本发明专利技术公开了一种用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，包括以下步骤:S1、设置控制系统模型，通过控制系统模型描述飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、速度、飞行器控制量之间的关系；S2、根据控制系统模型，获取飞行器当前时刻的飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、速度以及上一时刻飞行器控制量，获得当前控制信号，飞行器按照控制信号控制飞行器进行偏转。本发明专利技术公开的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，能够让目标始终在导引头捕获范围内，且具有较高的控制精度。且具有较高的控制精度。且具有较高的控制精度。
【技术实现步骤摘要】
一种用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法
[0001]本专利技术涉及一种用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，属于飞行器制导领域。
技术介绍
[0002]传统捷联制导飞行器在飞向目标的过程中，通常以被动调整的方式使导引头指向目标，当目标大幅度机动或飞行器飞行过程中发生抖动现象时，视线较窄的捷联导引头在目标逃逸视野范围后，难以通过直接控制飞行器使之快速回准。
[0003]一体化的制导控制系统设计有助于飞行器的高效控制。对于以传统反步方法设计的飞行器一体化制导控制系统，设计过程中通过对虚拟控制量直接求解获取下一步导数，但当虚拟控制量快速变化时直接微分会使得求解出来的导数变量急速膨胀变化，影响控制过程。
[0004]因此，有必要提出用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法以解决上述问题。
技术实现思路
[0005]为了克服上述问题，本专利技术人进行了深入研究，设计出一种用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，包括以下步骤:S1、设置控制系统模型，通过控制系统模型描述飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、速度、飞行器控制量之间的关系；S2、根据控制系统模型，获取飞行器当前时刻的飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、速度以及上一时刻飞行器控制量，获得当前控制信号，飞行器按照控制信号控制飞行器进行偏转。
[0006]在一个优选的实施方式中，在S1中，将飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、角速度分别作为模型状态量，将飞行器的控制量作为输入量，构建控制系统模型；其中，视线角状态量表示为，，为飞行器轴线方向与目标在视线倾角方向的夹角，为飞行器轴线方向与目标在视线偏角方向的夹角；视线角速度状态量表示为，，表示以飞行器为原点相对于目标的视线倾角，表示以飞行器为原点相对于目标的视线偏角；姿态状态量表示为，，为飞行器的攻角，为飞行器的侧滑角、为飞行器的滚转角；角速度状态量表示为，，为飞行器的俯仰角速度、为飞行器的偏航角速度，为飞行器的滚转角速度；飞行器控制量表示为，，为控制飞行器俯仰的等效舵偏角，为控制飞行器偏航的等效舵偏角，为控制飞行器滚转的等效舵偏角。
[0007]在一个优选的实施方式中，在S1中，所述控制系统模型表示为：，其中，，，，，，，，其中，表示飞行器俯仰角，表示飞行器偏航角，且有：，
，表示飞行器与目标之间的相对距离，表示飞行器动压，，为空气密度，是飞行器速度，表示飞行器推力，表示飞行器质量，表示飞行器参考面积，表示飞行器特征长度，表示升力系数；表示侧向力系数；表示攻角引发的横向静稳定导数；表示侧滑角引发的横向静稳定导数；表示偏航静稳定导数，表示俯仰静稳定导数，表示副翼操纵效率，表示方向舵操纵效率，表示升降舵操纵效率，表示飞行器绕纵轴转动惯量，表示飞行器绕竖轴转动惯量，表示飞行器绕横轴转动惯量。
[0008]在一个优选的实施方式中，S2包括以下子步骤：S21、设置第一误差面，将视线角速度状态量期望值作为虚拟输入，使视线角趋于0，通过第一改进滑模微分器获得视线角速度状态量期望值的变化率；S22、设置第二误差面，使视线角速度状态量期望值与视线角速度状态量差值趋于0，通过第二改进滑模微分器获得姿态状态量期望值的变化率；S23、设置第三误差面，使姿态状态量期望值与姿态状态量差值趋于0，通过第三改进滑模微分器获得角速度状态量期望值的变化率；S24、设置第四误差面，使角速度状态量期望值与角速度状态量差值趋于0，获得飞行器的控制量。
[0009]在一个优选的实施方式中，S21中，所述第一误差面为，将待求解的视线角速度状态量期望值设置为：，从而通过所述第一改进滑模微分器获得视线角速度状态量期望值的变化率，其中，为常数。
[0010]在一个优选的实施方式中，所述第一改进滑模微分器表示为：，其中，表示的估计值、为估计设置的高阶变量，且有。
[0011]在一个优选的实施方式中，S22中，所述第二误差面为：，将待求解的姿态状态量期望值设置为：，，进而通过第二改进滑模微分器获得姿态状态量期望值的变化率，其中，为常数。
[0012]在一个优选的实施方式中，所述第二改进滑模微分器表示为：，其中，表示的估计值、为估计设计的高阶变量，且有。
[0013]在一个优选的实施方式中，S23中，所述第三误差面为：，将待求解的角速度状态量期望值设置为：，其中，为常数。
