本發(fā)明公開了一種小型固定翼無人機制導(dǎo)計算機及制導(dǎo)方法，屬于無人機飛行控制技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

無人機技術(shù)在過去幾十年里取得了迅速發(fā)展，在軍用和民用領(lǐng)域有著十分廣泛的應(yīng)用前景。在這些應(yīng)用里，跟蹤地面目標(biāo)是其最基本卻具有挑戰(zhàn)的任務(wù)。同時無人機的運動控制已經(jīng)成為目標(biāo)跟蹤系統(tǒng)的關(guān)鍵部分。通常跟蹤模式可以分為兩類：過頂跟蹤和定距跟蹤。過頂跟蹤是一種無人機用于周期性地飛越目標(biāo)的跟蹤模式，該跟蹤模式可以密切跟蹤快速運動的地面目標(biāo)，然而存在被暴露的風(fēng)險。定距跟蹤是一種無人機與地面目標(biāo)保持一定距離的跟蹤模式，定距跟蹤的優(yōu)勢在于無人機可以跟蹤地面目標(biāo)而不被它發(fā)現(xiàn)，但是該跟蹤方法因為最小轉(zhuǎn)彎半徑的約束而只適用于低速目標(biāo)的跟蹤。在以往的制導(dǎo)方法設(shè)計中，一般將這兩種跟蹤模式的制導(dǎo)方法設(shè)計獨立開來并分別分析其穩(wěn)定性。若將過頂跟蹤與定距跟蹤相結(jié)合，設(shè)計統(tǒng)一形式的制導(dǎo)方法，即綜合了兩種跟蹤模式的優(yōu)勢并克服兩者缺點，具有十分重要的現(xiàn)實意義。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為了克服現(xiàn)有技術(shù)中過頂跟蹤和定距跟蹤存在的不足并綜合兩者的優(yōu)勢，本發(fā)明提供了一種小型固定翼無人機制導(dǎo)計算機及制導(dǎo)方法，在frenet-serret(弗萊納)框架下建立無人機和地面目標(biāo)的二維運動學(xué)模型，分別分析在過頂跟蹤和定距跟蹤模式下的矢量變化和位置關(guān)系，設(shè)計統(tǒng)一形式的制導(dǎo)方法，同時其滿足兩者跟蹤模式的最小轉(zhuǎn)彎半徑等約束，分析兩種跟蹤模式可在跟蹤靜止和運動目標(biāo)的穩(wěn)定性，結(jié)合半物理仿真結(jié)果表明無人機可以在兩種跟蹤模式下切換跟蹤地面目標(biāo)。

本發(fā)明為解決其技術(shù)問題采用如下技術(shù)方案：

一種小型固定翼無人機制導(dǎo)計算機，包括電源板和控制信號處理板，所述電源板包括電源變換電路模塊和模擬參考電壓模塊，所述控制信號處理板包括io驅(qū)動模塊、模擬信號調(diào)理模塊、數(shù)字信號調(diào)理模塊和cpu模塊；電源變換電路模塊輸出數(shù)字電源給控制信號處理板的各模塊供電，模擬信號調(diào)理模塊和數(shù)字信號調(diào)理模塊分別通過io驅(qū)動模塊與cpu模塊進(jìn)行信息交互。

該方法兼容過頂跟蹤和定距跟蹤兩種跟蹤模式，包括以下步驟：

(1)當(dāng)跟蹤目標(biāo)為合作對象時，通過無人機及地面目標(biāo)間的通訊鏈路得到無人機及地面目標(biāo)的位置及航向信息；當(dāng)跟蹤目標(biāo)為非合作對象時，通過目標(biāo)指示系統(tǒng)獲取無人機及地面目標(biāo)的位置及航向信息；

(2)根據(jù)無人機與地面目標(biāo)在二維frenet-serret框架下的位置和運動狀態(tài)，定義各狀態(tài)量的取值范圍和方向，建立無人機與跟蹤目標(biāo)的二維運動學(xué)模型；

(3)在建立的二維運動學(xué)模型中，根據(jù)一項變量值來確定無人機跟蹤地面目標(biāo)的跟蹤模式，分別對兩種跟蹤模式下的變量關(guān)系進(jìn)行分析；

