一种基于非线性比例积分的飞行器导引方法
技术领域
本发明属于飞行器飞行制导与控制领域，尤其是涉及一种基于非线性比例积分的飞行器导引方法。
背景技术
飞行器的导引技术有着广泛的民用与军用前景。目前的制导技术中比例导引占较大的一部分，但传统比例导引需要测量飞行器与目标的视线角速率，其精确测量比较复杂与不易，而且比例导引在末端具有发散趋势，容易导致脱靶量过大。
因此如果仅测量视线角而不测量视线角速率，则对测量来说更为简洁方便，而且容易达到较好的精度。而且视线角也可以通过测量距离或者位置信息进行转换计算来得到。同时，导引系统是非常复杂的时变不确定性非线性系统，因此其设计难以做到模型参数的准确预知，针对系统不确定性的补偿问题，也直接影响导引系统的精度。
基于以上背景原因，本发明提出一种仅采用视线角信息测量就能实现精确导引的方法，其通过构造导引不确定性积分型观测预估器的方法，对导引系统的不确定性进行了补偿，从而实现了导引的高精度。
需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。
发明内容
本发明的目的在于提供基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的导引算法不确定性补偿困难以及精度不高的问题。
本发明提供了一种基于非线性比例积分的飞行器导引方法，包括以下步骤：
步骤S10，在飞行器上安装导引头设备，测量飞行器视线角信号，或者由地面站提供飞行器与目标之间的视线角信息。
步骤S20，根据所述的视线角信号，构造线性比例信号与非线性比例信号，并进行叠加，得到比例综合信号。
步骤S30，根据上述的比例综合信号，进行非线性积分，建立系统导引不确定性观测预估器，得到系统的不确定预估量。
步骤S40，根据所述的视线角比例综合信号与视线角积分信号以及系统不确定预估量进行线性综合，得到导引综合信号。
步骤S50，将所述的导引综合信号输送给飞行器姿态稳定控制系统，使得飞行器的偏航角能够稳定跟踪导引综合信号，即可实现飞行器对运动目标的精确导引。
在本发明的一种示例实施例中，在飞行器上安装导引头设备，测量飞行器视线角信号，或者由地面站提供飞行器与目标之间的视线角信息，记作qγ。
在本发明的一种示例实施例中，，根据所述的视线角信号，构造线性比例信号与非线性比例信号，并进行叠加，得到比例综合信号包括：
qγ1＝ka1qγ；
qγ3＝qr1+qr2；
其中qγ1为线性比例信号，qγ2为非线性比例信号，qγ为视线角信号，ka1、ka2、ka3、ε为常值比例参数，其详细设计见后文案例实施。qγ3为最终所求的比例综合信号。
在本发明的一种示例实施例中，根据上述的比例综合信号，进行非线性积分，建立系统导引不确定性观测预估器，得到系统的不确定预估量包括：
w(1)＝0；
其中w为系统导引不确定性观测预估器的状态变量，w(n)为其第n个数据，T1为前后两个数据间的时间间隔。qγ3为视线角比例综合信号；k1、k2、k3、k4、k5、ε2为常值参数，其详细设计见后文案例实施。sγ3为视线角积分信号，为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
在本发明的一种示例实施例中，根据所述的视线角比例综合信号与视线角积分信号以及系统不确定预估量进行线性综合，得到导引综合信号包括：
其中k6、k7为常值参数，其详细设计见后文案例实施。qγ3为视线角比例综合信号、sγ3视线角积分信号、
本发明提出了一种基于非线性比例积分的飞行器导引方法，一方面，其给出了一种仅需测量飞行器与目标的视线角就能实现精确导引的方法，使得测量难度与测量成本大大降低。另一方面，给出了一种通过视线角信息，构造导引系统不确定性积分型观测预估的方法，对导引系统的不确定性信息进行补偿，从而也提高了导引的精度。从而使得本发明具有很高的理论创新性与工程应用价值。
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明提供的一种基于非线性比例积分的飞行器导引方法的流程图。
