本發(fā)明涉及一種制導控制一體化設計方法，特別涉及一種考慮全捷聯(lián)導引頭視場約束的制導控制一體化設計方法。

背景技術：

隨著技術的發(fā)展，無人機載武器和單兵制導武器逐漸向小型化和低成本化方向發(fā)展，其典型特點是采用全捷聯(lián)體制導引頭以減小體積，降低成本，這種方式非常適合空間有限的導彈。然而，此類導彈的導引頭光軸與彈體姿態(tài)固聯(lián)，這使得傳統(tǒng)基于慣性彈目視線角速度的制導方法無法直接使用，并且在姿態(tài)擾動影響下容易引起視場角超限，從而導致脫靶。

針對全捷聯(lián)導彈制導控制系統(tǒng)設計主要是首先基于慣組信息和體視線角信息進行視線解耦，獲取慣性系視線角速度信息，然后再采用頻譜分離思想分別對制導系統(tǒng)和控制系統(tǒng)進行獨立設計。這種設計方法存在較大的保守性，針對射程較近的單兵武器而言容易失穩(wěn)。為了提高制導控制系統(tǒng)的綜合性能，確保飛行過程的穩(wěn)定性，基于Lyapunov穩(wěn)定性理論開展制導控制系統(tǒng)的一體化設計成為有效的解決途徑。目前該領域研究的主要進展有：考慮導引頭視場限制的先進制導方法和考慮終端角度約束的制導控制一體化設計方法。

文獻1“帶導引頭視場限制的多約束導引律及剩余時間估計，系統(tǒng)工程與電子技術，2014,Vol.36(8),p1609-1613”公開了一種考慮導引頭視場限制的制導方法。該方法采用余弦函數(shù)的非線性特性，在傳統(tǒng)攻擊角度約束比例導引律的基礎上增加了附加約束項，滿足了攻擊過程導引頭視場約束。該方法在數(shù)學建模過程中假設導彈飛行過程中攻角很小可以忽略，由此避免了彈體姿態(tài)對視場角約束的影響，然而，全捷聯(lián)導引頭視場角超限問題通常主要是由于姿態(tài)擾動引起的，因此該方法具有局限性。

文獻2“帶終端角度約束的飛行器三維制導控制一體化設計，航天控制，2016,Vol.34(2),p3-8”公開了一種滿足終端攻擊角度約束的STT飛行器制導控制一體化設計方法。該方法結合魯棒動態(tài)逆和動態(tài)面分塊設計方法，滿足了三維攻擊過程的終端角度約束。然而，終端角是屬于制導范疇的物理量，滿足終端角度約束并不能從根本上確保視場角度滿足約束，因此該方法無法確保全捷聯(lián)導引體制下的視場角限制。

綜上所述，現(xiàn)有制導控制方法難以從理論上同時滿足制導精度和全捷聯(lián)導引頭視場角約束條件，并且國內外針對全捷聯(lián)視場約束下的制導控制一體化設計方法還未見公開文獻。

技術實現(xiàn)要素：

為了克服現(xiàn)有制導控制一體化設計方法實用性差的不足，本發(fā)明提供一種考慮全捷聯(lián)導引頭視場約束的制導控制一體化設計方法。該方法首先建立導彈縱向通道姿態(tài)控制系統(tǒng)模型、縱向平面內導彈-目標的相對運動模型以及全捷聯(lián)導引頭縱向通道視線解耦模型；再選擇狀態(tài)變量和系統(tǒng)輸出變量，建立考慮視場角約束的制導控制一體化狀態(tài)空間數(shù)學模型；采用障礙Lyapunov函數(shù)、擴張狀態(tài)觀測器以及動態(tài)面控制相結合的控制方法。由于采用障礙Lyapunov函數(shù)、擴張狀態(tài)觀測器以及動態(tài)面控制相結合的控制方法，同時滿足了制導精度和全捷聯(lián)導引頭視場角約束條件，保證了導彈制導控制過程中全捷聯(lián)導引頭探測的體視線角滿足導引頭試場約束。