(4)設(shè)計兩種跟蹤模式下統(tǒng)一形式的制導(dǎo)方法，并分析其穩(wěn)定性。

步驟(1)中所述無人機及地面目標(biāo)的位置及航向信息包括無人機的位置[xu,yu]^t和無人機航向角ψu、地面目標(biāo)的位置[xt,yt]^t和地面目標(biāo)航向角ψt。

步驟(2)中所述無人機與地面目標(biāo)在二維frenet-serret框架下的的位置和運動狀態(tài)，無人機定距跟蹤地面目標(biāo)的二維運動學(xué)模型表述為：

其中r為無人機與地面目標(biāo)間的相對距離，vu和vt分別為無人機和地面目標(biāo)的速度，為無人機航向角速度，為定距跟蹤下預(yù)設(shè)圓切線與視線的夾角的變化率，為無人機與地面目標(biāo)間的相對距離變化率；χ為當(dāng)前無人機航向與期望航向間的夾角，χ∈(-π,π]且逆時針為正，即為無人機期望航向角；為χ角變化率；當(dāng)無人機處于定距跟蹤模式且位于預(yù)設(shè)跟蹤圓以外時，σd為預(yù)設(shè)圓切線與視線的夾角，存在σd且rd為定距跟蹤下無人機盤旋的期望距離，無人機在預(yù)設(shè)圓內(nèi)時給定σm為期望航向與預(yù)設(shè)圓切線方向之間的夾角。

步驟(2)中所述無人機與地面目標(biāo)在二維frenet-serret框架下的的位置和運動狀態(tài)，無人機過頂跟蹤地面目標(biāo)的二維運動學(xué)模型表述為：

步驟(3)中所述決定無人機跟蹤地面目標(biāo)的跟蹤模式的一項變量值為rd，即無人機定距盤旋跟蹤地面目標(biāo)的期望距離,當(dāng)rd≠0時則跟蹤模式為定距跟蹤；當(dāng)rd＝0時，則無人機跟蹤模式為過頂跟蹤。

步驟(4)中所述對兩種跟蹤模式設(shè)計統(tǒng)一形式的制導(dǎo)方法，提出如下的無人機跟蹤地面目標(biāo)制導(dǎo)方法：

其中制導(dǎo)增益為k1＞0且k2＜1，在單位時間δt內(nèi)，d1為無人機在期望航向運動的距離；d2為地面目標(biāo)運動的距離；過頂跟蹤時為視線角σ，dr為無人機與地面目標(biāo)間的相對距離r；定距跟蹤時為視線角σ和σd之和，為對時間的導(dǎo)數(shù)，即角速度；sign為符號函數(shù)。

步驟(4)中對設(shè)計的制導(dǎo)方法進(jìn)行穩(wěn)定性分析，通過選取李雅普諾夫函數(shù)為：則對李雅普諾夫函數(shù)求導(dǎo)可得其中k2為制導(dǎo)方法的制導(dǎo)增益，χ為當(dāng)前無人機航向與期望航向間的夾角，為χ對時間t的導(dǎo)數(shù)。

本發(fā)明具有以下有益效果：

(1)避免了以往對兩種跟蹤模式分別獨立開展設(shè)計的不足，提高了無人機制導(dǎo)方法的設(shè)計效率，使得制導(dǎo)方法具有統(tǒng)一的形式。

(2)無人機在跟蹤地面變速運動目標(biāo)時自身速度始終保持不變。

(3)克服了定距跟蹤對地面目標(biāo)運動速度的限制，被跟蹤目標(biāo)的速度可以從靜止到無人機最大巡航速度。

(4)既可以根據(jù)地面運動速度的改變自動切換無人機的跟蹤模式，也可以根據(jù)遙控指令人為控制其跟蹤模式，提高了跟蹤效率且確保了無人機切換跟蹤模式時的安全性。

