一种带落角约束的飞行器制导控制装置及方法制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种带落角约束的飞行器制导控制方法，包括以下步骤：建立运动模型、确定滑模面、设定趋近率、获得过载控制指令，该方法基于滑模变结构控制，通过设置快速非奇异终端滑模面，使得制导律能够快速收敛，从而使得飞行器的脱靶量、弹目视线角速率快速收敛至零，进而使得飞行器命中目标时刻的终端落角与期望值相同。本发明专利技术公开的带落角约束的飞行器制导控制方法，能够实现大落角约束，且落角能够大于90

【技术实现步骤摘要】
一种带落角约束的飞行器制导控制装置及方法


[0001]本专利技术涉及一种飞行器制导控制方法，尤其涉及一种带落角约束的飞行器制导控制方法，属于飞行器控制领域。

技术介绍

[0002]对于大多数战术飞行器，制导律的作用是产生合适的制导命令导引飞行器以零脱靶量击中目标。然而，对于有些飞行器，除了脱靶量有具体的要求外，还需要在命中时刻以一个特定角度攻击目标来增强毁伤效果。
[0003]例如，在攻击航空母舰等防御性较强的目标时，需要根据其甲板防御装甲的位置来选择薄弱部位进行攻击，这样可以有效摧毁其甲板下的核心设施，这就需要飞行器具备指定角度入射打击的能力。
[0004]再例如，在渡海登陆作战中，敌方的重要目标大量位于背对大陆，面向太平洋的反斜面洞库之中，这就要求飞行器有以大落角命中目标的能力。
[0005]现有的飞行器制导控制方法，难以实现大落角，或在大落角情况下抖振明显，精确度出现严重下降，抗过载能力差。
[0006]因此，有必要提出一种带落角约束的飞行器制导控制方法，以解决上述问题。

