本發(fā)明涉及三維協(xié)同制導(dǎo)律，特別涉及一種帶有飛行時間和終端角度約束的三維矢量協(xié)同制導(dǎo)律設(shè)計方法。

背景技術(shù)：

1、協(xié)同制導(dǎo)方法可根據(jù)是否需要飛行器間通訊分為動態(tài)協(xié)同和靜態(tài)協(xié)同兩類。動態(tài)協(xié)同依賴飛行器之間的通信交互，并根據(jù)某種策略調(diào)整各自的飛行時間，最終達成飛行時間的一致。靜態(tài)協(xié)同本質(zhì)上是一種開環(huán)協(xié)同，各飛行器之間無信息傳遞，僅按照各自預(yù)設(shè)的期望飛行時間獨立完成飛行任務(wù)，在整體上實現(xiàn)同時到達目標點的效果。靜態(tài)協(xié)同不依賴于在線數(shù)據(jù)鏈，可靠性更高，適用范圍更廣，且可以預(yù)設(shè)飛行時間。

2、大量靜態(tài)協(xié)同制導(dǎo)的研究在比例導(dǎo)引的框架下展開。目前，基于比例導(dǎo)引的飛行時間控制制導(dǎo)律大多采用滑模控制、時變比例系數(shù)或偏置比例導(dǎo)引三種方法實現(xiàn)?；？刂品椒▽⒅茖?dǎo)指令分為等效控制和切換控制兩部分來設(shè)計，所得到的制導(dǎo)律在本質(zhì)上也是一種時變比例導(dǎo)引或偏置比例導(dǎo)引。時變比例系數(shù)方法的前提是獲得比例導(dǎo)引下飛行器剩余飛行時間估計表達式，然后基于飛行時間與比例系數(shù)的關(guān)系，根據(jù)實時期望飛行時間反解出比例系數(shù)。而偏置比例導(dǎo)引方法的主要設(shè)計思路是將制導(dǎo)指令分為比例導(dǎo)引項和時間偏置項兩部分，在估計剩余飛行時間的基礎(chǔ)上，通過誤差動力學(xué)等理論來消除時間誤差，推導(dǎo)出時間偏置項。

3、對于進一步考慮角度約束的時間控制制導(dǎo)律，現(xiàn)有技術(shù)大多采用“兩步法”和“一體化法”進行設(shè)計。“兩步法”就是先設(shè)計一種帶有飛行角度約束的制導(dǎo)律，然后對其剩余時間飛行時間進行推導(dǎo)估計，再設(shè)計補償項，以補償飛行時間誤差?！耙惑w化法”即將帶飛行角度約束的飛行時間控制導(dǎo)引問題歸納為兩點邊值問題，通過求解兩點邊值問題來得到所需的導(dǎo)引律。然而，兩點邊值問題通常不易求解。對于三維飛行場景，制導(dǎo)模型更為復(fù)雜，需考慮平面耦合，尤其在飛行器無動力階段，該問題求解難度較大。大多三維時間角度控制制導(dǎo)律設(shè)計均需要平面解耦、彈間通訊、沿速度切向的加速度或數(shù)值計算，這在一定程度上限制了其應(yīng)用。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、為了克服上述現(xiàn)有技術(shù)的缺點，本發(fā)明的目的在于提出一種帶有飛行時間和終端角度約束的三維矢量協(xié)同制導(dǎo)律設(shè)計方法，基于最優(yōu)誤差動力學(xué)理論，設(shè)計有效純比例導(dǎo)引下的二維終端角度控制制導(dǎo)律，然后基于矢量制導(dǎo)方法，將二維終端角度控制制導(dǎo)律拓展至三維，并引入時間約束偏置項，最后基于固定時間收斂理論設(shè)計帶有飛行時間和終端角度約束的三維矢量制導(dǎo)律，本發(fā)明能夠在無需平面解耦的情況下，使飛行器同時滿足飛行時間約束和兩個終端角度約束，且具有較高的控制精度，可應(yīng)用于多架飛行器對大型目標的協(xié)同飛行。