本發(fā)明解決其技術問題所采用的技術方案：一種考慮全捷聯(lián)導引頭視場約束的制導控制一體化設計方法，其特點是包括以下步驟：

步驟一、建立導彈縱向通道姿態(tài)控制系統(tǒng)模型、縱向平面內導彈-目標的相對運動模型以及全捷聯(lián)導引頭縱向通道視線解耦模型；

(a)建立導彈縱向通道姿態(tài)控制系統(tǒng)模型。

其中，α是導彈的飛行攻角，ω_z是導彈的俯仰角速度，δ是導彈的俯仰舵偏角；P是導彈的發(fā)動機推力，m是導彈的質量，J_z是導彈的轉動慣量，V_M是導彈的飛行速度；q是導彈的飛行動壓，S是導彈的參考面積，L是導彈的參考長度；是升力系數(shù)對攻角的偏導數(shù)，是升力系數(shù)對舵偏角的偏導數(shù)，是俯仰力矩系數(shù)對攻角的偏導數(shù)，是俯仰力矩系數(shù)對舵偏角的偏導數(shù)，是俯仰阻尼力矩系數(shù)；Δ_α是攻角微分方程的不確定性，Δ_ω是角速度微分方程的不確定性。

(b)建立縱向平面內導彈-目標的相對運動模型。

其中，q是彈-目相對視線角，是彈-目相對視線角速度，是彈-目相對視線角加速度，r是彈-目相對距離，是彈-目相對速度；A_M是導彈的加速度，A_T是目標的加速度；θ_M是導彈運動的彈道角，θ_T是目標運動的彈道角；V_M是導彈的飛行速度，V_T是目標的飛行速度。

(c)建立全捷聯(lián)導引頭縱向通道視線解耦模型。

其中，q_ε為捷聯(lián)導引頭測量到的目標體視線角。

步驟二、選擇狀態(tài)變量和系統(tǒng)輸出變量，建立考慮視場角約束的制導控制一體化狀態(tài)空間數(shù)學模型；

對于地面固定目標進行精確打擊時，認為A_T＝0,V_T＝0,θ_T＝0。因此選擇狀態(tài)變量為：得到系統(tǒng)的狀態(tài)空間模型如下：

其中，Δ₁為第一個狀態(tài)方程的綜合不確定性，Δ₂為第二個狀態(tài)方程的綜合不確定性，Δ₃為第三個狀態(tài)方程的綜合不確定性，Δ₄為第四個狀態(tài)方程的綜合不確定性；u是待設計的系統(tǒng)控制輸入。

步驟三、給定視場角約束邊界，基于障礙Lyapunov函數(shù)和反步法設計對應于視線角速度第一層虛擬控制量；

定義誤差項e₁＝x₁和e₂＝x₂-x_2d，其中x_2d是待設計的狀態(tài)x₂的虛擬控制。為了確保失調角滿足要求|x₁|≤Q，Q為需要約束的視場角范圍，選擇障礙Lyapunov函數(shù)如下：

當設計虛擬控制K₁>0時，其微分為：

步驟四、根據(jù)視線角速度跟蹤誤差，基于Lyapunov穩(wěn)定性理論設計對應于飛行攻角的第二層虛擬控制量；

定義攻角狀態(tài)的誤差項e₃＝x₃-x_3d，選擇新的Lyapunov函數(shù)為：

當設計虛擬控制K₂>0時，其微分為：

步驟五、根據(jù)飛行攻角跟蹤誤差，基于Lyapunov穩(wěn)定性理論設計對應于姿態(tài)角速度的第三層虛擬控制量；

定義俯仰角速度狀態(tài)的誤差項e₄＝x₄-x_4d，選擇新的Lyapunov函數(shù)為：

當設計虛擬控制K₃>0時，其微分為：

步驟六、根據(jù)姿態(tài)角速度跟蹤誤差，基于Lyapunov穩(wěn)定性理論綜合設計俯仰通道制導控制一體化的理想舵偏角指令；

選擇新的Lyapunov函數(shù)為：

對其求導得到：

當設計虛擬控制K₄>0時，其微分為：

步驟七、針對步驟三～步驟五所對應的虛擬控制量微分問題，引入動態(tài)面一階延遲予以替代；

其中，x_ic，i＝2,3,4是步驟3～步驟5中虛擬控制量x_id，i＝2,3,4的近似量，τ_i，i＝2,3,4是相應動態(tài)面的時間延遲參數(shù)。