技术实现思路

[0007]为了克服上述问题，本专利技术人进行了深入研究，提出了一种带落角约束的飞行器制导控制方法，包括以下步骤：
[0008]S1、建立运动模型；
[0009]S2、确定滑模面；
[0010]S3、设定趋近率；
[0011]S4、获得过载控制指令。
[0012]进一步地，在步骤S1中，所述运动模型为固定目标与弹目相对运动模型，表示为：/>[0013][0014]其中，q表示弹目视线角，表示弹目视线角速率，r表示飞行器相对目标之间的距离，θ
M
表示飞行器的弹道倾角，V
M
表示飞行器当前的速度，a
M
表示飞行器过载指令；
[0015]根据运动模型，设定两个系统状态变量，分别为：
[0016][0017]其中，q
F
表示期望的终端落角。
[0018]进一步地，在步骤S2中，所述滑模面为快速非奇异终端滑模面。
[0019]在一个优选的实施方式中，所述滑模面s为：
[0020][0021]其中，β1,β2,α1,α2为常数，且β1,β2＞0，1＜α2＜2，α1＞α2。
[0022]在一个优选的实施方式中，在步骤S3中，通过设定独特的趋近律，提升滑模变控制的收敛速度。
[0023]在一个优选的实施方式中，在步骤S3中，所述趋近律表示为：
[0024][0025]其中，k1,k2,k3,k4为常数。
[0026]在一个优选的实施方式中，在步骤S4中，通过对滑模面进行一阶求导，并与趋近律联立，可获得飞行器过载控制指令，
[0027]所述飞行器过载控制指令可以表示为：
[0028][0029]另一方面，本专利技术还提供了一种带落角约束的飞行器制导控制系统，优选采用上述控制方法，该系统包括卫星导航模块、INS模块、微处理器和执行机构，其特征在于，
[0030]所述微处理器，获得卫星导航模块和INS模块传递的信息，根据飞行器过载控制指令生成舵偏指令，将舵偏指令传递至执行机构，
[0031]所述飞行器过载控制指令表示为：
[0032][0033]其中，飞行器相对目标间的距离r、弹目视线角q、飞行器的弹道倾角θ
M
以及弹目视线角速率从卫星导航模块获得；β1,β2,α1,α2,k1,k2,k3,k4为常数，s表示滑模面，x1、x2可由运动模型解算获得。
[0034]在一个优选的实施方式中，所述运动模型表示为：
[0035][0036]其中，飞行器相对目标间的距离r、弹目视线角q、飞行器的弹道倾角θ
M
以及弹目视线角速率从卫星导航模块获得，飞行器当前的速度V
M
从INS模块获得。
[0037]在一个优选的实施方式中，所述执行机构包括电动舵机，所述电动舵机为比例式电动舵机。
[0038]本专利技术所具有的有益效果包括：
[0039](1)能够实现大落角约束，且落角能够大于90
°
，能够实现垂直攻击或反斜面打击，因此能够应用在更多的作战场景下，应用价值更高。
[0040](2)具有独特的趋近律，能够大大削弱抖振，提高飞行器的打击精度和稳定性，缩短收敛时间；
[0041](3)系统采用四片合成天线进行卫星信号的接收，具有更强的信号接收能力和抗高过载能力，使得接收的信号范围更广，更精确。
附图说明
[0042]图1示出根据本专利技术一种优选实施方式的带落角约束的飞行器制导控制方法流程示意图；
[0043]图2示出根据本专利技术一种优选实施方式的带落角约束的飞行器制导控制系统结构示意图；
[0044]图3示出根据本专利技术实施例1中仿真结果图；
[0045]图4示出根据本专利技术实施例1中仿真结果图；
[0046]图5示出根据本专利技术实施例1中仿真结果图。
具体实施方式
[0047]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。
[0048]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。
[0049]一方面，本专利技术提供了一种带落角约束的飞行器制导控制方法，包括以下步骤：
[0050]S1、建立运动模型；
[0051]S2、确定滑模面；
[0052]S3、设定趋近率；
[0053]S4、获得过载控制指令。
[0054]在步骤S1中，所述运动模型为固定目标与弹目相对运动模型，表示为：
[0055][0056]其中，q表示弹目视线角，表示弹目视线角速率，r表示飞行器相对目标之间的距离，θ
M
表示飞行器的弹道倾角，V
M
表示飞行器当前的速度，a
M
表示飞行器过载指令。
[0057]进一步地，根据式(一)，所述运动模型还可以表示为：
[0058][0059]进一步地，在本专利技术中，根据运动模型，设定两个系统状态变量，分别为x1和x2，其中x1表示测量弹目视线角与期望终端落角差，x2表示测量弹目视线角速率：
[0060][0061]其中，q
F
表示期望的终端落角。
[0062]在本专利技术中，所述制导控制方法基于滑模变结构控制，在滑模变结构控制中，滑模面的选取对控制效果有极大影响。
[0063]进一步地，在步骤S2中，所述滑模面为快速非奇异终端滑模面，快速非奇异终端滑模具有强鲁棒性，高精度，收敛速度快且不存在奇异问题的优点，使得获得的制导律能够快速收敛，从而使得飞行器的脱靶量、弹目视线角速率快速收敛至零，进而使得飞本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种带落角约束的飞行器制导控制方法，包括以下步骤：S1、建立运动模型；S2、确定滑模面；S3、设定趋近率；S4、获得过载控制指令。2.根据权利要求1所述的带落角约束的飞行器制导控制方法，其特征在于，在步骤S1中，所述运动模型为固定目标与弹目相对运动模型，表示为：其中，q表示弹目视线角，表示弹目视线角速率，r表示飞行器相对目标之间的距离，θ
M
表示飞行器的弹道倾角，V
M
表示飞行器当前的速度，a
M
表示飞行器过载指令；根据运动模型，设定两个系统状态变量，分别为：其中，q
F
表示期望的终端落角。3.根据权利要求1所述的带落角约束的飞行器制导控制方法，其特征在于，在步骤S2中，所述滑模面为快速非奇异终端滑模面。4.根据权利要求1所述的带落角约束的飞行器制导控制方法，其特征在于，所述滑模面s为：其中，β1,β2,α1,α2为常数，且β1,β2＞0，1＜α2＜2，α1＞α2。5.根据权利要求1所述的带落角约束的飞行器制导控制方法，其特征在于，在步骤S3中，通过设定独特的趋近律，提升滑模变控制的收敛速度。6.根据权利要求1所述的带落角约束的飞行器制导控制方法，其特征在于，在步骤S3中，所述趋近律表示为：其中，k1,k2,k3,k4为常数。7...

【专利技术属性】
技术研发人员：林德福，王思卓，范世鹏，王江，杨文龙，王雨辰，李宇飞，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：