图2是本发明实施例所提供方法的飞行器飞行器视线角信号曲线；(单位：弧度)
图3是本发明实施例所提供方法的飞行器比例综合信号曲线(无单位)；
图4是本发明实施例所提供方法的系统的不确定预估量曲线(无单位)；
图5是本发明实施例所提供方法的飞行导引不确定性观测预估器的状态变量曲线(无单位)；
图6是本发明实施例所提供方法的导引综合信号曲线(无单位)；
图7是本发明实施例所提供方法的飞行器偏航角曲线(单位：度)；
图8是本发明实施例所提供方法的飞行器攻角曲线(单位：度)；
图9是本发明实施例所提供方法的飞行器侧滑角曲线(单位：度)；
图10是本发明实施例所提供方法的飞行器偏航舵偏角曲线(单位：度)；
图11是本发明实施例所提供方法的飞行器器目距离曲线(单位：米)；
图12是本发明实施例所提供方法的飞行器与目标的运动态势曲线(单位：米)。
具体实施方式
现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本发明将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本发明的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本发明的技术方案而省略所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知技术方案以避免喧宾夺主而使得本发明的各方面变得模糊。
本发明一种基于非线性比例积分的飞行器导引方法，通过导引头或地面测量设备测量飞行器与目标的视线角信息，然后进行线性与非线性变换，再构造积分型导引系统不确定性观测预估器，对导引系统的不确定性进行补偿，最终形成非信性比例积分型导引方法。值得说明的是，本发明给出的一种基于非线性比例积分的飞行器导引方法，具有测量简单，算法简单，导引精度高的优点，从而具有很高的理论与工程应用价值。
以下，将结合附图对本发明实例实施例中提及的一种基于非线性比例积分的飞行器导引方法进行解释以及说明。参考图1所示，该基于非线性比例积分的飞行器导引方法包括以下步骤：
步骤S10，在飞行器上安装导引头设备，测量飞行器视线角信号，或者由地面站提供飞行器与目标之间的视线角信息。
本发明以航向通道为例说明导引方法。故视线角信息主要是指航向平面的视线角信号。俯仰通道与航向通道的导引可以采用同样的原理进行设计，因此在此不再重复说明。
具体的，首先，在飞行器上安装导引头设备，对飞行器器与目标之间的航向平面视线角信号进行测量，记作qγ。
其次，也可以由地面站的测量设备，测量飞行器与目标的位置关系，或者之间测量飞行器与目标的角度关系，进行转换后得到上述视线角信号，该转换非本发明关注的重点，也非本发明公开与保护的内容，故不累述。
步骤S20，根据所述的视线角信号，构造线性比例信号与非线性比例信号，并进行叠加，得到比例综合信号。
具体的，首先，针对所述的视线角信号，进行如下的线性比例变换，得到线性比例信号，记作qγ1，其计算方式如下：
qγ1＝ka1qγ；
其中qγ为视线角信号，ka1为常值比例参数，其详细设计见后文案例实施。
其次，针对所述的视线角信号，进行如下的非线性比例变换，得到非线性比例信号，记作qγ2，其计算方式如下：
其中ka2、ka3、ε为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
最后，对上述线性比例信号与非线性比例信号进行叠加，得到比例综合信号，记作qγ3，其叠加方式如下：
qγ3＝qr1+qr2；
步骤S30，根据所述的比例综合信号，进行非线性积分，建立系统导引不确定性观测预估器，得到系统的不确定预估量。
具体的，首先，设置w为系统导引不确定性观测预估器的状态变量，并设置其初始值为w(1)＝0。并设w(n)为其第n个数据，前后两个数据间的时间间隔为T1。
其次，设置
其中qγ3为视线角比例综合信号；
