[发明专利]一种基于滑模控制的飞行器制导控制一体化方法及系统

权利要求书

1.一种基于滑模控制的飞行器制导控制一体化方法，其特征在于，包括以下步骤：

建立制导控制一体化模型，并将制导控制一体化模型转换为状态空间方程；

基于状态空间方程，根据反演滑模控制，设计三级嵌套子系统，得到控制输入量表达式；

根据飞行器执行机构的物理特性，获取控制输入量的控制阈值带；

基于控制输入量表达式，根据获取的各时刻飞行器和目标的飞行参数，计算出各时刻的控制输入量；

识别各时刻的理想输入量是否超出控制阈值带，如果超出，则计算出各时刻的外部补偿控制量，并叠加至控制输入量，得到总控制量；否则，控制输入量即为总控制量；

根据各时刻的总控制量，控制飞行器的飞行姿态；

所述建立制导控制一体化模型，包括：根据飞行器和目标的飞行参数，建立飞行器和目标在纵向平面内的相对运动方程，再结合飞行器纵向扰动方程，得到如下公式表示的制导控制一体化模型：

，

其中，表示飞行器和目标的相对速度在垂直于视线方向的值，表示对时间的导数，表示控制输入量；，和分别表示气动参数扰动、目标机动和直接力引起的建模误差值；表示纵向平面内飞行器和目标的相对距离，表示对时间的导数；表示飞行器速率；表示视线角，表示对时间的导数；表示飞行器的弹道倾角；表示飞行器的升力，表示飞行攻角，表示升力关于攻角的偏导数；表示飞行器的质量，表示发动机推力；表示俯仰角速率，和分别表示俯仰力矩系数对俯仰角速率和攻角的偏导数；表示z轴的转动惯量，、和表示飞行器的动力学系数，表示重力加速度；

所述根据飞行器执行机构的物理特性，获取控制输入量的控制阈值带，包括：根据飞行器执行机构的物理特性，得到控制输入量的最大值和最小值，再根据预置的波动值，得到最大控制阈值和最小控制阈值；分别将控制输入量的最大值减去最大控制阈值，控制输入量的最小值减去最小控制阈值，得到控制阈值带的最大值和最小值；

通过以下公式计算出各时刻的外部补偿控制量：

，

其中，表示理想输入量，表示控制阈值带的最大值，控制阈值带的最小值，表示控制输入量的最大值，表示控制输入量的最小值。

2.根据权利要求1所述的基于滑模控制的飞行器制导控制一体化方法，其特征在于，所述各时刻的理想输入量是根据各时刻的目标位置，获取理想视线角，再基于飞行器传递函数，根据理想视线角计算得到理想输入量。

3.根据权利要求1所述的基于滑模控制的飞行器制导控制一体化方法，其特征在于，所述将制导控制一体化模型转换为状态空间方程，表示如下：

，

其中，、和表示系统不确定项，、和表示系统状态变量，表示控制输入量，、和表示系统干扰因子。

4.根据权利要求3所述的基于滑模控制的飞行器制导控制一体化方法，其特征在于，所述基于状态空间方程，根据反演滑模控制，设计三级嵌套子系统，包括：

依次将状态空间方程中每个表达式设计成一级子系统，三级子系统层层递进，并在每级子系统中设置一层滑模面，通过控制输入量，依次对第三级子系统到第一级子系统的伪控制量进行跟踪，以第一级子系统的伪控制量收敛至0为目标，第二级子系统和第三级子系统的伪控制量采用一阶滤波器计算得到。

5.根据权利要求4所述的基于滑模控制的飞行器制导控制一体化方法，其特征在于，通过以下公式表示第二级子系统和第三级子系统的伪控制量：

，

其中，和分别表示第二级子系统和第三级子系统的伪控制量，表示第二级子系统的伪控制量对时间的导数，和分别表示第一级子系统和第二级子系统的滑模面，、、和为正常数，sgn(·)表示符号函数，和分别表示和的负反馈部分。

6.根据权利要求5所述的基于滑模控制的飞行器制导控制一体化方法，其特征在于，通过以下公式表示控制输入量表达式：

，

其中，表示第三级子系统的滑模面，和为正常数，表示的负反馈部分，表示第三级子系统的伪控制量对时间的导数。

7.一种基于滑模控制的飞行器制导控制一体化系统，其特征在于，包括：

模型构建模块，用于建立制导控制一体化模型，并将制导控制一体化模型转换为状态空间方程；

滑模控制模块，用于基于状态空间方程，根据反演滑模控制，设计三级嵌套子系统，得到控制输入量表达式；

阈值带构建模块，用于根据飞行器执行机构的物理特性，获取控制输入量的控制阈值带；

控制输入量获取模块，用于基于控制输入量表达式，根据获取的各时刻飞行器和目标的飞行参数，计算出各时刻的控制输入量；

总控制量获取模块，用于识别各时刻的理想输入量是否超出控制阈值带，如果超出，则计算出各时刻的外部补偿控制量，并叠加至控制输入量，得到总控制量；否则，控制输入量即为总控制量；

飞行器控制模块，用于根据各时刻的总控制量，控制飞行器的飞行姿态；

所述建立制导控制一体化模型，包括：根据飞行器和目标的飞行参数，建立飞行器和目标在纵向平面内的相对运动方程，再结合飞行器纵向扰动方程，得到如下公式表示的制导控制一体化模型：

，

其中，表示飞行器和目标的相对速度在垂直于视线方向的值，表示对时间的导数，表示控制输入量；，和分别表示气动参数扰动、目标机动和直接力引起的建模误差值；表示纵向平面内飞行器和目标的相对距离，表示对时间的导数；表示飞行器速率；表示视线角，表示对时间的导数；表示飞行器的弹道倾角；表示飞行器的升力，表示飞行攻角，表示升力关于攻角的偏导数；表示飞行器的质量，表示发动机推力；表示俯仰角速率，和分别表示俯仰力矩系数对俯仰角速率和攻角的偏导数；表示z轴的转动惯量，、和表示飞行器的动力学系数，表示重力加速度；

所述根据飞行器执行机构的物理特性，获取控制输入量的控制阈值带，包括：根据飞行器执行机构的物理特性，得到控制输入量的最大值和最小值，再根据预置的波动值，得到最大控制阈值和最小控制阈值；分别将控制输入量的最大值减去最大控制阈值，控制输入量的最小值减去最小控制阈值，得到控制阈值带的最大值和最小值；

通过以下公式计算出各时刻的外部补偿控制量：

，

其中，表示理想输入量，表示控制阈值带的最大值，控制阈值带的最小值，表示控制输入量的最大值，表示控制输入量的最小值。