本發(fā)明主要涉及到飛行器的控制領(lǐng)域，特指一種無(wú)動(dòng)力飛行器彈道末端位置與姿態(tài)平滑控制方法。

背景技術(shù)：

為了實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器末端位置的控制，傳統(tǒng)的方法是建立飛行器-目標(biāo)點(diǎn)的相對(duì)關(guān)系，設(shè)計(jì)制導(dǎo)律產(chǎn)生與位置相關(guān)的制導(dǎo)指令(如過(guò)載指令)，控制系統(tǒng)接受制導(dǎo)指令并調(diào)整彈體姿態(tài)產(chǎn)生相應(yīng)的過(guò)載以實(shí)現(xiàn)對(duì)制導(dǎo)指令的跟蹤。其中，通過(guò)控制彈體姿態(tài)來(lái)利用空氣動(dòng)力實(shí)現(xiàn)對(duì)空間位置的控制是目前絕大多數(shù)飛行器所采用的控制方式，這種控制方式主要采用氣動(dòng)舵面控制彈體姿態(tài)，技術(shù)實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)單、控制能耗低，在各類大氣層內(nèi)飛行的飛行器中應(yīng)用廣泛。

隨著無(wú)人飛行器的應(yīng)用越來(lái)越廣泛，對(duì)其控制的要求也越來(lái)越高。很多飛行器不僅需要在飛行彈道末端到達(dá)指定位置，而且需要在彈道末端保持一定的姿態(tài)，才能發(fā)揮最大作用。對(duì)于有動(dòng)力飛行器，要做到這一點(diǎn)不難，但對(duì)于滑翔飛機(jī)、制導(dǎo)炸彈等無(wú)動(dòng)力飛行器，由于僅有不多的氣動(dòng)舵面進(jìn)行控制，控制資源不足導(dǎo)致系統(tǒng)欠驅(qū)動(dòng)，很難同時(shí)對(duì)飛行器的位置和姿態(tài)都進(jìn)行精確控制。

目前同時(shí)考慮對(duì)彈道末端位置和姿態(tài)均進(jìn)行控制的方法主要有以下幾類：

第一類是采用先進(jìn)的控制理論，從設(shè)計(jì)指標(biāo)開(kāi)始就同時(shí)考慮位置和姿態(tài)的控制要求，推導(dǎo)綜合指標(biāo)較優(yōu)的制導(dǎo)律，如擴(kuò)展比例導(dǎo)引法、最優(yōu)導(dǎo)引法、滑模變結(jié)構(gòu)方法等等。這類方法理論思路清晰、控制性能好，但大多只考慮對(duì)飛行彈道速度傾角的控制，末端姿態(tài)方面通常只考慮了收攻角的情況。

第二類是采用軌跡規(guī)劃的方法，通過(guò)對(duì)飛行器軌跡進(jìn)行實(shí)時(shí)規(guī)劃調(diào)整，使其滿足期望的終端條件，從而根據(jù)規(guī)劃好的軌跡求解制導(dǎo)律。這類方法更多地關(guān)注彈道末端位置和速度控制，對(duì)姿態(tài)約束要求不高。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明要解決的技術(shù)問(wèn)題就在于：針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明提供一種原理簡(jiǎn)單、易實(shí)現(xiàn)、控制精度高的無(wú)動(dòng)力飛行器彈道末端位置與姿態(tài)平滑控制方法。

為解決上述技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明采用以下技術(shù)方案：

一種無(wú)動(dòng)力飛行器彈道末端位置與姿態(tài)平滑控制方法，其步驟為：

S1：根據(jù)對(duì)飛行器末端控制的精度要求，分別設(shè)計(jì)三個(gè)通道的位置控制回路和姿態(tài)控制回路；

S2：計(jì)算所需的平滑時(shí)間；

S3：針對(duì)位置和姿態(tài)兩種控制回路的舵指令輸出，按照平滑時(shí)間或平滑距離進(jìn)行線性平滑后，輸出需執(zhí)行的舵指令。

作為本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)：所述步驟S1中采用過(guò)載加角速率反饋控制回路形式。

作為本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)：所述步驟S1中采用姿態(tài)角加角速率反饋控制回路形式。

作為本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)：所述步驟S2中根據(jù)三個(gè)通道的姿態(tài)控制回路的響應(yīng)時(shí)間常數(shù)的最大值確定平滑時(shí)間Δt，取為該值的2倍。

作為本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)：所述步驟S3中，若某個(gè)通道的位置控制回路的舵指令輸出為δ_in1，姿態(tài)控制回路的舵指令輸出為δ_in2，開(kāi)始平滑時(shí)刻為t_begin，當(dāng)前時(shí)刻為t，則平滑后的實(shí)時(shí)舵指令輸出δ_out為：

其它通道的實(shí)時(shí)舵指令輸出可按照以上方法進(jìn)行平滑輸出。

作為本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)：所述步驟S3中，如果按照飛行距離進(jìn)行平滑，則平滑距離ΔR可以根據(jù)彈道末端的典型飛行速度V_end計(jì)算得到ΔR＝V_end×Δt，若開(kāi)始平滑時(shí)距離為R_begin，當(dāng)前距離為R，則平滑后的實(shí)時(shí)舵指令輸出δ_out為：

