System.ArgumentOutOfRangeException: 索引和长度必须引用该字符串内的位置。 参数名: length 在 System.String.Substring(Int32 startIndex, Int32 length) 在 zhuanliShow.Bind() 一种飞行器自适应滑模协同末制导方法技术_技高网

一种飞行器自适应滑模协同末制导方法技术

技术编号:42651799 阅读:9 留言:0更新日期:2024-09-06 01:44
本发明专利技术提供了一种飞行器自适应滑模协同末制导方法,该制导方法可以使各飞行器在末制导段满足时间协同约束、航迹倾角约束和航迹方位角约束。本发明专利技术设计了俯冲和转弯平面的自适应滑模制导律:俯冲制导律用以跟踪各飞行器终端期望的俯冲平面速度方向角,转弯制导律用以跟踪各飞行器终端期望的转弯平面速度方向角。分别在俯冲和转弯平面制导律中添加了剩余飞行时间的偏置项,用以协同各飞行器间的飞行时间。另外,将剩余飞行时间的偏置项系数设计成与速度相关的动态项系数,以协调各飞行器之间的协同能力差异。本发明专利技术鲁棒性强、稳定性高,且能满足多种约束条件。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于飞行器制导领域,具体涉及一种飞行器自适应滑模协同末制导方法


技术介绍

1、进入21世纪以来,高超声速飞行器技术发展迅速,因其具有超声速飞行、探测难度大、机动突防能力强、飞行轨迹难测等优势,世界主要大国正将高超声速技术向武器化形态转化。对于多高超声速飞行器,协同末制导技术是协同作战的核心关键技术。

2、基于现代信息作战体系下的高超声速飞行器协同打击任务,单以高精度命中目标作为任务目标是远远不够的。为了提升飞行器的有效毁伤性能和作战能力,需要增加协同任务的目标,如对落点角度、打击时间、打击方位角等进行控制。如果可以同时满足多个约束条件,可以有效的提高多飞行器协同任务对目标的打击效果。由于飞行器的飞行速度快且飞行环境恶劣,要求飞行器在飞行过程中具有较高的稳定性和鲁棒性,以适应未知飞行环境对飞行器所产生的影响,提高协同任务的可靠性能。目前对于末制导协同技术的研究,主要有比例导引制导律、最优制导律、滑模制导律、有限时间收敛制导律等理论。目前对于落角约束和时间约束下的常规导弹协同制导律的研究成果已经很多,且大多以传统的比例导引方法为基础。而对于高超声速飞行器,因其模型较复杂,传统的协同制导方法不能直接应用于高超声速飞行器上,因此对基于现代控制方法的高超声速飞行器协同制导律的研究将是未来的一个研究热点。

3、因此,基于以上情况,需要新的技术方案以满足现代战场作战需求。


技术实现思路

1、专利技术目的:针对多高超声速飞行器的协同末制导,为了弥补现有技术的缺陷,本专利技术提供了一种高鲁棒性、高稳定性的自适应滑模协同末制导方法。

2、为达到上述目的,本专利技术一种飞行器自适应滑模协同末制导方法采用如下技术方案:

3、一种飞行器自适应滑模协同末制导方法,包括以下步骤:

4、步骤1、建立多高超声速飞行器俯冲段的三自由度运动方程,建立约束条件,简化飞行器与目标之间的相对运动关系,得到简化后的三维解耦相对运动协同模型;

5、步骤2、根据各飞行器末制导段的速度vi与各飞行器末制导段的平均速度之间的关系计算分别得到俯冲平面和转弯平面的剩余飞行时间偏置项的速度依赖动态项系数与下标i表示第i架飞行器;

6、步骤3、在俯冲平面,根据各飞行器当前的俯冲平面视线高低角λd,i与终端期望的俯冲平面速度方向角γdf,i的关系、剩余飞行时间tgo,i和俯冲平面视线高低角的变化率通过俯冲平面的自适应滑模协同末制导律计算得到各飞行器在俯冲平面内的制导指令值的大小;

7、步骤4、在转弯平面,根据各飞行器当前的转弯平面视线角λtt,i与其各自终端期望的转弯平面速度方向角γtf,i的关系、剩余飞行时间tgo,i和转弯平面视线角的变化率通过转弯平面的自适应滑模协同末制导律计算得到各飞行器在转弯平面内的指令值的大小;

8、步骤5、根据得到的制导指令值与反解计算得到各飞行器的控制量,控制量包括倾侧角σcom,i和迎角αcom,i,对控制量σcom,i和αcom,i进行变化速率和大小阈值进行限制,输出控制飞行器飞行;

9、步骤6、循环执行步骤2~步骤5,直到多高超声速飞行器到达预定目标或预定高度。

10、步骤1中,多高超声速飞行器第i架飞行器俯冲段的三自由度运动方程为:

11、

12、其中ri表示地心距;θi和分别表示经度和纬度;vi表示当前速度;γi表示航迹倾角;ψi表示航迹方位角;σi表示倾侧角;g0是重力加速度;di表示气动阻力;li表示气动升力;mi表示飞行器的重量;表示地心距的变化率;表示当前经度的变化率;表示当前纬度的变化率;表示飞行器的速度变化率;表示航迹倾角的变化率;表示航迹方位角的变化率。

13、步骤1中,各飞行器与目标之间简化后的俯冲段三维解耦相对运动协同模型为:

14、

15、其中,表示俯冲平面视线高低角的二阶导数;表示转弯平面视线角的二阶导数;di表示飞行器与目标间的相对距离;为相对距离变化率;为俯冲平面视线高低角的变化率;为俯冲平面速度方向角的变化率;为转弯平面视线角的变化率;为转弯平面速度方向角的变化率。

16、步骤1中,所述约束条件为:

17、

18、其中,tmt,1,tmt,2,tmt,3...tmt,i为第i架飞行器的总飞行时间;γdf,i为第i架飞行器在终端时刻的俯冲平面速度方向角;γdf,i为第i架飞行器终端期望的俯冲平面速度方向角;γtf,i为第i架飞行器终端时刻的转弯平面速度方向角;γtf,i为第i架飞行器终端期望的转弯平面速度方向角;θ(tmt,i)和分别为第i架飞行器在终端时刻的经度和纬度;θf和分别为目标的经度和纬度。

19、步骤2中,俯冲平面剩余飞行时间偏置项的速度依赖动态项系数与转弯平面剩余飞行时间偏置项的速度依赖动态项系数为:

20、

21、其中,ad,i表示俯冲平面剩余飞行时间偏置项系数的初始值,at,i表示转弯平面剩余飞行时间偏置项系数的初始值,ad,i和at,i均为待设计系数,表示各飞行器的平均速度。

22、步骤3中,第i架飞行器在俯冲平面内的指令值表示为:

23、

24、其中,k1,i、k2,i为俯冲平面内滑模切换面的待设计系数,ω1,i(t)为动态函数,为第i架飞行器俯冲平面内的自适应趋近律,表示为:

25、

26、其中,k3,i、k4,i为俯冲平面自适应趋近律的待设计系数;ε1,i、μ1,i、δ1,i均为待设计系数;ε1,i>0,μ1,i>0,k3,i>0,k4,i>0,δ1,i→0+,sgn(x)为符号函数;sd,i为俯冲平面的全局滑模切换函数,sd,i(0)为俯冲平面的全局滑模切换函数的初始值;

27、sd,i表示为:

28、

29、其中,k1,i、k2,i>0,为剩余飞行时间;

30、x1,i和x2,i为俯冲平面系统的状态变量,表示为:

31、

32、其中,λd,i为俯冲平面视线高低角;

33、ω1,i(t)选取为:

34、

35、其中,β1,i为待设计系数,β1,i>0;ω1,i(0)为动态函数ω1,i(t)的初始值,ω1,i(0)>0;为动态函数ω1,i(t)对时间ti的变化率,sd,i(0)为全局滑模切换函数在t=0时的值,e是自然常数。为俯冲平面协同制导律的时间偏置项,表示为:

36、

37、其中,xi和yi是待设计系数,满足xi≥yi≥1;ηd,i为速度在俯冲平面的投影与视线方向的夹角;为各飞行器的平均剩余飞行时间;待设计系数ξ满足0<ξ<1。

38、步骤4中,第i架飞行器在转弯平面内的指令值表示为:

39、

40、k5,i、k6,i为转弯平面滑模切换面的待本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.一种飞行器自适应滑模协同末制导方法,其特征在于,包括以下骤:

2.根据权利要求1所述的方法,其特征在于,步骤1中,多高超声速飞行器的第i架飞行器俯冲段的三自由度运动方程为:

3.根据权利要求2所述的方法,其特征在于,步骤1中,各飞行器与目标之间简化后的俯冲段三维解耦相对运动协同模型为:

4.根据权利要求3所述的方法,其特征在于,步骤1中,所述约束条件为:

5.根据权利要求4所述的方法,其特征在于,步骤2中,俯冲平面剩余飞行时间偏置项的速度依赖动态项系数与转弯平面剩余飞行时间偏置项的速度依赖动态项系数为:

6.根据权利要求5所述的方法,其特征在于,步骤3中,第i架飞行器在俯冲平面内的指令值表示为:

7.根据权利要求6所述的方法,其特征在于,步骤4中,第i架飞行器在转弯平面内的指令值表示为:

8.根据权利要求7所述的方法,其特征在于,步骤5中,倾侧角σcom,i表示为:

9.根据权利要求8所述的方法,其特征在于,步骤5中,迎角αcom,i由升力系数和马赫数Mai求得,表示为:

<p>10.根据权利要求9所述的方法,其特征在于,步骤5中,对倾侧角σcom,i和迎角αcom,i的最小最大值和变化率最大值进行如下约束:

...

【技术特征摘要】

1.一种飞行器自适应滑模协同末制导方法,其特征在于,包括以下骤:

2.根据权利要求1所述的方法,其特征在于,步骤1中,多高超声速飞行器的第i架飞行器俯冲段的三自由度运动方程为:

3.根据权利要求2所述的方法,其特征在于,步骤1中,各飞行器与目标之间简化后的俯冲段三维解耦相对运动协同模型为:

4.根据权利要求3所述的方法,其特征在于,步骤1中,所述约束条件为:

5.根据权利要求4所述的方法,其特征在于,步骤2中,俯冲平面剩余飞行时间偏置项的速度依赖动态项系数与转弯平面剩余飞行时间偏置项的速度依赖动态项系数为:

【专利技术属性】
技术研发人员:黄绍洧都延丽刘燕斌王跃萍吴云燕刘武
申请(专利权)人:南京航空航天大学
类型:发明
国别省市:

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