一种导弹时变编队三维协同飞行控制方法技术

本发明专利技术公开了一种导弹时变编队三维协同控制方法，该方法通过考虑导弹编队在外界气流扰动和参数摄动情况下，建立了时变导弹编队动态模型；并依据所述的时变导弹编队动态模型构造出导弹三维时变编队协同控制器。本发明专利技术方法存储于传统队形保持控制器中，在不改变传统导弹编队队形控制系统的结构框架下，可以有效地解决时变编队控制问题，同时解决导弹编队队形控制系统在受到多个不确定性以及外界环境因素的影响。素的影响。素的影响。

【技术实现步骤摘要】
一种导弹时变编队三维协同飞行控制方法


[0001]本专利技术涉及导弹的队形保持控制器设计，更特别地说，是在传统导弹编队队形控制系统中，增加了本专利技术设计的导弹时变编队三维协同飞行控制方法。

技术介绍

[0002]导弹(Missile)通常由战斗部(弹头)、弹体结构系统、动力装置推进系统和制导系统等四部分组成。其中，导弹制导系统是按一定导引规律将导弹导向目标，控制其质心运动和绕质心运动以及飞行时间程序、指令信号、供电、配电等各种装置的总称。其作用是适时测量导弹相对目标的位置，确定导弹的飞行轨迹，控制导弹的飞行轨迹和飞行姿态，保证弹头(战斗部)准确命中目标。
[0003]导弹编队(Missiles Formation，MF)是指由不少于两枚以上导弹根据作战任务需要，在时间段按照一定协同规则执行任务的编队简称。导弹编队的动态任务是指在导弹编队执行任务过程中，根据编队综合作战效能最大原则，基于一定的战场态势信息和导弹编队状态，为编队中每一枚导弹分配一个或一组有序任务。基本的编队队形有纵队、横队、楔形队、菱形队。
[0004]导弹编队飞行控制系统(Flight Control Systrm of MAF，FCSM)是根据编队决策与管理系统所生成的编队优化指标和编队的队形要求，实时优化并形成队形控制与保持的指令，保证实现节点的避碰机动控制和高品质的编队队形的系统。导弹能够实现安全稳定的自主编队飞行并按照要求完成作战任务，在很大程度上取决于导弹之间对导航定位系统、传感器和探测器等信息获取系统得到的信息的互连互通互操作水平。
[0005]2010年8月第28卷第4期《飞行力学》公开了“飞航导弹高动态自主编队协同控制系统的建立与仿真”；作者：穆晓敏，吴森堂；第61页介绍了编队队形控制系统。所述的编队队形控制系统中包括有领弹模式、从弹模式、最优航路规划、以及队形保持控制器，参见图1所示。
[0006]在现有技术中，大都是针对导弹编队队形为时不变提出来的，这些方法忽略了导弹时变编队带来的影响，不能解决对于队形切换的技术问题，不利于实际战场态势的应用，它直接影响到导弹的协同作战效果。
[0007]现有技术，主要是对于传统无人飞行器提出多种编队控制方法，但对于导弹编队协同控制，别是在外界气流扰动和参数摄动严重条件下的导弹时变编队协同控制问题仍需要进一步研究。