附圖說明

圖1是本發(fā)明半物理仿真系統(tǒng)硬件架構(gòu)框圖。

圖2是本發(fā)明制導(dǎo)計算機控制信號處理板組成圖。

圖3為本發(fā)明中定距跟蹤運動目標(biāo)示意圖。

圖4是本發(fā)明中過頂跟蹤運動目標(biāo)示意圖。

圖5是本發(fā)明無人機兩種模式跟蹤固定目標(biāo)軌跡示意圖。

圖6是本發(fā)明無人機兩種模式跟蹤固定目標(biāo)相對距離示意圖。

圖7是本發(fā)明無人機兩種模式跟蹤勻速運動目標(biāo)軌跡示意圖。

圖8是本發(fā)明無人機兩種模式跟蹤勻速運動目標(biāo)相對距離示意圖。

圖9是本發(fā)明levy運動目標(biāo)的移動速度剖面示意圖。

圖10是本發(fā)明無人機兩種模式跟蹤levy(列維)運動目標(biāo)軌跡示意圖。

圖11是本發(fā)明無人機兩種模式跟蹤levy(列維)運動目標(biāo)相對距離示意圖。

圖12為本發(fā)明所設(shè)計的制導(dǎo)方法在半物理仿真系統(tǒng)下無人機跟蹤地面目標(biāo)的航跡示意圖。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明創(chuàng)造做進(jìn)一步詳細(xì)說明。

1、制導(dǎo)計算機設(shè)計

制導(dǎo)計算機是制導(dǎo)系統(tǒng)的核心，整個系統(tǒng)由兩塊板上下組成，分別是電源板和控制信號處理板。整個系統(tǒng)由兩塊板上下組成，分別是電源板和控制信號處理板。電源板包含電源變換電路模塊、模擬參考電壓模塊?？刂菩盘柼幚戆灏琲o驅(qū)動模塊、模擬信號調(diào)理模塊、數(shù)字信號調(diào)理模塊和cpu模塊?？煽啃愿咔夜男?。

a.本發(fā)明所用的制導(dǎo)計算機dc/dc(直流-直流)變換所使用的模塊為lt3972，將27v輸入電壓轉(zhuǎn)變?yōu)?5v輸出，提供數(shù)字電路工作；將27v輸入電壓轉(zhuǎn)變?yōu)?.5v輸出，提供舵機電源；將27v輸入電壓轉(zhuǎn)變?yōu)?v輸出，提供模擬電源。lt3972最大輸出電流為3a，工作溫度-45～+85℃。

b.控制信號處理板包含模擬信號輸入輸出、串口、io輸入輸出、pwm(脈沖寬度調(diào)制)輸入輸出和cpu模塊。其模塊組成如圖2所示。cpu采用mpc565，對輸入輸出的信息進(jìn)行處理、運算、控制等。包括8路14bitda輸出，8路16bitad輸入，8路帶隔離pwm輸入和8路pwm輸出。mr25h10是everspin公司工業(yè)級的串行nvram(非易失性隨機訪問存儲器),容量為1mb,以40mhz的時鐘速度高速運行，沒有寫延遲。mr25h10允許無限次擦除。低電壓保護電路可在掉電時自動保護數(shù)據(jù)，防止在規(guī)定電壓范圍以外時寫入數(shù)據(jù)。模擬信號采樣選用ad7689芯片，ad7689是8通道、16位、電荷再分配逐次逼近寄存器(sar)型模數(shù)轉(zhuǎn)換器(adc)，采用單電源vdd供電，ad7689擁有多通道、低功耗數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)所需的所有組成部分，包括：無失碼的真16位saradc；用于將輸入配置為單端輸入、差分輸入或雙極性輸入的8通道(ad7689)低串?dāng)_多路復(fù)用器；內(nèi)部低漂移基準(zhǔn)源和緩沖器；溫度傳感器；可選擇的單極點濾波器；以及當(dāng)多通道依次連續(xù)采樣時非常有用的序列器。

制導(dǎo)計算機的引導(dǎo)程序有2種工作模式：程序裝載模式、程序運行模式。當(dāng)超級終端主機db9接頭中的8腳和4腳連接時，即運行程序裝載模式，否則就運行程序運行模式。在運行程序裝載模式時,首先將本發(fā)明可執(zhí)行程序通過xmodem(串口通信中異步文件傳輸)協(xié)議下載到主板的sram(靜態(tài)隨機存取存儲器)中，同時保存到主板上的flash中，開始執(zhí)行用戶應(yīng)用程序。在運行用戶程序運行模式時，引導(dǎo)程序把可執(zhí)行程序從flash(閃存)中讀取到主板的sram(靜態(tài)隨機存取存儲器)中，并開始執(zhí)行用戶程序。操作步驟：把用于用戶程序裝載的串口接頭插在j1上；編寫可執(zhí)行二進(jìn)制文件程序；打開windows的超級終端，定義超級終端的屬性有每秒位數(shù)115200，數(shù)據(jù)位為8，奇偶校驗無且停止位為1；上電后出現(xiàn)菜單menu,按x鍵選擇xmodem；在超級終端上不斷出現(xiàn)“§”符號，則主板在請求超級終端發(fā)送用戶可執(zhí)行程序；點擊超級終端上的菜單：傳送->發(fā)送文件。選擇使用xmodem協(xié)議，然后點擊“瀏覽”選擇程序可執(zhí)行文件，點擊發(fā)送；按r鍵直接執(zhí)行程序。