步驟八、針對步驟七中對虛擬控制量近似微分帶來的信號偏差以及制導控制一體化狀態(tài)空間數(shù)學模型各通道干擾帶來的模型不確定問題，采用干擾觀測器進行干擾的在線估計；給出干擾觀測器表達式如下：

其中，z₁₀是系統(tǒng)狀態(tài)x₁的估計值，z₂₀是系統(tǒng)狀態(tài)x₂的估計值，z₃₀是系統(tǒng)狀態(tài)x₃的估計值，z₄₀是系統(tǒng)狀態(tài)x₄的估計值；z₁₁是系統(tǒng)方程組(4)中第一個方程不確定性Δ₁的估計值，z₂₁是系統(tǒng)方程組(4)中第二個方程不確定性Δ₂的估計值，z₃₁是系統(tǒng)方程組(4)中第三個方程不確定性Δ₃的估計值，z₄₁是系統(tǒng)方程組(4)中第四個方程不確定性Δ₄的估計值；非線性函數(shù)fal(e_i′,α_i,σ_i)表達式如下：

步驟九、結合步驟六～步驟八設計結果綜合得到最終考慮全捷聯(lián)導引頭視場角約束的制導控制一體化設計結果。給出最終的控制器表達式如下：

其中，η₁>0是對應第一個狀態(tài)的可調參數(shù)，η₂>0是對應第二個狀態(tài)的可調參數(shù)，η₃>0是對應第三個狀態(tài)的可調參數(shù)，η₄>0是對應第四個狀態(tài)的可調參數(shù)；sign(e_i),i＝1…4是標準符號函數(shù)。

本發(fā)明的有益效果是：該方法首先建立導彈縱向通道姿態(tài)控制系統(tǒng)模型、縱向平面內導彈-目標的相對運動模型以及全捷聯(lián)導引頭縱向通道視線解耦模型；再選擇狀態(tài)變量和系統(tǒng)輸出變量，建立考慮視場角約束的制導控制一體化狀態(tài)空間數(shù)學模型；采用障礙Lyapunov函數(shù)、擴張狀態(tài)觀測器以及動態(tài)面控制相結合的控制方法。由于采用障礙Lyapunov函數(shù)、擴張狀態(tài)觀測器以及動態(tài)面控制相結合的控制方法，同時滿足了制導精度和全捷聯(lián)導引頭視場角約束條件，保證了導彈制導控制過程中全捷聯(lián)導引頭探測的體視線角滿足導引頭試場約束。

下面結合附圖和具體實施方式對本發(fā)明作詳細說明。

附圖說明

圖1是本發(fā)明考慮全捷聯(lián)導引頭視場約束的制導控制一體化設計方法的流程圖；

圖2是導彈攻擊目標過程中各個物理量信息的示意圖；

圖3是導彈攻擊典型地面目標的彈道軌跡；

圖4是導彈攻擊典型地面目標過程捷聯(lián)導引頭測量體視線角曲線；

圖5是導彈攻擊典型地面目標過程慣性系視線角速度曲線；

圖6是導彈攻擊典型地面目標過程彈體攻角變化曲線；

圖7是導彈攻擊典型地面目標過程彈體俯仰角速度變化曲線。

具體實施方式

以下實施例參照圖1-7。

實施例1：

本發(fā)明考慮全捷聯(lián)導引頭視場約束的制導控制一體化設計方法具體步驟如下：

步驟一、建立進行系統(tǒng)設計的狀態(tài)空間模型，其由導彈縱向通道姿態(tài)控制系統(tǒng)模型、縱向平面內導彈-目標的相對運動模型以及全捷聯(lián)導引頭縱向通道視線解耦模型三部分組成。

