考虑全捷联导引头视场约束的弹群协同制导控制一体化设计方法技术

本发明专利技术涉及一种考虑全捷联导引头视场约束的弹群协同制导控制一体化设计方法，属于制导技术领域。首先建立起具有严格状态反馈形式的全捷联弹群协同制导与控制一体化设计模型；其次，以体视线角作为协同变量，设计了一种基于“领弹

【技术实现步骤摘要】
考虑全捷联导引头视场约束的弹群协同制导控制一体化设计方法


[0001]本专利技术属于制导
，涉及一种二维场景下的弹群协同制导控制一体化设计方法，特别涉及一种在考虑全捷联导引头视场约束的弹群协同制导控制一体化设计方法。

技术介绍

[0002]从最近十余年的几场国际冲突看，精确制导技术正不断向低成本、小型化和高性能方向发展，由此衍生了具有代表性的两个研究热点：全捷联探测制导技术和多弹协同制导技术。
[0003]全捷联探测制导体制去除了传统平台式导引头的框架结构，通过将导引头的光学系统、探测器等组件直接固连于导弹本体，显著减小了导引头体积、降低了研制成本，同时也能够提高系统抗过载冲击能力及可靠性，目前已经成为实现制导武器小型化、轻质化、低成本的重要途径。多弹协同制导能够建立起弹群的信息共享机制，在此基础上实现对目标(群)的配合作战，相比传统通过增强单一武器性能提升博弈能力的设计理念，其在提升武器系统探测感知能力、智能化水平、作战效能以及效费比方面更具潜力。
[0004]因此，将这两种技术相结合，通过多枚低成本全捷联战术导弹的网络化协同，实现对高价值飞行器目标(群)的精确拦截，对于降低作战成本、提高作战效能、实现低成本非对称作战具有重要的意义，这也是未来精确制导技术的重要发展方向。
[0005]针对弹群协同制导问题，当前主要的设计思想是基于多智能体一致性理论，结合变结构控制等方法实现对目标的时间协同制导或者视线角度协同制导。为了简化问题，这种协同制导方法设计时通常不考虑弹体姿态运动。然而，针对全捷联飞行器而言，其导引头的探测器光轴不再与弹体运动隔离，这使得其调整攻角以产生需用过载时，会引起体视线角的变化，此时过大的姿态调整很容易导致目标逃逸较为狭窄的导引头视场，从而造成导弹脱靶。因此，为了在协同过程中保证目标始终处于导引头视场范围内，在进行全捷联飞行器协同制导律设计时必须同时考虑制导回路与姿态控制回路，即进行导引与控制一体化设计。
[0006]文献1“考虑全捷联导引头视场约束的三维制导控制一体化设计方法.国家专利技术专利，CN201910083420.3”公开了一种考虑全捷联导引头视场限制的导引与控制一体化设计方法。该方法将捷联解耦原理和状态约束控制方法相结合，满足了攻击过程导引头视场约束。然而，该方法仅对单枚导弹进行研究，没有考虑多个全捷联导弹的协同制导问题。
[0007]文献2“Wang X,Zhang Y,Wu H.Distributed cooperative guidance of multiple anti
‑
ship missiles with arbitrary impact angle constraint[J].Aerospace Science and Technology,2015,46:299
‑
311”解决了末端任意攻击角及视场角约束下弹群的协同制导问题，其假设飞行器攻角为零，即认为速度方向与弹目视线方向的夹角即为视场角。然而，大气层内飞行器主要依靠攻角产生气动过载，很显然这种假设并不符合实际情况。
[0008]综上所述，现有协同制导方法难以从理论上同时满足全捷联导引头视场角约束条件以及弹群对目标的协同攻击效果，并且国内外针对全捷联视场约束下的弹群协同制导控制一体化设计方法还未见公开文献。