2、制導(dǎo)方法數(shù)學(xué)模型構(gòu)建

無人機控制系統(tǒng)通常由穩(wěn)定回路和制導(dǎo)回路組成。在本發(fā)明中，認(rèn)為穩(wěn)定回路已經(jīng)設(shè)計完成并且可以很好的響應(yīng)制導(dǎo)回路的制導(dǎo)指令。在理想情況下，認(rèn)為執(zhí)行跟蹤任務(wù)的無人機保持在一個固定的高度，因此通?？梢员缓喕癁槎S制導(dǎo)問題，并且在本發(fā)明中認(rèn)為無人機和地面目標(biāo)的位置、速度和航向信息是已知的。上述信息在跟蹤目標(biāo)為合作對象時可以通過兩者間的通訊鏈路得到，非合作對象時可通過衛(wèi)星等偵查手段獲得。記[xu,yu]^t表示無人機位置，[xt,yt]^t表示地面目標(biāo)的位置；vu為無人機的巡航速度，vt為地面目標(biāo)的速度；ψu表示無人機航向角且ψu∈(-π,π]，ψt表示地面目標(biāo)航向角且ψt∈(-π,π]，其相互關(guān)系如圖3所示。

在圖3中，r為無人機與地面目標(biāo)的相對距離，r≥0且有上界。本發(fā)明所設(shè)計的系統(tǒng)動力學(xué)模型可以由(1)式描述：

其中，為無人機在x軸方向的位置變化率；為無人機在y軸方向的位置的變化率；為無人機航向角速率；vu為無人機的巡航速度；u為無人機制導(dǎo)輸入。

為了分析無人機與目標(biāo)之間的相對運動關(guān)系，由圖3可以看出無人機與地面目標(biāo)點之間的相對距離為其中本發(fā)明中方向角度的定義均以x軸向為參考，以逆時針為正且范圍為(-π,π]。

無人機跟蹤地面目標(biāo)的二維運動學(xué)模型可以寫成如下形式：

其中χ為當(dāng)前無人機航向角ψu與期望航向角的差值，即為差值變化率；為距離變化率。由圖3可知，當(dāng)無人機處于定距跟蹤模式且位于預(yù)設(shè)跟蹤圓以外時，存在σd且asin(x)是反正弦函數(shù)；其中為σd定距跟蹤下預(yù)設(shè)圓切線與視線的夾角；rd為定距跟蹤下無人機盤旋的期望距離。若無人機在預(yù)設(shè)圓內(nèi)時給定為σd的變化率。σm為d1與dr之間的夾角，則vu與連線r方向之間的夾角為χ+σm-σd。

由圖4可知，當(dāng)無人機進(jìn)入過頂跟蹤模式時，點ps是目標(biāo)經(jīng)過δt后的無人機與目標(biāo)交匯的位置，d1、d2和r分別對應(yīng)的單位向量為和σm為r與d1之間的夾角，則vu與連線r方向之間的夾角為χ+σm。根據(jù)無人機與地面目標(biāo)的航向及位置關(guān)系，分析其變量關(guān)系，過頂跟蹤模式下無人機跟蹤地面目標(biāo)的二維運動學(xué)模型可以寫成如下形式：

比較式(2)、式(3)可知，當(dāng)過頂跟蹤時，即dr與r重合，rd＝0，則式(2)中的σd＝0，則式(2)的表達(dá)式可以描述為式(3)，因此式(2)可以作為無人機定距跟蹤和過頂跟蹤地面目標(biāo)統(tǒng)一的二維運動學(xué)模型。