(a)導彈縱向通道姿態(tài)控制系統(tǒng)模型。

其中，α是導彈的飛行攻角，ω_z是導彈的俯仰角速度，δ是導彈的俯仰舵偏角；P是導彈的發(fā)動機推力，m是導彈的質量，J_z是導彈的轉動慣量，V_M是導彈的飛行速度；q是導彈的飛行動壓，S是導彈的參考面積，L是導彈的參考長度；是升力系數(shù)對攻角的偏導數(shù)，是升力系數(shù)對舵偏角的偏導數(shù)，是俯仰力矩系數(shù)對攻角的偏導數(shù)，是俯仰力矩系數(shù)對舵偏角的偏導數(shù)，是俯仰阻尼力矩系數(shù)；Δ_α是攻角微分方程的不確定性，Δ_ω是角速度微分方程的不確定性。

(b)建立縱向平面內導彈-目標的相對運動模型。

其中，q是彈-目相對視線角，是彈-目相對視線角速度，是彈-目相對視線角加速度，r是彈-目相對距離，是彈-目相對速度；A_M是導彈的加速度，A_T是目標的加速度；θ_M是導彈運動的彈道角，θ_T是目標運動的彈道角；V_M是導彈的飛行速度，V_T是目標的飛行速度。

(c)建立全捷聯(lián)導引頭縱向通道視線解耦模型。

其中，q_ε為捷聯(lián)導引頭測量到的目標體視線角。

選擇狀態(tài)變量為建立系統(tǒng)狀態(tài)空間模型如下：

其中，Δ₁為第一個狀態(tài)方程的綜合不確定性，Δ₂為第二個狀態(tài)方程的綜合不確定性，Δ₃為第三個狀態(tài)方程的綜合不確定性，Δ₄為第四個狀態(tài)方程的綜合不確定性；u是待設計的系統(tǒng)控制輸入。

步驟二、采用擴張狀態(tài)觀測器進行系統(tǒng)狀態(tài)以及系統(tǒng)干擾的在線估計，具體的設計結果如下：

其中，z₁₀是系統(tǒng)狀態(tài)x₁的估計值，z₂₀是系統(tǒng)狀態(tài)x₂的估計值，z₃₀是系統(tǒng)狀態(tài)x₃的估計值，z₄₀是系統(tǒng)狀態(tài)x₄的估計值；z₁₁是系統(tǒng)方程組(4)中第一個方程不確定性Δ₁的估計值，z₂₁是系統(tǒng)方程組(4)中第二個方程不確定性Δ₂的估計值，z₃₁是系統(tǒng)方程組(4)中第三個方程不確定性Δ₃的估計值，z₄₁是系統(tǒng)方程組(4)中第四個方程不確定性Δ₄的估計值；非線性函數(shù)fal(e_i′,α_i,σ_i)表達式如下：

步驟三、進行虛擬控制x_2d及其近似估計值的計算。

定義誤差項e₁＝x₁和e₂＝x₂-x_2d，其中x_2d是待設計的x₂的虛擬控制。為了確保失調角滿足要求|x₁|≤Q，Q為需要約束的視場角范圍，選擇障礙Lyapunov函數(shù)如下：

