偏角，m为导弹质量，V为导弹速度，P为导弹发动机推力，q为导弹动压头，S为导弹特征面积，g为重力加速度，为导弹升力系数cy对α的偏导数，L为导弹特征长度，Jz为导弹绕弹体z轴的转动惯量，分别为导弹俯仰力矩系数mz相对于α,δz的偏导数；第二步、明确考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化算法的设计任务，具体要求如下：根据第一步建立的三阶制导控制一体化设计模型，设计导弹的舵偏角指令使导弹速度追踪误差角λ尽快收敛到零，同时保证全捷联导引头视场约束得以满足，即满足：其中，表示体视线角的最大允许值，η＝λ+α表示导弹体视线角；第三步、构造辅助系统，设计第一层期望虚拟控制量ηd，并将其通过近似饱和函数处理后得到第一层虚拟控制量ηc；第四步、利用BarrierLyapunov函数，设计第二层虚拟控制量ωzc；第五步、设计实际舵偏角指令δz；第六步、综合第三至第五步，得到如下考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化算法：其中，设计参数的取值范围为：ke＞0，ε＞0，ki＞0,i＝1,2,3；第七步、检验制导控制一体化算法的性能：在允许的范围内选择好设计参数后，借助计算机数值计算和仿真软件进行仿真计算并进行性能检验，如果制导控制一体化算法的性能满足要求，则设计结束；否则，需要调整设计参数，重新进行仿真计算并进行性能检验。相比于现有技术，本专利技术具有如下优点：本专利技术既克服了现有基于四阶模型的考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化设计方法由于模型阶次较高导致的控制器复杂性问题以及系统的稳定性问题，同时也避免了基于二阶模型的考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化设计方法存在的控制器循环设计问题。附图说明图1为本专利技术基于三阶模型的全捷联制导控制一体化设计流程图；图2为纵向平面拦截几何关系；图3为弹-目相对距离变化曲线；图4为导弹速度追踪误差角变化曲线；图5为导弹体视线角变化曲线；图6为导弹俯仰舵偏角变化曲线。具体实施方式下面结合附图对本专利技术的技术方案作进一步的说明，但并不局限于此，凡是对本专利技术技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本专利技术技术方案的精神和范围，均应涵盖在本专利技术的保护范围中。本专利技术提供了一种基于三阶模型的全捷联制导控制一体化设计方法，如图1所示，其设计步骤如下：第一步：建立三阶制导控制一体化设计模型。纵向平面内的拦截几何关系如图2所示，其中，M表示导弹，T表示目标，LOS表示视线，ε表示视线倾角，r表示弹-目相对距离，V表示导弹的速度，xb表示导弹弹体纵轴，表示导弹俯仰角，θ表示导弹弹道倾角，表示导弹攻角，λ＝θ-ε表示导弹速度追踪误差角，η＝λ+α表示导弹体视线角，Vt表示目标速度，θt表示目标弹道倾角。根据速度追踪导引原理，为了实现对目标的精确打击，只需使导弹速度方向指向目标飞行，也就是使导弹速度追踪误差角λ尽快收敛到零。因此，取λ作为第一个状态变量，有：导弹的弹道倾角θ满足如下动态方程：式中，m为导弹质量，P为导弹发动机推力，g为重力加速度，Y为导弹所受升力，其中，q为动压头(q＝0.5ρV2，ρ为导弹所处高度的空气密度)，S为导弹特征面积，δz为导弹俯仰舵偏角，分别为导弹升力系数cy对α,δz的偏导数。因为导弹所受升力主要由弹体产生，即同时，当攻角不大时，有sinα≈α，故可得：选取导弹的攻角α与俯仰角速率ωz作为状态变量，可以建立导弹的控制系统模型如下：其中，L表示导弹特征长度，Jz表示导弹绕弹体z轴的转动惯量，分别表示导弹俯仰力矩系数mz相对于α,δz的偏导数。定义则有：式(6)即为三阶制导控制一体化设计模型。第二步：明确考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化算法的设计任务。考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化算法的设计任务可以描述为：根据制导控制一体化设计模型(6)，设计导弹的舵偏角指令使导弹速度追踪误差角λ尽快收敛到零，同时保证全捷联导引头视场约束得以满足，即满足：其中表示体视线角的最大允许值。第三步：构造辅助系统，设计第一层期望虚拟控制量，并将其通过近似饱和函数处理后得到第一层虚拟控制量。构造辅助系统：其中，ke＞0为设计参数，ηd为待求解的第一层期望虚拟控本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于三阶模型的全捷联制导控制一体化设计方法，其特征在于所述方法包括如下步骤：/n第一步、建立三阶制导控制一体化设计模型：/n

【技术特征摘要】
1.一种基于三阶模型的全捷联制导控制一体化设计方法，其特征在于所述方法包括如下步骤：
第一步、建立三阶制导控制一体化设计模型：



式中，λ＝θ-ε为导弹速度追踪误差角，θ为导弹弹道倾角，ε为视线倾角，为导弹攻角，为导弹俯仰角，ωz为导弹俯仰角速率，δz为导弹俯仰舵偏角，m为导弹质量，V为导弹速度，P为导弹发动机推力，q为导弹动压头，S为导弹特征面积，g为重力加速度，为导弹升力系数cy对α的偏导数，L为导弹特征长度，Jz为导弹绕弹体z轴的转动惯量，分别为导弹俯仰力矩系数mz相对于α,δz的偏导数；
第二步、明确考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化算法的设计任务；
第三步、构造辅助系统，设计第一层期望虚拟控制量ηd，并将其通过近似饱和函数处理后得到第一层虚拟控制量ηc；
第五步、设计实际舵偏角指令δz；
第六步、综合第三至第五步，得到如下考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化算法：



其中，设计参数的取值范围为：ke＞0，ε＞0，ki＞0,...

【专利技术属性】
技术研发人员：侯明哲，吴爱国，石文锐，段广仁，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江;23