[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

说明书

本发明涉及一种基于滑模控制的飞行器制导控制一体化方法及系统，属于制导控制技术领域，解决了现有滑膜控制趋近慢的问题。包括：将建立的制导控制一体化模型转换为状态空间方程；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。实现了快速趋近理想值，使制导控制更准确。

技术领域

本发明涉及制导控制技术领域，尤其涉及一种基于滑模控制的飞行器制导控制一体化方法及系统。

背景技术

临近空间高超声速飞行器主要分为助推滑翔式高超声速飞行器与高超声速巡航导弹两大类。由于临近空间高超声速飞行器飞行速度快、机动性好，现已成为世界各军事强国关注的热点课题。

高超声速飞行器具有飞行速度快、巡航高度高、突防能力强和探测难度大等特性，是现有精确制导飞行器的拦截领域的难题。

飞行拦截任务为拦截任务飞行器和被拦截者的双方博弈，一方面目标会做规避动作突破拦截，另一方面，根据目标的突破拦截机动，需要飞行器改变自身飞行状态和飞行轨迹，需要大机动过载。传统的仅依靠气动舵的方法，因气动舵的自身特性限制及在高空动压较小的环境因素，使得拦截容错率极小。

常规基于反演法的滑模控制使被控对象在不断趋近于滑模面的过程中呈“振荡”式状态，而且由于反演法的响应较慢，在滑模控制量不能使飞行器在短时间内趋近理想状态时，就会导致无法达到理想目标视线角，不能很好地控制飞行器。

发明内容

鉴于上述的分析，本发明实施例旨在提供一种基于滑模控制的飞行器制导控制一体化方法及系统，用以解决现有滑膜控制趋近慢的问题。

一方面，本发明实施例提供了一种基于滑模控制的飞行器制导控制一体化方法，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。

基于上述方法的进一步改进，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。

基于上述方法的进一步改进，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。

基于上述方法的进一步改进，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。