3、模型中矢量關(guān)系分析

無人機飛行可以采取可以順時針或逆時針兩種方式。為了便于分析，本發(fā)明定義定距跟蹤和過頂跟蹤僅采取順時針飛行，逆時針可以采用相同的方法加以分析。

假設(shè)地面目標(biāo)運動方向在采樣時間δt內(nèi)不變，即分析圖3中的無人機與目標(biāo)的運動關(guān)系可知：所以從圖3得所以同時，則所以

因此所以其中σ定義為視線角，為定距跟蹤下，預(yù)設(shè)圓切線角；為無人機期望航向角。為σm的補角，為補角的變化率；為預(yù)設(shè)圓切線角變化率；為無人機期望角變化率；σ1為d1與d2組成的夾角，其為此夾角變化率。

分析圖3由單位矢量和間的關(guān)系，其中和分別是無人機期望航向、目標(biāo)運動和無人機與預(yù)設(shè)圓切線方向上的單位速度矢量?？芍?imgfile="bda00012727225100000723.gif"wi="390"he="63"img-content="drawing"img-format="gif"orientation="portrait"inline="no"/>對其移向平方得則將該式展開得：

上式兩邊同時除以d1²，則解方程得對該式求微分得：

由矢量關(guān)系可得其中為期望航向切向量對t的導(dǎo)數(shù)；為當(dāng)前航向切向量對t的導(dǎo)數(shù)；為期望速度的法向量；為期望航向角對t的導(dǎo)數(shù)。將式(5)代入該式可得：因為和即其中為垂直于的法向向量，為垂直于的法向向量。對該式兩邊取模平方可得進(jìn)一步可以得到：對該式移向開方有根據(jù)上式(4)也可以得到將cosσ1的表達(dá)式代入的表達(dá)式有

即有：

選取李雅普諾夫函數(shù)為：k2為制導(dǎo)增益，則

令即設(shè)定k2＜1，則因此與極性一致，本發(fā)明下文只需要對展開分析就可獲得的符號特征。

令y(χ)＝χ-k2·atanχ，則因此y(χ)在定義域內(nèi)單調(diào)遞增，并且當(dāng)χ＝0時，y(0)＝χ-k2·atanχ|χ＝0＝0。因此，χ與χ-k2·atanχ的極性一致。

4、制導(dǎo)方法設(shè)計

據(jù)上述第3節(jié)中的分析的結(jié)論所得，本發(fā)明提出如下(7)基于相對距離/視線角速率的過頂和定距跟蹤地面目標(biāo)的制導(dǎo)方法：

其中制導(dǎo)方法中變量的表達(dá)式歸納如下

式(7)中σ定義為視線角，χ為當(dāng)前無人機航向角ψu與期望航向角的差值，ψt表示地面目標(biāo)航向角。vu為無人機的巡航速度，vt為地面目標(biāo)的速度。d1、d2分別為無人機、相切點pt與點ps在單位時間δt內(nèi)運動的距離，dr為無人機與相切點pt在單位時間δt內(nèi)運動的距離。σm為d1與dr之間的夾角。k1和k2為制導(dǎo)方法的制導(dǎo)增益。

如圖3所示，σd為定距跟蹤下預(yù)設(shè)圓切線與視線的夾角。在過頂跟蹤時則無該方向角度，此角度的定義于下式(9)給出。σ2是dr與d2之間的夾角，表達(dá)式如上式(8)所示。d2為在采樣時間內(nèi)目標(biāo)運動的距離，采樣時間內(nèi)d2＝vt。

對方向角σd歸納如下：

過頂跟蹤：σd＝0

定距跟蹤：

為了統(tǒng)一兩種制導(dǎo)方法形式，制導(dǎo)方法中定義方向角如圖4所示，在過頂跟蹤時該方向角即為視線角，如圖3所示在定距跟蹤時是視線角σ和σd之和，對歸納如下：

過頂跟蹤：

定距跟蹤：

4.1靜止目標(biāo)下運動學(xué)分析

目標(biāo)為靜止?fàn)顟B(tài)時可認(rèn)為是上述運動情形下的特殊情況，即目標(biāo)點固定，不能形成如圖3、4中矢量的三角形關(guān)系，因此當(dāng)表達(dá)式(2)中的vt＝0時，有d2＝0，d1與dr重合，σm＝0。式(7)所示的制導(dǎo)方法可以簡化為：

