一种基于滑模控制的带末角约束制导方法技术

本发明专利技术涉及一种基于滑模控制的带末角约束的制导方法，属于制导技术领域。首先建立一种新的飞行器运动学和动力学模型,然后以制导末时刻，飞行器位置坐标与目标位置坐标(xf,yf)距离最小，并且为期望的末端弹道倾角γf为设计目标,根据反步法设计虚拟控制量，使得滑模函数及其导数在飞行末时刻同时到0；根据Lyapunov方法求解得到辅助控制量弹道倾角变化率γ'，再将其转化为攻角α，输入最初建立的飞行器新模型，对飞行器轨迹进行实时调整，使其满足期望的终端条件，从而实现末制导。本发明专利技术方法考虑了飞行器的气动特性对制导过程的影响，更接近实际情况，且需要信息量少，可获得的弹道倾角末值范围广，得到的控制量变化平滑，易于姿态控制系统进行跟踪。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种基于滑模控制的带末角约束的制导方法，属于制导

技术介绍
在现代战争中，作战环境日趋多样，对制导律的要求也越来越高。某些特殊任务要求制导律不仅能够实现脱靶量最小，还期望实现以特定的末角对目标进行打击，例如:希望反坦克导弹能够垂直命中前装甲，从而使得毁伤力度最大；反导导弹能够头对头直接碰撞来袭导弹，从而尽最大可能摧毁作战弹头；某些反舰导弹希望从侧面对舰船进行攻击。传统的制导律(如比例制导)由于其信息需求量小，从而被广泛应用于实际作战系统中。然而，此类制导律通常无法满足末角约束。因此，近年来，针对带末角约束的制导方法，各国学者展开了深入研究。其中研究较为广泛的一类方法是以比例制导为基础的。Kim等人在传统的比例制导基础上加了一个时变偏置项，用来满足末角约束的要求；Lu等人提出了一种自适应的带末角约束制导律，该方法通过实时在线调整比例系数从而实现期望的末角约束；Ratnoo等人提出了另一种时变比例系数的带末角约束的制导律，该制导律分为两段，第一段为指向制导，该段比例系数是时变的，第二段为传统的比例制导，该段比例系数为常值。另一类广泛研究的方法是基于最优控制的。Ratnoo等人提出了一种基于状态相关Riccati方程(SDRE)的带末角约束的制导律，将制导问题转化成了非线性规划问题；Ry00等人针对恒速导弹打击固定目标问题，给出了具有末角约束的最优制导律；Oza等人基于模型预测静态规划(MPSP)方法，针对地面目标提出了一种次优的带末角约束的制导律。由于滑模控制方法对外部扰动具有鲁棒性，该方法也被广泛应用于制导律设计。Hou等人基于自适应滑模算法提出了一种打击地面固定目标的带末角约束的制导控制方法，然而该方法可获得的末角范围较窄；Harl等人基于滑模与反步法设计了一种同时对末角和飞行时间进行控制的末 制导律；Kumar等人基于终端滑模设计了一种全方位带落角约束的制导控制方法，该方法可以用来打击静止、常值速度以及机动目标。然而以上两种方法都进行了相应假设(如导弹速度恒定)，在真实情况下会对其结果造成较大影响。因此，需要提出一种简单易行且符合实际情况的制导方法来解决该领域的问题。
技术实现思路
本专利技术为解决带末角约束的末制导问题，提出了一种基于滑模控制的带末角约束的制导方法。该方法根据末制导段的终端约束设计滑模函数，并结合反步法和Lyapunov方法得到制导控制量。本专利技术的技术方案具体如下:步骤1，建立二维平面飞行器的运动学和动力学模型:本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于滑模控制的带末角约束制导方法，其特征在于：具体实现步骤如下：步骤1，建立二维平面飞行器的运动学和动力学模型：x·=Vcosγ---(1)y·=Vsinγ---(2)V·=-Dm-gsinγ---(3)γ·=LmV-gcosγV---(4)其中，x，y是地面坐标系下的位置坐标，V是飞行速度，γ为弹道倾角，m是飞行器质量，g是重力加速度，LD分别为升力和阻力，ρ为大气密度，Cx,Cy分别为阻力系数和升力系数，Sref为飞行器的参考面积；设计新的独立变量Y=y0?y???（5）其中，y0是飞行器的初始高度；以Y作为独立变量，得到新模型如下：x′=dxdY=-cotγ---(6)y′=dydY=-1---(7)V′=dVdY=D+mgsinγmVsinγ---(8)γ′=dγdY=-L-mgcosγmV2sinγ---(9)t′=dtdY=-1Vsinγ---(10)步骤2，设计带末角约束的制导律设计的目标为：在制导末时刻，飞行器位置坐标与目标位置坐标(xf,yf)距离最小，并且飞行器的弹道倾角为期望的末端弹道倾角γf；其中下标f表示变量末值；步骤2.1，设计滑模函数根据终端约束，设计滑模函数如下：S1=x?xf?x“f(Y?Yf)???（11）将S1对Y求导，得到S1“=x“?x“f????（12）步骤2.2，求解辅助控制量为使得S1,S1“在飞行末时刻同时到0，根据反步法设计虚拟控制量；将S1“作为虚拟控制量，为使得Y到达Yf时，“S1S1“同时到0，设计S1“为如下形式：S1′=-nS1Yf-Y,n为常数且n>1???（13）再选取弹道倾角变化率γ“为辅助控制量，利用Lyapunov方法求解，得到辅助控制量使从某一时刻开始直到制导结束所设计的S1’形式一直成立；求解得到的γ“为：γ“=?Msin2γ?ksin2γsgn(S2)；其中，M=nS1′(Yf-Y)+nS1(Yf-Y)2,k=|S2(0)|Yb,k>0，S2=S1′+nS1Yf-Y;γ为即时的弹道倾角；步骤3，将步骤2中得到的作为辅助控制量γ“转化为攻角α；步骤4，将步骤3得到的攻角α输入步骤1建立的飞行器新模型，对飞行器轨迹进行实时调整，使其满足期望的终端条件，实现末制导。FDA00002709694300015.jpg,FDA00002709694300016.jpg,FDA00002709694300017.jpg...

【技术特征摘要】
1.一种基于滑模控制的带末角约束制导方法，其特征在于:具体实现步骤如下: 步骤1，建立二维平面飞行器的运动学和动力学模型:2.根据权利要求1所述的一种基于滑模控制的带末角约束制导方法，其特征在于:Y’的具体求解过程为: 设计新的滑模函数如下3.根据权利要求1所述的一种基于滑模控制的带末角约束制导方法，其特征在于:用饱和函数4.根据权利要求1所...

【专利技术属性】
技术研发人员：盛永智，赵曜，刘向东，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：