[0014]在一个优选的实施方式中，S24中，所述第四误差面为：，对第四误差面进行求导可得：，获得的飞行器控制量为：，其中，为常数。
[0015]本专利技术所具有的有益效果包括：（1）根据本专利技术提供的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，能够让目标始终在导引头捕获范围内；（2）根据本专利技术提供的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，可以通过对输入量的进行设计而同时实现制导与控制效果；（3）根据本专利技术提供的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，可以保证在获取设计量近似导数的过程中保证可用的精度。
附图说明
[0016]图1示出根据本专利技术一种优选实施方式的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法流程示意图；图2示出了实施例1中目标在捷联视场中的位置变化的仿真结果；图3示出了实施例1与对比例1对目标跟踪的仿真结果。
具体实施方式
[0017]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。
[0018]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。
[0019]一体化的制导控制系统设计有助于飞行器的高效控制。所述一体化的制导控制，
是指获取飞行器的速度、位置、姿态角、捷联导引头视线角以及偏转机构的控制反馈信息后，通过机载处理器对上述信息进行一体化处理，并直接输出制导控制指令。
[0020]根据本专利技术提供的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，包括以下步骤:S1、设置控制系统模型，通过控制系统模型描述飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、角速度、飞行器控制量之间的关系；S2、根据控制系统模型，采集飞行器当前时刻的飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、角速度以及上一时刻飞行器控制量，获得当前控制信号，飞行器按照控制信号控制飞行器进行偏转。
[0021]根据本专利技术，在S1中，将飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、角速度分别作为模型状态量，将飞行器的控制量作为输入量，构建控制系统模型；其中，视线角状态量表示为，用于描述飞行器相对目标的视线角，，为飞行器轴线方向与目标在视线倾角方向的夹角，为飞行器轴线方向与目标在视线偏角方向的夹角；视线角速度状态量表示为，用于描述飞行器相对目标的视线角速度，，表示以飞行器为原点相对于目标的视线倾角，表示以飞行器为原点相对于目标的视线偏角；姿态状态量表示为，用于描述飞行器的飞行姿态，，为飞行器的攻角，为飞行器的侧滑角、为飞行器的滚转角；角本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，包括以下步骤:S1、设置控制系统模型，通过控制系统模型描述飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、速度、飞行器控制量之间的关系；S2、根据控制系统模型，获取飞行器当前时刻的飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、速度以及上一时刻飞行器控制量，获得当前控制信号，飞行器按照控制信号控制飞行器进行偏转。2.根据权利要求1所述的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，在S1中，将飞行器视线角、视线角速度、飞行器姿态、角速度分别作为模型状态量，将飞行器的控制量作为输入量，构建控制系统模型；其中，视线角状态量表示为 ，，为飞行器轴线方向与目标在视线倾角方向的夹角，为飞行器轴线方向与目标在视线偏角方向的夹角；视线角速度状态量表示为，，表示以飞行器为原点相对于目标的视线倾角，表示以飞行器为原点相对于目标的视线偏角；姿态状态量表示为，，为飞行器的攻角，为飞行器的侧滑角、为飞行器的滚转角；角速度状态量表示为，，为飞行器的俯仰角速度、为飞行器的偏航角速度，为飞行器的滚转角速度；飞行器控制量表示为，，为控制飞行器俯仰的等效舵偏角，为控制飞行器偏航的等效舵偏角，为控制飞行器滚转的等效舵偏角。3.根据权利要求2所述的用于捷联导引飞行器的一体化制导控制方法，其特征在于，在S1中，所述控制系统模型表示为：，其中，，，，
，，，，其中，表示飞行器俯仰角，表示飞行器偏航角，且有：，，表示飞行器与目标之间的相对距离，表示飞行器动压，，为空气密度，是飞行器速度，表示飞行器推力，表示飞行器质量，表示飞行器参考面积，表示飞行器特征长度，表示升力系数；表示侧向力系数；表示攻角引发的横向静稳定导数；表示侧滑角引发的横向静稳定导数；表示偏航静稳定导数，表示俯仰静稳定导数，表示副翼操纵效率，表示方向舵操纵效率，表示升降舵操纵效率，表示飞行器绕纵轴转动惯量，表示飞行器绕竖轴转动惯量，表示飞行器绕横轴转动惯量。4.根据权利要求1...
【专利技术属性】
技术研发人员：王伟，刘佳琪，林时尧，王少龙，耿宝魁，张宏岩，于之晨，李俊辉，李成洋，
申请(专利权)人：中国兵器科学研究院西北工业集团有限公司，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。