同時可以得到無人機與地面目標(biāo)的相對關(guān)系，分析其變量關(guān)系，二維運動學(xué)模型(2)可以簡化為：

由式(12)第一項可得，分為三種情況分析：

(ⅰ)r≥rd

根據(jù)式(11)，此時再分為兩種情況：

a.χ≥0即χ-k2·atanχ≥0

可知則

當(dāng)

當(dāng)同樣有

b.χ＜0即χ-k2·atanχ＜0

可知則

當(dāng)

當(dāng)

(ⅱ)r＜rd且

根據(jù)式(11)，可知根據(jù)式(9)，可知則式(13)重新寫為：

則

(ⅲ)r＜rd且

則

因為所以χ∈[0,π]。則

a.

因為cosχ＞0，χ-k2·atanχ≥0,k1＞0，則

b.

由式(12)可知，則又因為cosχ≤0，則因此

綜上所述當(dāng)無人機定距跟蹤靜止目標(biāo)時即

當(dāng)無人機過頂跟蹤靜止目標(biāo)時，由式(9)可知σd＝0。當(dāng)情況(i)r≥rd或情況(iii)(r＜rd且)時，其證明過程與定距跟蹤類似，同理可得當(dāng)情況(ii)，即r＜rd且時，式(13)可以重寫為:

由則即

綜上所述當(dāng)無人機過頂跟蹤靜止目標(biāo)時同樣可證明

以下再分析的幾種情況：

當(dāng)r≥rd時，當(dāng)且僅當(dāng)χ＝0時當(dāng)定距跟蹤時，(0,rd)為系統(tǒng)唯一平衡點。過頂跟蹤時χ＝0顯然不可能一直維持；當(dāng)r＜rd且時，由于r＜rd不可能一直維持，因此也不可能維持；當(dāng)r＜rd且時，當(dāng)且僅當(dāng)χ＝0時無人機過頂跟蹤目標(biāo)時，χ＝0有因此同樣無法一直維持無人機定距跟蹤目標(biāo)，χ＝0有所以χ＝0無法維持，則同樣無法一直維持綜上可得無人機跟蹤靜止目標(biāo)時在兩種跟蹤模式下均是穩(wěn)定的。

4.2運動目標(biāo)下運動學(xué)分析

(ⅰ)r≥rd

根據(jù)式(7)知

a.χ≥0即χ-k2·atanχ≥0

由式(6)得，則

b.χ＜0即χ-k2·atanχ＜0

由式(6)得，則

(ⅱ)r＜rd且

根據(jù)式(4)，由于r＜rd，根據(jù)式(9)可知因此同時將代入式(2)可得：

(ⅲ)r＜rd且

根據(jù)式(11)，

a.χ≥0即χ-k2·atanχ≥0

由式(6)得

則那么

b.χ＜0即χ-k2·atanχ＜0

由式(6)得

則那么

當(dāng)無人機過頂跟蹤目標(biāo)時，則σd＝0。當(dāng)r≥rd或(r＜rd且)，該證明與上述證明過程類似，同樣可得當(dāng)r＜rd且由于過頂跟蹤時σd＝0，二維運動學(xué)模型可以寫為:

根據(jù)式(4)，則

所以無人機定距跟蹤運動的目標(biāo)時，

當(dāng)無人機跟蹤運動目標(biāo)時,式(2)所示閉環(huán)系統(tǒng)系統(tǒng)是非自治系統(tǒng)。與跟蹤靜止目標(biāo)的情況類似，考慮到有界，關(guān)于t是一致連續(xù)的，因此無人機跟蹤運動目標(biāo)時在兩種跟蹤模式下均是穩(wěn)定的。

5、制導(dǎo)方法驗證

為了驗證本發(fā)明提出的制導(dǎo)方法設(shè)計方法的有效性，在本節(jié)中首先通過matlab工具創(chuàng)建simulink仿真環(huán)境，編寫本發(fā)明制導(dǎo)方法的s函數(shù)，對靜止、勻速直線運動以及做變速levy軌跡運動的地面目標(biāo)分別進(jìn)行仿真驗證并進(jìn)行制導(dǎo)增益的改進(jìn)。最后針對某型無人機六自由度數(shù)學(xué)模型進(jìn)行實時仿真飛行驗證。