最后，进行系统导引不确定性观测预估器的状态更新规律设计，使得系统导引不确定性观测预估器的状态w按照如下规律更新：
其中k1、k2、k3为常值参数，其详细设计见后文案例实施。sγ3为视线角积分信号，其求解方式如下：
其中k4、k5、ε2为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
在进行上述解算后，求w值，然后叠加视线角比例综合信号，得到最终的系统不确定预估量如下计算：
步骤S40，根据所述的视线角比例综合信号与视线角积分信号以及系统不确定预估量进行线性综合，得到导引综合信号。
其中k6、k7为常值参数，其详细设计见后文案例实施。ψd为最终所求的导引综合信号，qγ3为视线角比例综合信号、sγ3视线角积分信号、
步骤S50，将所述的导引综合信号输送给飞行器姿态稳定控制系统，使得飞行器的偏航角能够稳定跟踪导引综合信号，即可实现飞行器对运动目标的精确导引。
由于飞行器姿态稳定控制系统的设计方法有很多种，也非本发明所关注与保护的重点内容，故不再对其详细叙述。具体的，在后续的案例实施中，选取了一类普通的PID控制算法组成了偏航角稳定跟踪控制系统，实现本发明导引综合信号的跟踪与实施，由偏航角稳定跟踪控制系统解算出偏航舵偏角信号，驱动偏航舵舵机，实现飞行器偏航通道对目标的导引。同时在本步骤中，需要针对目标运动态势，对导引中的参数进行微调，从而最终确定一套具有较高导引精度的导引参数，从而形成最终的全套比例积分型导引规律。
案例实施与计算机仿真模拟分析
为验证本发明例的可行性、有效性与正确性，进行了详细的案例实施与仿真模拟分析。其中飞行器的速度是从0秒开始加速，按照真实的发动机供油规律进行，直至加速至0.9马赫开始稳定匀速飞行。飞行器的动态特性是按照真实的三通道六自由度进行仿真，因此最终本发明例能够给出详细真实的舵偏角曲线、攻角曲线与偏航角曲线等。我们设置飞行器的初始坐标为x向为0米，z向为0米；目标初始位置为x向6200米，z向为300米。目标速度为20米每秒，速度方向为与x向成20度夹角。
具体的，在步骤S10中，在飞行器上安装导引头设备，测量飞行器视线角信号如图2所示。
在步骤S20中，选取ka1＝6，ka2＝1、ka3＝0.5、ε＝0.1，针对所述的视线角信号，构造线性比例信号与非线性比例信号，并进行叠加，得到比例综合信号如图3所示。
在步骤S30中，选取T1＝0.001，k1＝3、k2＝1、k3＝0.1，k4＝1、k5＝0.5、ε2＝0.05为，针对上述的比例综合信号，进行非线性积分，建立系统导引不确定性观测预估器，得到系统的不确定预估量如图4所示。其中导引不确定性观测预估器的状态变量曲线如图5所示。
在步骤S40中，选取k6＝1、k7＝0.1，根据所述的视线角比例综合信号与视线角积分信号以及系统不确定预估量进行线性综合，得到导引综合信号如图6所示。
在步骤S50，将所述的导引综合信号输送给飞行器姿态稳定控制系统，使得飞行器的偏航角能够稳定跟踪导引综合信号，其中飞行器的偏航角如图7所示，飞行器的攻角如图8所示，飞行器的侧滑角如图9所示，飞行器的偏航舵偏角曲线如图10所示，飞行器最终的器目距离曲线如图11所示，飞行器与目标的运动态势曲线如图12所示。
由图7与图9可以看出，飞行器的偏航角在末端达到最大值，但也不超过6度，而舵偏角在末端达到最大值，不超过正负8度，整个过程比较平滑无明显颤振。而攻角变化也非常正常，由图11与图12可以看出，导引的精度非常高，最终达到了1.01米的精度。因此，该案例实施表明了本发明方法具有很高的工程应用价值，具有导引精度高的优点。
本领域技术人员在考虑说明书及实践这里发明的发明后，将容易想到本发明的其他实施例。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未发明的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由权利要求指出。
