專利名稱：一種自適應(yīng)加權(quán)微分對策制導(dǎo)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于飛行器制導(dǎo)技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種自適應(yīng)加權(quán)微分對策制導(dǎo)方法。
背景技術(shù)：
隨著航空航天科技的發(fā)展，飛行器制導(dǎo)技術(shù)一直是世界各國普遍關(guān)注的重點(diǎn)。制導(dǎo)系統(tǒng)作為飛行器系統(tǒng)的“神經(jīng)中樞”，具有極其重要的地位。目前各種強(qiáng)機(jī)動目標(biāo)(如戰(zhàn)術(shù)彈道導(dǎo)彈、智能巡航導(dǎo)彈和智能無人機(jī)等)的威脅越來越突出，這給飛行器的制導(dǎo)、控制系統(tǒng)帶來了巨大的挑戰(zhàn)。微分對策理論將對策論和最優(yōu)控制理論相結(jié)合，在描述動態(tài)的對抗過程中具有明顯的優(yōu)勢。其理論所闡述的“追逃問題”正是所需研究的微分對策制導(dǎo)律設(shè)計(jì)問題。然而，目前所設(shè)計(jì)的微分對策制導(dǎo)律存在以下兩方面的缺陷(I)在性能指標(biāo)中目標(biāo)(對方)控制量的懲罰系數(shù)沒有合理的給定方法，懲罰系數(shù)大小的設(shè)定是至關(guān)重要的， 其決定著所設(shè)計(jì)的制導(dǎo)律能減小目標(biāo)機(jī)動影響的衰減程度，目前主要是根據(jù)目標(biāo)最大機(jī)動過載與我方飛行器最大機(jī)動過載的比值進(jìn)行設(shè)定，但是當(dāng)目標(biāo)不做機(jī)動時(shí)，相當(dāng)于懲罰系數(shù)為無窮大，如果仍然按照上述方法進(jìn)行設(shè)定是不合理的；(2)目前微分對策制導(dǎo)律均是假設(shè)雙方狀態(tài)信息相互已知(即對稱完全狀態(tài)信息模式)，在對方采取對我方最不利策略的條件下我方所采取的策略，也正是這種假設(shè)使得所涉及的制導(dǎo)律過于保守，然而這種完全狀態(tài)信息模式假設(shè)通常是不成立的，實(shí)際對抗過程是在不同的信息模式下進(jìn)行的。隨著現(xiàn)在傳感器技術(shù)的發(fā)展，通過傳感器的測量可以一定程度上掌握目標(biāo)的狀態(tài)信息，充分利用所掌握的狀態(tài)信息進(jìn)行最有利的對抗，這是我們設(shè)計(jì)制導(dǎo)律的正確方法。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明提供了一種自適應(yīng)加權(quán)微分對策制導(dǎo)方法，旨在解決目前所設(shè)計(jì)的微分對策制導(dǎo)律在對目標(biāo)控制量懲罰系數(shù)的確定中沒有合理的依據(jù)，以及目前微分對策制導(dǎo)律是基于對稱完全狀態(tài)信息模式，使得所設(shè)計(jì)的制導(dǎo)律過于保守的問題。一種自適應(yīng)加權(quán)微分對策制導(dǎo)方法，該制導(dǎo)方法包括以下步驟根據(jù)飛行器和目標(biāo)的相對運(yùn)動獲得相對距離Dr，相對運(yùn)動速度Vr和視線角速度dq ；將Vr，Dr和dq輸入狀態(tài)濾波器，通過狀態(tài)濾波器估計(jì)得到目標(biāo)的加速度和估計(jì)
誤差P ;將輸入第一控制器，輸出非對稱非完全狀態(tài)信息情形的制導(dǎo)律U1 ；將和P輸入?yún)?shù)生成器，輸出目標(biāo)懲罰系數(shù)c ；將系數(shù)c輸入第二控制器，輸出對稱完全狀態(tài)信息情形的制導(dǎo)律U2 ；將狀態(tài)估計(jì)誤差P輸入權(quán)值分配器，輸出兩種制導(dǎo)律的權(quán)值《I和w2 ；將權(quán)值wl和《2以及制導(dǎo)律Ul和u2輸入加權(quán)合成器，輸出自適應(yīng)加權(quán)微分對策制導(dǎo)律；控制器計(jì)算出控制指令U ；
由舵機(jī)控制指令形成器形成最終的控制信號傳給舵機(jī)控制導(dǎo)彈飛行。進(jìn)一步，由信息模式的不同，推導(dǎo)對稱完全信息情形及不對稱非完全信息情形下的微分對策制導(dǎo)律飛行器和目標(biāo)運(yùn)動追逃過程由如下微分方程描述

權(quán)利要求