在仿真開始時，地面目標(biāo)和無人機初始點的位置和航向及其他參數(shù)分別設(shè)置為：

λ地面目標(biāo)位置(0,0)，航向30°

λ無人機位置(0，-2000)，航向30°

λ無人機巡航速度：40m/s

λ無人機最大橫滾角：30°

λ地面目標(biāo)速度范圍：0--30m/s

制導(dǎo)方法參數(shù)分別設(shè)置為k1＝1.0，k2＝0.2。

5.1跟蹤靜止地面目標(biāo)

圖5為無人機過頂和定距跟蹤地面靜止目標(biāo)軌跡。從圖5可見，前半部分為過頂跟蹤，后半部分是定距跟蹤。圖6為無人機跟蹤目標(biāo)的相對距離，反映出切換過程流暢且穩(wěn)定性良好。

5.2跟蹤勻速直線運動地面目標(biāo)

圖7和圖8可見，仿真前1700s目標(biāo)為勻速直線運動，無人機切換兩種跟蹤模式對其進(jìn)行跟蹤。后階段目標(biāo)靜止無人機作過頂跟蹤。仿真結(jié)果顯示無人機無論是定距跟蹤或過頂跟蹤直線運動的地面目標(biāo)，均表現(xiàn)出很好的跟蹤性能。

5.3跟蹤levy運動目標(biāo)

當(dāng)模擬地面目標(biāo)比較復(fù)雜的運動狀態(tài)時，可以采用levy運動模型，并且地面目標(biāo)的速度也在較大范圍內(nèi)變化。圖9、圖10分別給出了地面目標(biāo)運動的速度剖面和跟蹤軌跡。

跟蹤levy運動目標(biāo)的過程分為根據(jù)速度自動跟蹤和根據(jù)指令跟蹤。圖11為無人機兩種模式跟蹤levy運動目標(biāo)相對距離。仿真前3000s是無人機根據(jù)跟蹤的地面目標(biāo)的速度來切換跟蹤模式，當(dāng)?shù)孛孢\動目標(biāo)的速度小于無人機速度的1/3，則采用定距跟蹤模式，反之采用過頂跟蹤模式；仿真后3000s里無人機接收指令來進(jìn)行跟蹤，前1500s無人機接收到過頂跟蹤指令，最后的1500s接收定距跟蹤指令。

從圖10和圖11可見，無人機可以成功的對復(fù)雜levy運動地面目標(biāo)進(jìn)行跟蹤。即便是跟蹤復(fù)雜運動狀態(tài)的目標(biāo)，采用本文所設(shè)計的制導(dǎo)方法，不論是根據(jù)地面目標(biāo)的速度變化還是根據(jù)指令來切換跟蹤制導(dǎo)方法模式，都可以成功的對目標(biāo)進(jìn)行實時跟蹤，并且在切換的過度過程中變現(xiàn)出了很好的穩(wěn)定性。

6、半物理仿真驗證

當(dāng)前無人機的控制仿真主要有半物理仿真和全數(shù)字仿真。半物理仿真同數(shù)字仿真相比，將系統(tǒng)中的部分實物引入仿真回路，較真實的模擬了現(xiàn)場情況，對于所設(shè)計的制導(dǎo)方法具有實際的應(yīng)用意義。

根據(jù)仿真驗證的要求，搭建圖1所示的半物理仿真硬件平臺，平臺主要有：制導(dǎo)計算機、無人機數(shù)據(jù)鏈仿真系統(tǒng)和仿真計算機。其中以制導(dǎo)計算機為系統(tǒng)的中心，仿真計算機能夠與制導(dǎo)計算機進(jìn)行信息交互。完成遙控指令的發(fā)送和遙測接收及能夠在航跡顯示軟件中顯式出基于本發(fā)明制導(dǎo)方法的跟蹤目標(biāo)的飛行軌跡。

6.1硬件設(shè)備：

λ制導(dǎo)計算機

λ仿真計算機

λ測試線纜

λmoxa串口卡

λpc機

6.2數(shù)字鏈路仿真系統(tǒng)：

λ遙控軟件

λ測控軟件

λ航跡顯示軟件

(1)制導(dǎo)計算機是整個仿真系統(tǒng)的核心，整個系統(tǒng)板卡由兩塊板上下組成，分別是電源板和控制信號處理板。電源板包含電源變換電路模塊、模擬參考電壓模塊。控制信號處理板包含io驅(qū)動模塊、模擬信號調(diào)理模塊、數(shù)字信號調(diào)理模塊和cpu模塊?？煽啃愿咔夜男?。本發(fā)明制導(dǎo)計算機下載的程序不僅僅是制導(dǎo)信息，同樣包涵了內(nèi)回路控制信息。

