【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种新型空基制导飞行器落角约束制导方法，属于飞行器控制领域。
技术介绍
1、空基制导飞行器控制中，大多要求飞行器以期望角度拦截机动目标。
2、为实现以期望角度拦截机动目标，传统的空基制导飞行器控制方法中，大多采用高增益观测器对机动目标的状态进行观测，基于观测结果对目标进行估计和补偿，进而确定制导率。然而，该种方法容易造成系统超调量过大、动态性能不稳的问题等问题，导致飞行器控制稳定性不足。
3、因此，有必要对空基制导飞行器进行更为深入的研究，以解决上述问题。
技术实现思路
1、为了克服上述问题，本专利技术人进行了深入研究，提出了一种新型空基制导飞行器落角约束制导方法，包括以下步骤：
2、s1、建立制导模型；
3、s2、建立固定时间超螺旋扩张状态观测器，对目标加速度进行估计；
4、s3、基于观测器的估计结果，采用反步法获得加速度指令；
5、s4、飞行器根据加速度指令控制飞行姿态。
6、在一个优选的实施方式中，s1中，所述制导模型表示为：
7、
8、
9、
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11、
12、
13、其中，x1为视线角状态变量、x2为角速率状态变量、x3为加速度状态变量、x4为加速率状态变量，设置为：
14、
15、
16、
17、
18、θl表示飞行器俯仰方向上
19、b为中间变量，at表示目标的加速度，表示目标加速度在俯仰方向上的分量，表示目标加速度在偏航方向上的分量；
20、r表示飞行器与目标的相对距离，为r的一阶导数；ωn表示飞行器的自动驾驶仪的自振频率，ξ表示飞行器的自动驾驶仪的阻尼比，u表示加速度指令，包括俯仰方向上加速度指令分量和偏航方向上加速度指令分量
21、函数sat()的表达式为：
22、
23、其中，下标j表示对俯仰方向或偏航方向分量的选择，umax表示飞行器加速度指令的上界。
24、在一个优选的实施方式中，设置空基制导飞行器的自动驾驶仪为：
25、
26、
27、其中，为的二阶导数，为的二阶导数，表示俯仰方向的制导指令，表示偏航方向的制导指令。
28、在一个优选的实施方式中，s2中，所述固定时间超螺旋扩张状态观测器表示为：
29、
30、
31、
32、
33、
34、
35、其中，fa、为中间变量，下标j表示对俯仰方向或偏航方向分量的选择，为待设计的常数，va为中间变量，为估计误差，z1表示中间变量va的估计值，z2表示中间变量的估计值。
36、在一个优选的实施方式中，s3中包括以下子步骤：
37、s31、设置第一积分滑模变量，根据视线角状态变量x1、角速率状态变量x2以及观测器估计信息，获得虚拟加速度状态变量；
38、s32、设置微分控制器，获取第一中间指令和第二中间指令，所述第一中间指令为当前加速度状态变量与虚拟加速度状态变量间的误差，所述第二中间指令为当前加速率状态变量与虚拟加速度状态变量一阶导数之间的误差；
39、s33、设置第二积分滑模变量，根据第一中间指令和第二中间指令，获得加速度指令。
40、在一个优选的实施方式中，s31中，所述第一积分滑模变量s1(t)表示为：
41、
42、
43、
44、
45、
46、其中，t表示时间，表示t时刻第一积分滑模变量在俯仰方向上的分量，表示t时刻第一积分滑模变量在偏航方向上的分量，x2(t)表示t时刻角速率状态变量值，x2(0)表示初始时刻角速率状态变量值，τ表示时间常数，j表示对俯仰方向或偏航方向分量的选择，h11,j,h12,j,h13,j,h11,j,h12,j,h13,j为正常数。
47、在一个优选的实施方式中，获得的虚拟加速度状态变量x3d表示为：
48、
49、
50、
51、
52、
53、
54、其中，l1(s(t))、l2(s(t))为中间变量，l11,j,l12,j,l13,j为常数。
55、在一个优选的实施方式中，s32中，所述微分控制器设置为：
56、
57、其中，n＞0为设计参数，w1为x3d的估计值，w2为的估计值，w3为的估计值。
58、在一个优选的实施方式中，s33中，所述第二积分滑模变量s2(t)表示为：
59、
60、
61、
62、
63、
64、其中，表示t时刻第二积分滑模变量在俯仰方向上的分量，表示t时刻第二积分滑模变量在偏航方向上的分量，μ2(t)表示t时刻第二中间指令值，μ2(0)表示初始时刻第二中间指令值，i11,j,i12,j,i13,j,i21,j,i22,j,i23,j为常数。
65、在一个优选的实施方式中，所述加速度指令u通过以下方式获得：
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69、
70、
71、其中，υ2(t)、m1(s(t))、m2(s(t))为中间变量，m11,j,m12,j,m13,j为常数。
72、本专利技术所具有的有益效果包括：
73、(1)考虑了空基制导飞行器自动驾驶仪滞后问题，满足攻击角度约束的需求，对于系统量测噪声具有强鲁棒性；
74、(2)设计了一种固定时间超螺旋状态观测器，能够对目标加速度进行准确估计和补偿，相比于传统的高增益扩张状态观测器，系统动态稳定性更强；
75、(3)弹目视线角及角速率的收敛速度和收敛精度得到提高。
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1.一种新型空基制导飞行器落角约束制导方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的新型空基制导飞行器落角约束制导方法，其特征在于，
3.根据权利要求1所述的新型空基制导飞行器落角约束制导方法，其特征在于，
4.根据权利要求1所述的新型空基制导飞行器落角约束制导方法，其特征在于，
5.根据权利要求1所述的新型空基制导飞行器落角约束制导方法，其特征在于，
6.根据权利要求5所述的新型空基制导飞行器落角约束制导方法，其特征在于，
7.根据权利要求6所述的新型空基制导飞行器落角约束制导方法，其特征在于，
8.根据权利要求5所述的新型空基制导飞行器落角约束制导方法，其特征在于，
9.根据权利要求5所述的新型空基制导飞行器落角约束制导方法，其特征在于，
10.根据权利要求9所述的新型空基制导飞行器落角约束制导方法，其特征在于，
【技术特征摘要】
1.一种新型空基制导飞行器落角约束制导方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的新型空基制导飞行器落角约束制导方法，其特征在于，
3.根据权利要求1所述的新型空基制导飞行器落角约束制导方法，其特征在于，
4.根据权利要求1所述的新型空基制导飞行器落角约束制导方法，其特征在于，
5.根据权利要求1所述的新型空基制导飞行器落角约束制导方法，其特征在于，
<...【专利技术属性】
技术研发人员：王伟，张宏岩，胡宽容，耿宝魁，王少龙，郭琪，王雨辰，于之晨，李俊辉，李成洋，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：
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