技术实现思路

[0009]要解决的技术问题
[0010]为了解决全捷联探测视场约束下的多弹对运动目标的协同围捕问题，本专利技术基于多智能体理论、干扰观测器和动态面控制方法提出一种考虑全捷联视场(Field
‑
of
‑
View,FOV)约束的协同围捕制导控制一体化(Integrated Guidance and Control,IGC)方法。
[0011]技术方案
[0012]一种考虑全捷联导引头视场约束的弹群协同制导控制一体化设计方法，其特征在于步骤如下：
[0013]步骤1：建立弹群全捷联导引头视线解耦模型、二维空间内导弹
‑
目标的相对运动模型以及弹体姿态控制系统模型
[0014](a)建立弹群全捷联导引头视线解耦模型
[0015][0016]其中，下标i表示弹群第i枚导弹，N表示弹群总数量；q
BLi
表示体视线角，表示体视线角速率，q
Li
表示惯性系下飞行平面内弹
‑
目相对视线角，表示惯性系下的弹
‑
目相对视线角速率，d
1i
表示导弹不确定性，ω
zi
表示俯仰角速率；
[0017](b)建立弹群
‑
目标的相对运动模型
[0018][0019]其中，q
Li
，分别是相对于惯性系的弹目视线角和视线角速率；R
i
，分别是导弹
‑
目标相对距离和相对速度；A
T
是目标受到的侧向加速度；θ
Mi
，θ
T
分别是导弹与目标的飞行航迹角；和为导弹气动参数；m
i
，S
i
，q
i
分别表示弹群第i枚导弹的质量、参考面积以及飞行动压；α
i
，δ
i
分别表示导弹攻角和舵偏角；和分别表示第i枚导弹侧向力系数对α
i
和δ
i
的偏导数；d
2i
表示由目标不确定机动、未建模动态和气动不确定性等引起的干扰项；
[0020](c)建立弹群姿态控制系统模型
[0021][0022]其中，M
zi
，J
zi
分别是俯仰力矩和俯仰转动惯量；d
αi
，d
ωi
是空气动力系数引起的不确定；表示导弹气动力及气动力矩系数；L
i
为参考长度；分别是俯仰力矩系数对攻角α
i
、舵偏角δ
i
以及无量纲化的俯仰角速度的偏导数；V
Mi
为导弹飞行速度；ω
zi
为俯仰角速度；d
qMi
、d
3i
、d
4i
表示未知的干扰项；
[0023]步骤2：选择状态变量和系统输入变量，建立考虑视场角约束的弹群制导控制一体化状态空间数学模型
[0024]选择状态变量分别为x
1i
＝q
BLi
，x
3i
＝α
i
，x
4i
＝ω
zi
，系统的输入u
i
＝δ
i
，得到弹群系统的状态空间模型如下：
[0025][0026]为了便于区分领弹和从弹，后续推导中给领弹的状态变量加后缀L，从弹的状态变量加后缀C，如x
1i_L
代表第i枚领弹的第1个状本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种考虑全捷联导引头视场约束的弹群协同制导控制一体化设计方法，其特征在于步骤如下：步骤1：建立弹群全捷联导引头视线解耦模型、二维空间内导弹
‑
目标的相对运动模型以及弹体姿态控制系统模型(a)建立弹群全捷联导引头视线解耦模型其中，下标i表示弹群第i枚导弹，N表示弹群总数量；q
BLi
表示体视线角，表示体视线角速率，q
Li
表示惯性系下飞行平面内弹
‑
目相对视线角，表示惯性系下的弹
‑
目相对视线角速率，d
1i
表示导弹不确定性，ω
zi
表示俯仰角速率；(b)建立弹群
‑
目标的相对运动模型其中，分别是相对于惯性系的弹目视线角和视线角速率；分别是导弹
‑
目标相对距离和相对速度；A
T
是目标受到的侧向加速度；θ
Mi
，θ
T
分别是导弹与目标的飞行航迹角；和为导弹气动参数；m
i
，S
i
，q
i
分别表示弹群第i枚导弹的质量、参考面积以及飞行动压；α
i
，δ
i
分别表示导弹攻角和舵偏角；和分别表示第i枚导弹侧向力系数对α
i
和δ
i
的偏导数；d
2i
表示由目标不确定机动、未建模动态和气动不确定性等引起的干扰项；(c)建立弹群姿态控制系统模型
其中，M
zi
，J
zi
分别是俯仰力矩和俯仰转动惯量；d
αi
，d
ωi
是空气动力系数引起的不确定；表示导弹气动力及气动力矩系数；L
i
为参考长度；分别是俯仰力矩系数对攻角α
i
、舵偏角δ
i
以及无量纲化的俯仰角速度的偏导数；V
Mi
为导弹飞行速度；ω
zi
为俯仰角速度；d
qMi
、d
3i
、d
4i
表示未知的干扰项；步骤2：选择状态变量和系统输入变量，建立考虑视场角约束的弹群制导控制一体化状态空间数学模型选择状态变量分别为x
1i
＝q
BLi
，x
3i
＝α
i
，x
4i
＝ω
zi
，系统的输入u
i
＝δ
i
，得到弹群系统的状态空间模型如下：为了便于区分领弹和从弹，后续推导中给领弹的状态变量加后缀L，从弹的状态变量加后缀C，如x
1i_L
代表第i枚领弹的第1个状态，如x
3i_C
代表第i枚从弹的第3个状态；步骤3：选定弹群中的领弹与从弹，给定弹间的通讯拓扑架构在由N枚同构或异构导弹组成的弹群中，选定其中领弹m枚，从弹n枚；定义第1枚到第m枚导弹为领弹，第m+1枚到第N枚导弹为从弹；记为弹群通讯拓扑图的邻接矩阵，记L表示弹群通讯拓扑图的Laplace矩阵；步骤4：在给定视场角约束边界下，计算领弹与从弹的虚拟控制量x
2i_L
与x
2i_C
(1)计算弹群中领弹x
2i_L
的虚拟控制律计算第i枚领弹的状态跟踪误差变量s
1i_L
为：s
1i_L
＝x
1i_L
‑
x
1ci_L
，i＝1，2，...，m其中，x
1ci_L
表示状态x
1i_L
的虚拟控制量，在本文设计的方法中是一个常值；Q
c
为全捷联导引头视场范围；计算x
2ci_L
为：
其中，为第i枚导弹不确定项d
1i_L
的估计值，k
1l
，k
11l
为设计参数；计算第i枚领弹向相邻从弹发送的协同指令信息为：(2)...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵斌，周军，黄晓阳，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：