技术实现思路

[0008]为了解决在外界气流扰动和参数摄动严重条件下的导弹时变编队协同控制问题，本专利技术提出了一种导弹时变编队三维协同飞行控制方法。本专利技术方法通过考虑导弹编队在外界气流扰动和参数摄动情况下，建立了导弹编队动态模型；并依据所述的导弹编队动态模型构造出导弹三维时变编队协同控制器。本专利技术方法存储于传统队形保持控制器中，在
不改变传统导弹编队队形控制系统的结构框架下，可以有效地解决时变编队控制问题，同时解决导弹编队队形控制系统在受到多个不确定性以及外界环境因素的影响。
[0009]在本专利技术中，经本专利技术方法改进的队形保持控制器中同时存在了针对时不变的导弹编队队形和时变的导弹编队队形进行队形保持控制的编队飞行方法，称为改进后的队形保持控制器。
[0010]本专利技术的一种导弹时变编队三维协同飞行控制方法，其特征在于包括有下列步骤：
[0011]步骤一，建立时变的单枚导弹三维空间运动学模型；
[0012]任意一枚导弹的标识号，记为i；所述导弹i的三维空间运动学模型描述为：
[0013][0014]步骤二，设置导弹在干扰因素影响下的时变的导弹编队运动模型；
[0015]为了建立单枚导弹在多种不确定干扰因素影响下的运动模型，首先构建导弹i的三维空间模型的6个状态量，分别是：
[0016]第一个状态量用于记录导弹i的纵向位置x
i
，记为
[0017]第二个状态量用于记录导弹i的纵向飞行速度XV
i
，记为
[0018]第三个状态量用于记录导弹i的侧向位置y
i
，记为
[0019]第四个状态量用于记录导弹i的侧向飞行速度YV
i
，记为
[0020]第五个状态量用于记录导弹i的垂直高度z
i
，记为
[0021]第六个状态量用于记录导弹i的垂直高度方向上的飞行速度ZV
i
，记为
[0022]对步骤一中的公式(1)表征的导弹运动学模型两边进行微分，可以得到导弹三维空间模型为：
[0023][0024]由于在时变编队飞行过程中，导弹参数会由于受到外界大气风场干扰而具有不确定性，于是导弹i的质量特性参数表征为：
[0025][0026]其中，表示导弹i的质量特性参数的已知部分，表示导弹i的质量特性参数受到外界大气风场干扰的未知部分；
[0027]将公式(2)变换为公式(4)，即导弹的三维空间运动模型改写为：
[0028][0029]DS
i,X
表示导弹i在纵向上的等价干扰，且所述DS
i,X
包括了导弹i在纵向上的参数不确定性和外界大气风场干扰；
[0030]DS
i,Y
表示导弹i在侧向上的等价干扰，且所述DS
i,Y
包括了导弹i在侧向上的参数不确定性和外界大气风场干扰；
[0031]DS
i,Z
表示导弹i在垂直高度上的等价干扰，且所述DS
i,Z
包括了导弹i在垂直高度上的参数不确定性和外界大气风场干扰；
[0032]导弹编队的领导者为一个虚拟领导者，用MD0表示，其在坐标系中的位置为(x
0 y
0 z0)，定义δ
i
表示虚拟领导者MD0和导弹i之间的位置偏差；所述δ
i
＝[δ
i,x δ
i,y δ
i,z
]＝[(x
i
‑
x0) (y
i
‑
y0) (z
i
‑
z0)]T
，在实际导弹编队飞行时，位置偏差δ
i
会根据具体的实际飞行环境选取为连续光滑的时变函数，因此决定了属于同一编队中的所有导弹的队形是变化的；
[0033]步骤三，建立导弹三维时变编队下的三维协同时变编队控制器；
[0034]对于单枚导弹i的三维协同时变编队控制器包括三个部分：纵向控制输入F
i,x
，侧向控制输入F
i,y
和垂直高度控制输入F
i,z
；
[0035]在本专利技术中，纵向控制输入F
i,x
满足公式(5)的设计：
[0036][0037]在本专利技术中，侧向控制输入F
i,y
满足公式(6)的设计：
[0038][0039]在本专利技术中，垂直高度控制输入F
i,z
满足公式(7)的设计：
[0040][0041本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种导弹时变编队三维协同飞行控制方法，其特征在于包括有下列步骤：步骤一，建立时变的单枚导弹三维空间运动学模型；任意一枚导弹的标识号，记为i；所述导弹i的三维空间运动学模型描述为：XV
i
表示导弹i的纵向飞行速度；YV
i
表示导弹i的侧向飞行速度；ZV
i
表示导弹i在垂直高度方向上的飞行速度；V
i
表示导弹i的飞行速度，所述γ
i
表示导弹i的飞行航迹角；ψ
i
表示导弹i的飞行航向角；步骤二，设置导弹在干扰因素影响下的时变的导弹编队运动模型；为了建立单枚导弹在多种不确定干扰因素影响下的运动模型，首先构建导弹i的三维空间模型的6个状态量，分别是：第一个状态量用于记录导弹i的纵向位置x
i
，记为第二个状态量用于记录导弹i的纵向飞行速度XV
i
，记为第三个状态量用于记录导弹i的侧向位置y
i
，记为第四个状态量用于记录导弹i的侧向飞行速度YV
i
，记为第五个状态量用于记录导弹i的垂直高度z
i
，记为第六个状态量用于记录导弹i的垂直高度方向上的飞行速度ZV
i
，记为对步骤一中的公式(1)表征的导弹运动学模型两边进行微分，可以得到导弹三维空间模型为：BXV
i
为对XV
i
微分处理后的纵向飞行速度；
AXV
i
为导弹i在三维空间中纵向上的飞行加速度；BYV
i
为对YV
i
微分处理后的侧向飞行速度；AYV
i
为导弹i在三维空间中侧向上的飞行加速度；BZV
i
为对ZV
i
微分处理后的垂直高度方向上的飞行速度；AZV
i
为导弹i在三维空间中垂直高度方向上的飞行加速度；b
i
为导弹i的质量特性参数，所述m
i
为导弹i的质量；F
i,x
为导弹i纵向上的控制力，简称为纵向控制输入；F
i,y
为导弹i侧向上的控制力，简称为侧向控制输入；F
i,z
为导弹i垂直高度上的控制力，简称为垂直高度控制输入；D
i
为导弹i受到的阻力；g为引力常量；d
i,X
为导弹i在纵向上受到的外界干扰；d
i,Y
为导弹i在侧向上受到的外界干扰；d
i,Z
为导弹i在高度方向上受到的外界干扰；由于在时变编队飞行过程中，导弹参数会由于受到外界大气风场干扰而具有不确定性，于是导弹i的质量特性参数表征为：其中，表示导弹i的质量特性参数的已知部分，表示导弹i的质量特性参数受到外界大气风场干扰的未知部分；将公式(2)变换为公式(4)，即导弹的三维空间运动模型改写为：l
i,1
＝cosγ
i
cosψ
i
的旋转矩阵分量；l
i,2
＝cosγ
i
cosψ
i
的旋转矩阵分量；l
i,3
＝
‑
cosγ
i
的旋转矩阵分量；l
i,4
＝sinγ
i
的旋转矩阵分量；l
i,5
＝
‑
cosψ
i
的旋转矩阵分量；l
i,6
＝cosγ
i
sinψ
i
的旋转矩阵分量；DS
i,X
表示导弹i在纵向上的等价干扰，且所述DS
i,X
包括了导弹i在纵向上的参数不确定性和外界大气风场干扰；
DS
i,Y
表示导弹i在侧向上的等价干扰，且所述DS
i,Y
包括了导弹i在侧向上的参数不确定性和外界大气风场干扰；DS

【专利技术属性】
技术研发人员：刘昊，刘德元，蔡国飙，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：