增程飞行器的制导方法

本发明涉及飞行器的制导方法，具体涉及增程飞行器的制导方法。

背景技术：

1、现代制导飞行器的系统结构日趋复杂，许多工程任务要求制导飞行器能够在恶劣环境中飞行。为了扩大飞行投送范围、降低操作人员的危险，增程飞行器应运而生。然而，为了增大飞行器的飞行距离，需要加大发射时的过载，这使得增程飞行器的执行机构在发射时极易发生各种故障。而执行器故障通常会降低制导飞行器末制导系统的性能，尤其是打击机动目标时。然而，传统的飞行器制导系统设计仅从增强系统鲁棒性的角度应对故障，并没有对突发故障做针对性处理。

2、制导飞行器在末制导段飞行过程中，一旦出现舵机卡死、弹翼受损、执行机构功能退化等突发性故障时，一般不能正常工作。因此，研究设计考虑执行器故障的制导方法十分必要。同时，为了提高制导飞行器的毁伤效果，对飞行器的攻击角度进行约束是非常有必要的。因此，使得飞行器在执行器出现故障时也能具有较高的制导精度，能够按照约束的攻击角度命中目标在工程上具有重要意义。

3、基于此，本专利充分考虑飞行器舵机部分失效情况下的控制状态和攻击角度约束，以期待设计出一种能够解决上述问题的新的制导方法。

技术实现思路

1、为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种增程飞行器的制导方法，所述增程飞行器需要大过载起飞发射，而大过载会导致飞行器的执行机构如舵机的故障率提高，为此该飞行器的末制导段制导方法需要考虑可能出现的舵机故障因素，该方法中基于自适应滑模技术，将控制舵指令分为容错制导律指令和自适应制导律指令，再结合自适应参数估计值来适配舵机部分失效的情况，从而可以在舵机部分失效的情况下控制飞行器按照预定角度命名目标，使得增程飞行器得以稳定地运行，从而完成本发明。

2、具体来说，本发明的目的在于提供一种增程飞行器的制导方法，该方法中：

3、步骤1，地面雷达站在发现机动目标后，发射制导飞行器；

4、步骤2，飞行器进入末制导段后，飞行器上的激光制导系统实时接收飞行器和目标的速度及位置信息，结合飞行器上的姿态敏感系统实时获得控制舵指令；

5、步骤3，基于该控制舵指令驱动电动舵机，通过打舵生成气动力，最终控制飞行器以期望攻击角度命中目标。

6、其中，所述控制舵指令u′通过下式(一)获得：

7、

8、其中，μ表示自适应参数估计值；

9、b表示中间变量；

10、u1表示容错制导律的指令；

11、u2表示自适应制导律的指令。

12、其中，所述容错制导律的指令u1通过下式(二)获得：

13、

14、其中，f(x1,x2)关于状态变量的函数；

15、

16、表示对外部扰动的估计值；

17、s表示滑模面；

18、α、β、m、n、η、p、q各自独立地表示设计参数；

19、ki、kp、kd各自独立地表示增益系数；

20、x1和x2各自独立地表示状态变量。

21、其中，所述滑模面s通过下式(三)获得：

22、s＝kpx1+ki∫x1dt+kdx2   (三)

23、其中，状态变量x1＝[q-qd,θ-θd]t；

24、状态变量

25、q表示弹目视线倾角；

26、qd表示期望终端视线倾角；

27、θ弹表示目视线偏角；

28、θd表示期望终端视线偏角；

29、表示q的导数，即弹目视线倾角速率；

30、表示θ的导数，即弹目视线偏角速率。

31、其中，所述通过对求积分获得；

32、所述下式(四)获得：

33、

34、其中，h2表示设计参数；

35、表示上一时刻获得的

36、其中，所述自适应制导律的指令u2通过下式(五)获得：

37、u2＝ρ||u1||s         (五)

38、其中，ρ表示自适应参数；

39、所述ρ通过对求积分获得；

40、所述下式(六)获得：

41、

42、其中，h1表示设计参数；

43、ρ′表示上一时刻获得的ρ。

44、其中，所述自适应参数估计值μ通过下式(七)获得：

45、

46、其中，ua6表示飞行器在视线系下的实际加速度；

47、ua6＝mua0；

48、ua0表示飞行器在惯性系下的实际加速度；

49、ua0＝n-1ua2；

50、ua2表示飞行器在弹道系下的实际加速度；

51、m表示惯性系与视线系的转换矩阵；

52、n表示惯性系与弹道系的转换矩阵；

53、u″表示上一时刻获得的u′。

54、其中，惯性系与视线系的转换矩阵m如下式(八)所示：

55、

56、惯性系与弹道系的转换矩阵n如下式(九)所示：

57、

58、其中，γm表示飞行器的弹道倾角；

59、ψvm表示飞行器的弹道偏角。

60、本发明所具有的有益效果包括：

61、(1)根据本发明提供的增程飞行器的制导方法，该方法中通过设置自适应参数估计来使得控制方法可以补偿部分失效的舵机，使得实际的控制效果基本等价于正常的舵机，从而在舵机部分失效时控制飞行器按照预期飞向目标；

62、(2)根据本发明提供的增程飞行器的制导方法，该方法中结合反步设计方法并设置特定的滑模控制，使得状态变量固定时间收敛至期望值，进而确保增程飞行器在高过载启动的情况下，即便执行机构发生一定程度的故障，仍然能够以期望攻击角度精确命中目标。

技术特征：

1.一种增程飞行器的制导方法，其特征在于，该方法包括：

2.根据权利要求1所述的增程飞行器的制导方法，其特征在于，

3.根据权利要求2所述的增程飞行器的制导方法，其特征在于，

4.根据权利要求3所述的增程飞行器的制导方法，其特征在于，

5.根据权利要求3所述的增程飞行器的制导方法，其特征在于，

6.根据权利要求2所述的增程飞行器的制导方法，其特征在于，

7.根据权利要求2所述的增程飞行器的制导方法，其特征在于，

8.根据权利要求7所述的增程飞行器的制导方法，其特征在于，

技术总结本发明公开了一种增程飞行器的制导方法，所述增程飞行器需要大过载起飞发射，而大过载会导致飞行器的执行机构如舵机的故障率提高，为此该飞行器的末制导段制导方法需要考虑可能出现的舵机故障因素，该方法中，基于自适应滑模技术，将控制舵指令分为容错制导律指令和自适应制导律指令，再结合自适应参数估计值来适配舵机部分失效的情况，从而可以在舵机部分失效的情况下控制飞行器按照预定角度命名目标。技术研发人员：王伟,李成洋,林时尧,南宇翔,王雨辰,倪子健,郭琪,刘明,张普熙,刘锐奇受保护的技术使用者：北京理工大学技术研发日：技术公布日：2024/7/29