(2)無人機數(shù)據(jù)鏈仿真系統(tǒng)包括了遙控遙測仿真計算機和航跡顯示計算機。兩臺計算機(pc)通過udp協(xié)議進(jìn)行通訊，由路由器將兩臺計算機連接起來。遙控遙測計算機通過串口與制導(dǎo)計算機連接并且進(jìn)行信息的交換。

(3)仿真計算機是本系統(tǒng)的重要組成部分，采用的是研華ipc610工控機。實時計算無人機飛行特性數(shù)學(xué)模型，將數(shù)字仿真建立的模型移植后進(jìn)行下載，對飛機的整個跟蹤過程進(jìn)行仿真計算并模擬實際的無人機飛行。解算出飛行的航跡、姿態(tài)等信息通過串口發(fā)送到制導(dǎo)計算機。

6.3本發(fā)明半物理仿真流程如下：

(1)圖1為本發(fā)明的仿真系統(tǒng)構(gòu)成，所示的分別為航跡顯示軟件界面和遙控遙測軟件界面以及制導(dǎo)計算機、仿真計算機。

(2)制導(dǎo)計算機的引導(dǎo)程序有2種工作模式：程序裝載模式、程序運行模式。當(dāng)超級終端主機db9接頭中的8腳和4腳連接時，即運行程序裝載模式，否則就運行程序運行模式。在運行程序裝載模式時,首先將本發(fā)明可執(zhí)行程序通過xmodem(串口通信中異步文件傳輸)協(xié)議下載到主板的sram(靜態(tài)隨機存取存儲器)中，同時保存到主板上的flash(閃存)中，開始執(zhí)行用戶應(yīng)用程序。在運行用戶程序運行模式時，引導(dǎo)程序把可執(zhí)行程序從flash(閃存)中讀取到主板的sram(靜態(tài)隨機存取存儲器)中，并開始執(zhí)行用戶程序。操作步驟：把用于用戶程序裝載的串口接頭插在j1上；編寫可執(zhí)行二進(jìn)制文件程序；打開windows的超級終端，定義超級終端的屬性有每秒位數(shù)115200，數(shù)據(jù)位為8，奇偶校驗無且停止位為1；上電后出現(xiàn)菜單menu,按x鍵選擇xmodem；在超級終端上不斷出現(xiàn)“§”符號，則主板在請求超級終端發(fā)送用戶可執(zhí)行程序；點擊超級終端上的菜單：傳送->發(fā)送文件。選擇使用xmodem協(xié)議，然后點擊“瀏覽”選擇程序可執(zhí)行文件，點擊發(fā)送；按r鍵直接執(zhí)行程序。

(3)設(shè)置好遙控遙測軟件和航跡顯示軟件的udp主播地址和端口的配置文件。通過tcp/udp測試工具確保兩臺計算機直接能夠正常進(jìn)行通訊。仿真計算機進(jìn)行物理仿真并將結(jié)果通過串口發(fā)送到制導(dǎo)計算機。再者制導(dǎo)計算機將數(shù)據(jù)通過串口發(fā)送到遙控遙測計算機。遙控遙測計算機將運行仿真后的數(shù)據(jù)通過udp協(xié)議發(fā)送給航跡顯示計算機并在顯示設(shè)備上顯示無人機跟蹤飛行航跡。同時將數(shù)據(jù)通過制導(dǎo)計算機發(fā)送給仿真計算機。

(4)圖12為根據(jù)本發(fā)明所設(shè)計的制導(dǎo)方法在半物理仿真系統(tǒng)的無人機跟蹤地面目標(biāo)的航跡，可以看出無人機在跟蹤地面復(fù)雜運動目標(biāo)時表現(xiàn)出很好的性能。

以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施模式，應(yīng)當(dāng)指出：對于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)，這些改進(jìn)也應(yīng)視為本發(fā)明的保護范圍。