一种无动力飞行器弹道末端位置与姿态平滑控制方法与流程

本发明主要涉及到飞行器的控制领域，特指一种无动力飞行器弹道末端位置与姿态平滑控制方法。

背景技术：

为了实现对飞行器末端位置的控制，传统的方法是建立飞行器-目标点的相对关系，设计制导律产生与位置相关的制导指令(如过载指令)，控制系统接受制导指令并调整弹体姿态产生相应的过载以实现对制导指令的跟踪。其中，通过控制弹体姿态来利用空气动力实现对空间位置的控制是目前绝大多数飞行器所采用的控制方式，这种控制方式主要采用气动舵面控制弹体姿态，技术实现简单、控制能耗低，在各类大气层内飞行的飞行器中应用广泛。

随着无人飞行器的应用越来越广泛，对其控制的要求也越来越高。很多飞行器不仅需要在飞行弹道末端到达指定位置，而且需要在弹道末端保持一定的姿态，才能发挥最大作用。对于有动力飞行器，要做到这一点不难，但对于滑翔飞机、制导炸弹等无动力飞行器，由于仅有不多的气动舵面进行控制，控制资源不足导致系统欠驱动，很难同时对飞行器的位置和姿态都进行精确控制。

目前同时考虑对弹道末端位置和姿态均进行控制的方法主要有以下几类：

第一类是采用先进的控制理论，从设计指标开始就同时考虑位置和姿态的控制要求，推导综合指标较优的制导律，如扩展比例导引法、最优导引法、滑模变结构方法等等。这类方法理论思路清晰、控制性能好，但大多只考虑对飞行弹道速度倾角的控制，末端姿态方面通常只考虑了收攻角的情况。

第二类是采用轨迹规划的方法，通过对飞行器轨迹进行实时规划调整，使其满足期望的终端条件，从而根据规划好的轨迹求解制导律。这类方法更多地关注弹道末端位置和速度控制，对姿态约束要求不高。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题就在于：针对现有技术存在的技术问题，本发明提供一种原理简单、易实现、控制精度高的无动力飞行器弹道末端位置与姿态平滑控制方法。

为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案：

一种无动力飞行器弹道末端位置与姿态平滑控制方法，其步骤为：

S1：根据对飞行器末端控制的精度要求，分别设计三个通道的位置控制回路和姿态控制回路；

S2：计算所需的平滑时间；

S3：针对位置和姿态两种控制回路的舵指令输出，按照平滑时间或平滑距离进行线性平滑后，输出需执行的舵指令。

作为本发明的进一步改进：所述步骤S1中采用过载加角速率反馈控制回路形式。

作为本发明的进一步改进：所述步骤S1中采用姿态角加角速率反馈控制回路形式。

作为本发明的进一步改进：所述步骤S2中根据三个通道的姿态控制回路的响应时间常数的最大值确定平滑时间Δt，取为该值的2倍。

作为本发明的进一步改进：所述步骤S3中，若某个通道的位置控制回路的舵指令输出为δ_in1，姿态控制回路的舵指令输出为δ_in2，开始平滑时刻为t_begin，当前时刻为t，则平滑后的实时舵指令输出δ_out为：

其它通道的实时舵指令输出可按照以上方法进行平滑输出。

作为本发明的进一步改进：所述步骤S3中，如果按照飞行距离进行平滑，则平滑距离ΔR可以根据弹道末端的典型飞行速度V_end计算得到ΔR＝V_end×Δt，若开始平滑时距离为R_begin，当前距离为R，则平滑后的实时舵指令输出δ_out为：

与现有技术相比，本发明的优点在于：

本发明的无动力飞行器弹道末端位置与姿态平滑控制方法，原理简单、控制精确，通过对控制指令的平滑处理，能够确保同时满足对飞行器弹道末端的位置和姿态约束。本发明通过在原设计的基础上对舵面指令的输出进行优化处理，从而在尽量不改变原控制回路设计的基础上，解决了无动力飞行器弹道末端的位置和姿态综合控制问题。

附图说明

图1是本发明方法的流程示意图。

图2是本发明在具体应用实例中飞行器弹道末端按时间平滑控制流程示意图。

图3是本发明在具体应用实例中飞行器弹道末端按距离平滑控制流程示意图。

具体实施方式

以下将结合说明书附图和具体实施例对本发明做进一步详细说明。

如图1所示，本发明的一种无动力飞行器弹道末端位置与姿态平滑控制方法，其步骤为：

S1：根据对飞行器末端控制的精度要求，按本领域现有的方法分别设计三个通道的位置控制回路和姿态控制回路；

在具体应用实例中，可以按照对无动力飞行器末端位置的精度要求设计三个通道的位置控制回路，例如可采用过载加角速率反馈控制回路形式，确保设计后的飞行器能精确到达目标点。

考虑目标点附近的大气环境参数，按照对飞行器到达目标点时的姿态精度要求设计三个通道的末端姿态控制回路，例如可采用常用的姿态角加角速率反馈控制回路形式，确保设计后的制导炸弹姿态能快速收敛至要求值；

S2：计算所需的平滑时间；

根据三个通道的姿态控制回路的响应时间常数的最大值确定平滑时间Δt，取为该值的2倍。

S3：针对位置和姿态两种控制回路的舵指令输出，按照平滑时间或平滑距离进行线性平滑后，输出需执行的舵指令。

参见图2，若某个通道的位置控制回路的舵指令输出为δ_in1，姿态控制回路的舵指令输出为δ_in2，开始平滑时刻为t_begin，当前时刻为t，则平滑后的实时舵指令输出δ_out为：

其它通道的实时舵指令输出可按照以上方法进行平滑输出。

参见图3，如果按照飞行距离进行平滑，则平滑距离ΔR可以根据弹道末端的典型飞行速度V_end计算得到ΔR＝V_end×Δt，若开始平滑时距离为R_begin，当前距离为R，则平滑后的实时舵指令输出δ_out为：

本发明采用平滑控制技术使得控制系统的舵指令输出在飞行弹道末端迅速地由位置控制平稳过渡至姿态控制，因此能迅速地将飞行器控制至所需姿态，同时还将位置基本维持在原精确制导弹道上，从而解决了无动力飞行器弹道末端的位置和姿态综合控制问题。另外，由于飞行器弹道末端位置与姿态平滑控制技术是在原设计的基础上对舵面指令的输出进行优化处理，并不改变原有位置回路和姿态控制回路的设计，技术实施简便易行，适用于对各种无动力飞行器末端控制系统的优化设计，也可推广应用于其它飞行器控制系统设计中。

以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。