[发明专利]一种带有落角约束的导引控制一体化方法

说明书

本发明提供一种带有落角约束的导引控制一体化方法，包括以下步骤：步骤一，建立带有落角约束角速度的飞行器导引控制一体化模型；步骤二，根据飞行器的导引控制一体化模型和反步滑模控制方法，设计滑膜面和Lyapunov函数；步骤三，根据设计的滑膜面和Lyapunov函数，设计导引控制的控制量；步骤四，根据导引控制的控制量，对飞行器进行控制。本发明通过反步滑模的设计实现飞行器导引控制一体化设计，将制导和控制回路进行联立设计，降低回路响应时间，实现提升控制性能。

技术领域

本发明属于飞行器控制技术领域，具体涉及一种飞行器末端导引控制一体化的方法。

背景技术

传统飞行器在末制导阶段普遍采用导引和控制回路分离设计方法，为保证频带分离设计原则导引回路响应时间一般较长，造成了飞行器在末制导段时制导控制系统性能及精度降低。

传统飞行器需要分别对导引回路和控制回路进行建模，在一些制导控制一体化设计方法中，能够将导引和控制回路通过过载程序信号联立，但是不能有效的加入落角约束条件。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术中的不足，提供一种带有落角约束的导引控制一体化方法。本发明方案能够解决上述现有技术中存在的问题。

本发明的技术解决方案：

一种带有落角约束的导引控制一体化方法，包括以下步骤：

步骤一，建立带有落角约束角速度的飞行器导引控制一体化模型；

步骤二，根据飞行器的导引控制一体化模型和反步滑模控制方法，设计滑膜面和Lyapunov函数；

步骤三，根据设计的滑膜面和Lyapunov函数，设计导引控制的控制量；

步骤四，根据导引控制的控制量，对飞行器进行控制。

进一步的，所述的飞行器导引控制一体化模型为将飞行器动力学与弹目运动学方程联立得到的模型，此模型含有落角约束角速度并能满足反步滑模控制方法对模型的要求。

进一步的，所述的飞行器导引控制一体化模型在纵向的一体化的数学模型和侧向一体化的数学模型计算方法相同，其纵向的一体化的数学模型如下：

其中，状态变量u＝δ_z，

A₂₃＝1

其中，为飞行器视线角速度，α为攻角，R为飞行器与目标点距离，δ_z为俯仰舵偏，V_M为飞行器速度，P为飞行器推力，为飞行器升力系数相对攻角的导数，为飞行器俯仰力矩系数相对攻角的导数，为飞行器俯仰动导系数，为飞行器升力力矩系数相对舵偏的导数，为飞行器俯仰舵效系数，Q为动压，S为参考面积，L为参考长度，J_z为俯仰转动惯量，q为视线角，m为飞行器质量，ω_z为飞行器俯仰角速度，ω_d为落角约束角速度，t_go为剩余飞行时间，为飞行器相对目标点运动速度，q_d为落角约束值。

本发明与现有技术相比的有益效果：

本发明通过引入带落角约束角速度且满足反步滑模控制方法要求的一体化飞行器动力学模型，并通过反步滑模的设计实现飞行器导引控制一体化设计，将制导和控制回路进行联立设计，降低回路响应时间，实现提升控制性能。

附图说明