基于Lyapunov穩(wěn)定性定理，設計虛擬控制量如下：

引入如下動態(tài)面一階延遲進行虛擬控制量微分的估計：

步驟四、進行虛擬控制x_3d及其近似估計值的計算。

定義攻角狀態(tài)的誤差項e₃＝x₃-x_3d，選擇新的Lyapunov函數(shù)為：

基于Lyapunov穩(wěn)定性定理，設計虛擬控制量如下：

引入如下動態(tài)面一階延遲進行虛擬控制量微分的估計：

步驟五、進行虛擬控制x_4d及其近似估計值的計算。

定義俯仰角速度狀態(tài)的誤差項e₄＝x₄-x_4d，選擇新的Lyapunov函數(shù)為：

基于Lyapunov穩(wěn)定性定理，設計虛擬控制量如下：

引入如下動態(tài)面一階延遲進行虛擬控制量微分的估計：

步驟六、考慮視場角約束的制導控制一體化制導律設計。

選擇新的Lyapunov函數(shù)為：

基于Lyapunov穩(wěn)定性定理，設計虛擬控制量如下：

此時Lyapunov函數(shù)滿足漸進收斂條件。

按照一體化制導控制律(17)即可對系統(tǒng)施加控制。

實施例2：

本實施例步驟二中擴張狀態(tài)觀測器取值為：

α₁＝α₂＝α₃＝α₄＝0.3,β₁₀＝β₂₀＝20,β₃₀＝β₄₀＝10

β₁₁＝β₂₁＝β₃₁＝β₄₁＝50,σ₁＝σ₂＝σ₃＝σ₄＝0.05

其他步驟及參數(shù)與實施例1相同。

實施例3：本實施例步驟三中的K₁＝10,Q＝20/57.3,τ₂＝0.025,η₁＝0.001。

其他步驟及參數(shù)與實施例1相同。

具體實施方式四：本實施例步驟四中的K₂＝5,τ₃＝0.01,η₂＝0.001。

其他步驟及參數(shù)與實施例1相同。

具體實施方式五：本實施例步驟五中的K₃＝5,τ₄＝0.01,η₃＝0.001。

其他步驟及參數(shù)與實施例1相同。

具體實施方式六：本實施例步驟六中的K₄＝5,η₄＝0.001。

其他步驟及參數(shù)與實施例1相同。

應用實施例：

參照圖2，以全捷聯(lián)導彈攻擊空中懸停無人機為例進行方法的實施說明。其中，XOY為地面慣性系；M代表導彈位置，T代表目標點位置；矢量Mx_b表征彈體軸向，MV_M表征導彈速度矢量，MA_M表征導彈加速度矢量，MT表征彈目矢量；Mx_b和地面系OX軸夾角是彈體俯仰角，MV_M和地面系OX軸夾角θ是導彈彈道角，MT和地面系OX軸夾角q為彈-目視線角；Mx_b和MT夾角q_e為捷聯(lián)導引頭測量的體視線角。

給定初始仿真場景為：導彈初始坐標為(0,5000)，目標坐標為(12000,21000)；V_M,V_T分別為導彈和目標的速度取值為680m/s和0m/s，θ_M,θ_T分別為導彈和目標的彈道角度，分別取值為30°和0°；導彈初始俯仰角速度為0.1°/s；參考文獻“Adaptive block dynamic surface control for integrated missile guidance and control，Chinese Journal of Aerospace，航空學報英文版，2013,Vol.26(3),p741-751”所公開的導彈參數(shù)如下：

m＝1200,J_z＝5600,S＝0.42,L＝0.68

擴張狀態(tài)觀測器及控制參數(shù)取值參考具體實施方式部分，仿真結束條件為彈目相對距離小于0.5m。

圖3給出了導彈攻擊典型空中懸停目標的彈道軌跡，可以看出整個攻擊過程彈道較為平緩，由此說明對導彈的過載要求較低。

圖4給出了導彈攻擊典型空中懸停目標過程中捷聯(lián)導引頭測量體視線角曲線，可以看出，在障礙Lyapunov函數(shù)的作用下體視線角保持漸進收斂狀態(tài)，從初始-4°收斂至零度附近，確保目標始終處于視場內。

圖5給出了導彈攻擊典型空中懸停目標過程中慣性系下的彈目視線角速度曲線，可以看出整個攻擊過程視線角速度始終保持在零附近的小鄰域內，具體到-0.3°以內，說明該方法很好地零化了視線角速度，可以實現(xiàn)近似平行接近，能夠從原理上保證制導精度。

圖6給出了導彈攻擊典型空中懸停目標過程中彈體的攻角曲線，整個攻擊過程中彈體姿態(tài)角速度從初始的27°/s快速漸進收斂至零附近的小鄰域，這說明在制導控制過程中彈體的姿態(tài)穩(wěn)定特性較好，一方面可以提高精度，另一方面也更有利于捷聯(lián)導引頭工作。

圖7給出了導彈攻擊典型空中懸停目標過程中彈體的俯仰角速度曲線，整個攻擊過程中彈體俯仰角速度始終保持在2°/s以內，這同樣說明制導控制過程中彈體的姿態(tài)穩(wěn)定性較好。