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于：

本發(fā)明的無(wú)動(dòng)力飛行器彈道末端位置與姿態(tài)平滑控制方法，原理簡(jiǎn)單、控制精確，通過(guò)對(duì)控制指令的平滑處理，能夠確保同時(shí)滿足對(duì)飛行器彈道末端的位置和姿態(tài)約束。本發(fā)明通過(guò)在原設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上對(duì)舵面指令的輸出進(jìn)行優(yōu)化處理，從而在盡量不改變?cè)刂苹芈吩O(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，解決了無(wú)動(dòng)力飛行器彈道末端的位置和姿態(tài)綜合控制問(wèn)題。

附圖說(shuō)明

圖1是本發(fā)明方法的流程示意圖。

圖2是本發(fā)明在具體應(yīng)用實(shí)例中飛行器彈道末端按時(shí)間平滑控制流程示意圖。

圖3是本發(fā)明在具體應(yīng)用實(shí)例中飛行器彈道末端按距離平滑控制流程示意圖。

具體實(shí)施方式

以下將結(jié)合說(shuō)明書(shū)附圖和具體實(shí)施例對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。

如圖1所示，本發(fā)明的一種無(wú)動(dòng)力飛行器彈道末端位置與姿態(tài)平滑控制方法，其步驟為：

S1：根據(jù)對(duì)飛行器末端控制的精度要求，按本領(lǐng)域現(xiàn)有的方法分別設(shè)計(jì)三個(gè)通道的位置控制回路和姿態(tài)控制回路；

在具體應(yīng)用實(shí)例中，可以按照對(duì)無(wú)動(dòng)力飛行器末端位置的精度要求設(shè)計(jì)三個(gè)通道的位置控制回路，例如可采用過(guò)載加角速率反饋控制回路形式，確保設(shè)計(jì)后的飛行器能精確到達(dá)目標(biāo)點(diǎn)。

考慮目標(biāo)點(diǎn)附近的大氣環(huán)境參數(shù)，按照對(duì)飛行器到達(dá)目標(biāo)點(diǎn)時(shí)的姿態(tài)精度要求設(shè)計(jì)三個(gè)通道的末端姿態(tài)控制回路，例如可采用常用的姿態(tài)角加角速率反饋控制回路形式，確保設(shè)計(jì)后的制導(dǎo)炸彈姿態(tài)能快速收斂至要求值；

S2：計(jì)算所需的平滑時(shí)間；

根據(jù)三個(gè)通道的姿態(tài)控制回路的響應(yīng)時(shí)間常數(shù)的最大值確定平滑時(shí)間Δt，取為該值的2倍。

S3：針對(duì)位置和姿態(tài)兩種控制回路的舵指令輸出，按照平滑時(shí)間或平滑距離進(jìn)行線性平滑后，輸出需執(zhí)行的舵指令。

參見(jiàn)圖2，若某個(gè)通道的位置控制回路的舵指令輸出為δ_in1，姿態(tài)控制回路的舵指令輸出為δ_in2，開(kāi)始平滑時(shí)刻為t_begin，當(dāng)前時(shí)刻為t，則平滑后的實(shí)時(shí)舵指令輸出δ_out為：

其它通道的實(shí)時(shí)舵指令輸出可按照以上方法進(jìn)行平滑輸出。

參見(jiàn)圖3，如果按照飛行距離進(jìn)行平滑，則平滑距離ΔR可以根據(jù)彈道末端的典型飛行速度V_end計(jì)算得到ΔR＝V_end×Δt，若開(kāi)始平滑時(shí)距離為R_begin，當(dāng)前距離為R，則平滑后的實(shí)時(shí)舵指令輸出δ_out為：

本發(fā)明采用平滑控制技術(shù)使得控制系統(tǒng)的舵指令輸出在飛行彈道末端迅速地由位置控制平穩(wěn)過(guò)渡至姿態(tài)控制，因此能迅速地將飛行器控制至所需姿態(tài)，同時(shí)還將位置基本維持在原精確制導(dǎo)彈道上，從而解決了無(wú)動(dòng)力飛行器彈道末端的位置和姿態(tài)綜合控制問(wèn)題。另外，由于飛行器彈道末端位置與姿態(tài)平滑控制技術(shù)是在原設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上對(duì)舵面指令的輸出進(jìn)行優(yōu)化處理，并不改變?cè)形恢没芈泛妥藨B(tài)控制回路的設(shè)計(jì)，技術(shù)實(shí)施簡(jiǎn)便易行，適用于對(duì)各種無(wú)動(dòng)力飛行器末端控制系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)，也可推廣應(yīng)用于其它飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中。

以上僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，本發(fā)明的保護(hù)范圍并不僅局限于上述實(shí)施例，凡屬于本發(fā)明思路下的技術(shù)方案均屬于本發(fā)明的保護(hù)范圍。應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，在不脫離本發(fā)明原理前提下的若干改進(jìn)和潤(rùn)飾，應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。