2、為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采取的技術(shù)方案如下：

3、一種帶有飛行時間和終端角度約束的三維矢量協(xié)同制導(dǎo)律設(shè)計方法，包括：

4、建立三維場景下的飛行器運動學(xué)和動力學(xué)方程，得到制導(dǎo)模型；

5、基于制導(dǎo)模型，設(shè)計有效純比例導(dǎo)引下的二維角度控制制導(dǎo)律；

6、將有效純比例導(dǎo)引下的二維角度控制制導(dǎo)律拓展為三維角度控制制導(dǎo)律；

7、在三維角度控制制導(dǎo)律中引入時間約束項，得到帶有飛行時間和終端角度的三維矢量協(xié)同制導(dǎo)律。

8、所述制導(dǎo)模型表示為：

9、

10、其中，m為飛行器質(zhì)心，vm為飛行器速度，θm為速度傾角，為速度偏角，ay和az為飛行器法向加速度分量；

11、飛行器速度矢量表示為：

12、

13、飛行器速度矢量的單位矢量表示為：

14、

15、飛行器與目標的相對位置矢量表示為：

16、

17、其中，qε為視線高低角，qβ為視線方位角，r為相對距離；

18、相對位置矢量的單位矢量表示為：

19、

20、期望攻擊單位矢量表示為：

21、

22、其中，qεd為期望視線高低角，qβd為期望視線方位角。

23、所述有效純比例導(dǎo)引下的二維角度控制制導(dǎo)律表示為：

24、

25、其中，am為法向加速度，為視線角速率，η為前置角，n為比例系數(shù)，k為控制增益，滿足k>0，tgo為剩余飛行時間，qf為飛行器終端視線角，εqf為角度誤差；

26、剩余飛行時間表示為：

27、

28、飛行器終端視線角表示為：

29、

30、其中，q為當前時刻視線角；

31、角度誤差表示為：

32、εqf＝qd-qf，

33、其中，qd為期望終端視線角。

34、所述三維角度控制制導(dǎo)律表示為：

35、

36、其中，am為法向加速度，ωr為視線旋轉(zhuǎn)角速度，ub決定角度偏置項的方向，

37、

38、δqf＝arccos(ud·ur)，

39、其中，δqf為三維角度誤差，即矢量ud和ur之間的夾角。

40、所述帶有飛行時間和終端角度的三維矢量協(xié)同制導(dǎo)律表示為：

41、

42、ξ＝tan2η(ncosη-1)-k(ncosη-1)tanηcosεδqf，

43、其中，at為時間約束項，δt為時間誤差，δt＝td-t-tgo，td為期望攻擊時間，t為當前時刻，ε為矢量uω和ub之間的夾角，ε＝arccos(uω·ub)，uω＝ωr/ωr，uω為ωr的單位矢量，ωr為ωr的歐幾里得范數(shù)，f＝tan2η，函數(shù)sagp(x)＝|xp?sat(x)，ψ(x)和sat(x)為輔助函數(shù)，定義如下：

44、

45、σ>0，μ>0為常數(shù)，l1，l2，κ1，κ2為可調(diào)參數(shù)，滿足：

46、

47、l1>0,l2>0,m1>1,0<m2<1。

48、一種計算機系統(tǒng)，包括：一個或多個處理器，計算機可讀存儲介質(zhì)，用于存儲一個或多個程序，其中，當所述一個或多個程序被所述一個或多個處理器執(zhí)行時，使得所述一個或多個處理器實現(xiàn)上述的方法。

49、一種計算機可讀存儲介質(zhì)，存儲有計算機可執(zhí)行指令，所述指令在被執(zhí)行時用于實現(xiàn)上述的方法。

50、一種計算機程序，包括計算機可執(zhí)行指令，所述指令在被執(zhí)行時用于實現(xiàn)上述的方法。

51、相對于現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明的有益效果在于：

52、1、本發(fā)明的制導(dǎo)律所需加速度方向沿速度法向，適用于飛行器無動力飛行階段，與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有適用范圍廣、控制精度高的優(yōu)點。

53、2、本發(fā)明的制導(dǎo)律具有解析表達式，與現(xiàn)有技術(shù)相比，無需數(shù)值算法或切換邏輯，實時性強、指令平滑。

54、3、本發(fā)明的制導(dǎo)律屬于靜態(tài)協(xié)同制導(dǎo)律，不受通訊干擾影響，在應(yīng)用于固定或慢速大型目標時，優(yōu)勢更為明顯。

55、4、本發(fā)明的制導(dǎo)律適用于三維場景，且制導(dǎo)律的推導(dǎo)無需平面解耦，更接近真實場景。

56、綜上所述，本發(fā)明在無需平面解耦的條件下，設(shè)計了一種帶有飛行時間和終端角度約束的三維矢量協(xié)同制導(dǎo)律，能夠使飛行器以期望飛行時間和終端角度到達目標點，且具有相當高的制導(dǎo)精度和協(xié)同精度。