1.一種自適應(yīng)加權(quán)微分對策制導(dǎo)方法，其特征在于，該制導(dǎo)方法包括以下步驟 根據(jù)飛行器和目標(biāo)的相對運(yùn)動獲得相對距離Dr，相對運(yùn)動速度Vr和視線角速度dq ；將Vr，Dr和dq輸入狀態(tài)濾波器，通過狀態(tài)濾波器估計(jì)得到目標(biāo)的加速度和估計(jì)誤差P ; 將輸入第一控制器，輸出非對稱非完全狀態(tài)信息情形的制導(dǎo)律U1 ； 將和P輸入?yún)?shù)生成器,輸出目標(biāo)懲罰系數(shù)c ; 將系數(shù)c輸入第二控制器，輸出對稱完全狀態(tài)信息情形的制導(dǎo)律U2 ； 將狀態(tài)估計(jì)誤差P輸入權(quán)值分配器，輸出兩種制導(dǎo)律的權(quán)值wl和《2 ； 將權(quán)值wl和《2以及制導(dǎo)律Ul和u2輸入加權(quán)合成器，輸出自適應(yīng)加權(quán)微分對策制導(dǎo)律； 控制器計(jì)算出控制指令U; 由舵機(jī)控制指令形成器形成最終的控制信號傳給舵機(jī)控制導(dǎo)彈飛行。
2.如權(quán)利要求I所述的自適應(yīng)加權(quán)微分對策制導(dǎo)方法，其特征在于，由信息模式的不同，推導(dǎo)對稱完全信息情形及不對稱非完全信息情形下的微分對策制導(dǎo)律 飛行器和目標(biāo)運(yùn)動追逃過程由如下微分方程描述
3.如權(quán)利要求I所述的自適應(yīng)加權(quán)微分對策制導(dǎo)方法，其特征在于，根據(jù)狀態(tài)濾波器的估計(jì)結(jié)果，由當(dāng)前機(jī)動能力比自適應(yīng)地調(diào)節(jié)二次型指標(biāo)中的懲罰系數(shù) 目標(biāo)和飛行器的最大過載分別用和表示，定義最大機(jī)動能力比 //(//- ^^/(^"^和一階動態(tài)特性時(shí)間比ε (ε = τ τ/τ Μ)，得到固定的參數(shù)值C,滿足 c = b/(y2e2)(6) 設(shè)狀態(tài)濾波器對目標(biāo)加速度的估計(jì)值毛，加速度估計(jì)誤差為P，定義當(dāng)前機(jī)動能力比μD和當(dāng)前估計(jì)相對誤差SD分別為
4.如權(quán)利要求I所述的自適應(yīng)加權(quán)微分對策制導(dǎo)方法，其特征在于，根據(jù)估計(jì)誤差的大小實(shí)現(xiàn)不同信息模式的切換，自適應(yīng)地改變追擊策略，進(jìn)而形成自適應(yīng)加權(quán)微分對策制導(dǎo)方法
5.如權(quán)利要求1-3任意一項(xiàng)權(quán)利要求所述的自適應(yīng)加權(quán)微分對策制導(dǎo)方法，其特征在于，關(guān)于自適應(yīng)加權(quán)微分對策制導(dǎo)方法的設(shè)計(jì)如下四個(gè)步驟進(jìn)行 步驟一、根據(jù)當(dāng)前統(tǒng)計(jì)模型估計(jì)得到目標(biāo)的加速度和估計(jì)誤差P ; 步驟二、求取前機(jī)動能力比μ。和當(dāng)前估計(jì)相對誤差S。，再計(jì)算出性能指標(biāo)中的參數(shù)c ； 步驟三、計(jì)算兩種信息模式下的制導(dǎo)律； (1)將參數(shù)c代入式(13)形成完全狀態(tài)信息情形下制導(dǎo)律； (2)同時(shí)將對目標(biāo)進(jìn)行估計(jì)的加速度代入式(19)形成非完全狀態(tài)信息情形下制導(dǎo)律； 步驟四、形成自適應(yīng)加權(quán)微分對策制導(dǎo)方法； (1)利用估計(jì)誤差P根據(jù)式(37)計(jì)算兩種信息模式下各個(gè)制導(dǎo)律的權(quán)值； (2)將兩種微分對策制導(dǎo)律進(jìn)行加權(quán)求和得到類似于混合策略的自適應(yīng)加權(quán)微分對策.
全文摘要
本發(fā)明屬于飛行器制導(dǎo)技術(shù)領(lǐng)域，提供了一種針對強(qiáng)機(jī)動目標(biāo)的自適應(yīng)加權(quán)微分對策制導(dǎo)方法。由信息模式的不同，推導(dǎo)對稱完全信息情形及不對稱非完全信息情形下的微分對策制導(dǎo)律；根據(jù)狀態(tài)濾波器的估計(jì)結(jié)果，由當(dāng)前機(jī)動能力比自適應(yīng)地調(diào)節(jié)二次型指標(biāo)中的懲罰系數(shù)；最后，根據(jù)估計(jì)誤差的大小實(shí)現(xiàn)不同信息模式的切換，自適應(yīng)地改變追擊策略，進(jìn)而形成自適應(yīng)加權(quán)微分對策制導(dǎo)方法。該自適應(yīng)加權(quán)微分對策制導(dǎo)方法充分利用傳感器測量的狀態(tài)信息，根據(jù)外界環(huán)境的變化適時(shí)調(diào)整信息模式的變化，有效地解決了目標(biāo)懲罰系數(shù)的設(shè)定沒有合理依據(jù)和一般微分對策制導(dǎo)律保守性的問題，科學(xué)有效地提高飛行器的制導(dǎo)精度，具有較強(qiáng)的應(yīng)用價(jià)值。
文檔編號G05B13/04GK102902274SQ201210287709
公開日2013年1月30日 申請日期2012年8月8日 優(yōu)先權(quán)日2012年8月8日
發(fā)明者方洋旺, 張平, 伍友利, 張藝瀚, 李銳 申請人:空軍工程大學(xué)航空航天工程學(xué)院